F-22 Raptor의 설계진화 탐구 Part 3

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(1)109 항공산업연구. F^22 R創ptor의. 셜剧친화 탐구(Part 皿) 이경 태 *. 모 차. .......... r：. I, Design Challenges H . The G「양at Configuration Chase I. The Tail Chase. N. The Prototypes V. Production Design Evolves. VI. The Win and After. I. Design Challenges. ATF 설계에서 근본적인 난제는 스텔스와 슈퍼크루즈 성능, 고도로 종합된 항공 전자 시스템 그리고 ATF로 대체될 FT5항공기의 비행운용 범위를 능가하는 기동 성능 이런 모든 요소를 중족시키는 하나의 항공무기체계를 구현하는 것이다. 게다가. F-22 항공기는 FT5에 대비하여 두배의 신뢰성과 절반의 지원 요구수준을 달성해 야한다.. Hardy의 설명을 들어보자. "전투기 설계시 전형적으로 직면하게 되는 문제는 항 공기 내부공간에 세부 계통을 배치함에 있어 모든 세부계통들이 항공기의 무게중심 에 자리잡고 싶어 한다는 것이다. 무장계통은 당연히 무게중심에 위치하기를 원한 다. 그래야 미사일 또는 폭탄이 투하된 후에도 무게중심의 변화없이 항공기의 안정. 성에 영향을 미치지 않는 것이다. 주 랜딩기어는 무게중심의 바로 뒤에 위치하기를 원한다. 그래야 항공기는 미익을 떨구지 않고도 이륙시에 용이하게 피치업(pitch-. up) 회전기동을 할 수 있는 것이다. 연료 역시 무게중심에 위치하기를 원하는데 그 렇게 함으로써 연료탱크가 바닥이 나도 항공기의 무게중심이 이동하지 않게 되는 것 이다. 연료소모와 함께 항공기 의 무게중심 이 이 동하게 되 면 항공기 의 안정성과 조종 *세종대학교 항공우주공학과 교수.

(2) 110 항공산업연구. 성이 감소하게 된다. 엔진의 전면은 스텔스 성능 구현을 위해 가능한한 깊숙이 숨어 야 한다. 그러기위해서는 엔진에 이르는 커다란 덕트가 무게중심 근처의 중앙부를. 통과해야 하는데 이 공간은 다른 모든 세부계통 들이 자리잡고 싶어하는 알짜배기 땅인 것이다. 설계의 복잡성은 이와같이 엔지니어 그룹별로 항공기 내부의 공간사용. 을 놓고 한판 싸움을 벌이는데에서 기인한다. 이것이 바로 1986년에서 1988년까지 계속된 상황이었다.”. 설계가 진전 될수록 중량은 가장 골치아픈 설계상의 문제점으로 등장하게 된다.. Mullin의 말을 들어보자. "공군의 요구조건을 충족시키면서 50,000 파운드의 총이 륙중량을 갖는 항공기를 우리는 도저히 설계할 수 없었다. 2년간의 각고의 노력 끝 에 우리는 공군에게 그것이 가능하지 않다는 것을 설득할 수 있었다. 결국 중량 요구 조건은 변경되었다.”. Mullin의 계속되는 설명을 들어보자. "제대로 된 공기흡입구 설계 역시 대단히 까 다로운 문제이다. 공기역학적 측면과 구조적 측면, 저피탐성능 구현 측면 그리고 제 작성 요구조건은 서로 상당히 상충되는 면이 있다. 최종적으로 승인한 공기흡입구. 설계안 도출을 위해 3년동안 수많은 분석과 해석 그리고 풍동시험이 수행되었다. 최 종적 인 설계안의 공기흡입구가 보여준 성능은 아주 우수했었다.”. Lockheed-Boeing-General Dynamics 형상설계안에서 첫 번째 대규모 설계변 경은 1987년 2월에 발생하였다. 형상 090P의 회전형 무장영역을 공간사용 면에서 좀더 효율적인 평평한 형태의 무장공간으로 대체하면서였다. 이를 반영한 형상이. 095이다. 회전형 무장영역의 제거는 두 개의 엔진을 좀더 가까이 위치할 수 있게 함 으로써 조파항력 (wave drag)을 감소시켰다. 커다란 후드(hood)를 씌운 스트레이 크는 항공기 무게중심 앞부분의 플랜폼 면적을 줄이면서 스트레이크에 의한 와류발 생을 좀더 뒤쪽으로 이동시키기 위해 폭을 줄였다. 이러한 설계변경은 높은 받음각 에서 항공기의 조종성을 확보하기 위해 불가피한 것이었다. 또 전방동체 앞부분에. 들어있는 세부계통의 재배치 작업을 통해 전방의 단면적을 줄임으로써 고 받음각 상. 태에서의 성능을 개선하고 조파항력과 중량을 감소시켰다. 엔진의 흡입구도 재설계 하였다. 그러나 형상 090P의 사다리꼴형 주익과 미익의 설계는 형상 095의 것을 그 대로 반영하였다. 이 시기 쯤에 형상의 진화는 두 방향으로 나뉘어진다. 첫 번째 그룹은 형상안의. 번호가 1000 계열로 프로토타입을 위한 설계안이다. (prototype air vehicle이라. 불리움) 두 번째 그룹은 형상안의 번호가 500 계열로서 프로그램의 다음단계를 위 한 시스템 개념을 반영하기 위한 것이었다. 따라서 형상 095는 프로토타입용의 형 상 1095와 양산용의 형상 595로 설계안이 나누어지게 된다. 형상설계안 내에서의. 미세한 변경은 대쉬 번호로 표시되었다. 예를 들어 1987년 7월 시의 시스템 개념 형.

(3) Ill 항공산업연구. 상설계안은 595-6이었다. 시연단계의 설계작업이 진전될수록 두 개의 형상설계 그 룹안은 더 성숙되면서 서로 거리가 생기는 모습을 띄게 된다. 시연단계를 위한 프로. 토타입의 설계안은 동결단계에 접어들어 제작과 비행시험에 착수할 수 있는 상태가 되었다. 500 계열의 시스템 개념 형상설계안은 다음 단계인 양산용 형상설계안으로 발전되고 있었다. （프로그램의 다음단계란 풀스케일 개발단계이다. 이 명칭은 후에 엔지니어링 및 제작 개발단계로 [engineering and manufacturing development. phase] 바뀐다。. 1987년 5월 공군과의 첫 번째 요구도 검토회의가 개최되어 일주일 동안 계속되 었다. Mullin은 다음과 같이 회상하고 있다. "첫번째 검토회의는 우리가 제대로 된 방향으로 가고 있다는 것을 서로 확신하기 위한 일종의 의사소통 기회였다. 첫 번째 검토회의를 통해 공군과 개발팀이 설계안에 대하여 받은 느낌은 괜찮은 것이었다고 생각한다. 그러나 그 시점 에서 중량에 대한 낙관론이 팽배해 있었다. ATF 항공기가. 50,000 파운드의 중량을 초과하는 것을 그 어느 누구도 받아들일 준비가 되어 있지 않았다. 그 당시는 정확한 중량 데이터를 얻기에 충분한 정도의 중량해석과 세부설 계를 완료하지 못한 상태였다.”. 〈그림 1〉Configuration 595 had the trapezoidal wings of the 090P design and a flat weapon bay.. I. The Great Configuration Chase 세 회사의 중역회의가 Fort Worth에서 열리기로 예정된 1987년 7월 10일 직전. 인 6월 말경에 이르러 설계팀은 목표중량 달성에 의문을 갖게 되었다. Kent의 회상.

(4) 112 항공산업연구. 을 들어보자. "그당시 우리는 설계중량이 목표중량보다 거의 9,000파운드 정도 초. 과했으며 대당 가격도 목표치보다 5백만불이나 벗어난 설계치를 가지고 있었다• 그 러나 기동성능 설계변수 들을 목표치에 맞추기 위한 노력은 계속 진행되고 있었다. 중량과 비용 문제만 제외한다면 설계상의 항공기는 꽤 괜찮은 것이었다. 설계팀은. 최대 g하중 요구조건에서의 연료하중（fuel load）이 다소 완화되기를 원했다. 설계팀 원 들은 중역회의에서 종중량 문제와 몇가지 요구조건이 문제점으로 부각되기를 기 대하고 있었다. 즉 몇가지의 사소한 임 무요구사항을 삭제하고 항공전자 시 스템의 요. 구조건을 단순화시킴으로써 비용문제를 해결할 수 있다고 생각했다." 이와같은 타협안이 거부됨으로써 설계팀은 보다 근본적인 설계변경을 결정해야만 했다. Mullin의 설명을 들어보자. “격렬한 논쟁 끝에 우리는 현재의 설계안을 백지 화시키고 처음부터 다시 시작하기로 합의하였다. 바로 그 주에 설계엔지니어링 부서 의 책임자로 Dick Cantrell이 새로 합류하였고 향후 90일간의 치열한 사투가 시작. 되었다. 전투는 7월 13일 월요일부터 개시되었다. 그날은 과거 그 어느 설계 기간보 다도 가장 창조적인 날이었던 것으로 기억한다. 우리 설계팀은 서로 다른 형상의 공 기흡입구와 날개와 미익형상의 조합을 하나하나 살펴보았다. 그중 한 형상은 F-117. 처럼 두 개의 커다란 나비형상 미익을 가지고 있었다. 그당시 F-117 프로그램은 고 도의 기밀사항이었기 때문에 설계자들도 FT17의 형상에 대해서는 알지못했다. 형 상탐색 작업에서 새로운 설계형상안에 대한 문호는 활짝 열려 있었으며 그때 우리가 채택한 것중 가장 주목할 만한 변화는 다이어몬드 형상의 날개를 사용하기로 결정한 것이었다.” 형상탐색은 수많은 종류의 가능한 형상안을 앞에 놓고 시작되었다. 1987년 여름 동안의 형상탐색에서 각각의 형상안에 대한 번호부여 체계 때문에 설계팀은 애를 먹. 었다. 즉 다이어몬드 형상의 날개에 대한 경우만 해도, 두 개의 미익（네 개대신 두. 개의 미익을 사용키로 하였음）, 여러 가지 공기흡입구 형상, 또 여러 가지의 전방동 체 형상 들을 모두 고려하여 설계안에 대한 번호를 부여해야 하는 것이다. 이 형상탐 색 연구에서 네 개의 미익고卜 사다리꼴형의 주익을 갖는 형상 595-7이 출발점이 되 었다. 형상 608A는 형상 595-7과 유사하나 주무장영역에 6기의 미사일 대신 8기의. 미사일을 적재할 수 있도록 한 설계안이었다. （모든 설계안은 8기의 미사일 적재를 전제사항으로 하고 있었다.） 형상 608은 사다리꼴형 날개와 2개의 미익을 가지고 있는 안이었다. 형상 670-0은 General Dynamics사의 ATF 설계안처 럼 다이어몬 드형 날개를 채택하되 한 개의 미익 대신 네 개의 미익을 사용한 안이었다. 형상. 607T1A는 다이어몬드형 날개와 두 개의 미익을 보유한 안이었다. 형상 611A는 다 이어몬드형 날개와 두 개의 미익을 갖되 형상 090P의 커다란 턱부분 형상을 그대로 연상시키는 안이었다. 형상 609A는 Boeing이 ATF 설계안으로 제안하였듯이 사다.

(5) 113 항공산업연구. 리꼴형 날개와 두 개의 미익 그리고 한 개의 턱형 （chin） 흡입구를 가진 안이었다. 형 상 610A는 Boeing고｝ Lockheed의 혼합형으로 사다리꼴형 날개, 두 개의 미익 그리 고 두 개의 측면 흡입구를 가지고 있었다.. 이러한 형상탐색 연구를 완료하는데 있어서 컴퓨터를 사용한 CAD의 역할이 결정 적이었다. ATF는 형상탐색의 시작단계부터 컴퓨터를 사용하여 설계작업을 진행한 거의 최초의 전투기라고 할 수 있다. 처음에 설계팀은 상대적으로 처리속도가 빠른. 2차원의 도면작업용 도구로 CADAM을 사용하였다. Burbank에 수개월 동안 머물 면서 ATF설계작업에 참여했었던 General Dynamics사 소속 형상설계 엔지니어인 John Hoffschwelle의 설명을 들어보자. “CADAM은 설계개념안을 반복검토하기위 한 용도보다는 부품레벨의 상세설계도면을 작성하는 데 더 적합한 도구였다. 설계작 업을 가속화시키기 위해서는 Fort Worth에서 사용하던 ACAD와 Perq컴퓨터가 필 요하였다. 우리는 Lockheed 보안부서의 허가를 얻어（결코 간단한 일만은 아니었. 다.） 우리가 필요로 하는 도구를 Fort Worth로부터 공수해 왔다. 약 6명 정도의. Fort Worth소속 엔지니어들은 비좁은 사무실이나 또는 지하실을 전전긍긍 하면서 이 도구를 사용하여 설계검토 작업을 진행하였다. ACAD는 우리로 하여금 여러 가 지의 아이디어를 눈으로 직접 확인할 수 있게 해 주었고 각각의 아이디어에 대한 세 부사항을 아울러 확인할 수 있게 해 주었다.”. General Dynamics사가 개발한 3차원 소프트웨어인 ACAD는 개념설계 및 예비 설계 단계에서 사용되었다. （오늘날에는 훨씬 더 개선된 버전이 사용되고 있다.） 설 계팀은 ACAD를 Dassault가 개발한 고도의 3차원 소프트웨어인 CATIA에 연동시. 키기 위한 툴도 사용하였다. CATIA는 출력데이터를 바로 수치제어 공작기계로 보 내 사용할 수 있게 되어있다. ATF설계팀의 작업자들은 제 1세대 형상안의 데이터를. ACAD 상에 보관하고 있었다. 이 파일들은 CATIA 데이터베이스에 보관할 수 있도 록 모두 변환되 었다.. Mullin의 설명을 들어보자. “세 회사의 설계팀을 데이터링크로 연결하여 모든 설 계 데이터를 디지털 형태로 자유롭게 주고 받을 수 있게 하였다. 1987년 프로그램 의 초창기에 설치되었던 이 네트웍은 워크스테이션 세대 이전의 메인프레임 컴퓨터. 세대에 설치된 것이다. 데이터링크는 암호화를 포함한 필요한 보안조치가 취해진 것 이었다. 이제는 Fort Worth에 있는 엔지니어가 Burbank 또는 Seattle에 있는 엔 지니어와 설계데이터를 서로 공유할 수 있게 된 것이다.”. 1987년 8월 중순경 형상안은 다섯 개의 후보안으로 압축되었는데 이들은 다음과 같다. 형상 595-7 （사다리꼴형 날개, 4개의 미익, 8기의 미사일 적재 형상의 기준. 안）; 형상 612 （6기의 미사일 적재 외에는 기준안과 동일）; 형상 613 （사다리꼴형. 날개 및 2개의 미익）; 형상 614 （다이어몬드형 날개, 4개의 미익）; 그리고 형상 615.

(6) 114 항공산업연구. 〈그림 2> The great config니ration search began with nine basic designs that were narrowed to five candidates, The diamond wing and. fo니「tails won out.. （다이어몬드형 날개, 2개의 미익, 2개의 측면형 공기흡입구） 이상의 다섯 가지 안 이 었다. 8월 말경 다이어몬드형 날개오｝ 4개의 미익을 가진 형상 614가 채택되었다•.

(7) 115 항공산업연구. Mullin의 설명을 들어보자. “다이어몬드형 날개형상을 채택한 근본적인 이유는 이것이 가장 가벼운 중량과 최상의 구조적 효율성 그리고 기동에 필요한 충분한 조 종력 (control power)을 제공해 주기 때문이었다. 가장 중요한 요소는 중량이었다. 중량이 최종안의 선택을 좌우한 것이다.”. Renshaw의 추가적인 설명을 들어보자. “다이어몬드형 날개는 플랜폼 면적이 넓 어지는 반면에 구조적으로는 효율성이 더 좋아진다. 날개 루트부분의 시위가 늘어나 면서 동체부분으로 보다 분산된 하중경로(load path)를 제공해 주는 것이다. 여러 개의 벌크헤드bulkhead)는 굽힘하중(bending load)을 지탱해 준다. 아울러 벌크 헤드 사이의 간격이 넓어지면서 여러 세부계통의 설치공간을 제공해 줄 수 있는 것 이다. 물론 연료를 탑재 할 수 있는 공간도 늘어 나게 된다.”. Hardy의 설명이다. “구조설계 엔지니어 들은 다이어몬드형의 날개를 원했는데 이는 긴 길이의 날개뿌리 시위가 굽힘하중을 더 잘 지탱해 주기 때문이다. 공기역학 엔지니어 들은 공기 역학적으로 더 큰 값의 가로세로비 (aspect ratio) 를 제공하는 사. 다리꼴형의 날개를 원했다. Lockheed California Company의 사장인 Dick Heppe가 최종결정을 내렸으며 그의 결정은 옳았다. 공기역학 특성 상의 차이점은 별로 두드러지지 않았으나, 항공기 구조와 중량 측면에서는 상당한 이득을 볼 수 있 었던 것이다. 늘어난 길이의 날개뿌리 시위가 미익의 위치를 더 뒤로 밀어내는 문제. 가 있었으나 결국 다이어몬드형의 날개를 채택하였다. 날개뿌리의 시위가 길어지다 보니 심지어는 미익과 만나는 주익부분의 뒷전에 홈(notch)까지 파야 했다. 미익이 더 뒤로 밀려나가면 항공기 꼬리에서 떨어져 나갈 판이었다.”. 〈그림 3) Configuration 614 marked the first diamond wing design after. the great configuration chase was settled..

(8) 116 항공산업연구. I. The Tail Chase 주익의 형상이 형상 614로 채택되면서 남은 문제는 바로 미익의 형상과 위치를 잡는 것이었다. Lockheed사의 엔진시스템 종합 수석엔지니어였던 Lou Bangertt 다음과 같이 회상하고 있다. "미익 설계를 결정하기 위해 수많은 시간의 풍동시험이 수행되었다. 1987년 말에서 1988년 초에 이르기까지 소위 '꼬리날개 꽁무니 따라. 잡기(the great tail chase)' 라 불리웠던 미익 형상설계 직업이 진행되었다. 항공기. 가 4개의 미익을 갖기로 한 것은 결정했으나 문제는 그것을 어디에 가져다 놓느냐 하는 것이었디-. 위치상의 미세한 변화가 때로는 상당히 큰 성능 상의 차이를 초래하 곤 하였다. 우리는 성능에 미치는 영향과 스텔스 효과, 안정성 및 조종성 그리고 항. 력에 미치는 영향 모두를 동시에 고려해야 했던 것이다. 미익의 배치설계는 위에서 언급한 모든 측면에 영향을 미치는 매우 중요한 사항인 것이다.”. 풍동시험 결과는 수직미익의 배치와 전방동체의 형상이 매우 민감한 관계가 있음 을 보여주었다. 상호작용에 의한 영향은 이론적 해석이나 전산유체역학 기법으로는. 정확히 예측할 수 없었다. 어떤 받음각 상태에서 전방동체를 지나온 공기흐름은 수직 미익에 설치된 쌍동이형 러더(rudder)의 조종력(control power)에 상당한 영향을 미치는 것이었다. 항공기 주위에서 공기흐름을 바람직하게 유도하는 것이 결정적이. 〈그림 4> The F-22 design is the res니t of many thousands of hours in the. wind tunnel. This model, called V-5B, was used to measure various forces associated with the weapon bays..

(9) 117 항공산업연구. 었다. 수직미익의 경사각이나 후퇴각은 레이다 신호와 밀접하게 연관되므로 변경할. 수 있는 범위가 지극히 제한적이었다. 미익설계에서 비행조종 시스템 엔지니어들은 레이다 신호 요구조건에 따른 구속조건 때문에 미익의 위치를 수평 또는 수직방향으. 로 이동시키거나, 모양을 일정하게 유지한 채 크기를 늘이거나 줄이는데 있어 거의. 선택의 여지가 없었다. 시연단계 막바지에 누적된 풍동시험 시간은 거의 20,000시간 에 육박하고 있었고 상당부분이 바로 미 익 위치선정 에 투입된 시간이었다.. 1987년 12월 미익 배치설계를 위한 출발점은 형상 614-6으로 사다리꼴형의 수 평 및 수직미익을 갖는 설계안이다. 중간의 여러 설계안을 거쳐 수직미익은 다이어 몬드형으로 진화되었으며 이것이 1988년 2월의 형상안 630이다. 형상 631에서 수. 직미익의 면적은 각각 7제곱피트 씩 증가하였다. 러더의 면적도 약간 증가하였으며. 수직미익 간의 경사각은 30도에서 28도로 변경되었다. 1988년 3월 프로토타입용 미익 설계안은 이 형상으로 확정되어 형상 1131로 명명하였다. 미공군이 단거리 활주용 추력반전 장치를 채택하지 않기로 결정한 후 인 1988년. 5월, 이 변경으로 인하여 프로토타입 설계안은 막판에서도 확정되지 않은 상황이었 다. 이러한 변경으로 인하여 후방동체와 추력반전 장치가 설치되었던 노즐영역 주위 의 형상외형선(external mold line)을 조절해야 했다. 후방동체 뒷부분이 산뜻하게. 다듬어 지면서 항력감소 효과도 눈에 띄게 개선되었다. Mullin으］ 설명을 들어보자.. "5월 이전에 우리는 초음속 항력 요구조건을 충족시키는 설계안을 만져보지 못했었 다. 마지막 순간까지 설계안을 확정시키지 못하고 있는 설계팀의 상황을 보면서 공 〈그림 5) Configuration 631 has the diamond-shaped vertical tails found on the final ATF design. The horizontal tails, however, are still. trapezoid-shaped..

(10) 118 항공산업연구. 군은 대단히 우려했었다. 그러나 여전히 초음속 항력 수준이 슈퍼크루즈 성능을 중. 족 시키기에는 높은 값을 나타내고 있었다. 비행과학 수석엔지니어인 Ed Glasgow 가 이끄는 팀에서 항공기의 전방과 후방을 재설계 한 후 우리 설계안은 슈퍼크루즈 가 가능한 수준의 초음속 항력 을 나타내는 항공기 로 다시 태 어 나게 되 었다.”. 1988년 5월 프로토타입을 위한 최종 설계안이 형상 1132라는 명칭으로 확정되 었다. 항공기의 전방과 후방이 다듬어지면서, 수평미익의 형상이 사다리꼴형(형상. 1131)으로부터 다이어몬드형의 형상 1132로 변경된 것이다. 队 The Prototypes. 1988년 4월 1일부터 YF-22 제작용 공식도면 들이 출하되 기 시 작했다. 4월 27일 부터 Fort Worth에서 중앙동체 부분의 벌크헤드 (bulkhead) 제작을 위한 타이타늄. 631의 절단작업을 필두로 하여 두 대의 YF-22중 한 대에 대한 제작작업이 시작되 었다. Fort Worth의 주공장 내 F-16 최종조립라인의 북쪽 끝에 위치한 보안구역에. 서 중앙동체 제작작업은 진행되었다. 곧이어 전방동체 부분이 Lockheed의. Burbank 시설에서 노우스휠 (nosewheel) 앞쪽의 벌크헤드제작을 필두로 시작되 었다. 비슷한 시간대에 Seattle의 Boeing 시설에서는 플래퍼론 토오크 암 조립체 (flaperon torque arm assembly)를 필두로 하여 후방동체와 주익이 모양을 갖추 어 나가기 시작하였다. 프로토타입의 제작기간은 2년으로 예정되어 있었다. 프로토타입용으로 제작 완료된 부분 조립체 들이 캘리포니 아의 Palmdale로 속속. 도착하고 있었다. 첫번째 중앙동체는 1990년 1월 12일 Lockheed C-5A Galaxy. 수송기에 의해 서해안으로 수송되었다. Carswell 공군기지를 이륙한 직후에 이 거 대한 수송기는 번개를 맞았다. 그날 저녁 늦게 중앙동체는 전방동체와의 조립체결이 예정되어 있어 지체할 수 없는 상황이었다. 수일 후에 Burbank에 있던 전방동체를 트럭으로 운송했다. Boeing은 Seattle에서 후방동체를 트럭에 실어 중앙동체가. Palmdale에 도착한 날과 같은 날 도착시 켰다. Mullin의 회 상을 들어 보자. "이 세 개의 주구조물을 체결하는 작업 은 신속하고도 매우 순조롭게 진행되었다. 항공기와 조립치공구의 상세설계에 CADAM 소프트웨 어 툴을 사용한 결과 전/중/후방 동체와 주익의 체결부위 에서 정확히 체결되는 놀라. 운 결과로 나타났다.”. Palmdale의 Skunk Works 시설에서 1990년 8월 29일 YF-22는 대중 앞에 모 습을 드러냈다. 9월 29일 이 프로토타입 항공기는 Lockheed사의 시험비행 조종사 인 Dave Furguson에 의해 Palmdale에서 이륙하여 Edwards 공군기지 근처까지. 최초의 비행을 하게된다. 두 번째 프로토타입 항공기는 10월 30일 최초로 비행하였.

(11) 119 항공산업연구. 다. 이어 계속된 YF-22의 비행시험 프로그램은 항공역사 상 가장 격렬했던 작업이. 라 할 수 있다. 비행빈도수가 10월에는 13회, 11월에는 22회 그리고 12월에는 38. 회에 달했던 것 이다. 비행시험팀은 74회의 비행을 통해 90시간의 비행시간을 기록 했으며, YF-22의 확장된 비행선도는 마하수 2를 초과했고, 7g의 하중과 60도의 받 음각 상태에서 비행을 시도하였다. 비행시험 프로그램 중에는 AIM-9M. Sidewinder와 AIM-120 AMRAAM 미사일의 실제 발사시험도 포함되어 있었다. 애프터버너의 사용없이 초음속비행을 시도하는 슈퍼크루즈도 P&W와 GE엔진에 대해 시연되었다.. Kent의 말을 들어보자. "최초비행을 시도한 후에 이어진 비행시험에서 기록한 비 행빈도수는 극도로 높은 것이 었다. 비 행시 험 기 간이 3개월도 채 남지 않았기 에 다른 방도가 없었다.'미공군 경전투기 프로그램이었던 YF-16과 YFTL7의 경쟁이 연상되 었다. 그당시 General Dynamics의 YFT6은 Northrop의 YFT7보다 훨씬 높은. 비행빈도수를 기록했었다. YF-22 비행시험에서도 YFT6 정도의 비행 빈도를 시도 하기 원했었고, 우리는 그렇게 했다. 우리팀은 Lockheed, Boeing 그리고 General. Dynamics의 매우 숙련된 비행시험 요원들과 아울러 상당히 많은 수의 노련한 필드 서비스 요원들도 보유하고 있었다. Lockheed의 Dick Abrams는 비행시험팀의 책 임자로서 Edwards 공군기지에서 수행 된 이 작업을 매우 훌륭하게 완수하였다.”. 비행시험 프로그램은 슈퍼크루즈를 포함하여 ATF의 요구조건을 반영하는 성능 고"조종특성을 시연할 수 있는 여러개의 팀을 필요로 한다. 추력 벡터링은 요구사항 은 아니었으나 실속이후(post-stall) 상태에서의 기동을 통해 완벽하게 시연되었다.. 저피탐성 요구조건은 레이다 레인지에서 풀스케일 폴 모델(full-scale pole models) 을 사용하여 평가되었다.. Moran의 말을 들어보자. "Northrop-McDonell Dou인as팀은 비록 단기간의 비 행시험 프로그램이었지만 우리보다 한달 앞서 비행시험에 착수하여 정상적으로 성 공적인 시험을 수행 완료한 상태였다. 우리는 뒤늦게 착수한데다 3개월이 넘는 긴 비행시험 기간동안 시험작업을 끌어오고 있었다. 그러나 아무런 문제없이 비행시험 은 종료되 었다.”. V. Production Design Evolves 프로토타입 설계안이 동결된 후 양산형 항공기의 설계안 진화는 가속화되었다. 시. 연단계 형상안 1132 이후 진행된 설계변천이 YF-22와 F-22의 대부분 외형상 차이 를 반영하고 있다. 1988년까지 형상 632는 형상 634로 변천하는데 이 과정에서 조 종석이 재배치되고 공기흡입구의 길이가 짧아졌으며 구조배치가 상당히 개선되었.

(12) 120 항공산업연구. 〈그림 6> Like the F-22, major secti이is of the YF-22 were b니ilt at three separate locations. The sections came together at Lockheed. facilities in Palmdale, California.. :呉足七. j. -:q ； '4(1 *.

(13) 121 항공산업연구. 그림 7> The YF-22 was unveiled to the public on 29 August 1990 in ceremonies at Palmdale, California.. 다. 더욱 중요한 것은 항공전자 시스템의 플라이어웨이 (flyaway) 비용에 9백만불의 상한선을 설정하게 된 것이다. 항공전자 시스템의 가격상한선은 프로그램에 대단히. 중요한 영 향을 미 쳤다.. Mullin의 설명을 들어보자. “항공전자 관련 요구조건은 점점 더 늘어 나고 있었 다. 1989년 1월 미공군의 고위 관계자는 항공전자 시스템의 가격상한선을 설정했 다. 그당시 비록 도면상이긴 하나 항공기 한 대당 항공전자 시스템의 가격이 1600. 만불을 넘고 있었다. 이 가격상한선은 ATF를 설계하고 있는 두팀과 공군 모두에게 충격파로 밀려오면서 프로그램에 큰 영향을 미치게 된다. 적외선 탐지 및 추적 시스 템과 측면 감시용 레이다 애퍼쳐 (radar apertures)를 포함한 다른 여러 시스템들이 도면상에서 사라졌다. 이 가격상한선은 아마도 프로그램 기간 중 발생한 여러 사건 중에 가장 바람직한 것 중의 하나였을 것이다. 이 시점 전까지는 항공전자 시스템이. 점점 복잡해지고 다기능화 됨으로써 상승하는 비용의 증가를 통제할 수 없는 지경이. 었던 것이다. 공군은 회의석 상에서 간단한 숫자 하나를 제시함으로써 복잡하고도 수많은 문제점 들을 해결했던 것이다.” 형상 634는 1989년 가을까지 형상 637로 나아가고 있었는데 이는 조금 다른 모 양의 전방동체 형상과 새로운 무장영역 설계 및 세부계통 배치를 갖는 것이었다. 주. 익 앞전의 후퇴각은 48도에서 42도로 변경되었다. 공기흡입구는 더 뒤쪽으로 이동 하고 조종석은 더 앞쪽으로 이동했다. 수직미익의 크기는 작아졌다. 날개끝단의 뒷 전부분은 잘라냈다. 항공기 전체의 길이는 64피트에서 62피트로 짧아졌다. 풀스케. 일 개발단계를 위하여 제출된 최종 설계안은 형상 638의 변형안이었다. 1990년 마 지막 날 오하이오의 라이트 패터슨 공군기지로 제안서가 송부되었다..

(14) 122 항공산업연구. 〈그림 8> The first flight came on 29 September 1990. S니pe「cruise flight was first demonstrated on 25 October. The aircraft was aerial 「efu이ed for the first time on 1 November. The first live missile firing (AIM-9) occurred on 28 November. (A live AIM-120 AMRAAM was launched on 20 December.) The YF-22 demonstrated controlled flight at sixty-degree angle of attack on 17 December. The flight test program finished in late December with a series of flight that took the YF-22 to speeds in excess of. Mach 2 and forces greater than 7 g's.. VI. The Win and After 1991 년 4월 23일 공군 비서관 Donard Rice는 ATF 프로그램의 풀스케일 개발 단계 수행을 위한 승자를 공표하였다, &况는 Lockheed오卜 P&W의 설계안에 대해 서 다음과 같은 언급을 했다. “명확하게 더 낮은 비용으로 더 우수한 기능을 제공하 고 있다. 공군에게 진정한 의미의 최상의 가치를 제공하고 있는 것이다.” 원래의 풀 스케일 개발 계약에 의하면 9대의 단좌식, 2대의 복좌식 그리고 2대의 지상시험용.

(15) 123 항공산업연구. 〈그림 9〉Though its basic shape is now well established, the F-22 continues to evolve in a flight test program at Edwards AFB, California, and in various other facilities across the United States.. F-22 항공기를 조달하도록 되어있다. 이후 이어지는 양산단계에서 2005년까지로 예정된 1차 조달분으로 750대의 전투기를 조달하게 되어 있었다. 그러나 ATF 프로. 그램의 시연단계 막바지에 총 대수는 648대로 줄어들었다. 계속된 냉전 이후의 국 방예산 감소와 위협분석 연구결과에 의거하여 1998년에는 339대의 항공기를 공군 에서 구매하는 것으로 다시 규모가 감소되었다. 그러나 공군에서는 궁극적으로 F-. 15E를 대체할 F-22의 공대지용 버전에 대한 기대를 가지고 있다. 장기적으로는 미 국의 동맹국에 대한 판매도 가능하다. 계약자 선정 후 풀스케일 개발단계 제안서에 대한 상세한 평가내용이 경쟁에 참여 한 제작사들에게 공개되지는 않았으나, Lockheed-Boeing-General Dynamics팀. 의 승리를 뒷받침하는 일부 내용은 공개된 바 있다. Sherm Mullin은 이를 이렇게 설명하고 있다. “우리팀의 목표는경쟁의 모든 측면에서 Northrop-McDonell. Douglas팀을 굴복시키는 것이었다. 승리를 위한 전면전략을 실행하기 위해 우리는. 6억7천5백만불에 달하는 팀내 자체 투자를 감행하였다. 우리팀의 제안은 균형있는 양산용 형상설계안이었다. 우리 프로토타입의 성능은 우리가 공군에게 제공한 성능 예측치와 정확하게 일치했다. 풀스케일 폴 모델은 만족스러운 수준으로 레이다 신호 표시체 요구조건을 충족시켰다. 항공전자 시스템은 지상 및 비행 시험장치를 통해. 성공적으로 시연되었다. 엄청난 양의 항공전자 실시간 소프트웨어들을 초기개발 하 였고 이들은 모두 훌륭하게 작동되었다. F-22는 자급자족 개념의 작전운용이 가능 하도록 세심하게 여러 요소를 설계에 반영하였고, 신뢰성, 유지보수성 그리고 지원. 성 즉면의 모든 요소도 설계를 통해 구현되었다. 그리고 엔지니어링 및 제작 개발단.

(16) 124 항공산업연구. 계를 위한 제안서 작성에 있어 모든 세부사항 들을 끈질기게 챙겨 제안서 상에 충실. 히 반영하였다.”. 1998년 가을, F-22 프로그램은 양산형 항공기의 첫 납품분에 대한 장기선행계약 의 체결과 더불어 개발단계에서 생산단계로 전환되었다. 1998년 4월의 설계안은 형. 상 645였다. 이는 1990년 12월 엔지니어링 및 제작개발 단계를 위한 Lockheed팀. 제안서 상에 포함되었던 설계형상안 638로부터 형상 외형선이 약간 변경된 것이다. 지금 이 순간에도 F-22의 설계는 계속 진화하고 있다. 모든 항공기의 설계는 설 계자의 스케치 단계에서부터 설계, 개발, 양산단계를 거쳐 실제 운용수명 주기 동안. 에도 끊임없이 진화한다. 퇴역하여 항공우주 박물관이나 세종대학교의 캠퍼스에 그 위 용을 자랑하며 서 있기 전까지 말이 다..

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