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개발의 역사

미 항공우주국(NASA: National Aeronautics and Space Administration)을 비롯한 다양한 연구 기관은 1980년대 말부터 추력편향(Thrust-Vectoring) 기술의 발달로 항공기의 고영각([高迎角], 혹은 고받음각, high angle-of-attack) 확장에 대한 개발 관심이 크게 높아지면서 다양한 관련 연구를 진행했다. 대표적으로 진행된 연구는 F-16 파이팅 팰컨(Fighting Falcon)에 추력편향 엔진을 설치하여 운동성을 확장한 NF-16 비스타(VISTA: Variable stability In-flight Simulator Test Aircraft, 2021년 X-62A로 명칭을 변경) 사업이나 F-15 이글(Eagle)에 추력편향 엔진을 장착한 시험기인 F-15 ACTIVE(Advanced Control Technology for Integrated Vehicle) 사업 등이 있었으며, F/A-18 역시 예외가 아니었다.

NASA는 기존 4+세대 전투기에 추력편향 엔진을 장착하여 비행영역선도를 확장하는 “하이 알파(High alpha; 고영각)” 테스트를 추진하게 되었다. NASA는 1985년경부터 연구팀을 구성하기 시작했으며, 버지니아주 햄튼(Hampton, VA)에 위치한 랭리 연구센터(Langley Research Center)에 고영각 기술 사업(HATP: High Angle-of-Attack Technology Program) 팀을 구성한 후 에임스 연구센터(Ames Research Center) 및 드라이덴 비행 연구센터(Dryden Flight Research Center), 루이스 연구센터(Lewis Research Center; 글렌 연구센터로 개명)와 협력하기로 했다. 랭리 연구센터는 대형 풍동(風洞, wind tunnel) 시험 및 컴퓨터 유체역학 시뮬레이션 장비(CFD) 등을 제공했으며, 에임스 연구소 또한 CFD 시설과 대형 풍동 시험 장비를 제공했다. 루이스 연구센터는 엔진 흡입구와 엔진 통합 작업을 맡았으며, 드라이덴 연구센터는 비행 연구를 책임지기로 하면서 업무가 대략적으로 분장됐다. 이 사업에는 국책 연구 기관 외에도 맥도넬-더글러스(McDonnell-Douglas; 現 보잉)를 비롯한 기업 및 미 국방부(해군, 공군, 해병대)와 NATO 가맹국 군 기관 일부가 참여했다. 전체 사업은 1987년 4월부터 본격적으로 테스트를 시작했으며, NASA는 1990년부터 1996년까지 호스트가 되어 2년에 한 번꼴로 고영각 연구 및 기술 콘퍼런스를 개최해 참여 기관들과 연구 진도를 공유했다.

테스트는 총 3단계로 실시했으며, 첫 단계는 1987년 4월부터 1989년 중순까지 진행됐다. 1단계에서는 특수 장비가 설치된 F-18을 투입해 받음각 55도에서 총 101회의 시험 비행을 실시했다. 1단계에서는 추력편향 엔진이나 특수 장비를 탑재하지 않은 F-18을 투입했으나 엔지니어들이 필요에 따른 장비만 외부에 설치했다. 1단계 첫 비행은 NASA 연구비행사인 에이너 에네볼슨(Einar Enevoldson, 1932~)이 장비 기능 검사를 위해 1987년 4월 2일에 실시했으며, 기능 검사를 위한 비행을 3회에 걸쳐 실시한 뒤 NASA 시험 비행 조종사에게 기체를 넘겼다. 1단계 목적은 고영각에서 항공역학적 측정을 실시하는 경험을 쌓고, 이후 2~3단계 시험을 진행하기 위한 비행 기술을 축적할 목적이었다.

2단계 시험부터는 F-18에 추력편향 엔진을 설치한 F-18 HARV(High-Alpha Research Vehicle) 기체가 투입됐다. 2단계는 컴퓨터 유체역학 시험으로 얻은 데이터와 풍동 시험 데이터, 그리고 1단계 시험에서 F-18로 얻은 데이터 간의 상관관계를 증명하는 것이 목적이었다. 본격적인 2단계 비행은 1991년 7월부터 시작됐으며, 이때부터 F-18에 탑재된 추력편향 장치를 이용해 비행을 하면서 데이터를 수집했다. HARV에 장착된 추력편향 장치 덕에 F-18의 엔진 추진열 방향을 바꾸면서 기존 항공역학적 통제로는 도달이 불가능했던 고도의 기동이 가능해졌다. 추력편향 체계가 더해지면서 F-18은 기존의 비행 통제 면인 에일러론(aileron), 방향타, 상승타, 리딩에지 플랩(Leading edge flap) 뿐 아니라 엔진 추진구에 방향 전환용 패널을 설치해 엔진 추진 방향까지 통제할 수 있게 되면서 기동성이 크게 높아졌다. F-18 HARV는 기동성이 크게 높아짐에 따라 받음각도 최대 70도까지 도달할 수 있게 되었다. HARV는 고영각을 장시간 유지하면서 비행이 가능했으므로 기존 항공기로는 수집할 수 없던 고급 비행 데이터도 대량 수집할 수 있었다. F-18 HARV는 1992년 2월에 2단계 시험을 종료했으며, 1993년 1월부터 1994년 1월까지 기체 개조 작업에 들어가 특수하게 제작된 엔진 흡입구 압력측정 시스템을 엔진 흡입구와 엔진면 사이에 장착했다. 이 장비는 극단적인 기동 상황에서 엔진으로 들어오는 공기 흐름이 어떤 식으로 이루어지는지 측정하기 위한 장비였다. NASA는 1994년 1월부터 다시 6월까지 시험 비행을 재개했으며, 미 해군이 잠시 실험에 공동 참여해 2단계에서만 총 193회 비행을 실시한 뒤 3단계로 진행했다.

3단계 시험은 1995년 3월부터 개시됐으며, 3단계는 항공기 기수 양 측면에 가변식 스트레이크(strake)를 설치해 고영각 상태에서 요잉(yawing: 항공기가 전진하면서 좌우로 방향을 트는 움직임) 통제가 가능한 지를 실험하는 내용이었다. 이는 만일의 경우 전투기의 기존 방향타가 고장 날 경우 스트레이크가 그 대안으로 작동할 수 있는지를 알아보기 위한 목적이었다. 3단계 실험에서는 145cm 폭의 스트레이크가 기수 부분 양 측면에 접이식 형태로 설치됐다. 이에 따라 받음각이 커지면 스트레이크가 펼쳐져 항공기 통제력을 강화하고, 마찬가지로 받음각이 작아지면 스트레이크를 접고 통상적인 방향타로 조종할 수 있었다. 3차 시험은 컴퓨터 모델링과 풍동 시험을 거친 뒤 1995년 7월부터 실제 시험 비행이 시작됐으며, 가변식 스트레이크가 효과가 있다는 것이 입증되면서 조종사는 추력편향만 사용하던가, 상하 움직임은 추력편향으로 하고 좌우 움직임은 스트레이크로 통제하던가, 아니면 상하 움직임은 추력편향으로 하고 좌우 움직임은 추력편향과 스트레이크 사용을 적절히 섞는 세 방식 중 하나를 선택할 수 있게 되었음이 증명됐다. 3단계 시험은 총 109회 비행으로 종료됐으며, F-18 HARV 사업은 1996년 9월, 1~3단계 도합 385회의 비행 기록과 함께 최종 종료됐다.

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특징

F-18 HARV는 기본적으로 맥도넬-더글러스(現 보잉)에서 제작한 사전 양산형 단좌식 F-18(제식 명칭 F/A-18지정 이전의 모델), 기체 번호 160780을 베이스로 삼았으나, 실험 단계에 따라 엔진과 주익 등 일부 부분에 대한 교체가 이루어졌다. 베이스가 된 F-18은 미 해군이 보유하고 있던 기종으로, 양산형 F/A-18이 아닌 해당 F-18을 굳이 사용한 이유는 이 기체에 스핀 방지용 낙하산(스핀 슈트)이 설치되어 있기 때문이었다. 실제로 해당 기체는 미 해군에서 스핀 테스트를 위해 종종 사용했던 기종으로, 맥도넬-더글러스가 F-18 시리즈에 대한 실용 개발을 시작한 뒤 여섯 번째로 제작한 기체였다.

HARV 사업에 사용된 F-18의 유일한 문제점은 미 해군이 해당 기체를 동류전환(cannibalization)용으로 사용하면서 상당수의 부품을 타 기종에 사용했다는 것으로, 최초 NASA가 기체 임대를 의뢰했을 당시 미 해군은 이 기체가 비행이 불가할 것으로 판단하고 있었다. NASA는 세인트루이스의 맥도넬-더글러스 공장에 있던 해당 기체를 반 트레일러로 드라이덴 기지까지 이송했으며, 400개 이상의 부품이 빠진 데다 배선 관련 자료가 거의 없는 기체를 복구하기 위해 오랜 시간을 소비했다. 심지어 기체에서 빠진 일부 부품은 수급이 어려워 드라이덴에서 직접 부품을 깎아 만들어야 했다. 드라이덴의 엔지니어들은 기체를 전부 해체해 기존 배선을 걷어내고, 새로 조립한 후 다시 배선을 깔았다. 엔진은 F/A-18용으로 개발되긴 했으나 주로 수출용 기체에만 탑재된 추력 16,000파운드급의 제네럴 일렉트릭(GE: General Electric)사의 F404-GE-400 엔진을 바탕으로 추력편향 시스템을 적용해 장착했으며, 연구용 비행통제시스템을 설치했다.

F-18 HARV는 3단계 시험 중 1단계에서는 기체 개조를 가하지 않은 F-18을, 2~3단계에서는 HARV 사양으로 개조한 기체를 투입했다. 다만 1단계에서는 필요에 따른 장비를 장착하는 방법으로 시험 비행을 실시했다. 1단계에는 기수 부분의 리딩에지 엑스텐션(Leading Edge Extension: 기수와 날개가 이어지는 유선형 돌출부)에 특수 스모크 분사 장치를 설치해 기체의 비행 흐름을 알아볼 수 있도록 했으며, 이 연기를 제대로 포착할 수 있도록 기체 내부에 카메라를 설치했다.

본격적인 시험 단계인 2단계부터 투입된 F-18 HARV는 소프트웨어뿐 아니라 하드웨어까지 광범위하게 개조했다. 우선 엔진 추진구에는 방향 변환을 위해 다축(多軸)으로 된 패널이 엔진 하나당 세 개씩 설치됐다. 고열을 견뎌야 하는 패널의 특성상 재질은 내열에 강한 크로뮴(chromium)과 강철을 섞은 니켈(nickel) 합금으로 제작한 ‘인코넬(Inconel) 1’ 금속으로 만들었다. 이들 패널은 엔진 추진구의 분사 방향을 상하 및 좌우로 조정할 수 있도록 설계했으며, 이것이 항공기 자체의 기동 능력과 결합해 X-Y-Z축으로 움직임이 가능하게 됐다. NASA는 엔진 개조를 가하면서 일부러 엔진 추진구 노즐 길이를 줄이기 위해 애프터버너(afterburner)를 포함하여 약 60cm 정도를 줄였는데, 이는 한쪽 끝만 힌지(경첩)로 고정된 긴 패널이 계속 움직여야 할 경우 무게 부담이 발생해 금속 피로가 발생할 수 있으므로 길이를 짧게 한 것이다. 이 때문에 F-18 HARV는 초음속 돌파가 불가능했으나, 어차피 HARV 시험 자체에는 초음속이 필수 요건이 아니었으므로 이것이 문제가 되지 않았다.

HARV에는 추력편향 통제체계가 추가되면서 전체 중량이 약 998kg가량 증가했으며, 그 위에 스핀에 들어갈 경우를 대비한 안전용 낙하산과 비상전력공급장치, 그리고 기체 앞뒤 균형을 맞추기 위한 680kg 정도의 무게 추가 더 추가되고 추력편향 통제체계와 관계없는 장비와 배선 등이 더해지면서 190kg가량이 늘어났다. 3단계에서는 기수 옆에 특수 제작한 스트레이크를 설치해 받음각의 각도에 따라 펴지거나 접히도록 했으며, 받음각이 커지면 최대한으로 펼쳐져 기수에서 발생하는 강한 와류를 받아 강한 측면 통제력이 발생하도록 했다. 앞서 실시한 풍동 시험에서는 받음각이 클 경우 스트레이크를 펼치고, 받음각이 낮을 때는 방향타를 사용하면 상호 간의 보완 관계가 될 수 있음을 확인했다.

HARV는 기존 F-18의 비행 통제 컴퓨터를 개량한 PACE 1750A를 사용했으며, 추력편향 엔진을 사용한 비행 통제 능력을 연구할 목적으로 특별히 작성된 명령어를 사용해 항공기가 조종사의 명령에 따라 최적화된 항공역학적 통제와 추력편향 비행을 복합적으로 사용할 수 있게 했다. F-18 HARV의 조종석 자체는 기존 F-18과 동일하며, 비행 데이터 수집을 위한 특수한 비행을 실시할 때에도 기존 F-18를 비행할 때와 조종 방법이 동일했다.

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운용 현황

HARV는 특정 항공기의 개발이나 개조를 목적으로 시행한 사업이 아니라, 항공기의 비행 능력 확장 가능성을 연구하기 위해 NASA에서 발주한 사업이다. 따라서 기체는 실험용으로 제작한 단 한 대만 완성됐으며, 연구 사업 종료 후 해당 기술 결과를 특정 항공기에 직접적으로 반영하지도 않았다.

NASA는 HARV 사업을 개시한 뒤 1987년 4월부터 시험 비행에 들어갔으며, 시험 비행은 윌리엄 “빌” 데이나(William H. Dana, 1930~2014)와 에드 슈나이더(Edward T. Schneider, 1950~)가 실시했다. 비행선도영역 확장 비행은 1992년 2월까지 진행됐으며, 전체 사업은 1996년 9월부로 종료했다. NASA에서 진행한 실험은 약 70도 받음각에서 F-18의 비행 능력 확인과 그리고 65도 받음각에서 급격한 롤링(rolling) 기동 시에 발생하는 영향 연구 등이 포함되었다. 기존 F-18의 한계 받음각은 55도이며, 추력편향을 적용하지 않은 상태에서 통제된 롤링은 35도 정도가 최대 한계였다.

시험 기간 중 F-18 HARV는 총 385회의 연구 목적 비행을 실시했으며, 추력편향 엔진을 활용하여 최대 받음각 65도~70도 사이에서 비행을 실시했다. 비행 결과로 F-18 HARV는 70도 받음각 상태로 안정적인 비행 유지(이전 최대 기록은 55도)에 성공했고, 65도 받음각 상태로 급격한 롤링 기동을 실시하는 데도 성공했다. 이전까지만 해도 높은 받음각을 유지한 상태에서 안정적으로 통제된 롤링은 불가능했으나, F-18 HARV를 통해 첨단 기술을 응용할 경우 극복이 가능하다는 점을 입증한 것이다. HARV 사업은 또한 추력편향 엔진을 사용할 경우 기존 항공기의 받음각을 비약적으로 높일 수 있는지, 비행영역선도를 확장할 수 있는지에 중점을 두었으며, 접이식 스트레이크의 타당성을 파악하고자 했다.

HARV 사업은 NASA가 주도하다가 2단계 시험에서만 미 해군이 한시적으로 참여했다. 하지만 항공기 조종사로 NASA 드라이덴(Dryden) 연구소의 시험 비행 조종사뿐 아니라 미 해군, 미 해병대, 왕립 캐나다 공군, 왕립공군(영국), 맥도넬-더글러스사, 칼스팬(CalSpan)사 소속 시험 비행 조종사들이 참여하면서 다수의 업체와 기관이 간접적으로 사업에 동참했다.

결과적으로 NASA는 HARV 사업을 통해 추력편향 엔진과 가변식 스트레이크 도입 등으로 기존 항공기로 구현하기 어려운 기동 범위를 확인했고, 높은 받음각에서 항공기의 움직임에 대한 이해를 높였다. 이 데이터를 통해 항공기 엔지니어와 설계자들은 이후 등장할 차세대 전투기를 개발하면서 그간 조종사가 피해야 했던 비행 영역을 안전하게 비행할 수 있는 기술을 확보할 수 있었다.

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파생형

F-18 HARV: 고영각 연구를 위해 미 해군이 동류전환용으로 보유 중이던 F-18 사전 양산기를 개조한 기체. 시험 비행용으로 단 한 대만 제작되었으며, 1996년 사업 종료 후 버지니아주 햄튼(Hampton, VA)에 위치한 버지니아 항공우주센터로 이관되어 전시 중이다.

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제원

용도: 고영각 연구용 시험기
제조사: 맥도넬-더글러스 (보잉에 흡수, 1997~)
전장: 17.1m
전고: 4.7m (수직 미익까지), 3.17m(캐노피까지)
날개 길이: 11.3m
자체 중량: 불명
총중량: 14,505kg(1단계)/16,374kg(2~3단계)
연료 무게: 2,939kg (내장 연료)
추력체계: 16,000파운드급 제네럴 일렉트릭(GE) F404-GE-400 엔진 X 2
최고 속도: 274km/h로 제한
실용 상승 한도: 불명
항속 거리: 불명
무장: 없음

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저자 소개

윤상용 | 군사 칼럼니스트

예비역 대위로 현재 한국국방안보포럼(KODEF) 연구위원으로 활동하고 있다. 미국 머서스버그 아카데미(Mercersburg Academy) 및 서강대학교 정치외교학과를 졸업했으며, 동 대학 국제대학원에서 국제관계학 석사학위를 받았다. 육군 통역사관 2기로 임관하여 육군 제3야전군사령부에서 군사령관 전속 통역장교로 근무했으며, 미 육군성에서 수여하는 육군근무유공훈장(Army Achievement Medal)을 수훈했다. 주간 경제지인 《이코노믹 리뷰》에 칼럼 ‘밀리터리 노트’를 연재 중이며, 역서로는 『명장의 코드』, 『영화 속의 국제정치』(공역), 『아메리칸 스나이퍼』(공역), 『이런 전쟁』(공역)이 있다.