한국형 차세대 전투기(Korean Fighter eXperimental, KF-X) 개발사업은 `15년부터 `28년까지 약 8조 8천억원을 투입하여, 한반도 방위권 내 공중우세를 확보하고 장거리 정밀타격 및 지·해상 침투 세력을 무력화시킬 수 있는 능력을 보유하는 4.5세대 미디엄(Medium)급 전투기를 개발하는 사업이다. 전력공백 방지 및 공중우세 확보, 독자적/경제적 성능개량 능력 확보, 항공기 수출 경쟁력 강화, 산업구조 고도화, 효율적인 지원체계 구축 등의 효과를 얻을 수 있을 것으로 기대되고 있으며, 대한민국 공군은 1차적으로 120대, KF-16 대체물량을 고려할 경우 최대 250대 이상 도입할 것으로 여겨지고 있다. 기종전환 훈련을 위해, 일부 기종은 복좌형(Two-Seat) 기종으로 도입된다.

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개발일정

KF-X는 개발 리스크 최소화를 위해 진화적 개발 전략을 적용하여, Block-I에서는 기본 비행성능 및 공대공 전투능력, Block-II에서는 공대지 및 공대해 전투능력을 확보하는 단계적 개발을 수행한다. 체계개발 단계에서 Block-I을 `15년부터 `26년까지 개발하며, 정적 구조시험용 시제기 1대, 내구성 구조시험용 시제기 1대, 비행시험용 단좌 시제기 4대 및 복좌 시제기 2대를 제작하여 지상 및 비행 시험평가를 수행한다. 약 4년간의 초도 비행시험과 후속 비행시험을 거쳐 요구도 충족 여부를 검증하고 형식인증을 획득한 후, '전투용 적합' 판정을 받아 국방규격 제정이 완료되면 체계개발이 종료된다. 이후 `26년부터 `28년까지 2년간 추가무장시험을 거쳐 Block-II를 개발한다.

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제원

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설계

`11년 ~ `12년에 진행된 탐색개발 과정에서 C103, C203 설계안이 도출되었다. 3차 F-X 사업에서 미국제 전투기가 선정될 경우 일반적으로 잘 알려진 저피탐 형상설계가 적용된 C103이, 유럽제 전투기가 선정될 경우 카나드-델타익 형상의 C203이 채택될 예정이었다. 3차 FX 사업에서 F-35가 사실상 유일한 후보로 남게 되면서 카나드윙 형상인 C203이 탈락하고, C102E 단발 엔진 설계안에서 파생된 C501과 C103이 경합하였다. 이후 제290차 합동참모회의에서 핵심 쟁점이던 엔진 형태를 쌍발로 결정하는 것으로 작전요구성능(ROC)을 수정하면서, 최종적으로 C103 설계안이 채택되는 것으로 결론이 내려졌다.

풍동시험은 2단계에 걸쳐 진행된다. 우선 유체역학적 형상 검증을 위해, 통상 실제 크기의 1/10 내외의 모형을 풍동에 넣어 공기역학적 특성을 파악하는 시험을 수행한다. 실제 풍동모델을 통해 확보된 데이터는 전산유체역학(CFD)으로 계산된 데이터와 비교 검증하여 기본 외형 결정에 반영된다. KF-X의 경우 체계개발 계약 이후 2016년 6월 22일 기체 형상설계를 위한 KF-X 저속풍동시험에 착수하였으며, 2018년 6월 28일 기본설계검토(PDR)를 통해 외형설계를 확정하였다. 이후 2019년 9월 26일 상세설계검토(CDR)이 종료되어 시제기 제작에 착수하였다.

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그 다음으로는 확정된 형상으로 시제기 생산완료 단계까지 풍동시험을 수행하여, 실제 항공기 비행 전 비행특성을 사전 확인하여 비행 안정성을 높이는 시험을 반복한다. KF-X는 2020년까지 확정된 형상에 대한 상세 공력 데이터 확보를 위해, 3단계 과정으로 총 13,000시간의 저·고속풍동, 강제진동, 흡입구, 로터리밸런스, 스핀 등의 각종 풍동시험을 수행한다.

탐색개발 종료 이후 KAI 자체적으로 C103을 기반으로 내부 장비배치 방안만 정했던 C104와 달리 C105~C106에서는 초기 탐색개발 형상안과 비교하여 많은 개선이 이루어졌다. 특히 외형적으로 C104와 비교하여 체적이 늘어난 점이 눈에 띈다. 길이 51.3ft에서 55.5ft로 커졌으며, 익면적은 460 ft²에서 500 ft²로 증가하였다. 이는 전반적으로 기동성능 향상을 위한 설계와 더불어, 기총이나 엔진 등의 상용품 규격이 확정됨에 따라 최적화하면서 나온 결과물이다. 엔진이 확정되면서, 엔진 흡기유량에 맞춰 공기흡입구가 대형화되고 최적화되었으며, 주익과 미익의 면적이 커지면서 익면하중이 감소하여 우수한 선회능력을 확보할 수 있도록 개선되었다. 또한 탐색개발부터 전방 랜딩기어가 앞으로 접히던 것이 체계개발로 들어서면서 뒤로 접히도록 변경되었는데, 이 역시 내부 탑재장비의 배치 변경으로 인한 것으로 추정된다. 주익의 가로세로비(Aspect Ratio)는 2.7, 앞전각은 40˚이다.

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고받음각 영역에서 정적 가로/방향 안정성 특성이 우수한 형상을 개발하기 위해 전방동체 형상, 날개 형상 및 위치, 수직 꼬리날개 형상 및 위치의 조합에 대하여 풍동시험이 수행되었으며, ​풍동시험 결과에 따라 주익을 후방으로 이동시켜 방향 안정성 특성을 개선하였다. 또한 수직미익의 위치를 바깥쪽으로 이동시켜 딥 스톨(Deep Stall) 및 가로 안정성 특성을 개선하였고, 보다 전방으로 이동시켜 방향 안정성 특성을 개선하였다. C107은 수직미익 형상이 하이테이퍼 형태에서 다이아몬드 형태로 변경되었으며, 주익의 앞전플랩에 글로브(Glove) 형상이 추가되었다. 이러한 요소들은 가로/방향 안정성 향상을 위한 것으로 보인다. 이외에도 흡입구 측면의 경계층 분리기가 추가되었고, ECS 등의 장비 냉각을 위한 램 에어 인테이크 설계가 반영되었다.

C108의 개선점은 수직미익 형상 최적화, 수평미익 형상 개선에 따른 플러터 마진 향상, 적외선 피탐성 개선, 글로브 제거가 있다. 플러터(Flutter:항공기의 날개 및 동체에서 발생하는 진동 현상) 마진이 우수할수록 항공기의 공력탄성학적 안정성이 향상되어 고속 고받음각 조건에서 더욱 안정적인 기동이 가능해진다. 수평미익 뒷전 면적을 잘라내어, 플러터 마진을 개선하였다. 또한 수직미익이 엔진을 가리도록 엔진을 약간 뒤로 이동시켰는데, 이를 통해 측면에서의 적외선 센서 저피탐성을 향상시키고, ECM 안테나 레이돔을 화염으로부터 보호할 수 있도록 개선하였다. 이외에 C107에서 추가되었던 주익의 글로브는 풍동시험