В рамках этой программы провели исследования типов и параметров платной нагрузки, необходимой дальности и скорости полёта, потребной длины ВПП и других условий, определяющих облик нового "грузовика".

Отметим, что первые турбореактивные ВТС появились ещё в 50-х годах. "Пионером" стал ВТС Boeing С-135, созданный на базе самолёта-заправщика КС-135. Однако, эта машина, без крупногабаритного кормового грузового люка, обеспечивала перевозку (используя лишь аэродромы 1-го класса} личного состава и сравнительно малогабаритных грузов на стандартных поддонах. С-135 не позволял выполнять и парашютное десантирование людей и грузов.

Приблизительно в то же время, в Советском Союзе создали и испытали оперативно-тактический военно-транспортный самолет Ту-107, выполненный на базе среднемагистрального пассажирского лайнера Ту-104. Самолёт имел кормовой грузовой люк, обеспечивающий загрузку относительно крупногабаритной колёсной и гусеничной техники, а также артсистем. Полагали, что Ту-107 будет решать и задачи парашютного десантирования. Однако в ходе испытаний выявилось, что большие полетные скорости и особенности аэродинамики (как и на С-135) не позволяют выбрасывать с Ту-107 парашютистов-десантников. Это, а также ряд других причин (в частности, низкие для ВТС взлётно-посадочные характеристики) послужили основой для отказа от принятия Ту-107 на вооружение советских ВВС.

В августе 1960 г. ВВС США выдали ТТТ S0R.182 на разработку ВТС с четырьмя ТРДД, максимальной взлётной массой 145 т, межконтинентальной (трансатлантической) дальностью полёта с перевозимой нагрузкой 22,7 т и герметизированной грузовой кабиной длиной не менее 21,3 м, шириной 3,05 м и высотой 2.74 м. Требовалась также возможность эксплуатации самолёта в CMY с существующих в то время авиабаз США и НАТО, высокая надёжность бортсистем и малая трудоёмкость наземного техобслуживания.

По результатам традиционного для ВВС США конкурса проектов, в котором участвовали фирмы Lockheed, Boeing, Douglas и Convair, 13 марта 1961 г. победил проект фирмы Lockheed, которая вскоре получила контракт на разработку и постройку пяти опытных самолётов.

Исходный вариант, С-141А, разрабатывали как составную часть транспортной системыМО США LSS476L, в которую также входило наземное оборудование, грузовые платформы и другие средства и системы. Опытный самолёт совершил первый полёт 17 декабря 1963 г., удостоверение о годности к эксплуатации в военном и гражданском вариантах было вручено в январе 1965 г., первый серийный самолёт передали ВВС 23 апреля 1965 г., первую эскадрилью из 16 машин сформировали летом 1965 г

Первоначально ВВС США заказали 132 самолёта С-141А, однако в дальнейшем увеличили их число до 284, что было обусловлено возросшей потребностью Пентагона в тяжёлых "воздушных грузовиках", связанной с начавшейся войной во Вьетнаме. Кроме того, обозначились проблемы, вызванные усталостной прочностью планера единственного современного тяжёлого ВТС ВВС США С-133 Cargomaster (все 50 машин С-133А и С-133В пришлось вывести из эксплуатации уже в 1971 г.). Поставки С-141А полностью завершились в феврале 1968 г.

В производстве нового ВТС участвовали 1334 предприятия США и Канады, в программе было занято около 12.000 человек, в том числе более 5000 - на фирме Lockheed. Из них 25% составляли инженеры. Сначала С-141А получил название Super Hercules, подчеркивая преемственность его конструкции с ранее созданным турбовинтовым ВТС Lockheed С-130 Hercules. Однако позднее название было изменено на StarLifter.

Отметим, что на фирме Lockheed разрабатывали и гражданские варианты С-141 -L-300A и L-300B (последний с удлинённым на 7,1 м фюзеляжем). Однако авиакомпании признали машины экономически неэффективными и не заказывали их серий (был построен лишь один гражданский самолёт L-300A для NASA).

С августа 1965 г. С-141А интенсивно использовали для переброски войск и грузов во Вьетнам. Кроме того, эти машины стали основными "опорами" "воздушного моста", призванного соединить, в случае крупномасштабного вооружённого конфликта, США и Западную Европу. Следует отметить и активное использование StarLifter в 1973 г, когда эти ВТС вместе с другими навели достаточно эффективный "воздушный мост" между США и Израилем в ходе очередной арабо-израильской войны.

По результатам исследований в начале 1973 г по указанию конгресса США и основанных на опыте практического применения ВТС в ходе вооружённых конфликтов, было рекомендовано резко увеличить располагаемый максимальный объём стратегических воздушных перевозок американской военно-транспортной авиацией.

В то же время, выявился и такой достаточно парадоксальный недостаток самолёта С-141А, как относительно малый объём грузовой кабины: в период арабо-израильского военного конфликта в конце 1973 г. США, оказывая поддержку Израилю, перебросили 421 рейсом С-141 А более 9100 т боевой техники и снаряжения. То есть, за один вылет самолёт брал на борт менее 22 т груза при нормальной грузоподъёмности 32 т. При этом во многих случаях ограничивающим фактором был объём грузовой кабины, а не грузоподъёмность самолёта.

Особенности конструкции самолета С-141A.

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом и Т-образным хвостовым оперением. Он имеет цельнометаллическую конструкцию, выполненную в соответствии с принципами безопасной повреждаемости. Назначенный ресурс планера первоначально был определён в 40000 ч. Однако во второй половине 80-х годов в связи с усилением центроплана он возрос до 60.000 ч.

Крыло - кессонное двухлонжероное, с ферменными нервюрами и обшивкой из механически обработанных панелей. Угол стреловидности по линии 1/4 хорд - 25°. Носок крыла на участке от центроплана до пи-донов внутренних двигателей - слоистой конструкции, с сотовым заполнителем. На остальной части - с каналом воздушно-тепловой противообледенительной системы.

В 1979 г. на 10 самолётах установили стеклографитоэпоксидные секции носка корневой части крыла размерами 2,39x0,89 м. Профиль крыла серии NACA 00 - с относительной толщиной 13% у корня и 10% на концах, угол установки - 4,9° у корня и -0,7е на концах, угол поперечного V равен 1,2°, длина САХ - 6,77 м, длина корневой хорды - 10,11 м, удлинение - 7,9. Крыло снабжено элеронами (общая площадь - 15,88 м2) и закрылками Фаулера (49,15 м2). На верхней и нижней поверхностях крыла перед закрылками установлены интерцепторы (25,55 м') с максимальным углом отклонения 21° на верхней и 5Г на нижней поверхности. Интерцепторы используются в качестве гасителей подъёмной силы и воздушных тормозов.

Фюзеляж - типа полумонокок, круглого поперечного сечения, изготовлен с применением алюминиевого сплава 7079 с высокой "трещиностойкостью". Установлены ограничители трещин в виде накладок из титана. Имеются четыре основные двери (впереди слева по борту - для членов экипажа, сзади по бортам - для парашютистов и грузовая дверь в хвостовой, скошенной вверх части фюзеляжа, с грузовой рампой), а также шесть аварийных выходов. Размеры дверей для парашютистов - 1,83x0,91 м, грузового люка-2,77x3,11 м.

Кабина экипажа рассчитана на двух лётчиков, бортинженера и штурмана. В грузовой кабине можно перевозить технику, снаряжение и личный состав. В С-141А можно разместить 10  стандартных грузовых платформ автоматизированной погрузочной системы 463L. При перевозке личного состава на С-141А возможны следующие варианты загрузки: 154 солдата при установке сидений боком в четыре продольных ряда; 127 парашютистов-десантников при размещении сидений боком; 120 человек в обычных пассажирских креслах, установленных по шесть в ряд с шагом 0,86 м при размещении в передней части кабины буфета и туалета; 80 раненых на носилках, подвешенных в четыре яруса, и восемь сопровождающих на сиденьях.

Пол грузовой кабины расположен на высоте 1,27 м над уровнем земли. На С-141А в полу имеются 303 швартовочных узла, рассчитанных на усилие 4,5 тс, вдоль бортов имеются 26 узлов, рассчитанных на усилие 11,4 тс, максимально допустимая удельная нагрузка на пол - 1460 кгс/м?. Можно перевозить колесную технику с нагрузкой на ось 9,1 тс. Несколько самолётов С-141А доработали, упрочнив пол кабины для перевозки МБР Minuteman в контейнерах (масса МБР с контейнером - 39.103 кг).

Стабилизатор самолёта (размах - 15,34 м, площадь - 35,02 м2) - переставной, с электроприводом. Максимальные углы отклонения - 4° вверх, 12,5° вниз. Имеются рули высоты (9,85 м2). Киль площадью 30,57 м2 снабжён рулём направления (8,04 м2). Имеется электрическая противообледенительная система киля и стабилизатора с 16 нагревательными элементами.

Шасси - трёхопорное. Основные стойки с четырёхколёсными тележками, убираются вперёд, в обтекатели по обеим сторонам фюзеляжа. Носовая стойка - двухколёсная, убирается вперёд в фюзеляж, снабжена демпфером колебаний типа "шимми" и может поворачиваться на земле в пределах от +80 до -80°. Размеры пневматиков основных колёс - 44x16 тип VII, передних колёс 36x11,0 тип VII. Давление в пневматиках - 10,5-12,7 и 14 кгс/см; соответственно. Амортизаторы -масляно-воздушные, тормоза колёс - многодисковые, с автоматами торможения. Колея шасси- 5,33 м, база - 16,16 м на самолёте С-141А и 20,22 м - на С-141В.

Самолёт оснащён четырьмя турбовентиляторными двигателями Pratt & Whitney TF33-P-7 (4x9525 кгс}. ТРДД расположены на пилонах под крылом и снабжены двухстворчатыми реверсивными устройствами, создающими обратную тягу, равную 45% прямой. TF33-P-7 - военный вариант гражданского ТРДД JT3D-8A. Двигатель имеет двухступенчатый вентилятор, семиступенчатые компрессоры низкого и высокого давления, одноступенчатую турбину высокого давления и трёхступенчатую турбину низкого давления. Степень двухконтурности - 1,27, полная степень повышения давления - 16,0, диаметр - 1,35 м, длина - 3,62 м, масса - 2090 кг. Воздухозаборники снабжены воздушно-тепловой противообледенительной системой.

В левом обтекателе шасси установлена ВСУ AirResearch GTCP85-106. Топливо размещается в 10 баках-отсеках крыла общей ёмкостью 89.300 л. Заправка осуществляется под давлением через штуцер в нише правой основной стойки шасси. Возможна заправка самотёком через штуцеры для каждого бака на крыле.  Система управления полётом - необратимая бустерная с автоматами загрузки с коррекцией по скоростному напору. Проводка управления на участке под полом кабины экипажа - жёсткая, на остальных участках -тросовая сдвоенная. Гидравлическая система состоит из трёх независимых систем с рабочим давлением 211 кгс/смг, питаемых насосами с приводом от двигателей. Обеспечивается нормальная работа гидроприводов при отказе одного или двух двигателей.

Первая система обслуживает один из сдвоенных гидроприводов рулей управления полётом, вторая обеспечивает работу другой камеры гидроприводов рулей, а также управление уборкой и выпуском шасси, поворотом носовой стойки, тормозами колёс, закрылками, интерцепторами и перестановкой стабилизатора, а также привод аварийного генератора. В случае одновременного отказа обеих систем, возможно ручное управление рулями. Третья гидросистема используется для управления задней герметичной перегородкой грузовой кабины, рампой и створками грузовой двери, а также является резервной для систем управления закрылками, интерцепторами и тормозами колёс.

Наддув и кондиционирование воздуха в кабине - с помощью системы воздушного цикла, питаемой сжатым воздухом от двигателей. Избыточное давление в кабине - 0,58 кгс/см?. В кабине экипажа установлена кислородная система с газификатором жидкого кислорода, рассчитанная на восемь человек. В грузовой кабине предусмотрена система кислородного питания непрерывного действия со съёмными кислородными баллонами. В передней и задней частях грузовой кабины предусмотрены по четыре переносных кислородных прибора.

Электросистема включает четыре генератора переменного тока мощностью по 40 кВА с приводом от двигателей и вспомогательный генератор мощностью 40/50 кВА с приводом от ВСУ для обслуживания бортсистем на земле. Имеется аварийный генератор мощностью 2,5 кВА с гидроприводом, два преобразователя-выпрямителя постоянного тока 200 А, аккумуляторная батарея (24 В, 11 А/ч).

Пилотажно-навигационное оборудование включает автопилот Bendix РВ-60, ЭВМ AN/ASN-24, АРК, приёмную аппаратуру VOR/ILS, радионавигационные системы TACAN (ARN-21) и LORAN-C (AN/APN-151), доплеровскую РЛС APN-147 с ЭВМ ASN-35, метеорадар APN-59B и радиовысотомер. С 1981 г. самолёты С-141В оснащены системой оптимизации режимов полёта A24J-23. Имеется связное оборудование КВ- и УКВ-диапазонов. На одном из самолётов, переоборудованных в летающую лабораторию, с 1986 г. испытывали электромеханические рулевые агрегаты.

Погрузочно-разгрузочная система 463L в грузовой кабине включает четыре роликовых конвейера и направляющие рельсы, а также погрузчик грузоподъёмностью 18 т. Предусматривается применение стандартных грузовых платформ размерами 2,23x2,75 и 2,23x1,35 м для грузов массой до 4540 и 2270 кг соответственно. Для перевозки грузов без использования платформ, в том числе колёсной техники, роликовые конвейеры могут быть закрыты, а направляющие убраны в ниши, тогда пол становится гладким. При механизированной разгрузке и погрузке с наземных транспортных средств или для сбрасывания грузов в полёте грузовая рампа устанавливается в горизонтальное положение, образуя продолжение пола кабины. При погрузке/разгрузке колёсной техники рампа опускается на землю.