En la década de 1980, la tarea principal de la aviación de transporte militar de EE. UU. en caso de un conflicto militar entre la OTAN y los países del Pacto de Varsovia se consideraba el transporte de tropas a través del Océano Atlántico, desde EE. UU. a Europa Occidental. En 1981, la Fuerza Aérea de EE. UU. (USAF) determinó el volumen mínimo necesario de transporte aéreo transatlántico estratégico: aproximadamente 96 millones de toneladas-kilómetro por día.
Sin embargo, la flota de aviones disponible para el Comando de Transporte Militar en la década de 1980 (principalmente Lockheed C-5 y C-141, así como aviones de la Reserva Civil de Aeronaves de la Flota CRAF) solo proporcionaba un volumen de transporte estratégico de 66.3 millones de toneladas-kilómetro por día. Para cerrar esta brecha, la USAF lanzó el programa para crear un «camión» de nueva generación, el C-X, capaz de participar en el establecimiento de un «puente aéreo» transatlántico y de usarse para el desembarco de tropas en una guerra a gran escala en Europa Occidental, donde los principales aeródromos de la OTAN podrían ser destruidos o inhabilitados.
La USAF requería un avión pesado de largo alcance, capaz de reabastecerse de combustible en el aire y optimizado, ante todo, para el transporte de cargas voluminosas entre teatros de operaciones, entregándolas directamente a las zonas de combate. Esto planteó mayores exigencias en cuanto a las características de despegue y aterrizaje y la capacidad de supervivencia en combate de la nueva máquina.
La solicitud de propuestas para el programa C-X se emitió a la industria en octubre de 1980. Las principales empresas constructoras de aviones de EE. UU. (Boeing, Lockheed y McDonnell Douglas) participaron en el concurso de proyectos. El 28 de agosto de 1981, se anunció la selección de McDonnell Douglas como desarrollador principal. El interés de los participantes en ganar el concurso se demuestra por el hecho de que McDonnell Douglas gastó 40 millones de dólares de sus propios fondos en la preparación de la propuesta del programa C-X y el diseño preliminar del avión.
El diseño preliminar del avión C-X comenzó en enero de 1982, y el 31 de diciembre del mismo año se firmó un contrato por valor de 3.400 millones de dólares para el desarrollo a gran escala del avión (que recibió la designación militar C-17A) y la construcción de tres prototipos (uno para vuelo y dos para pruebas estáticas).
La construcción del primer avión comenzó el 2 de noviembre de 1987. Según los planes iniciales, su primer vuelo estaba previsto para agosto de 1990, sin embargo, debido a una serie de retrasos causados por razones técnicas y financieras, solo tuvo lugar el 15 de septiembre de 1991.
Sin esperar el inicio de las pruebas de vuelo, el 20 de enero de 1988 ya se había firmado un contrato por 604 millones de dólares para la preparación de la producción en serie y la construcción de dos aviones de producción. El montaje del primero se completó en la planta de aviación de Long Beach el 21 de diciembre de 1990, y su primer vuelo se realizó el 18 de mayo de 1992. En febrero de 1993, el C-17A recibió el nombre de «Globemaster III».
Mientras tanto, la USAF llevó a cabo intensas pruebas del prototipo: el 11 de abril de 1992 se realizó el primer reabastecimiento en el aire; en mayo se registró la velocidad máxima de 944 km/h (M=0.875); el 17 de junio se abrió por primera vez la rampa de carga en vuelo; y el 9 de julio de 1993 se realizó el primer lanzamiento de paracaidistas. La carga máxima lanzada desde el C-17A fue de 18.160 kg. El 25 de mayo de 1994, el prototipo C-17A realizó el primer vuelo transatlántico, aterrizando en el Reino Unido.
Desarrollo y Pruebas Iniciales
Durante las pruebas de vuelo surgieron varios problemas relacionados, principalmente, con el desarrollo del software del equipo de a bordo y la integración de los motores y el fuselaje del avión. En particular, a principios de 1992 se descubrió que el consumo específico de combustible de los motores superaba en un 28% lo estipulado en el contrato. Se propusieron modificaciones que debían reducir el exceso de consumo de combustible al 16% para agosto de 1993 y «resolver» completamente el problema para mayo de 1995.
El programa de pruebas de vuelo finalizó el 15 de diciembre de 1994, momento en el que ya se habían entregado 16 unidades de producción al cliente, la USAF.
En 1991 y 1992 comenzaron las pruebas estáticas de los aviones construidos específicamente para este fin. A partir de otoño de 1992, después de que durante las pruebas estáticas de resistencia del ala del avión se produjera un daño prematuro con una carga del 128% de la máxima operativa (mientras que los requisitos preveían una resistencia del 150% de la máxima operativa), la USAF y McDonnell Douglas iniciaron trabajos para modernizar la estructura y los sistemas del avión, necesarios para aumentar su resistencia.
La solución prioritaria fue el refuerzo del ala mediante el uso de placas de acero en los largueros de aluminio y el refuerzo de los propios largueros. Posteriormente, se planea instalar en el avión un sistema activo de reducción de cargas en vuelo (ACLS, Active Load-Control System) que, al activar los alerones e interceptores, reducirá el impacto de las ráfagas de viento en la estructura del fuselaje. Sistemas similares ya se utilizan en el avión de pasajeros Airbus Industry A340, el avión de transporte militar Lockheed C-5 y el bombardero Northrop B-2.
Durante su implementación, el programa C-17A fue objeto de duras críticas por parte del Congreso y los militares, debido a defectos de diseño y una mala gestión del programa. Se señaló que el C-17A estaba sobrecargado en varios miles de kilogramos, los plazos de su desarrollo estaban muchos meses atrasados y los motores del avión no podían funcionar a máxima potencia debido al sobrecalentamiento de los flaps de aluminio por los gases de escape. En su defensa, los desarrolladores argumentaron que la USAF había modificado los requisitos del avión al alza después de la adjudicación del contrato en 1981, lo que dificultó el cumplimiento del cronograma y aumentó el riesgo técnico. Además, una excesiva intervención gubernamental ralentizó el programa.
En mayo de 1993, el Secretario de Defensa Les Aspin despidió al General de División de la USAF M. Buchko, director del programa del C-17, por una gestión inadecuada de su implementación. Otros tres oficiales de alto rango de la USAF también fueron sancionados.
Sin embargo, los trabajos en el nuevo avión continuaron, ya que ninguna de las alternativas posibles podía servir como un reemplazo completo para el C-17A. Los aviones C-5 y C-141 solo podían operar desde 850 de las 10.000 pistas de aterrizaje disponibles en el mundo (sin incluir los países de la CEI y China). Solo el C-130 podía operar desde pistas cortas no preparadas.
El C-17A está diseñado para transportar casi el doble de carga que el C-141 y el C-130, y entregarla directamente al teatro de operaciones sin necesidad de transbordo a otros aviones. Además, la carga y descarga del C-17A son considerablemente más rápidas.
Según los planes iniciales, la USAF debía recibir 210 aviones C-17A para el año 2000, con un coste total del programa estimado en 37.100 millones de dólares y un precio por avión totalmente equipado de 125 millones de dólares (sin incluir I+D y otros gastos generales). En 1991, el volumen del pedido se redujo a 120 aviones, cuyas adquisiciones debían finalizar en el año fiscal 2003 y las entregas en 2004.
Según las estimaciones realizadas en 1992, el coste total del programa ascendería a 35.802 millones de dólares. Los gastos de McDonnell Douglas en el desarrollo y la producción inicial del C-17A se estiman en 7.450 millones de dólares. Para la construcción del Globemaster III, se requieren más de 15.400 planos de trabajo, y el número máximo de especialistas de McDonnell Douglas empleados en el programa es de 10.000 personas. Además, participan en el programa unos 200 subcontratistas, entre los que destacan Pratt & Whitney (motores), LTV (cola y góndolas de motor) y Lockheed (componentes de las alas).
Capacidad Estratégica y Rol Global
Los aviones C-17 deben utilizarse principalmente para el traslado de divisiones de infantería ligera a Europa Occidental (hasta 10 divisiones en menos de dos semanas). Una característica distintiva de la aeronave es la capacidad de transportar carga no solo entre teatros de operaciones, sino también dentro de un mismo teatro, aterrizando en aeródromos pequeños y poco preparados. El Globemaster III combina las propiedades del avión de transporte militar estratégico C-5 (transporte de cargas voluminosas) y del avión de transporte táctico-operativo Lockheed C-130 (capacidad de operar desde pistas de 915×27 m). La configuración del C-17A fue influenciada significativamente por el Il-76 soviético, que, al igual que el Globemaster III, también combina propiedades de transporte estratégico y táctico-operativo.
Sin duda, los diseñadores estadounidenses estudiaron detenidamente el avión de la oficina de diseño de Ilyushin, adoptando de él varias características importantes. Al igual que el Il-76, la máquina estadounidense puede operar de forma autónoma durante mucho tiempo en aeródromos que carecen de equipos especiales.
La capacidad de entregar carga desde bases aéreas en EE. UU. directamente a zonas de combate potenciales en Europa Occidental permite descongestionar los aeródromos de retaguardia, elimina la necesidad de transbordar equipo a aviones tácticos y reduce la necesidad de aviones de transporte tácticos. A finales de la década de 1980, solo había 47 aeródromos en Alemania aptos para la operación de C-141 y 18 para C-5. Sin embargo, el C-17A puede operar desde 132 aeródromos alemanes.
Entre otras características importantes de este avión se incluyen la capacidad de moverse hacia atrás utilizando el empuje inverso en pistas con una pendiente ascendente de 2 grados, con carga máxima y a 32°C. También puede aterrizar con un ángulo de planeo de 5 grados, permitiendo tomas a no más de 150 metros del umbral de la pista, y exhibe una mejor maniobrabilidad en vuelo y en tierra en comparación con otros aviones de transporte militar (su radio de giro mínimo en tierra es de 27,4 m, significativamente menor que el del C-5, que es de 45,1 m; como resultado, ocho C-17A pueden ubicarse en un área de estacionamiento de 46.450 m², mientras que solo caben tres C-5).
El contrato garantiza valores requeridos para unos 20 indicadores de fiabilidad y mantenibilidad, en particular una carga de trabajo de mantenimiento de 18,6 horas-hombre por 1 hora de vuelo (en comparación con 35 horas-hombre para el C-5B). Para reemplazar un motor del C-17A se necesitan solo 16 horas-hombre (frente a 40 horas-hombre para el C-5B). Además, según un contrato emitido a finales de 1988, Flight Safety debía suministrar a la USAF 12 simuladores de seis grados de libertad del C-17, que replicarían las condiciones de vuelo de día, al anochecer y de noche. El primer simulador se entregó al cliente en marzo de 1992.
El alto coste del C-17A obliga a la empresa a buscar áreas de aplicación adicionales para la aeronave con el fin de expandir el mercado. A mediados de la década de 1990, se propuso una variante civil del Globemaster III, el MD-17, desprovista de sistemas y equipos militares específicos. Sin embargo, no hay información sobre la obtención de contratos para esta máquina.
De forma proactiva, Boeing, que absorbió a McDonnell Douglas en 1996, está trabajando en un avión cisterna KC-17, destinado a reemplazar a los reabastecedores Boeing KC-135R y KC-135T «Stratotanker» en la USAF. Los bloques con equipos de reabastecimiento especializados (tanto por medio de una pértiga telescópica como por el método de «manguera y cono»), diseñados como módulos separables de rápida instalación, pueden montarse en un tiempo relativamente corto en el fuselaje de un C-17A de transporte militar estándar.
Además, el cisterna KC-17 debe recibir un tanque de combustible adicional, ubicado en el cajón central del ala, lo que permitirá aumentar la capacidad total de los tanques a 102.294 litros, y con la instalación de tanques modulares de combustible en la bodega de carga, hasta 165.909 litros. Otro desarrollo proactivo de la empresa es una variante estratégica del C-17A, destinada a reemplazar al C-5. La aeronave debería tener un fuselaje alargado (dependiendo de la variante) en 3,6 o 12,0 metros, así como una mayor capacidad de carga. Si la USAF decide adquirir estas máquinas, podrían entrar en servicio después de 2006.
A mediados de noviembre de 1998, la USAF recibió el 44º de los 120 aviones de transporte militar estratégico-operativo Boeing C-17 Globemaster III encargados, y se espera que la entrega de todo el lote de estas máquinas se complete en 2005. Sin embargo, la USAF y Boeing ya planean iniciar la primera fase de modernización del C-17. En el centro de mantenimiento técnico de Boeing, ubicado en Texas, se planea instalar procesadores integrados unificados (CIP) suministrados por Lockheed Martin en los primeros 40 aviones de este tipo.
Los nuevos procesadores permitirán reducir el coste del ciclo de vida del avión, así como ampliar las capacidades del sistema de navegación a bordo (en particular, utilizar una base de datos cartográfica digital con la visualización de un «mapa digital» en las pantallas de a bordo) y del complejo de guerra electrónica. En todos los aviones de producción posterior (a partir del 41º C-17), los procesadores CIP se instalan durante el proceso de fabricación.
Otras mejoras que se prevén implementar en el C-17 durante la modernización planificada incluyen un sistema global de control de vuelo por ruta, nuevo equipo para instalar camillas con heridos, un sistema más avanzado de control de lanzamiento de carga y medios para aumentar la precisión del control de aproximación y aterrizaje en un punto dado.
En etapas posteriores de la modernización, se planea revisar el software del avión, su complejo de guerra electrónica y una serie de otros sistemas a bordo.
Rechazando las afirmaciones de algunos medios de comunicación de que el C-17 no cumplía completamente con los requisitos de rendimiento de despegue y aterrizaje, los representantes de la USAF declararon que este tipo de aeronave ya había demostrado la capacidad de aterrizar en una pista de 914 metros con una carga de 72 toneladas y despegar de ella con una carga de 33 toneladas.
Actualmente, el C-17 es el avión de transporte militar estratégico-operativo más moderno del mundo, superando en varios aspectos a su homólogo ruso, el Il-76MD. Lamentablemente, los trabajos para crear una nueva modificación del «setenta y seis», el Il-76MF, se han retrasado considerablemente. El programa de desarrollo del avión estratégico-operativo de quinta generación Il-106 también está prácticamente congelado. Así, el Globemaster III seguirá siendo durante mucho tiempo el líder mundial en su categoría de peso.
Características de Diseño y Tecnología
El avión está diseñado según un esquema aerodinámico normal con un fuselaje de gran diámetro, ala alta y empenaje en T. El fuselaje está fabricado principalmente con aleaciones de aluminio; la proporción de materiales compuestos es del 10-15% (superficies de control, puntas de ala, puertas del tren de aterrizaje, carenados y radomos). La vida útil garantizada del fuselaje es de 30.000 horas de vuelo, de las cuales 10.000 deben ser vuelos a una altitud de 90 m.
El ala tiene un ángulo de flecha de 25 grados y un perfil supercrítico, con una relación de aspecto de 7,2. Las superficies aerodinámicas de las puntas (winglets), también con perfil supercrítico, tienen una altura de 2,9 m, un área de 3,33 m², un ángulo de flecha de 30 grados y un ángulo de inclinación lateral de 15 grados con respecto a la vertical. El revestimiento del ala está hecho con paneles de 26,82 m de longitud, los componentes de aleación de aluminio más grandes fabricados en el extranjero a finales de la década de 1980. Los alerones son uno de los componentes estructurales más grandes de materiales compuestos: el área de un alerón es de 5,9 m², la longitud de 6,4 m, la cuerda en la punta de 0,76 m y la cuerda en la raíz de 1,32 m.
La mecanización del ala incluye slats en toda la envergadura y flaps de doble ranura con soplado por el flujo de gases de los motores, desarrollados sobre la base de la mecanización energizada del avión experimental YC-15 y que ocupan aproximadamente 2/3 de la envergadura del ala. Los flaps pueden ajustarse en cualquier posición intermedia para optimizar el modo de vuelo. La desviación de los flaps reduce la velocidad de pérdida en configuración de aterrizaje en 46 km/h. Delante de los flaps, en cada semiala, hay cuatro secciones de interceptores.
El fuselaje tipo semimonocasco tiene una sección de cola inclinada hacia arriba, debajo de la cual se encuentran dos aletas aerodinámicas. La cabina de carga cuenta con una rampa de carga trasera que puede albergar carga de hasta 18,1 toneladas en vuelo. La rampa es de cuatro secciones con accionamiento hidráulico y se ajusta en diferentes ángulos de inclinación según el tipo de equipo a cargar en el avión. Los puntos de amarre, diseñados para una carga de 11,3 toneladas-fuerza, se encuentran en la cabina con un espaciado de 0,61 m. El equipo de carga y descarga incluye rieles guía y un transportador de rodillos.
En la cabina de carga se pueden acomodar un tanque M1A1, vehículos de combate de infantería M2/3, camiones de 45 toneladas (dos en fila), jeeps (tres en fila), un obús autopropulsado de 155 mm, hasta tres helicópteros de combate AH-64 «Apache» y hasta 18 contenedores 463L con carga. Se han instalado 54 asientos abatibles no extraíbles para el transporte de personal, y se planea almacenar 48 asientos adicionales (para acomodar a seis en fila) a bordo del fuselaje; en los laterales hay soportes para fijar 12 camillas. La parte inferior del fuselaje está blindada para proteger contra armas pequeñas. Es posible el lanzamiento sin aterrizaje de carga en plataformas desde altitudes extremadamente bajas mediante paracaídas de extracción (sistema LAPES) o el lanzamiento de hasta 102 paracaidistas.
La tripulación típica consta de tres personas: un comandante, un segundo piloto (cuyos asientos están adyacentes) y un operador de equipo de carga y descarga, cuyo puesto de trabajo se encuentra en el lado derecho, debajo del suelo elevado de la cabina. Además, hay espacio para dos observadores. El acceso a la cabina se realiza a través de una puerta con una escalera integrada, ubicada en el lado izquierdo. El acristalamiento de la cabina tiene una mayor resistencia a las aves. Un compartimento de descanso para la tripulación, que es un módulo totalmente autónomo similar al utilizado en aviones de pasajeros, está ubicado en el lado izquierdo, inmediatamente detrás de la cabina.
El empenaje es en forma de T con deriva y estabilizador en flecha. La envergadura del estabilizador es de 19,81 m, con una superficie de 79,2 m². Los elevadores son de dos secciones, la longitud de la sección interior es de 4,45 m. El timón de dirección es de dos secciones y dos segmentos, con una altura de 3,4 m.
El tren de aterrizaje es triciclo retráctil con accionamiento hidráulico y la posibilidad de despliegue de emergencia por gravedad. Está diseñado para aterrizar a una velocidad de descenso de 4,57 m/s y operar en pistas pavimentadas y no pavimentadas. El tren de morro tiene dos ruedas y se retrae hacia adelante. Los trenes principales tienen seis ruedas, con dos bogies de tres ruedas en línea, y se retraen en carenados a los lados del fuselaje. El sistema de frenado permite detener el avión, que se mueve a una velocidad de 240 km/h, con una masa de 228 toneladas, en una distancia de 490 m en 14 segundos. La vía del tren de aterrizaje es de 10,27 m y la base de 20,05 m.
La planta motriz consta de cuatro motores ubicados en góndolas bajo las alas en pilones. El turbofán F117-PW-100 de diseño modular es una variante del motor civil PW2040 (instalado en el Boeing 757) y tiene un ventilador de una etapa, un compresor de baja presión de cuatro etapas, un compresor de alta presión de 12 etapas, una turbina de alta presión de dos etapas y una turbina de baja presión de cinco etapas. Incorpora dispositivos de inversión de empuje en tierra y en vuelo; los gases durante la inversión fluyen hacia arriba para evitar la succión de polvo por los motores o daños a la estructura y los motores por objetos extraños. Se ha instalado un sistema electrónico de control de motores y un sistema activo de control de holguras radiales. La unidad de potencia auxiliar (APU) Garrett GTCP331 está instalada en el compartimento del tren de aterrizaje principal derecho.
La longitud del motor es de 3,729 m, el diámetro de la carcasa del ventilador de 2,154 mm, la masa en seco del motor de 3.220 kg, la relación de derivación de 6,0, la relación de compresión de 31,8, el caudal de aire de 608 kg/s y el consumo específico de combustible en régimen de crucero a M=0,8 y una altitud de 10.670 m es de 0,563 kg/kgf·h.
El combustible se almacena en tanques con una capacidad total de 102.614 litros. Dispone de un sistema de reabastecimiento de combustible en vuelo.
Sistemas generales del avión: El sistema de control de vuelo es un sistema fly-by-wire (FBW) digital con un esquema de redundancia de cuatro canales y accionamiento de los mandos de control (alerones, timones de profundidad y timón de dirección) mediante dos sistemas hidráulicos. Cada canal utiliza un ordenador de General Electric. También existe un sistema de control de reserva con cableado mecánico a los actuadores hidráulicos. Durante un vuelo de prueba el 17 de octubre de 1991, en el prototipo T-1, los cuatro canales del FBW se desconectaron automáticamente, pasando a un sistema mecánico, con el cual se realizó el aterrizaje. Esto fue causado por una dispersión excesiva de datos de cuatro receptores de presión aerodinámica ubicados en el fuselaje debido a la distorsión del flujo de aire por una pértiga con sensores instalada en la parte delantera de esta aeronave. Después de este incidente, a finales de 1992, se realizaron cambios en el software para asegurar que el FBW no se desconectara, sino que pasara a un modo con coeficientes de ganancia fijos, incluso con una pérdida total de la señal de velocidad aerodinámica.
La palanca de control es de un nuevo tipo: toda la palanca se desvía para controlar el cabeceo y solo la cuarta parte superior para controlar el alabeo. Dispone de un sistema de mejora de la estabilidad y la controlabilidad. Las pruebas del avión en grandes ángulos de ataque mostraron la necesidad de instalar un limitador de ángulo de ataque y revelaron un nivel insuficiente de señales naturales de advertencia de proximidad a la pérdida con los flaps extendidos, lo que requiere el uso de un vibrador automático de palanca de control.
Equipo de misión: El equipo de instrumentos incluye dos pantallas head-up (HUD), cuatro indicadores multifunción en CRT a color, utilizando instrumentos convencionales como respaldo, y la posibilidad de usar gafas de visión nocturna. Se emplean dos INS independientes con giróscopos láser de anillo, por primera vez en un avión de transporte militar integrados con un sistema de gestión de vuelo digital, un sistema autónomo de generación de gas neutro a bordo (OBIGGS), un radar meteorológico Bendix AN/APS-133(V) y un receptor de sistema de navegación por satélite.
El equipo electrónico cuenta con dispositivos de conexión realizados con montaje en superficie y circuitos flexibles.
Especificaciones Técnicas
| Modificación | C-17A |
| Envergadura, m | 50.29 |
| Longitud del avión, m | 53.04 |
| Altura del avión, m | 16.79 |
| Superficie alar, m2 | 353.02 |
| Peso vacío equipado | 122016 |
| Peso máximo al despegue | 263083 |
| Combustible interno, l | 102615 |
| Tipo de motor | 4 Turbofán Pratt Whitney F117-P-100 |
| Empuje, kN | 4 x 185.49 |
| Velocidad máxima, km/h | 830 |
| a gran altitud | 804 |
| a baja altitud | 648 |
| Alcance de ferry, km | 8710 |
| Alcance práctico, km | 4450 |
| Radio de acción, km | 925 |
| Techo práctico, m | 13700 |
| Tripulación, tripulantes | 3-4 |
| Carga útil: | 144 soldados o 102 paracaidistas o 48 camillas y 54 heridos sentados con acompañantes o un máximo de 78108 kg de carga, estándar – 56245 kg |
Galería de imágenes y diagramas del C-17 Globemaster III
 C-17 Globemaster III |
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