미군 F-16XL(F-16의 델타익타입)

[ㄴㅗㄹㅏㅈㅝ]

개요

지속적으로 초음속의 속도로 비행하는 비행기 날개주변의 공기흐름(Laminar Flow)을 개선하기위한

NASA의 광범위한 프로그램에 의해 두대의 F-16XL機가 캘리포니아州의 에드워드공군기지내에 위치한

드라이든 비행 연구소(Dryden Flight Research Center)에 의해 제작되었다.
이것은 후퇴익이나 전진익주변의 공기흐름을 파악하기위한 첫번째 프로그램이었다.
또 이것은 고속민간 항공기를 날릴 수 있을것인가에 대한 전형적인 연구였다.
프로그램으로부터의 기술적인 자료는 상업적 수송기를 포함하는 장래의 고속 항공기의 개발에 이용할 수 있을

것이다. 또한 그것은 20년 이내에 미국으로부터 유럽이나 아시아까지의 비행시간을 50%정도 감소시킨다는

나사 항공우주 기술의 목표를 지원하는 것이었다.
드라이든 연구소에서의 첫번째 연구단계는 단좌형의 F-16XL-1기종에 의해 실시되었다.
이 기체는 후에 SR-71과 함께 드라이든 연구소의 Sonic Boom(음속돌파시에 발생하는 폭음현상) 연구와

(음속돌파시의)경계층의 압력과 분산을 테스트하기 위한 CAWAP(Cranked-Arrow Aerodynamics Project)에

활용되기도 했다.
1997년 드라이든은 애초의 F-16XL-1 기체에 장착되어 있던 아날로그식 콘트롤 시스템을 디지털 시스템으로

교체하였으며, 우주선에 채택될 자율시스템의 테스트를 위한 테스트베드(Testbed)로 사용하기로 계획을 세웠다.
드라이든 연구소는 초음속기 표면의 공기흐름에 대한 연구를 목적으로 두번째의 기체를 제작하였으며, 이것은

복좌형의 기체로 F-16XL-2로 명명되었다.
이 기체는 이전의 F-16XL-1 기체와는 조종실형상을 제외하고는 다른 특성을 가진 기체였다.
이 두대의 기체는 NASA에 의해서 제작되고 사용되어진 유일한 F-16XL기체로 장래의 초음속 순항 기체에

사용되어질 것으로 생각되는 델타익을 한 전형적인 기체이다.

Laminar Flow의 배경
항공기주변에 발생하는 난기류 현상은 날개의 형상과 그 크기에 상관없이 대부분의 경우 날개의 표면에서

발생한다.
공기가 항공기날개를 가로질러 움직임에 따라 공기는 공기와 항공기날개 표면사이의 마찰력에 의해 날개의

전방部지역에서의 부드럽게 흐르는 상태로부터 트레일링 에지部로 옮겨가면서 더 강한 난기류 형태로 바뀌게 된다.(즉, 공기는 날개의 앞부분에서는 비교적 부드럽게 흐르다가 날개의 뒷부분으로 가면서 난기류의 형태로

바뀌게 된다.)
이것은 바꿔 말하자면 인류가 개발한 항공기 날개의 형상이 불완전하기때문에 나타나는 현상으로 해석할 수 있으며, 만약 '완전한' 형상을 가진 날개라면 날개를 통과하는 공기의 흐름은 날개의 전표면에 걸쳐 '난기류'의

발생없이 일정하고 부드럽게 될것이다.
'난기류'는 공기역학적으로 날개를 끌어당기는힘을 증가시키게 되며, 이는 항공기의 연료소비율에 영향을 끼치게 되는 요소이다.
날개표면의 공기흐름(Laminar)을 개선하기위한 NASA의 연구는 1930년까지 거슬러 올라간다. 그당시 NASA의

이전 조직이었던 NACA(National Advisory Committee for Aerodynamics)는 버지니아州 햄프턴에 위치한 랭글리

연구소에서 다양한 밀도를 가진 풍동에서 난기류의 사진을 찍었다.
이당시 난기류의 흐름을 찍기위해 랭글리 연구소를 연기를 풍동으로 넣어서 연기가 공기의 흐름을 따라 빠져나가는 현상을 사진으로 촬영함으로써 기체 윗쪽으로 흐르는 공기가 '흘러간다'기 보다는 파괴되는 난기류의 모습을 시작적으로 나타낼 수 있었다.
이와 같은 초기의 연구는 결과적으로 초음속 비행시의 장애요소를 파괴할 수 있는 방법을 이끌어 내게 되었다.
많은 Laminar 흐름에 대한 조사는 연구용 항공기의 날개에 기본적으로 두가지 형태, 즉 액티브식 혹은 패시브식의 실험장치를 덧붙이는 것에 의해 실행되었다.
이런 장치들은 일반적으로 'Glove'로 불리운다.
액티브식의 연구는 항공기의 날개에 조그만 구멍이나 혹은 틈새를 만들어서 이것을 통하여 날개내부에 장치된

내부흡입 시스템을 사용하여 난기류를 끌어들이는 방식을 사용한다.
이런 방식은 난기류의 제거 혹은 난기류 효과의 감소에 의해 트레일링 에지부에 발생하는 난기류에 의한 끌어당김 현상을 감소시키고 공기역학적 상승효과를 개선하게 해준다.
패시브식의 연구에서도 실험장치를 부착하거나 연구용 항공기의 날개의 일부분을 이용한다. 그러나 액티브식 연구에서와 같이 난기류를 끌어들이기 위한 내부흡입 시스템을 장착하지는 않는다. 항공기 날개 표면의 형상을 신중하게 설계함으로써 난기류를 제거하는것이 패시브식의 궁극적인 목표이다.
두가지 방법 모두 공기흐름의 특성과 압력의 분포를 측정하기 위하여 날개에 부착되거나 날개내부에 장치된 각종의 센서와 계기장치로부터 공기흐름에 대한 데이터들을 획득한다.
드라이든 연구소는 F-104, F-14, F-15, F-111등의 미군의 고성능 기체와 JetStar와 같은 비즈니스 기체들을 이용하여 날개표면의 공기흐름에 대한 연구를 실시해 왔다.
그러나 F-16XL 기체를 이용한 프로젝트는 고속의 민간여객기의 날개에 비교 될 수 있는 날개에 대한 Laminar

흐름의 눈에띌만한 이익을 획득하기위해 찾아진 첫번째 연구이다.
이들 기체에 대한 테스트는 민간 고속항공기가 맞닥뜨리게 될 조건과 흡사한 초음속 비행조건하에서 실시되어졌다.

비행 연구
SLFC(Dryden Supersonic Laminar Flow Control project)의 초기 비행 테스트단계는 단좌형식의 F-16XL-1기의

왼쪽 날개의 윗부분에 액티브식의 실험장치를 장착하여 실시되었다.
1991∼1992년 사이에 실시된 액티브식의 공기흐름 조절 테스트들은 액티브식의 공기흐름 조절장비들이 비록 고도 44,000피트에서 음속의 1.6배의 속도로 비행 할 경우 액티브형의 공기흐름 조절 장치에 대한 Laminar 흐름을

얻는데는 실패했지만, 초음속 비행동안 많은 부분의 날개표면의 공기흐름을 높은 정도로 개선시켜준다는 것을

보여주었다.
액티브/패시브식의 실험 장비들은 캘리포니아州의 El-Segundo에 위치한 록크웰 인터내셔날(Rockwell International)의 노스 아메리칸 에어크래프트 디비젼(North American Aircraft Division) - ※ 편집자 註 : 노스아메리칸 디비젼은 현재 보잉社으로 흡수되었다. - 에 의해 설계되었다.
드라이든 연구소는 그당시 더욱더 광범위한 연구를 수행하기 위해 복좌형의 F-16XL-2 기체를 사용하여 2단계째 테스트를 진행하였다.
첫번째 단계에서의 테스트 당시 드라이든은 액티브식의 실험장치의 설계에 사용되는 베이스라인 데이터를 획득하기 위해 오른쪽 날개를 패시브식으로 제작했었다.
전술한바와 같이 첫번째 테스트 단계에서 액티브식의 실험장비들은 왼쪽날개의 어느 지점에 부착되었다.
이런 노력은 초기의 테스트단계에서보다 훨씬 더 광범위했으며 더 광범위한 초음속 영역에서의 날게 표면 공기흐름에 대한 연구를 낳게 하였다.

Glove

Glove는 날개 윗쪽의 약 75%와 날개 리딩에지부의 약 60%를 차지했다. 이것들은 NASA와 보잉社, 록크웰인터내셔널, 랭글리 연구소, 드라이든 연구소, 맥도넬더글러스에 의해 공동으로 설계되었다. 이 장비들(Glove)은 티타늄材의 흡입판넬과 Form-and-파이버글래스材의 패시브식 장비들로 구성된다.
이런 장비들은 Laminar 흐름과 표면결점과 같은 다른 변수들과 다양한 환경에서 Laminar 흐름에 영향을 끼칠지 모드는 음향환경의 측정을 위하여 사용되었다.
실험적으로 제작된 날개 패널의 금속표면들은 현미경 미세가공식의 레이져 컷팅작업에 의해 10밀리온의 크기의 대단히 작은 구멍들을 가지고 있다.
이런 미세한 구멍을 통해 날개의 내부에 통합되어 있으며 기체내의 터보압축기에 의해 작동되는 공기흡입시스템은 날개표면 바로 위의 아주 적은 부분의 경계층에 있는공기를 끌어 당겼다.
그렇게 함으로써 날개를 관통하는 Laminar 흐름(브드러운 공기흐름)을 극대화 시켰다.
항공기 엔지니어들은 날개표면의 미세한 홀들을 통해 빨아들여진 공기흐름의 양을 미세조정 하기위하여 항공기의 조종석 후방에 위치한 콘트롤 판넬을 사용하였다.
이 과정에 의해 항공기 엔지니어들은 Laminar 흐름의 면적 분포에 관한 흡입 총량의 효과에 대한 조사를 할 수 있었다.
연구자들은 날개표면의 공기 흐름의 상태를 조절함으로써 공기역학적인 끌어당김 현상을 줄이고, 이에 따라 연료소모량을 감소시켜 항공기의 운용비용을 절감할 수 있다고 믿었다.
이 프로젝트에 의해 F-16XL-2기는 1995년 10월 13일부터 1996년 11월 26일 사이에 모두 45회의 비행을 실시하여 연구에 필요한 귀중한 자료를 다량으로 확보할 수 있었다.
NASA의 테스트파일럿인 Dana Purifoy는 이중 38회의 비행을 맡았으며, 나머지 7회는 역시 NASA의 테스트 파일럿인 Mark Stucky가 수행하였다.
비행기간 동안 내부 공기흡입시스템에 약간의 문제가 있었다.
모든 Laminar 흐름과 관련된 데이터는 공개가 금지되었기때문에 비행연구에 대한 결과는 이당시에 공개적으로 발표될 수 없었다.

프로젝트 관리
F-16XL 비행 프로젝트 사무실은 캘리포니아州의 에드워드공군기지내의 드라이든 비행연구소에 있었다.
NASA의 랭글리 연구소(Langley Research Center)는 F-16XL기의 실험방법을 개발하였으며, 구상하였다.
드라이든 연구소에서의 관리자는 Marta Bohn Meyer와 Carol Reukauf 였다.

F-16XL기의 구조
F-16XL기는 1982년부터 1985년사이에 미공군에 의해 진행된 파생형 전투기 시험평가를 위한 프로토타입기체로 텍사스주의 포트워쓰에 위치한 제너럴다이나믹스社에 의해 제작되었다.
F-16XL기는 기본의 F-16기를 베이스로 하여 개발되었다.
외관상의 차이점은 주로 F-16XL기가 델타익을 장착한것으로 인해 드러나며, 날개 면적의 증가에 따라 연료탑재량이 증대되어 항속거리가 증대되었으며, 역시 날개 면적의 증가에 따라 적재중량도 증대되었다.

--- 1999년 12월 18일 작성됨.

<제 원>
승무원 F-16XL-2(2단계 테스트에서 사용) : 2名
F-16XL-1(1991∼1992년 1단계 테스트에서 사용) : 1名
크기 전장       : 16.52m
W/S              : 10.45m
전고              : 5.39m
성능 최고속도 : Mach 2(F-16XL-2)/ Mach 1.8(F-16XL-1)
g Limits         : F-16XL 베이스기 - 9g, F-16XL 개조기 - 3g
최대항속거리  : 4630km 이상
최대이륙중량  : 17,915.6kg
엔진 F-16XL-2(2단계 테스트에서 사용) : 제너럴일렉트릭社의 F110-GE-129, 2,9000파운드(후기연소사용시)
F-16XL-1(1991∼1992년 1단계 테스트에서 사용) : 프랫트&휘트니社의 F100-PW-100, 23,830파운드(후기연소사용시) 

조종장치 두대모두 아날로그식의 Fly-By-Wire 방식의 콘트롤 시스템장착하였으나, 후에 F-16XL-1기종은 디지탈식의

콘트롤 장치로 변경되었음.
날개구조 탄소복합재질의 델타익