연료와 엔진 오일 시스템
엔진 연료 시스템은 연소기 매니폴드와 팬 및 압축기 가변 액추에이터에 지속적으로 연료를 공급한다. 연료는 메인 연료 펌프와 연결된 하나뿐인 입구를 통해 엔진 연료 시스템으로 공급된다. 메인 연료 출력의 일부는 ECU 냉각을 위해 우회하여 이송된다. 메인 연료 펌프를 통과한 연료는 MFC로 우회하여 보내진 후 연소실 매니폴드와 주 연료 노즐로 흐르게 된다. 각 엔진에는 자체 오일 시스템이 장착되어 있다.
F-117A에는 8개의 연료 탱크가 있으며, 모두 하나의 압력 시스템 또는 공중 급유 시스템을 사용하여 충전된다. 연료는 동체 내부, 무장창 위, 무장창 뒤쪽에 보관된다. 탱크는 항공기 중심선의 좌우에 있으며, 별도의 구획으로 나뉜다. 각 측면의 전방 구획은 전방 이송 탱크로 구성되며, 각 탱크의 가용 용량은 2,700 파운드이다. 다음 구획은 2,400파운드(약 1,000kg)의 가용 용량을 가진 엔진 연료 탱크로 구성되고, 나머지 구획은 각각 1,900파운드(약 7,000kg)의 가용 용량을 가진 후미 연료 이송 탱크로 구성된다. 연료는 각 날개, 전방 및 후방 빔 사이, 그리고 엘리본 작동 베이 바깥쪽으로 운반되며, 각각 2,100파운드(약 1,000kg)의 가용 용량을 공급하여, JP-4 또는 NATO F-40 연료의 총 가용 용량은 18,200파운드(약 8,000kg) 또는 2,800미국 갤런(약 1,000갤런)이다.
일반적으로 좌측 연료 공급 탱크는 좌측 엔진에, 우측 연료 공급 탱크는 우측 엔진에 연료를 공급한다. 각 연료 공급 탱크에는 두 개의 AC 구동 부스트 펌프가 있다. 섬프 탱크 내부에 장착된 후방 부스트 펌프는 엔진 연료 공급 장치에 고압으로 연료를 공급하며, 마이너스 G 및또는 배면 비행 중에도 작동한다. 전방 부스트 펌프는 후방 부스트 펌프 고장 시 연료를 공급하기도 한다. 연료는 항공기 트림 제어를 위;한 동력 발생에 사용되지 않는다. 이는 조종면 위치를 이용하여 공기역학적으로 달성되기 때문이다.
하지만, 제어된 연료 연소 시퀀스를 통해 무게중심을 제한 범위 내로 유지해야 한다.
연료 전달 시스템은 높은 수준으로 중복화되어 구축되어 있으며, 각 부스트 펌프는 두 엔진 모두에 필요한 최대 연료 유량을 공급할 수 있다. 부스트 펌프가 고장 시에는 중력에 의해 엔진에 연료를 공급할 수 있다. 날개 탱크의 연료는 동체로 전달되며, 전방 및 후방 연료 전달 장치는 연료를 공급 장치에 밀어 넣는다. 연료 가압 시스템은 환경 제어 시스템으로부터 조절된 엔진 블리드 공기를 활용하여 불활성 가스(할론)를 배출구를 통해 탱크 위의 베출기 공간으로 보낸다.
공중급유 수용기와 그 슬립웨이는 상부 동체 건조실 내 전방 이송 탱크와 항공기 중심선에 장착된다. 이 수용기는 유압식이며 전기적으로 제어된다. 작동되면 열린 위치로 회전된다. 붐 커넥트는 급유기와 안전하게 인터콤 연결을 제공한다. 일반적인 무부하 연료 유량은 KC-135의 경우 분당 2,000파운드, KC-10의 경우 분당 3,000파운드이다.
에드 로빅은 엔진 흡입구 위에 소위 "계란 상자"를 설계했다. 고주파에서 그리드는 도파관처럼 작용한니다. 저항 코팅으로 덮인 유리 섬유로 제작되었음며, 저항 코팅은 레이더파가 그리드 뒤쪽으로 진행함에 따라 점점 커지면서 전도성이 증가되었다. 그 결과 흡입구는 주변의 레이더파 흡수체로 코팅된 금속 표면과 블렌딩 되었다. 로빅은 이 혁신적인 발명품을 A-12 밑면 통풍구에 처음 사습니다. (폴 F. 크릭모어)
엔진 점화 시스템
각 점화 시스템은 엔진에 장착된 독립적인 발전기, 점화 여자기, 그리고 단일 점화기로 구성된다. 엔진 시동은 스로틀을 OFF에서 공회전으로 전환하면 점화 장치가 ON 된다. 발전기가 플러그를 통해 엔진 점화를 유발할 수 있는 충분한 전력을 생산하려면 엔진이 RPM의 10% 이상으로 회전해야 합니다. 이 상태가 되면 점화 시스템은 엔진 출력이 45% 이상으로 증가할 때까지 점화 상태를 유지하다가, 45% 이상이 되면 자동으로 꺼진다 (공회전 출력은 일반적으로 62~64%이다). 엔진 화염이 꺼지면 엔진 내부 센서가 압력 강하를 감지한다. 엔진 출력이 45% 미만으로 떨어지면 점화 시스템이 다시 작동하여 엔진 RPM이 10% 미만으로 떨어질 때까지 작동 상태를 유지한다. 10% 미만으로 떨어지면 점화 시스템은 작동을 멈추게 된다.
각 엔진은 왼쪽 콘솔에 장착된 스로틀로 제어되며, 스로틀의 멈춤 장치는 OFF, IDLE, MIL에 있습니다. OFF는 엔진 점화 및 연료 흐름을 종료한다. IDLE 위치는 최소 통합 연료 제어(UFC) 추력을 명령하며 모든 지상 시동 및 공회전 시동에 사용된다. IDLE에서 MIL까지 스로틀은 엔진 출력을 제어한다.
엔진은 외부 연결부, 다른 작동 엔진, 또는 일체형 보조 동력 장치(APU)를 통해 공급되는 가압 공기로 시동될 수도 있다. 이 공기는 AMAD의 공기 터빈 시동기(ATS)로 공급되어 엔진 시동을 위한 크랭킹을 담당한다. 일체형 가압 공기 시동 시스템(PASS)과 함께 사용할 경우 자체적으로 작동하는 엔진 시동 시스템은 APU 시동을 위한 가압 공기를 공급할 수 있으며, APU는 엔진 시동을 위해 ATS에 적절한 공기 흐름을 공급한다.
유압
유압은 두 개의 별도 시스템, 즉 주 유틸리티 유압 시스템과 주 비행 유압 시스템에 의해 공급된다. 각 시스템은 A와 B로 구분되는 보조 시스템으로 나뉘며, 이 보조 시스템은 유틸리티 유압 A, 유틸리티 유압 B, 비행 유압 A, 비행 유압 B를 생성한다. 누출이 발생하면, 탱크 수위 감지 밸브가 영향을 받게되는 유틸리티 또는 비행 유압 시스템의 보조 시스템 A를 차단한다. 누출이 지속되면 보조 시스템 B가 정지되기 전에 보조 시스템 A가 복구된다. 비행 유압 시스템은 각 엔진의 AMAD에 장착된 두 개의 유압 펌프로 구동된다. 엔진 하나가 정지해도 비행 유압력은 작동 중인 엔진에서 구동되는 비행 유압 시스템 펌프를 통해 계속 공급된다.
동일한 시스템이 미러링되어 유틸리티 유압 동력을 생성한다. 두 비행 유압 시스템은 각각 생존성을 위해 세 개의 개별 조종면에 동력을 공급한다. 이는 유틸리티 B에 의해 더욱 강화된다. 유틸리티 A는 항공기의 다른 모든 유압 동력 장비(공중 급유 도어, 노즈 휠 조향 장치, APU 배기 도어, 와이퍼, 랜딩 기어, 무장창 도어, 트라페즈, 휠 브레이크)에 동력을 제공한다. APU가 작동 중일 때, 비상 동력 장치(EPU)는 수동으로 작동시키면 비행 유압 시스템에 비상 유압 동력을 공급할 수 있다.
랜딩 기어는 전기적으로 제어되고 유압으로 작동한다. 세 개의 랜딩 기어 다리는 모두 앞으로 접혀 자유낙하 보조 확장 기능을 제공합니다. 노즈휠 조향은 러더 페달을 통해 기계적으로 제어되며 전기 유압식으로 두 조향 범위를 제공한다. 이 시스템은 항공기 무게로 인해 노즈 스트럿이 압축되면 자동으로 작동하여 좌우 10도의 조향 범위를 제공하지만, 조종 스틱의 노즈휠 조향 버튼을 계속 누르고 있으면 좌우 45도까지 조향 범위가 확대가 가능하다.
전기 시스템
발전기는 F/A-18에 사용되는 것과 동일하다. AC 장비는 115/200V, 3상, 400Hz 시스템으로 구성되며, 각 엔진에 하나씩 장착된 30/40kVA 정속 발전기 두 대에서 전원을 공급받는다. DC 전력은 두 개의 AC-DC 변환기에서 공급되며, 이 변환기는 좌우측 주 DC 버스, 좌우측 필수 버스, 그리고 배터리 버스에 DC 전력을 공급한다. 비상 전력은 5kVA 보조 발전기에서 공급되며, 보조 발전기는 EPU에서 전력을 공급받고 APU 배기 가스로 구동됩니다. 여러 발전기와 EPU에 고장이 발생할 경우, 배터리는 약 10분 동안 비행 제어 시스템에 전력을 공급한다. 플라이 바이 와이어 비행 제어 시스템의 완전한 고장과 그에 따른 항공기 손실을 방지하기 위해서는 이 시간 동안 즉각적인 착륙이 필수적이다.
비행 제어 시스템
이미 논의된 바와 같이 F-117의 외부 형상은 특정 비행 제어 시스템(LO) 기준을 충족해야 한다는 요건에 따라 결정된다. 중심점(CG) 위치는 기체 내부에 위치한 항공기 구조, 엔진, 연료 및 임무 장비에 따라 결정된다. 결과적으로 F-117은 특이한 공기역학적 형상, 높은 상반각 효과, 그리고 넓은 중심점 이동 범위를 가진 항공기다. 전방 중심점(최대 탑재량 및 4,000파운드 이하의 연료)에서, 증강되지 않은 안정성 및 제어 특성은 기존 항공기와 유사하다. 그러나 후방 중심점(탑재량 없음, 날개, 급유 탱크 및 후방 이송 연료 탱크)에서는 비행 제어 시스템(FCS)을 통해 상당한 인위적인 안정성 증강 없이는 비행이 불가능하다. 효과적인 FCS를 제공함에 중요한 것은 정확한 대기 데이터 수집이다. 이는 고유한 4-프로브 피토-정압 시스템을 활용하여 달성된다. 이 시스템은 4개의 유사한 하위 시스템으로 구성되어 있으며, 기수에 장착된 각 프로브는 정압 신호와 총압, 알파(AOA), 베타(사이드슬립) 차압 신호를 비행 제어 컴퓨터(FLCC)에 제공한다. C 프로브는 총압 및 정압 신호를 공중 데이터 컴퓨터(ADC)에 공급하고, ADC는 듀얼 데이터 멀티플렉스 버스를 통해 W-무기 시스템 컴퓨터(W-WSC)에 데이터를 제공하여 무기 투하 계산을 수행한다. B 프로브는 조종사의 대기 계기판에 총압 및 정압을 공급하며, 이 대기 계기는 FLCC에 신호를 공급하는 정압 포트와는 완전히 독립되어 있다. 계기판 왼쪽에 위치한 이러한 대기 계기판에는 수직 속도계, 고도계, 대기 속도계가 포함된다.
항공기가 지상에 있을 때는 DC 전원을 사용하여 피토/정압 매니폴드 및 관련 배관을 가열하여 응축수가 쌓이는 것을 방지한다. 이륙 후에는 프로브를 가열하여 결빙을 방지한다. 4채널 컴퓨터 제어 플라이바이와이어 시스템은 조종사의 명령에 따라 조종면을 유압으로 위치시킨다. 항공기는 내측 및 외측 엘레본의 편향을 통해 피치와 롤을 제어하며, 방향 제어는 두 개의 이동식 날개를 통해 제공된다. 조종면에 동력을 공급하는 6개의 통합 이중 서보 액추에이터는 각 엘레본과 각 날개에 하나씩 있다. 3 축 모두의 주요 비행 제어 및 트림은 기계식 백업이 없는 4 중 중복 명령 증강 시스템으로 기계화되어 있다. 조종사는 기존의 이동식 중앙 조종간을 통해 피치 및 롤 축을 제어한다. 마찬가지로 방향 제어는 기존의 러더 페달을 통해 수행된다. 스틱과 러더 페달 위치는 4중 전기 신호로 변환된 후, FLCC의 가속도 및 속도 피드백과 비교되어 다시 처리되고 수정되어 적절한 비행 조종면 제어 명령 신호를 생성한다. 이 신호는 개별 비행 조종면을 제어하는 통합된 유압 서보 액추에이터의 3 중 이중화 전기 유압 서보 밸브로 전송된다. 피치 및 요 축 모두에 대해 자동 및 수동 트림 모드가 제공되지만, 롤 트림은 수동으로만 가능하다.
항공기 설계에는 항상 타협이 필요하다. 위 그래픽에서 볼 수 있듯이, Facet 처리된 날개(A) 표면의 압력 분포는 기존 날개(B) 표면의 압력 분포와 비교했을 때, Facet 처리된 날개(A) 표면의 압력 분포와 관련이 있다. Facet 처리된 날개 엘레본(elevon)의 leading edge에서 발생하는 양력과 엘레본 아랫면 trailing edge의 압력 스파이크가 합쳐지므로 매우 견고한 부착 어셈블리가 필요하다. (록히드 마틴)
FLCC에는 피치 축 기동을 자동으로 제한하여 지정된 받음각(AOA) 및 하중 계수를 초과하지 않도록 하는 여러 제한 장치가 있다. 예를 들어, 스틱을 완전히 뒤로 젖히면 항상 양의 7G가 발생하지만, 양의 받음각 제한 장치는 조종사의 입력을 무시하고 상황에 따라 필요한 경우 하중 계수를 더 낮은 값으로 제한한다. 마찬가지로 스틱을 완전히 앞으로 젖히면 항상 음의 2G가 발생하지만, 음의 받음각 제한 장치가 없으므로 조종사는 200노트 이하에서 이러한 입력을 면밀히 모니터링해야 한다. 특정 비행 조건에서 받음각(AOA) 초과를 방지하기 위해, 조종사에게 이어폰을 통해 다양한 오디오 톤을 제공하는 경고 시스템이 장착되어 있다. 기계식 음성 경고 시스템은 마하/대기 속도 제한을 초과하거나 항공기가 최소 항로 고도 아래로 하강할 경우 조종사에게 경고를 제공한다.
오토 파일럿
자동 조종 시스템은 이중 채널 모니터링 작동과 단일 채널 작동을 모두 제공하며, 롤 및 피치 자세 유지, 방향 유지, 마하 또는 고도 유지, 그리고 항법 조향 기능을 제공한다. 작동 시 유지되는 최대 피치 및 롤 각도는 각각 ±30도와 ±70도이다.
비행 계기판
전기 기계식 비행 계기는 다목적 표시기(MDI)에 표시되는 비행 데이터 백업으로 제공된다. 여기에는 자세 지시기(ADI), 수평 상황 지시기(HSI), 고도계, 대기 속도 지시기, 그리고 계기판 왼쪽에 그룹화된 수직 속도 지시기가 포함된다. 받음각(AOA) 및 베타(측면 슬립) 지시기는 상단 중앙 패널 양쪽에 있으며, 레이더 고도계와 선회 슬립 지시기는 엔진 성능 계기 및 연료량 게이지와 함께 계기판 오른쪽에 있다.
디스플레이
F-117의 조종석은 네 개의 주요 디스플레이로 구성된다. 계기판 상단 중앙에 위치한 헤드업 디스플레이(HUD), HUD 아래에 위치한 센서 디스플레이, 그리고 센서 디스플레이 양쪽에 위치한 두 개의 MDI이다. HUD는 실제 세계의 신호와 비행 방향 기호를 결합한다. 무한대에 초점을 맞춰, 기호가 실제 세계에 겹쳐져 있는 듯한 착시 효과를 낸다.
HUD는 주로 공격 지향적이며 다양한 공격 모드에 맞는 특정 형식을 갖추고 있지만, ILS 접근을 지원하기 위한 계기착륙장치(ILS) 조향 데이터를 포함한 기본 비행 데이터도 표시한다.
두 개의 MDI는 동일하며 다양한 일반 비행 및 시스템 정보를 표시하고, 특정 조건에서는 이미지 데이터도 표시한다. 각 MDI는 네 면 각 각에 5개의 다기능 스위치가 있다.
공군 운영 절차에 따라 왼쪽 CMDI는 항상 주요 비행 데이터 정보를 표시해야 된다. 오른쪽 CMDI도 주요 비행 데이터를 표시할 수 있지만 운용 중인 항공기는 HSI, 이동 지도, 또는 상태 및 유지보수 페이지 접속을 위해 이 디스플레이를 사용한다. (록히드 마틴)
8개의 MDI 디스플레이 형식은 WSC에서 구동되었으며, 각 형식은 시스템 상태에 따라 변형되었고, 각각 특정 스위치 기능 세트를 가지며. 이러한 형식은 두 세트로 그룹화된다. HSD 그룹에 해당하는 첫 번째 세트는 상태(STAT) 디스플레이, 저장 관리 디스플레이(SMD), 수평 상황 디스플레이(HSD), 전술 플롯(TP) 디스플레이로 구성된다. VSD 그룹이라고 하는 두 번째 세트는 기본 테스트 디스플레이, SMS(저장 관리 시스템) 테스트 디스플레이, 수직 상황 디스플레이(VSD)로 구성된다. 일반적으로 왼쪽 MDI는 HSD 그룹 형식 중 하나를 표시하는 데 사용되었고, 오른쪽 MDI는 헤드다운 자세 및 조향 데이터를 정확하게 제공하기 위해 VSD 형식을 표시했다. 하지만 두 그룹의 모든 형식을 어느 한 쪽 또는 두 MDI 모두에 표시할 수도 있었다. 공격 모드에 진입하면 SMD가 HSD 그룹이 선택된 MDI에 자동으로 표시된다.
항공전자 통합
F-117의 통합 항공 전자 구성은 LO 기술 적용을 통해 얻는 운용상의 이점을 저해하지 않으면서 항공기의 효율성을 극대화하도록 신중하게 선정되었다. 스펙트럼 적외선 영역의 수동 작동이 가장 실현이 용이한 감지 방식으로 선택되었다. 이름에서 알 수 있듯이 적외선 획득 지정 시스템(IRADS)은 표적 거리 측정, 지정 및 추적 기능을 통합한다. 고정밀 관성 항법 시스템(INS)과 전술 항공 항법(TACAN)을 포함한 기타 보조 장치를 통해 자체 항법 기능을 제공하며, 비적대 지역에서 사용할 수 있도록 ILS(기상 상황실)도 마련되었다. 이와같이 고도로 통합된 시스템의 궁극적인 목표는 복잡한 항공기와 그 임무를 단일 조종사가 관리하고 제어할 수 있도록 하는 것이다.
시니어 트렌드의 최초 항공 전자 패키지는 F-16에 사용된 32k 워드 16비트 코어 메모리를 탑재한 델코 M362 F 컴퓨터 3대를 중심으로 구성되었다. 이중 이중화 MIL-STD-1553 데이터 버스를 통해 상호 연결된 무기 전달 컴퓨터(Weapon Delivery Computer)는 전반적인 제어를 담당하고 조종석 디스플레이 업데이트, 무기 전달 계산 수행, 데이터 분배 제어 등의 기능을 수행했다. 항법 제어 컴퓨터(Navigation Control Computer)는 관성 측정, 항법, 비행 지시 조향, 위치 업데이트, TACAN, ILS 인터페이스 등 모든 항법 및 제어 기능을 수행했다. 세 번째 컴퓨터는 보조 시스템의 제어 및 데이터 처리를 담당했으며, 나머지 두 컴퓨터 중 하나에 장애가 발생 할 경우 백업 기능을 제공했다.
임무 계획이 완료되면 세부 정보가 임무 데이터 처리 시스템(MDPS)에 입력되고, 이 시스템은 확장 데이터 전송 모듈(EDTM)에 다운로드 된다. EDTM은 이동식 컴퓨터 메모리 모듈로, 임무 고유 데이터가 로드되어 조종사가 항공기로 직접 전송한다. EDTM은 확장 데이터 전송 모듈 인터페이스 장치(EDTMIU)에 삽입된다. 비행 전 이 임무 고유 데이터는 고속 버스를 통해 항공기의 임무 컴퓨터에 로드된다. Honeywell SPN-GEANS INS가 항공기를 목표 지역으로 항법하는 동안, 컴퓨터 시스템은 적외선 시스템에 목표물을 알려준다. 조종사는 센서 디스플레이의 십자선을 목표물에 맞추고 다양한 오프셋을 적용하여 조준점을 조정한다. 그런 다음 레이저가 목표물을 지정하고 무기 투하를 승인한다. 무기 투하 컴퓨터는 투하될 무기에 따라 관련 탄도 계산을 동시에 수행하며, 관성항법장치(INS) 및 적외선(IR) 입력과 함께 정보를 제공한다. 무기 투하는 SMS를 통해 적절한 시점에 이루어진다.
IRADS는 Texas Instruments(현 Raytheon)에서 제작한다. 앞서 언급했듯이, 두 개의 포탑은 RCS(조준선) 기준에 맞춰 "윤곽" 형태로 장착된다. 표적은 처음에는 상단 포탑에 위치한 FLIR(전방 적외선) 장치에 의해 포착된다. 그런 다음 비디오 카메라로 추적되어 조종석의 적외선 조준 화면에 표시된다. "시야각"이 증가함에 따라 표적은 하단 포탑에 있는 DLIR로 "전달"된다. 두 포탑은 동일하고 상호 교환 가능하기 때문에, 조종사에게 표시할 때는 DLIR에서 수신한 영상을 전자적으로 반전시켜야 한다. 이렇게 하면 이미지가 위쪽을 향하게 유지된다. 초기의 여러 문제에도 불구하고, 이 시스템은 급강하 투하(dive-toss) 유형의 투하에서도 표적을 추적할 수 있으며, 이 경우 최대 3 번의 전달과 로프트 기동 중 4G의 중력(positive-g)에 달하는 공기 하중이 가해질 수도 있다.