777호 기체는 처음에는 구조 시험용으로 사용되었다. 이 시험이 완료된 후, 기체를 개조하고 동체에 53인치(136cm) 구멍을 뚫어 RCS 폴 시험 전 회전 장치를 설치할 수 있도록 했다. (Lockheed Martin via Tony Landis)
스텔스 기능
F-117 설계는 전술적이고 생존 가능한 요격기를 제작해야 한다는 요구 사항에 기반했다. 설계 수립에 사용된 데이터는 NATO/소련-바르샤바 조약기구의 대립 상황에 상응하는 가정에 기반했다. 따라서 임무를 수행하고 생존성을 크게 향상시키기 위해 기만해야 하는 주요 레이더 유형은 공중 요격, 지대공 미사일(SAM), 그리고 레이더 지향 대공포(AAA)였으며, 일반적으로 3~10cm 파장에서 작동gks다. 레이더 산란의 물리적 특성은 레이더 파장의 크기와 표적의 물리적 크기의 관계에 크게 좌우된다. 위의 데시미터 및 센티미터 대역 레이더는 광 산란 영역이라고 알려진 영역에 속하며, 바로 이 영역에서 항공기의 형상을 설계하여 레이더 반사의 크기와 방향을 정밀하게 제어할 수 있다. 그러나 설계팀이 "명백한 운영상의 이점"을 갖춘 항공기를 제작하여 현재의 모든 기존 항공기보다 몇 자릿수 낮은 RCS를 생성할 수 있는 항공학적 과제의 규모는 레이더 방정식에 의해 완벽하게 설명된다. 이 방정식은 기본적으로 "탐지 거리는 레이더 반사 면적의 네제곱에 비례한다"라고 명시한다. 따라서 탐지 거리를 10배 줄이려면 대상 항공기의 RCS를 10,000배 또는 40dB만큼 줄여야 한다.
이 차트는 레이더 산란의 물리학을 보여준다. 레이더 산란은 레이더 파장의 크기와 표적의 물리적 크기 간의 관계에 따라 달라진다. 롤리 산란 영역에서는 파장이 표적보다 크거나 비슷하다. 따라서 반사 크기는 표적의 실제 크기에 비례한다. 공진 산란 영역에서는 파장이 표적과 비슷하고 파장이 더 작다. 여기서 반사 크기는 파장과 레이더 헤드에 대한 표적의 측면에 따라 크게 변동한다. 마지막으로, 광 산란 영역으로 이동하고 파장이 더욱 짧아지면 표적의 실제 모양을 사용하여 반사의 크기와 방향을 제어할 수 있다. 따라서 데시미터 및 센티미터 파장대에서 작동하는 표적 포착 레이더와 비교했을 때 F-117 설계의 효율성이 입증되었다. 이 파장대의 일반적인 파장은 표적의 주요 형상 특징 크기의 10분의 1에서 100분의 1 정도이다. (카를로 콥 박사, 에어 파워 오스트레일리아 편집장)
명시된 RCS 기준을 충족하는 전체적인 형태를 확립한 후에는 이러한 값에 영향을 미치는 항공기 설계의 다른 측면들을 고려해야 한다. F-117의 엔진 흡입구는 날개 위에 위치하며, 흡입 덕트는 압축기까지 아주 약간 아래로 휘어져 있어 압축기에 차폐 효과를 제공합니다. 흡입구 위에 격자를 배치하면 RCS 값을 더욱 낮출 수 있다.
레이더 흡수재(RAM)도 그리드에 적용되어 전체 장치가 견고한 금속 면처럼 기한다. “Have Blue”에서는 얼음이 굳는 문제가 전혀 없었다. 순전히 연구용 항공기였기 때문에 선택적으로 비행할 수 있었기 때문이다. 그러나 F-117A는 전천후 항공기였으며, 결빙은 항공 데이터 시스템과 흡기 그리드에 영향을 미칠 수 있는 주요 문제였다. 흡기 그리드의 문제는 특히 얼음이 전면 그리드를 가로질러 연결되어 엔진으로 가는 공기 흐름을 크게 감소시킬 경우 심각해졌다. 이 문제를 해결하기 위한 여러 가지 방법이 검토되었지만, 최종적으로 글리콜 스프레이와 함께 간단한 와이퍼 블레이드를 사용하기로 결정했다. 와이퍼 블레이드는 작동하지 않을 때는 흡기 아래 상자 안에 숨겨져 있다. 작동 시에는 흡기 면적의 약 80%를 차지하며, 나머지는 엔진에서 쉽게 소화된다.
항공기 조종석은 조종사의 머리를 포함하여 원치 않는 신호 반사를 발생시키는 주요 원인이다. 레이더 에너지가 수많은 모서리 반사경에서 반사되는 것을 방지하기 위해 F-117A의 조종석 창문은 금속화되었다. 이 창문은 금속 선글라스처럼 작동하여 조종사가 밖을 볼 수 있도록 했지만, 다른 모든 면에서는 전자기파에 대해 면판 역할을 하여 에너지를 방출원에서 반사시킨다.
F-117A는 표적 포착을 위해 IRADS라는 시스템을 탑재했다. Senior Trend만의 고유한 하드웨어는 두 개의 외부 요소로 구성된다. 하나는 기수 상단 부분에 장착된 FLIR 장치이고, 다른 하나는 기수 하단 부분에 위치한 DLIR 장치이다. 완전히 독립된 이 시스템은 조종사가 레이더와 관련된 전자기 복사 방출에 의존하지 않고도 유도 무기의 표적을 야간에 식별하고 지정할 수 있도록 했다. 넓은 공간에 위치한 포탑에 장착된 이 장치는 적외선과 레이저 에너지를 투과할 수 있지만 레이더에는 투과되지 않는 개구부를 필요로 했다. 이러한 기준은 고장력 미세 와이어 스크린을 사용하여 충족되었다.
기타 고려사항
F-117A 설계자들은 낮은 RCS를 생성하는 것 외에도 항공기의 고온 부품에서 발생하는 전자기파 방출과 적외선 복사를 줄이는 데에도 많은 주의를 기울였다. 저피탐성 설계의 중요한 특징은 일반적으로 서로 다른 관측 가능 분야가 상호 포용적이라는 점다. 레이더 반사파를 줄이는 데 효과적인 것은 적외선 반사파를 줄이는 데에도 효과적인 것으로 밝혀지고, 그 반대의 경우도 마찬가지이다. 레이더와 적외선 모두의 이유로 배기 노즐을 차폐하는 것이 적절했다. 높은 종횡비 노즐 설계는 이러한 반사파를 최소화하기 위해 선택되었으며, 배기 후류의 표면적을 증가시켜 냉각 효과를 빠르게 증가시키는 효과도 있었다 (레이더와 적외선 모두에 효과적). 또한 음향 주파수를 증가시켜 기존의 원형 노즐을 통해 배출하는 경우보다 훨씬 더 큰 소음 감쇠 효과를 얻었다. 부분적으로 충돌하는 부분 중 하나는 배기 노즐 뒤의 오리 너구리 부리 모양의 차폐막이었다. 이렇게 하면 배기 노즐에서 직접 레이더 반사와 적외선 방출이 감소하는 반면, 차폐막 자체에서 일부 적외선이 방출된다. 그러나 대부분의 탐지기와 대공 무기가 항공기 아래에 위치했기 때문에, 이 복사선을 위에서 볼 수 있도록 허용하기로 했다.
F-117의 각 면 공기 데이터 프로브는 고유한 구조를 가지고 있다. 총압력은 각 프로브 끝부분의 단일 오리피스에서 측정된다. 각 전면 Facet 의 좌우 볼에 있는 오리피스는 차압을 측정하여 사이드 슬립각(베타)을 결정된다. 받음각(알파)은 상단 및 하단 전면 Facit에 위치한 포트에서 측정한 차압으로 결정되며, 정적인 압력 측정값은 각 프로브 측면 Facit 의 하류에 위치한 네 개의 작은 오리피스에서 수집된다. (폴 F. 크릭모어)
생존성 향상에 필요한 "스텔스"의 정도는 "탐지 구역"에 따라 달라진다. 따라서 항공기가 높은 아음속 속도를 유지하는 상황에서 측면에서 성공적인 미사일 공격을 위해서는 무기가 급격하게 "고중력" 선회를 해야 하는데, 이는 대부분의 시스템에서는 불가능한 기동이다. 후방에서는 항공기가 이미 목표물을 명중시키고 귀환 중이어서 미사일이 따라잡을 수 있는 상황에 놓였을 것이다. 항공기 바로 위와 아래에는 거의 무시할 수 있는 중요 구역이 있다. 그러나 방어자에게 성공적인 요격 가능성을 가장 크게 제공하는 측면은 정면 구역이다. 3~10cm 파장의 레이더가 탐지 한계점을 항공기가 레이더 헤드에서 비행시간 1분(약 10마일) 이내로 제한할 수 있다면 성공적인 요격을 피할 가능성이 높다. 따라서 이 모든 요소들을 종합하면, 12,000피트 고도에서 500노트로 비행하는 F-117은 정면에서 25도 각도로 위를 바라보는 가장 "은밀한" 자세를 취함으로써 1분 탐지 목표 매개변수를 달성할 수 있다.
F-117은 외관상 완전히 달랐지만, 내부적으로는 많은 하위 시스템이 스텔스 기능이 없는 기존 플랫폼에서 찾아볼 수 있는 기성품들이었다. 제너럴 일렉트릭(GE)의 F404-GE-F1D2 무 애프터 버너 터보팬 엔진 두 개로 구동되었다. KAI 의 T-50 군용 초음속 훈련기에 그 단발엔진이 사용되었다. F-117 의 높은 항공기 생존성으로 인해 공준 조종사들이 가장 선호하는 항공기 엔진이다.
항공기의 길이는 63피트 9인치(약 19.6m), 폭은 43피트 4인치(약 12.6m), 닫힌 캐노피 상단까지의 길이는 12피트 5인치(약 3.8m), 912.7제곱피트(약 89.6m²)에 불과했다. 낮은 관측 가능성 때문에 기수에서 날개 끝까지 완전히 이어지는 67.3도의 선회각을 필요로 했다. 항공기의 공허 중량(사용 불가능한 연료, 오일, 조종사 포함)은 29,500파운드(약 11,600kg)였으며, 최대 이륙 중량에서는 52,500파운드(약 2,800kg)로 증가한다. 이 수치에는 5,000파운드(약 2,200kg)의 무장이 포함된다. 지상에서 F-117은 14피트 3인치의 주 바퀴 궤도를 가진 삼륜차 착륙 장치 위에 서 있다.
항공기 엔진 파워 구성
두 개의 축류 터보팬 엔진은 각각 최대 추력 10,540lb(10,540lb)을 생성한다. 그러나 배기 파이프가 납작한 슬롯형 배출을 위해 노즐들이 덕트처럼 연결되어 적외선(IR) 신호를 줄이는 방식이기 때문에 항공기에 장착 시 가용 출력이 9,040lb(9,040lb)로 감소한다. 엔진의 3단 저압 압축기 팬과 7단 고압 압축기는 각각 1단 터빈에 의해 구동된다. 1단 및 2단 고압 압축기 스테이터 블레이드는 모두 가변형이다.
4단 압축기에서 배출된 공기는 엔진 아이싱 방지 시스템에 사용되며, 팬과 압축기 앞에 장착된 가변형 지오메트리 흡입 가이드 베인(IGV)은 흡입 공기의 흐름을 제어하여 최적의 엔진 작동을 달성한다. 비연속적인 엔진 점화는 단일 점화기로 이루어진다. 엔진 전자 제어 장치(ECU)와 주 연료 제어 장치(MFC)는 엔진의 작동을 잘 조율한다. 압축기 축으로 구동되는 엔진 보조 기어박스는 오일 펌프, 엔진 발전기, 주 연료 펌프 및 주 연료 제어 장치를 구동하며, 기체에 장착된 보조 구동 장치(AMAD)도 함께 구동한다. 좌우측 엔진 블로우인 도어는 엔진 흡입 덕트 상부에 위치한다. 스프링 장착 도어는 항공기 속도가 마하 약 0.55 미만일 때마다 힌지로 열려 보조 공기가 흡입 덕트로 유입되도록 합니다. 도어는 항공기가 가속됨에 따라 점진적으로 닫히고 마하 약 0.55에서 완전히 닫힌다. 조종사는 문을 열거나 닫거나 위치를 조절할 필요가 없다.