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노스롭 F-5 디자인 리뷰 [T-38, Mig-21]

  작성자: 중복체크
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작성일: 2019-05-10 04:37:43

우리나라에서 제공호로 사용하고 있는 노스롭 F-5는 1950년대 말에 개발된 전투기로 지금 기준으로는 그냥 구형 전투기의 하나입니다. 하지만 자세히 알고 보면 상당히 훌륭한 설계라고 생각하는데요. 왜 그런지 하나씩 자세히 알아보면 좋을것 같습니다.




F-5의 개발에 있어서 중요한건 초기의 개발 개념이라고 생각합니다. 1950년대 당시는 항공공학에 대한 이해가 깊어지면서 여러가지 새로운 기술이 적용되었고 비행 속도도 빨라지면서 기체가 대형화되고 복잡해졌으며 이로 인해서 유지비용도 증가하게 되었는데요. 노스롭에서는 이러한 추세를 완전히 거스르는 가볍고 단순하고 유지비용이 저렴한 전투기에 대한 수요가 발생할 것이라는 예상으로 자체적으로 경량 전투기를 개발했습니다.



이를 위해서 당시 사용할 수 있었던 추력이 높고 무거운 항공기용 엔진이 아닌 미사일(디코이)용으로 개발된 가벼운 소형 엔진을 두 개를 적용하면 엔진을 기준으로 했을때 훨씬 더 우수한 중량대비 추력을 얻을 수 있다는 아이디어를 갖게 되었습니다. F-86에 사용된 J47나 F-104에 사용된 J79가 아닌 J85을 두 대를 적용하면 절반도 되지 않는 엔진 중량으로 더 높은 추력을 얻을 수 있다는 것에 착안해서 F-5를 개발한 것입니다. 그렇다고 해서 중량이든 어떤것을 기준으로 하더라도 소형 엔진 두 개가 대형 엔진 하나보다 반드시 더 낫다고 얘기할 수는 없습니다.


F-5를 해군용으로 항공모함에서 운용하기 위해서 엔진을 두 대를 장착하려고 했다고 생각할 수도 있지만 이에 대한 뚜렷한 근거는 찾지 못했습니다. F-5 개발 이전에 몇 가지 모델이 있었고 그 중에는 아래 사진처럼 해군에 제안했던 것도 있지만 이는 F-5와는 외부 형상에 차이가 있습니다.



영향을 전혀 주지 않았다고 할 수는 없겠지만 현재 운용되는 F-5 모델의 시제기 격인 아래 N-156F를 해군용을 고려했다고 볼 수 있는 부분이 있을지는 잘 모르겠습니다. 이후 해군에서 운용된 A-4나 F-8도 단발엔진이고, 쌍발엔진에 대한 요구가 시작된건 F-5 시대하고는 아무래도 좀 차이가 있어 보입니다. 프로펠러 전투기 시절만 하더라도 쌍발기보다는 오히려 단발기를 더 선호하기도 했는데요. 왜냐하면 프로펠러기의 특성상 쌍발기는 엔진 사이의 간격이 넓기때문에 엔진 하나가 고장시 한쪽으로 돌아가려는 힘이 너무나 컸고 이건 항공모함 탑재기로써 아주 치명적인 약점이기 때문입니다.






이제 외형에 대해서 살펴봅니다. F-5의 주날개를 보면 먼저 위에서 내려다 보는 평면형상은 후퇴각이 그리 크지 않은 사다리꼴 형태입니다. 항공기 설계에서 모든 항목이 전부 그렇지만 날개의 평면형상의 경우에도 어느 한 가지 이유만으로 그렇게 결정하지 않고 여러가지를 감안해서 가장 적절한 이른바 최적인 것을 선택하게 됩니다.




F-5의 날개를 이렇게 정한건 유도항력과 무게를 동시에 줄이려는 시도와 함께 당시 초창기 후퇴익 제트 전투기에서 나타났던 문제점인 피치업에 대비하려는 것이기도 합니다. 항력은 공기역학이고 중량은 구조에 해당하는데, 이렇게 서로 다른 두 분야에 대해서 동시에 최적화를 하는게 시간이 지나면서 유행이 되었습니다. 피치업에 대해서는 737 디자인 리뷰에서도 나왔었는데요. 최신 전투기 설계에서도 여전히 중요한 문제입니다. 이는 주날개의 후퇴각과 가로세로비의 조합에 따라서 특성이 결정되기 때문에 두 조합이 어떤 범위에 들어가는 것이 영향을 받지 않는다는 일종의 가이드가 나온것도 이 시기였고, 지금도 여전히 이를 참고하고 있습니다. 


일반적으로 전투기라고 하면 다루기가 너무 어렵기 때문에 매우 숙련된 조종사만이 이를 잘 다루는 것이라고 생각할 수도 있습니다. 물론 틀린 애기는 아닙니다. 하지만 민항기도 그렇고 전투기도 다르지 않아서 항공기를 설계할때 가장 중요하게 생각하는것 중의 하나가 바로 조종사의 부하를 줄여주는 것입니다. 전투기는 적기를 격추시키는것이 목적이기 때문에 전투기 자체를 제대로 조종하는데 필요한 부하를 최소로 줄여서 전투임무에 더욱 집중할 수 있도록 하는게 중요합니다.


다시 말해서 실속이나 스핀 기타 조종불가능 같은 위험한 상황에 진입을 하더라도 조종을 잘 하니 회복할 수 있다는게 아니라 아예 그런 상황에 들어가지 않도록 여러가지 방법으로 최대한 보호를 하고 있습니다. 이건 예를 들면 자동차에 있는 미끄럼방지장치 아니면 무슨 ESC, VDC, DSC 이런것이나 마찬가지입니다. 이름은 다르지만 휠이 미끄러지려고 하면 알아서 ABS를 작동시켜서 자세를 잡아주는 것인데, 항공기에서도 비슷하게 위험영역에 들어가지 않도록 하는 기능이 있습니다. 최신 고기동 전투기일수록 이런 보호장치가 더 갖추어져 있다고 보면 틀리지 않습니다. FBW 이전 세대 전투기인 F-5에서는 이를 항공기 자체의 공력특성으로 해결해야 했고, 그 중에서도 후퇴각, 초음속 전투기의 초창기, 발전기에는 피치업이 상당히 중요했습니다.




그리고 이건 마치 공식처럼 적용되는 것인데요. 고속을 위해서는 후퇴각이 커야하고 두께비는 작아야 하며, 저속에서는 그 반대입니다. 그래서 둘을 동시에 만족할 수는 없기때문에 전투기의 임무에 따라서 어느 한쪽에 집중하고 나머지는 다른 방법으로 보완하는 식으로 처리한다고 보면 됩니다. F-5의 날개 단면은 고속시 항력을 줄이기 위해서 두께비가 작은듯한 에어포일을 사용했는데, 대신 공중전을 하는 고아음속 영역을 위해서 날개의 앞전에 기동플랩을 적용했습니다. 초기 모델은 이착륙, 저속기동, 고속기동에 따른 수동 조절이었지만 후기 E 모델에서는 자동으로 변경된듯 합니다.





그리고 주날개와 동체가 만나는 부분을 보면 작은 스트레이크가 있는데요. 이건 처음부터 스트레이크의 기능을 이해하고 나서 적용한게 아니라 단순히 면적법칙을 적용하기 위해서 추가한 것입니다. 하지만 이후에 이 작은 스트레이크에서 와류가 만들어지고 이로 인해서 양력이 상당히 증가한다는 것을 알게 되었습니다. 그래서 이를 Leading Edge Extension (LEX)이라고 불렀고 F-5 이후 F-16, F-18에도 적용되었습니다.



최근에는 전방동체 옆에 날이 서 있는 주름인 Chine이란 형태로 F-22와 F-35에도 유사한 목적으로 적용되어 있습니다. 러시아에서도 Su-27 개발 당시 F-5와 F-16 등을 참고했는데, 당시 러시아에서는 이런 스트레이크의 존재는 알았지만 정확한 메커니즘에 대해서 이해하지 못했습니다. 그래서 특정 받음각 이상에서는 오히려 악영향이 나타나서 힘들게 테스트를 했다고 합니다. 흔히 최신 전투기를 직접 분해하고 만져보면 최신 기밀사항을 이해할 수 있을것으로 생각할 수도 있지만, 이런식으로 공기역학과 관련된 부분은 눈에 뻔히 보이더라도 외관만으로는 그 원리를 이해할 수 없는 부분이 있는것 같기도 합니다.





여기서 잠깐, T-38하고 F-5하고 거의 비슷해 보이지만 외관상 일부 차이가 있는데 이걸 몇 가지만 알아보고 가면 좋을것 같습니다.


두 가종 사이에는 단순히 외형에만 차이가 있는게 아니라 항공기에서 가장 중요하다고 할 수 있는 날개단면인 에어포일부터 변경이 되었습니다. 왜냐하면 서로 속도범위가 다르기 때문입니다. 이런건 날개를 잘라보지 않으면 알 수 없는데요. F-5는 풍동시험을 거치면서 NACA 65 계열을 변형해서 적용했습니다. 보통 전투기뿐 아니라 민항기의 경우에도 그렇고 항공역학 교과서에 나오는 NACA 5자 아니면 6자계열 아니면 단순한 대칭형 이런식으로 기존에 개발된 에어포일을 그대로 사용하는 경우는 거의 없습니다. 대부분 기존 에어포일을 이렇게 저렇게 변형해서 사용하거나 또는 제조사 자체적으로 개발한 것을 사용합니다. 그래서 에어포일 종류라고 공개된 것을 보면 뒤에 MOD라고 붙어있는데 이건 전투기라서 어쩐지 ministry of defence 국방부 같은 약자일것 같지만 어딘가 변형을 했다는 modified의 의미입니다. 아래 단면 형상을 보면 왼쪽 앞전 부위가 전체적으로 좀 숙여져 있습니다.



그리고, F-5의 원형인 훈련기 T-38은 자체중량이 3270kg이지만 F-5는 4347kg로 증가했습니다. 전투기에 필요한 전자장비, 무장 등이 추가되었기 때문인데요. 아마 기체의 보강도 있었을 것입니다. 하지만 수평꼬리날개의 면적은 그대로 두었습니다. 그랬더니 이렇게 증가한 무게로 인해서 이륙 로테이션시 엘리베이터의 힘이 부족하게 되었는데요.


이를 해결하기 위한 방법으로는 수평꼬리날개 엘리베이터의 면적을 키우는 것을 가장 먼저 고려할 수 있을겁니다. 하지만 노스롭에서는 이렇게 하는 대신에 노즈기어의 높이를 살짝 올려주는 것으로 대신했습니다. 왜냐하면 이륙 로테이션을 제외한 비행 영역에서는 기존의 꼬리날개 크기로도 아무런 문제가 없었기 때문입니다. 꼬리날개 면적을 키우면 무게가 증가하고 조종면 면적이 달라지는 것으로 인해서 이착륙을 제외한 나머지 영역에서 비행특성에도 영향을 미치기 때문에 이를 수정하는 것은 생각보다 일이 커집니다. 이에 비해서 랜딩기어의 높이를 올리는 것은 기존의 랜딩기어가 수납되는 공간을 감안해서 실린더를 변경하는 수준에서 그치기 때문에 비용을 포함해서 상대적으로 더 유리하다고 할 수 있습니다.




항공기 설계시 여러가지 선택 가능한 옵션이 있을때 이런저런 항목을 고려해서 결국은 뭔가로 고려했다 이런 과정이 좀 더 복잡하고 무슨 해석이 들어가고 그러면 이런걸 그럴듯하게 최적화라고 표현할 수도 있는데요. 사실 자세히 알고 보면 대체로 비용이 가장 중요합니다. 이에 대해서 더 이상 설명은 필요하지 않을것 같습니다.




면적법칙에 대해서는 대부분 잘 아실것 같아서 설명은 생략합니다. 보통 F-5 시기의 다른 전투기를 보면 동체를 잘록하게 좁히는 방식으로 이를 적용했는데요. F-5는 동체뿐 아니라 날개끝 연료탱크에까지 면적법칙을 적용했습니다. 아래 사진을 가만히 잘 보면 연료탱크 중간이 마치 볼링핀처럼 잘록하게 들어가 있습니다. 이를 보면 항력을 줄이기 위해서 얼마나 노력을 했는가를 알 수 있습니다. T-38은 마하수 1을 기준으로 면적법칙을 적용했지만 F-5는 이보다 빠른 속도인 마하수 1.15를 기준으로 적용했고 이를 위해서 공기흡입구라던가 일부 변경이 있었습니다.





이번에는 수평꼬리날개를 보면 동체의 거의 바닥 부위에 장착되어 있는데요. 이는 높은 받음각에서 주날개를 지나는 공기 후류에 들어가지 않도록 하려는 것입니다. 예를 들어 F-104처럼 T-Tail인 경우 높은 받음각에서 수평꼬리날개가 전방동체와 주날개에서 발생하는 후류에 들어가서 엘리베이터의 작동이 말을 듣지 않기때문에 실속에서 회복하기 어려운 문제가 생깁니다. 이런 피치업은 고속이고 후퇴각이 기본인 전투기에서는 피할 수 없는 문제입니다. 그래서 F-5는 이를 위해서 수평꼬리날개를 최대한 낮은 위치에 장착을 했습니다. 초창기 제트 전투기를 보면 수평꼬리날개가 수직꼬리날개의 중간에 있는것도 많은데요. 이를 통해서 피치업 문제를 이해하고 나서는 대부분 수평꼬리날개의 위치가 최대한 아래로 내려가는 경향이 있습니다. 





이번에는 수직꼬리날개를 보면, 마치 주날개와 짝을 이룬듯한 사다리꼴 형태입니다. 하지만 처음부터 그렇게 설계한건 아니고 원래는 뒤로 젖혀진 형태였지만 공탄성 효과로 인해서 이렇게 형태를 변경했다고 합니다. 정확한건 확인할 수 없지만 러더가 수직꼬리날개의 아래부분에만 있는것으로 보면 스트레이크로 인한 영향으로 인해서 그랬을 수도 있고, 수직꼬리 끝부분에 하중부담을 주지 않으려는 가능성도 있을것 같습니다. 왜냐하면 이렇게 러더가 수직꼬리날개의 아래부분에만 위치하면 스핀같은 아주 높은 받음각에서는 러더가 수평꼬리날개 후류에 들어가서 효과가 사라지기 때문인데요. 어쨋든 F-5는 이런 형태를 가지고도 아주 우수한 스핀특성을 가지고 있다고 합니다. 스핀은 방향안정성하고 관련이 있는데 F-5는 정상적인 전투기동에서는 나올 수 없는 정도의 상당한 오조작을 해야만 스핀에 진입할 수 있었다고 합니다. 다시 말해서 조종사가 스핀에 진입한다는 걱정이 없이 전투기동 조작에만 집중할 수 있다는 얘기입니다.





아래 사진은 보면 일부 남미국가 등에 수출된 F-5E 모델인데 수직꼬리날개 앞부분에 Dorsal Fin이 있습니다. 일반적으로 Dorsal Fin은 높지 않은 받음각 영역에서, 예를 들어서 측풍 착륙시 큰 옆미끄럼각에서 방향안정성을 확보하려는 목적으로 적용합니다. 높은 받음각에서 문제가 나타난다면 동체의 후미의 아래에 붙는 Ventral Fin이 훨씬 더 효과적입니다. 다시 말해서 처음 보는 전투기의 아래 부분에 벤트럴핀이 있다면 전투기라면 고받음각 기동을 한다고 가정해도 어느 정도 맞을겁니다.



이렇게 F-5에 Dorsal Fin이 추가된 이유를 공식적으로 확인할 수는 없지만, 이는 방향안정성이라기 보다는 기존 수직꼬리 바로 앞에 ADF 안테나를 장착하고 이를 가려주는 페어링 역할인듯 합니다. 일부 방향안정성을 위해서라고 하는 얘기도 있지만 이건 일반적으로 그렇게 사용되기 때문이고, 특별히 남미 수출형에만 이를 추가할 이유는 별로 없어 보입니다. 그리고 F-5가 기본적으로 비행특성이 좋기로 유명하기 때문에 굳이 이런걸 추가했을 필요가 있을까 하기도 합니다.




이제 동체에 대해서 알아봅니다. 동체 앞부분을 옆에서 보면 기수가 약간 내려간듯 하면서도 끝부분은 다시 올라가려고 하는데요. 이런식의 외형을 갖는 이유는 어떤 비행기든 속도가 음속을 넘어 증가할수록 기수가 내려가려는 경향을 갖습니다. 그러면 트림을 맞추기 위해서는 엘리베이터가 기수를 약간 들어 올리도록 움직여야 해서 트림항력이 증가합니다. 그래서 엘리베이터 대신 동체 전방에서 양력을 약간 만들어 기수를 들어주는 아니면 엘리베이터의 사용을 줄여주는 효과를 기대해서 트림항력을 감소시킬 수 있기때문이라고 합니다.




동체의 전방 기수 부분은 양력에도 기여할 수 있고 방향 안정성에도 기여해서 예를 들어 스핀 특성에도 영향을 줍니다. 동체 전방이 단순히 레이더 장착을 위한 공간확보가 전부가 아니라서 이건 다른 전투기에서도 이렇게 비슷한 이유를 감안해서 그 형상이 결정됩니다. 동체의 양 옆에 공기흡입구가 위치하는 경우 엔진에 공급되는 공기의 특성을 위해서 동체 형상이 변경되기도 합니다. 해군기종의 경우 착함시 전방 시계확보를 위해서 기수 부위를 약간 내려주는 것이 필요하기도 합니다.




이번에는 아래 그림에서 왼쪽 F-5의 동체 단면을 보면 당시 전투기였던 오른쪽 F-101과 큰 차이가 있습니다. F-5는 캐노피와 동체의 폭에 차이가 크지 않지만 F-101은 동체가 훨씬 더 두껍습니다. F-5는 당시 유사 전투기와 비교했을때 동체의 단면적을 15% 정도 감소했다고 합니다. 이렇게 동체 단면이 감소하면 전체적으로 동체가 가늘고 긴 정도가 증가하고 이는 결국 초음속 영역에서 중요한 조파항력이 감소됩니다. 뿐만 아니라 단면이 감소한다는 얘기는 표면적도 줄어든다는 의미라서 이건 아음속 영역에서 중요한 표면마찰항력도 감소된다는 것입니다.



이것만이 아니라 실제 조종사의 어깨부위의 폭은 증가되어서 조종사의 시계가 더 확보되었다고도 합니다. 몰론 이로 인해서 동체 내부에 연료나 전자장비나 무장 등을 위한 공간은 희생될 수 밖에 없습니다. 좋게 본다면 경량전투기라는 목적에 충실했다고 할 수 있겠지만 반대로 보자면 가격만을 위해서 여러가지 과도하게 포기했다고 볼 수도 있을겁니다.




F-5의 최고속도는 마하 1.6인데, 이렇게 정한건 당시 베트남에서의 공중전을 분석한 결과때문입니다. 미군의 기종으로는 대부분 마하수가 2.0을 넘는 F-4, F-104, F-105, F-106, F-111 등이 포함되었는데, 실제로 마하수 1.8을 넘어간 적은 단 한 순간도 없었고, 마하수 1.4 이상도 거의 없었다고 합니다. 대신에 대부분의 작전과 공중전 기동은 고도 20000피트, 마하수 1.2 아래에서 이루어졌다고 합니다. 왜냐하면 선회율을 최대로 하기 위해서는 아음속으로 비행해야하기 때문입니다. 하지만 이는 당시의 공중전을 기준으로 하는 얘기이고 최근처럼 근접 공중전 보다는 멀리서 먼저 보고 발사하고 재빨리 사라지는 개념에는 어울리지 않는것 같기도 합니다. 특히나 요격기라던가 공격기로도 사용되는 다목적 기체를 감안하면 어느 정도는 속도를 낼 수 있는게 필요하지 않을까 합니다.




F-5하고 Mig-21하고 자주 비교가 되는데요. 두 기종간의 전투기동 테스트에 대한 결과를 보면, 아마도 구조강도의 영향인듯 한데 기본적으로 Mig-21이 저고도에서 속도가 제한되는듯 해서 15000피트 이하에서는 전반적으로 F-5가 우수하고, 높은 마하수에서는 Mig-21이 다소 앞서는 것으로 나옵니다. 마하수 0.9에서 1.2 사이의 선회는 전반적으로 비슷하지만 아마도 델타익으로 인해서 높은 g에서는 유도항력으로 속도를 잃으면서 회전반경이 감소하는듯 해서 그런지 0.9 이하에서 순간선회는 Mig-21이 우세한 반면 지속선회는 F-5가 더 우세하다고 합니다. 급상승은 Mig-21이 조금 더 낫지만 조종석 시야는 F-5가 더 낫고, 결론적으로 여러가지 면에서 아주 유사한 성능을 보이기 때문에 F-5를 가상적기로 사용하고 있습니다. 


Mig-21에 대한 리뷰는 아니지만 Mig-21에 대해서 더 알아봅니다. 수치로만 보자면 F-5와 비교가 가능할지 몰라도 예를 들어서 저고도 높은 속도 다시 말해서 높은 동압 상태에서 진동이 아주 심해서 무장을 사용하는게 불가능할 정도라고 합니다. 또한 낮은 고도에서 조종간을 움직이는 힘이 너무 많이 필요해서 기동에 제한을 받는다고 합니다. 이건 예를 들어서 자동차 앞에 장애물이 나타나서 이를 피하려고 스티어링휠을 급히 돌려야 하는데 이때 돌리는데 힘이 너무 많이 들어간다는 얘기하고 비슷합니다. 또한 엔진 반응도 느리고 방향안정성도 떨어져서 지상목표물 공격시 난기류를 만나면 과도한 조종력이 필요하다고 하는데요.




이런건 모두 제원에서는 찾아볼 수 없는 특성이지만 실제 전투기 조종사에게는 단순한 최고 마하수 아니면 최대 무장량 같은것보다 훨씬 더 중요합니다. 전투기를 비교할때면 항상 익면하중이나 추력대중량비 같은것을 가지고 얘기하지만 숫자만으로는 이런 부분은 알아낼 수가 없습니다. 초음속 전투기의 개발 과정에서는 대부분 추락사고를 겪는게 보통인데 F-5는 큰 사고가 없이 무난히 개발을 완료했을 정도로 비행특성이 우수하다고 합니다. 이런 전투기를 1950년대 말에 그것도 군이나 정부기관에서 요구한 RFP에 맞춘게 아니라 업체에서 먼저 예상하고 개발을 시작했다는건 정말 대단한것 같습니다.




끝까지 읽어주셔서 감사합니다.

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