Light Weight Fighter

Aerospace engineering

Joung woo lee

INTRODUCTION

Purpose of Lightweight fighter program

Flight Test Approach and Organization

TechnologyYF-17’s

Development History

First TestYF-16’s

Development HistoryTechnology

First Test

SummaryOutcome of

Lightweight Fighter Program

Purpose of Lightweight fighter program

To determine the feasibility of developing a small, light-weight, low-cost fighter, to establish what such an aircraft can do, and to evaluate its possible operational utility.

Performance Goal and Objectives

LWF prototype candidates should have a gross weight of less than 20,000 pound; possess superior performance and maneuvering in the transonic, high-G regime; be capable of operating in a 225 nautical mile (nmi) combat radius on internal fuel, and 700 nmi radius with external fuel.

The aircraft should be capable of Mach 1 to 1.2 performance at sea level, and Mach 2 at altitude.

Superior air-to-air performance.

- Maximum sustained turn (load factor) at 30,000 ft, at Mach 0.9 and at Mach 1.2.- Maximum instantaneous turn at 40,000 ft, Mach 0.8.- Acceleration time at 30,000 ft from Mach 0.9 to Mach 1.6.

Sufficient range.

Fuel reserve for 20 min loiter at sea levelLanding

Climb from 20000ft to optimum cruse altitude, max dry thrust

Cruise at optimum Mach and altitude for at least 500nmi

Return

Four 360deg turns at 0.9 Mach, 30000ft altitude, max thrust

Three 360deg turns at 1.2 Mach, 30000ft altitude, max thrust

Accelerate from 0.9 to 1.6 Mach at 30000ft altitude, max thrust

Expend two AIM-9E missiles and 50% of gun ammunition (97 lb)

Combat

Full internal fuel, two air intercept missiles (AIM-9E), and 500 rounds of 20mm ammunition

Starting condition

Design-to-cost.

- The goal was a three million dollar unit cost, assuming a hypothetical production run of 300 aircraft over three years.

Performance Goal and Objectives

Direct contribution to performance.

- Harry Hillakers,(General Dynamic design team) – To achieve the LWF’sperformance and cost goals

Moderate risk, but sufficiently advanced to require prototype to reduce risk.

- The program called for design, development, and flight testing of two prototype aircraft with expressed purpose of demonstrating advanced fighter technologies that would be applicable to the next-generation USAF fighter aircraft.

Meet cost, utility, and complexity restraints.

- LWF prototypes must use advanced technology to hold procurement and operating costs dawn, rather than as a lure for unneeded sophistication.

Technology Selection Criteria

Simplified formal direction, less paperwork

Small but authoritative program office

Contract features

A. Cost-plus-fixed-fee (CPFF) with ceiling.

B. No contract end item (CEI).

C. Schedules to be set by the contractors.

D. No tie to subsequent production contract.

Philosophy and Program Management

Nine companies received RFPs :Boeing, Fairchild, General Dynamics, Grumman, Ling-Temco-Vought (LTV), Lockheed, McDonnell Douglas, North American Rockwell, and Northrop.

Not a Competitive Flyoff

Joint Test Team

Onsite Decision Making

Focus on Achieving Major Program Goals with Minimum Delay

Source Selection

Flight Test Approach and Organization

Flight envelope clearance was to be 10000-40000ft, 0.6-1.6 Mach.Energy maneuverability performance data was to include a sustained turn at 30000ft, 0.9 Mach; a sustained turn at 30000ft, 1.2 Mach; an instantaneous turn at 40000ft, 0.8 Mach; specific excess power (Ps) envelopes; and acceleration time at 30000ft from 0.9 to 1.6 Mach.Assessments of high angle-of-attack flight characteristics were to include departure resistance, handling qualities, and engine operation.Tracking characteristics were to be assessed.Weapons/engine/airframe compatibilities including AIM-9E and gun firings were to be evaluated.Mission performance on the air superiority mission was to be assessed against the RFP parameters.Air combat maneuvering suitability mission was to receive special emphasis. This illustrates that streamlined management was not misconstrued to mean lack of guidance.

Focus on Achieving Major Program Goals with Minimum Delay

1. 개발배경

2. 설계특성

3. F-16성능

4. 개발현황 운용사례 및 전망

F-16

미 공군은 전통적인 F-4및 F-15, 미 해군의 F-14와 같은 대형중량 전투기를 주력기로 선호.1970년 초, 월남전의 장기화에 따른 전비부담의 증가.기동성이 경쾌한 MIG기에 대항하기 위한 공대공 전투용 경량전투기의 개발이 요구제너럴 다이나믹스의 YF-16 vs 노스롭 YF-17비행 테스트결과 YF-16이 선정F100 엔진 사용 결정또한 무장이 강화됨에 따라 무게 중심이 앞쪽으로 이동하여 수평미익의 면적이 늘어났으며, 랜턴 포드의 장착이 실현

개발배경

전 장 62.98ft 기 폭 38.61ft 기 고 16.47ft 자 중 30,328Ibs 최대이륙중량 61,795Ibs 최대무장적재량 16,000Ibs 전투 행동반경 683NM 엔 진 General Electric J79-GE-17 터보제트실용 상승고도 54,382ft 추 력 17,900Ibs×2 최대속도 마하 2.27 최대 항속거리 1,718NM 제작사 McDonnell Douglas(미)

★ 익면하중비의 값은 기체중량을 익면적으로 나눈값으로 값이 적을수록 근접 공중전 능력이 높다.

★ 추력중량비의 값은 추력을 기체중량으로 나눈값으로 값이 높을수록 상승력과 전투능력이 높다.

★ 익면추력비의 값은 추력을 익면적으로 나눈값으로 값이 클수록 속도가 빠르다.

상기 자료는 운용국가에서 각각 전투기의 옵션과 사용용도에 따라서 달라질 수 있음.

YF-16 삼면도

YF-16 XL 삼면도

F-16 XL Spec

YF-16 CHARACTERISTICS

22000 lb

Gross weight

( full internal fuel, two AIM-9E missiles and 500 rounds ammunition )

6450 lbInternal fuel weight

15000 lbWeight empty

23600 lbMax thrust, sea level static

16 ft 3 in.Height

47 ft 0 inLength

30 ft 0 in.Wing span

280 ft^2Wing area

18ft16.47ft16.7ftHEIGHT

64.81ft62.98ft49.3ftLENGTH

38.61ft42.281ft18.3ftWING SPAN

28,600lb30,328lb18,600lbWEIGHT

F-15F-4F-16

Comparison

ㅇ 수평꼬리날개 면적 확장 : 주익 밑면 하중의 충분한 확보

ㅇ 수직꼬리날개의 높은 설계 : 방향안정성 유지

ㅇ F-15엔진과 동형(P&W F-100 이후 F-110) 사용

ㅇ 단발엔진 단점 보완장치 "비상동력원(EPU)" 탑재

* EPU : Emergency Power Unit

ㅇ 비행조종계통에 세계 최초 FBW (Fly-By-Wire) 시스템 채택

* 정적 안정 최소화 및 기동성 향상 효과

ㅇ 조종석이 뒤로 30도 경사지도록 제작 : 9G까지 높은 기동능력 부여

ㅇ 기존 재래식 조종간 대신 작은 사이드 스틱 장착

설계 특성

동체 아래에 설치한 공기 흡입구와 대형 스트레이크로서 높은 받음각에서의 비행 시에도 안정적으로 공기를 흡입할 수 있다.

공기흡입 덕트의 길이가 짧기 때문에 엔진의 효율적하와 중량증가를 방지할 수 있는 장점이 있다.

주익과 동체를 매끄럽게 연결하는 블랜디드 윙 보디 형식

앞전 스트레이크는 : 높은 받음각에서의 비행능력을 확대시키고, 초음속 비행시의 저항을 감소시켜준다.

플라이 바이와이어

F-16의 외형상 특징

F-16성능

30906 L / 해면상승률 : 12800 m/min / 항속거리 : 3890 km연료용량

890 km전투행동반경

A, C : 1 / B, D : 2 or 1탑승인원

29000 lbs추력(F-16C/D)

P&W F100-PW-220엔진

Lockheed Martin제작(개발)

27.87 m^2 / 엔진 : P&W F100-PW-220 (7330kg, A/B12270kg) X1주익면적

M61A1 20mm 발칸포X1, AAM X4, 외부 탑재 무장 최대 6900kg/ 첫 비행 : 1974. 1. 20 (YF-16)

무장

18000 m한계속도

마하 2.02최대속도

11000 ~ 17010 kg최대중량

7620 kg자체중량

5.00 m높이

9.45 m폭

15.08 m길 이

Wing 의 종류

Elliptical Wing : 일정한 AR 기준, 유도항력 (Induced Drag)을적게 발생시키는 "이상적인" 날개 형태이다. 실속(Stall) 특성은좋지 않으며, 제작이 용이하지 않다.

Rectangular Wing : 실속 특성은 좋으나, 고속에서의 성능은 좋지 않다. Elliptical Wing 보다 많은 Induced Drag를 발생시킨다.

Tapered Wing : 날개 끝에서 실속이 먼저 발생하기에 실속 특성은 좋지 않다. 중량과 견고함에 있어서는 바람직하나, Elliptical Wing 보다는 유체역학적인 효율성은 좋지 않다.

Swept Wing : 날개 끝에서 실속이 먼저 발생하기에 실속 특성은좋지 않다. 고속에서의 유체역학적 효율성이 좋다.

Delta Wing : 고속에서의 유체역학적 효율성이 좋다.

AUTOMATIC VARIABLE CAMBER

Prescribed takeoff / landing setting when gear is dawn.

Basic wing camber for efficient cruise.

Continuously optimizes to best L/D for angle of attack, Mach#, and pitch rate

Decambered for best supersonic L/D

F-2로의 개조개요

F-16에서 F-2로의 주요 변경 점

- F-16에서 F2로의 개조 개발에 있어서는 일본의 국적과 지원 전투기로서의 임무 등에맞추어, 아래와 같은 개조가 실행되어 있다.

1. 선회성능 향상을 위한 주익의 면적을증대하였고 일체 형성복합재 구조를 적용하였다. 2. 경량화를 위해 동체, 꼬리날개에 선진재료 및 선진 구조 기술을 적용하였다3. 이착륙성능 향상을 위한 엔진을 대추력 [F110-GE/IHI-129]에 교환장치를적용하였다. 4. 스텔스성향상을 위한 전파흡수재를적용하였다.5. 화기관제능력 향상등을 위한 선진 탑재전자 기기를 채용하였다. (Active phased array rader mission computer, 관성기준장치. 통합 전자 시스템등) 6. 다양한 임무에 대응 및 파일럿의 작업량 삭감등을 위해 디지털 비행제어장비를 채용하였다.

F-16과 F-2의 동체비교

전제적으로 F-16에 비해 주익의 크기가 커졌으며 후방 수직미익 아래쪽에 착륙용 낙하산을 달았기 때문에 튀어나온 부분이 생겼고 전체 크기도 F-16보다 크다.

가끔씩 F-16하고F-2를 구분 못하실 분들이 계실 것같은데, F-16이 물방울형 캐노피인것에 비해 F-2는캐노피 부분에 테가 둘러져 있다. 이것만으로도 F-16과 F-2를 구분할수 있다.

받음각(Angle Of Attack, AOA)

전투기의 기동성을 결정하는 아주 중요한 개념입니다.받음각과 양력 - 받음각이 낮을 경우는 양력은 오히려 증가Stall (실속)받음각과 항력 - 받음각이 커지면 전투기의 운동에너지가 진행되는 방향은 기체의 정면방향으로부터 멀어지므로 기체의 다른면으로 많은 공기저항을 유발선회 반경과 시간이 훨씬 줄어든다.

PERFORMANCE COMPARISION

Lift-limited performance comparision

Between YF-16 and F4E

Sustained maneuver performance Comparison (36,000 altitude)

NASA F-18 HARV

(High Angle-of-Attack Research Vehicle)

F-16 의 몸체의 각 명칭

F-16 의 몸체의 각 명칭

A: Conformal Fuel TanksB: 600-Gallon Wing TanksC: Landing GearD: RadarE: Targeting SystemF: Navigation and Reconnaissance PodsG: CockpitH: Dorsal Avionics CompartmentI: Engines

F-16 Engine General Electric

29,000-pound thrust class.

The Block 50s are powered by the General Electric F110-GE-129 and have the Modular Common Inlet Duct (known as the large mouth inlet).

The Block 52s are powered by the Pratt & Whitney F100-PW-229 and have a Normal Shock Inlet

(known as the small mouth inlet).

General Electric Engine 의 성능

Achievement of Original Goal1) Air superiority mission range was 648 nmi (goal was 500).

2) Acceleration time from Mach 0.9 to 1.6 at 30,000 ft was 66.5s (F-4E required 120s; General Dynamics had predicted 61.2s for YF-16, discrepancy was blamed on engine lag).

3) Maximum sustained turn at 30,000 ft, Mach 0.9, was 4.5g (approximately 2% better than predicted).

4) Maximum sustained turn at 30,000 ft, Mach 1.2, was 4.6g (approximately 2% batter than predicted).

5) Maximum instantaneous turn at 40,000ft, Mach 0.8, was 4.3g (this was restricted by angle of attack limiter).

운용사례 및 전망

ㅇ실전 운용사례

- 1981년 6월 이스라엘 공군이 이라크 오시라크 원자로 폭격, F-15 6대의 엄호하에 2,000파운드의 폭탄 적재 후 540마일 밖 목표물 폭격으로 대지공격/항속능력의 우수성 입력

- 1982년 6월 이스라엘과 레바논간의 베카 계곡 전투에서 MIG-21/23과 조우한 약 1개월간의 공중전에서 단 한대의 손실도 없이 시리아 공군의 MIG-21/23 85대를 격추(이중 40대는 함께 출격한 F-15가 격추) - 1991년 1월 걸프전 시 다국적군의 주력전투기로 210대가 참전, 총 11,000회의 출격으로 바그다드 주변의 전략목표를 공격하여 성능 과시

ㅇ 전망

- 미 공군의 F-16A/B는 2000년까지 성능향상이 계속될 것이며 주.야간 대지공격 능력 향상을 위한 성능개량이 계속될 것임, 최근('98.5월) 아랍 에미레이트(UAE)는 추가 성능 향상이 예상이 예상되는 F-16E/F(블럭 60) 80대를2002-2004년간의 구매계획으로 보아 세계적 운용 전망이 장기화가 예상됨.

F-18

해군의 F/A-18E와 F Super Hornet은 해상 공격기로, 보잉사에서 제작되었으며, 1995년 11월 29일 처음으로 비행.F/A-18E/F Super Hornet은 앞서의 F/A-18C/D보다 약 25% 정도 커졌지만, 구조의부품은 42%나 감소된 새로운 기체이다.

개발현황

F-18 E/F

< E/F의주날개의 앞쪽은 굴곡 없이 확대되었고, 공기 흡입구는 스텔스 기술이 적용되어 각 처리 >

F-18 E/F

< E/F는 전체적으로 25% 가량 확대되었다 >

F-18 E/F

<후크를 내리고 착함을 시도하는 E/F형>

F-18 Super Hornet

< 발진을 위해 준비중인 F/A-18 Super Hornet >

F-18 C/D

< C/D형의 공기흡입구는 둥글다 >

F-18 C/D

< C/D형은 E/F에 비해 특히 주날개 앞쪽이 좁다 >

F-18 함상형

<F-18 함상형은 주날개를 접어서 주기 할 수 있다 >

F-18 조종석

<헬멧 나이트비젼 고글을 채용한 F-18 >

The single tail YF-16 required an angle-of-attack limiter (25deg), while the twin tail YF-17 (YF-18) did not, and demonstrated sustained flight at 34deg angle of attack and transient maneuvers to 63 deg without loss of control.

Improvement of Engine program

Finding Fly-by-wire control system

Outcome of the Lightweight Fighter Program

References

http://my.dreamwiz.com/fltops/main.htmhttp://gong.snu.ac.kr/~aero92/topic3.htmhttp://www.powercorea.com/air_f18.htmhttp://www.rclab.co.kr/BuildingLab/MasterModeling/chapter4.htmhttp://members.nate.com/air093/basic1.htmlhttp://aric.inha.ac.kr/trend/history/his_data/F-2/Xf2_2.pdfhttp://www.israeli-weapons.com/weapons/aircraft/f-16i/F-16I.htmlhttp://nowworld.net/usa_fighting_plane.htmhttp://www.hikiss.com/mil/f16/milf16.htmhttp://afbase.com/acdata/fig/f-16.phphttp://www.airforce.mil.kr/PF/PFF/PFFAA2600.htmlhttp://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/f-16.htmhttp://www.militaryphoto.co.kr/fa-18/fa-18.htmThe Lightweight Fighter Program : A Successful Approach to Fighter Technology Transition Aircraft Performance and designEtc…