가변익

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1. 개요
2. 가변익의 특징
3. 가변익의 역사
4. 사선익
5. 가변익기 목록
참조

1. 개요

가변익은 비행 중 날개의 각도를 변경하여 저속 및 고속 비행에 최적의 성능을 제공하는 기술이다. 저속에서는 높은 양력을, 고속에서는 공기 저항 감소를 목표로 한다. 가변익은 구조가 복잡하고 무게가 증가하며, 무게 중심과 공력 중심의 이동을 고려해야 하는 단점이 있다. 초기에는 날개 뿌리를 움직이는 방식에서 피벗을 사용하는 방식으로 발전했으며, 군용기에서 주로 사용되었다. 가변익 기술은 제2차 세계 대전 중 독일에서 연구가 시작되었고, 미국에서 X-5, F-111, F-14와 같은 기체에 적용되었다. 소련에서도 Su-17, MiG-23, Tu-160 등에 사용되었으며, F-14는 자동 제어 시스템을 통해 선회 성능을 향상시켰다. 하지만 무게 증가, 비용 상승, 엔진 기술 발달 등으로 인해 가변익의 채용은 감소했으며, 1970년대 이후에는 새로운 가변익 항공기가 제작되지 않았다.

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가변익
개요
Grumman X-29 전진익 항공기의 비행 모습
유형	항공기 날개
특징	비행 중 날개 위치 변경 가능
작동 원리
목적	다양한 비행 조건에서 최적의 성능 달성
방법	날개 각도 및 후퇴각 조절
역사
초기 연구	1911년경
실용화	1960년대
장점
고속 성능	날개를 뒤로 젖혀 항력 감소
저속 성능	날개를 펼쳐 양력 증가, 이착륙 성능 향상
기동성	날개 위치 변경으로 기동성 향상
단점
복잡성	설계 및 제어 시스템 복잡
무게	추가적인 기계 장치로 인해 무게 증가
비용	개발 및 유지 비용 높음
적용 사례
주요 적용 항공기	벨 X-5 그루먼 F-14 톰캣 제너럴 다이내믹스 F-111 아드바크 파나비아 토네이도 미코얀 MiG-23 미코얀 MiG-27 수호이 Su-17 수호이 Su-22 수호이 Su-24 록웰 B-1 랜서
연구용 항공기	그루먼 X-29
기타
관련 용어	전진익

2. 가변익의 특징

가변익은 비행 속도에 따라 날개의 형태를 변화시켜 저속과 고속 모두에서 효율적인 비행을 가능하게 하는 기술이다. 저속에서는 날개를 펼쳐 양력을 높이고, 고속에서는 날개를 뒤로 젖혀 항력을 줄이는 방식이다.

종류	국가	클래스	역할	날짜	상태	번호	참고
Bell X-5	미국	제트기	연구기	1951	시제기	2	Messerschmitt P.1101 개발, 비행 중 날개 각도 변경 가능.
Dassault Mirage G	프랑스	제트기	전투기	1967	시제기	3
General Dynamics F-111	미국	제트기	전투폭격기	1964	양산기	563
Grumman XF10F Jaguar	미국	제트기	전투기	1952	시제기	1	2번째 기체는 비행하지 않음.
그러먼 F-14 톰캣	미국	제트기	전투기	1970	양산기	712
Messerschmitt P.1101	독일	제트기	연구기	1945	계획기	0	미완성 기체 1대. 지상에서 3단계로 날개 각도 조절 가능.
미코얀-구레비치 MiG-23	소련	제트기	전투기	1967	양산기	5,047
Mikoyan-Gurevich MiG-27	소련	제트기	공격기	1970	양산기	1,075	미코얀-구레비치 MiG-23 개발형.
파나비아 토네이도 (MRCA)	국제	제트기	다목적기	1974	양산기	992
록웰 B-1 랜서	미국	제트기	폭격기	1974	양산기	104
수호이 Su-17, 20 & 22	소련	제트기	전투폭격기	1966	양산기	2,867
수호이 Su-24	소련	제트기	공격기	1970	양산기	1,400 (추정)
투폴레프 Tu-22M	소련	제트기	폭격기	1969	양산기	497
투폴레프 Tu-160	소련	제트기	폭격기	1981	양산기	36
Vickers Wild Goose	영국	무인기	연구기	1950	시제기	1	반스 윌리스 설계.^[78]
Vickers Swallow	영국	제트기	여객기	1957	계획기	0	반스 윌리스 설계. 소형 무인 시험기 비행.
Westland-Hill Pterodactyl IV	영국	프로펠러기	개인용	1931	시제기	1	4.75° 가변익으로 트림 조절.^[79]

하지만 가변익은 1960년대 후반부터 1970년대에 걸쳐 짧은 기간 동안만 유행했는데, 그 이유는 다음과 같다.

무게 및 비용 증가: 가변익의 복잡한 구조는 기체 무게와 제조, 운용, 유지보수 비용을 증가시켜 성능 향상 효과를 상쇄하거나 비용 대비 효과를 얻기 어렵게 만든다.
항공기 요구 변화: 1970년대 이후 마하 2급의 최고 속도는 실용적 의미가 없어져 고속 성능 추구가 줄었고, 제트 엔진 출력이 강력해져 후퇴각이 작은 주익으로도 충분한 속도를 얻을 수 있게 되었다.
기술 발전: CCV(Control Configured Vehicle) 설계 기술, STOL(단거리 이착륙) 기술, 스텔스성 기술 등이 발전하면서 가변익의 이점이 상대적으로 줄거나 단점이 부각되었다.

1990년대 이후 수퍼크루즈 성능이 주목받으면서 가변익이 다시 고려되기도 했지만, F-22와 YF-23은 강력한 엔진으로 수퍼크루즈를 달성했고, 스텔스성도 고려해야 했기 때문에 가변익은 다시 주목받지 못했다. XB-70 발키리는 속도에 맞춰 익단을 상하로 움직여 초음속 및 아음속 비행 안정성을 조절했다.

우주 왕복선은 상황에 따라 속도와 고도가 크게 변하므로, 가변익은 발사 시에는 공기 저항을 줄이기 위해 날개를 작게, 착륙 시에는 속도를 늦추기 위해 날개를 크게 하는 상반된 조건을 충족하는 데 매우 유효하다. 소련의 스피랄리나 에네르기아 II (''Uragan'') 재사용 로켓 부스터, 현재 연구 중인 러시아의 재사용 로켓도 귀환 시 날개를 전개하는 구조를 채택하고 있다.

2. 1. 가변 후퇴각

직선 날개는 음속에 가까워질수록 충격파가 강해져 항력이 커진다. 날개를 뒤나 앞으로 꺾으면(후퇴각) 충격파 발생을 늦추고 항력을 줄일 수 있다. 그러나 날개 전체 폭이 줄어들어 순항 효율성이 떨어지고 이착륙 속도가 빨라진다.

고정 날개는 이러한 상충되는 요구 사이에서 타협해야 한다. 비행 중 후퇴각을 바꾸면 각 비행 단계에 맞게 최적화할 수 있어, 더 작은 기체로 더 높은 성능을 낼 수 있다. 하지만 날개가 꺾이면 양력 중심도 함께 이동한다. 이를 보정하고 수평 비행을 유지하려면 날개 뿌리를 움직이거나 더 큰 꼬리 안정 장치를 설치해야 한다. 이러한 장치와 후퇴각 조절 장치의 무게는 성능 향상을 상쇄하고, 복잡성으로 인해 비용과 유지 보수가 증가한다.

날개 피벗을 바깥쪽으로 옮겨 날개 일부만 꺾으면 무게 중심 변화는 줄지만, 날개 폭 변화와 운용 유연성도 줄어든다.

주익의 후퇴각은 저속 순항이나 이착륙 시 높은 양력을 위해 익면하중이 낮은 것이 좋고, 고속에서는 공기 저항을 줄이기 위해 날개폭이 작은 것이 유리하다. 비행 중 후퇴각, 즉 날개폭을 변화시킬 수 있다면, 모든 속도 영역에서 낮은 공기 저항과 적절한 양력을 얻을 수 있다. 일반 항공기는 주익의 후퇴각을 바꿀 수 없으므로, 가변익을 구현하려면 특별한 장치가 필요하다.

초기에는 동체 내에 레일을 설치하여 날개 뿌리를 앞뒤로 움직여 각도를 변경했지만, 이후 동체나 주익 중간에 피벗(회전축)을 설치하고 그 바깥쪽 주익을 움직이는 방식이 사용되었다. 그러나 이 장치는 무겁고 복잡하며 비싸서 항공기 성능에 악영향을 미친다. 또한, 후퇴각 변화는 무게 중심이나 공력 중심 이동을 야기하므로 이에 대한 고려도 필요하다. 초기 날개 뿌리 이동 방식은 무게 중심 및 공력 중심 이동을 억제하기 위한 것이었지만, 조종 특성 보정 기술이 확립되면서 중량 증가가 크고 구조가 복잡한 동체 내 레일 방식은 실용화되지 못했고, 주익 뿌리 근처에 피벗을 사용하는 방식이 실용화되었다. 기체 중량과 가격 증가로 인해 민간기에서는 실용화된 사례가 없고, 군용기에서만 사용된다.

새들은 비행 중 날개를 접어 날개폭을 어느 정도 변화시킨다.^[77]

2. 2. 날개 제어 에어로다인

영국의 엔지니어 반스 윌리스는 고속 비행을 위한 획기적인 항공기 구성을 개발했는데, 그는 이를 기존의 고정익 항공기와는 다른 것으로 간주하고 '날개 제어 에어로다인(wing controlled aerodyne)'이라고 불렀다. 그는 과거 비행선의 안정성에 대한 연구를 통해 아주 작은 편향으로 항공기 동체에 큰 제어력을 행사할 수 있다는 것을 깨달았다. 그는 가변익을 가진 단순한 어류형(물고기 모양) 동체를 구상했다. 다른 제어면은 필요하지 않았다. 날개의 미세한 움직임은 비행 방향을 제어하는 작은 편향을 유발할 수 있었으며, 트리밍은 다양한 속도에서 양력 중심의 변화하는 위치를 보상하기 위해 후퇴각을 조절하여 유지되었다.^[1]^[2]

초음속 비행의 경우, 델타 형상의 양력 동체가 단순한 어류형보다 더 적합하다. 또한 트리밍에 필요한 날개 후퇴각과 초음속 순항에 최적인 각도 사이에서 갈등이 발생한다. 윌리스는 일반적으로 엔진과 같은 질량을 날개 끝으로 이동시키고 날개가 후퇴하면서 회전시켜 추력선을 유지함으로써 이를 해결했다. 엔진 고장으로 인한 비대칭 상태에서, 남은 엔진은 추력선을 압력 중심에 더 가깝게 이동시키고 비대칭을 관리 가능한 수준으로 줄이기 위해 회전시킬 수 있었다.^[1]

2. 3. 비대칭 후퇴각

날개의 꺾임 각도를 비대칭적으로 조금씩 변화시키는 것은 날개 제어형 에어로다인(wing controlled aerodyne)의 기본 원리이기도 했다. 구조를 간소화하기 위해 사선익(옵리크익)을 가변익화한 날개도 연구되었다.^[2] 실용화된 가변익기는 좌우 대칭으로 익면형을 변화시키기 위해 피벗을 2개 가지고 있지만, 옵리크익에서는 피벗을 1개로 하여 기구를 간소화하고 중량을 줄였다.^[2] 이 기구에서는 한쪽이 후퇴익일 때, 다른 한쪽은 전진익이 되어 좌우 비대칭 형상이 된다.^[2] 미국 항공 우주국 드라이든 비행 연구 센터에서 무인 실험기, 나아가 1979년 유인 실험기 AD-1이 제작되어 1982년에 걸쳐 79회의 실험 비행이 이루어졌다.^[2] AD-1은 버트 루탄이 설계했으며, 이형 항공기가 많은 그의 설계 중에서도 특히 이색적인 부류에 속하는 기체 중 하나이다.^[2] 2017년 현재까지 군용 실용기나 상용기의 사례는 없다.^[2]

3. 가변익의 역사

제2차 세계 대전 중 나치 독일에서 가변익에 대한 구체적인 연구가 시작되었다. Me P.1101 제트 전투기가 연구되었지만 완성 전에 종전되었다. Me P.1101은 지상에서만 후퇴각을 변경할 수 있었으나, 이 기술 자료를 입수한 미국은 X-5를 개발하여 비행 중 후퇴각 변경을 가능하게 했고, 1951년에 비행 시험을 진행했다.

1930년대 후반부터 제2차 세계 대전 중 소련에서는 하부 날개를 상부 날개로 끌어올려 단엽기와 복엽기 사이에서 형태를 가변으로 한 니키틴-셰프첸코 IS 전투기가 개발되어 1940년에 첫 비행을 했지만, 더 이상 발전하지 못했다.

미국 해군은 항공모함 발착함 및 요격을 위해 안정적인 저속 비행 성능과 가속·고속 성능을 양립해야 했기 때문에 가변익 함상 전투기 개발을 시작했다. XF10F가 1952년 5월에 첫 비행을 했지만, 기구의 복잡성으로 인한 중량 과대, 낮은 정비성, 제트 엔진의 빈약함, 그리고 후퇴각 변화에 따른 조종 특성 변화로 인해 실용화되지 못했다.

최초의 실용기는 미국의 F-111이다. CAS를 통해 컴퓨터 제어로 조종 특성을 보정하는 방법이 확립되면서 조종성 문제가 해결되었고, 1964년에 첫 비행 후 미국 공군에 채용되었다. F-111은 미국 해군용 함재기형도 개발되었지만, 중량 과다를 이유로 채용되지 못했다.

소련에서도 Su-7의 주익 중간에 피벗을 설치한 Su-17이 개발되어 1969년에 첫 비행을 했다. 투폴레프는 가변익 폭격기를 다수 설계했다. 이후 미국의 B-1, 유럽의 토네이도 IDS, 토네이도 ADV, 소련의 MiG-23, Su-24, Tu-160 등이 실용화되었다. 민간 항공기에서는 보잉 2707이 검토되었지만, 델타익 계획으로 변경되어 실용화되지 못했다.

미국 해군의 F-14 전투기는 컴퓨터에 의한 자동 제어를 통해 선회 시에도 주익의 후퇴각을 작게 하여 익폭을 넓혀 높은 선회 성능을 얻었다.

그러나 가변익 채용은 1960년대 후반부터 70년대에 걸쳐 짧은 기간 동안 유행했고, 이후 다음과 같은 이유로 쇠퇴했다.

이유	설명
무게 증가	가변익의 복잡한 구조는 기체 중량을 증가시켜 성능 향상 효과를 상쇄했다.
비용 증가	가변익의 복잡한 구조는 제조, 운용, 유지보수 비용을 상승시켰다.
항공기에 대한 요구 변화	1970년대 이후 마하 2급의 최고 속도는 실용적인 의미가 없다고 여겨져 고속 성능 추구가 이루어지지 않게 되었다.
엔진 발달	제트 엔진 출력이 강력해져 후퇴각이 작은 주익으로도 충분한 속도 성능을 얻을 수 있게 되었다.
CCV 설계 확립	CCV 설계로 운동성이 향상되면서 가변익의 상대적 이점이 줄어들었다.
STOL(단거리 이착륙) 기술 향상	카나드익, LEX(스트레이크)와 같이 가변익보다 단순한 방법으로 이착륙 성능 향상이 가능해졌다.
스텔스성에 대한 악영향	가변익은 후퇴각이 변하므로 스텔스성 추구가 어렵다.

1990년대 이후 수퍼크루즈 성능이 주목받았지만, F-22와 YF-23이 강력한 엔진으로 수퍼크루즈를 달성하면서 가변익은 다시 주목받지 못했다. F-22 함재기형에 가변익 채용이 검토되기도 했지만 실현되지 않았다. XB-70 발키리는 초음속 및 아음속 비행 안정성을 위해 익단을 상하로 움직일 수 있었다.

3. 1. 기원

제2차 세계 대전 동안, 나치 독일의 연구자들은 천음속 비행에 후퇴익의 장점과 저속에서의 단점을 발견했다. 메서슈미트 Me P.1101은 날개 후퇴각의 변화에 따른 이점을 연구하기 위해 부분적으로 개발된 실험용 제트 전투기였다.^[5] 30, 40, 45도의 세 가지 위치에서 지상에서만 조정할 수 있는 후퇴각 메커니즘은 테스트용으로만 제작되었으며, 전투 작전에는 적합하지 않았다. 그러나 유럽 전승 기념일 당시 유일한 시제품은 80%만 완성되었다.^[6]^[7]

주익의 후퇴각은 저속 순항 시나 이착륙 시에는 높은 양력이 필요하여 익면하중이 낮은 것이 바람직하며, 고속 시에는 공기 저항을 감소시키기 위해 익폭이 작은 편이 유리하다. 비행 중 후퇴각, 즉 익폭을 변화시킬 수 있다면, 어느 속도 영역에서도 낮은 공기 저항과 적절한 양력을 얻을 수 있게 된다. 통상적인 항공기에서는 주익의 후퇴각을 변화시킬 수 없기 때문에, 가변익을 실현하기 위해서는 특별한 기구가 필요하게 된다.

가변익의 기구로는, 초창기에는 동체 내에 레일을 설치하여 날개 뿌리를 전후로 움직여 각도를 변경하는 방식이었으나, 후에 동체 또는 주익 중간에 피벗(pivot: 회전축)을 설치하고, 그 바깥쪽의 주익을 움직이는 방식이 되었다. 다만 기구는 무겁고 복잡하며 고가이므로, 그 중량은 항공기의 성능에 악영향을 미친다. 또한, 후퇴각의 변화는 무게 중심이나 공력 중심이 이동하는 상황도 발생하므로, 이에 대한 검토도 필요하게 된다. 초창기에 날개 뿌리를 전후로 이동시키는 방식이 사용된 것도 후퇴각의 변화에 따른 무게 중심이나 공력 중심의 이동을 억제하는 것이 목적이었지만, 후술할 조종 특성의 변화를 보정하는 기술이 확립됨에 따라 중량 증가가 크고 구조가 복잡해지는 동체 내 레일을 사용하는 방식은 실용화되지 못했고, 주익의 뿌리 근처에 피벗을 사용하는 방식이 실용화되었다. 기체 중량이 증가하고, 가격이 높아지기 때문에 민간기에서는 실용화된 사례가 없고, 군용기에서만 실용화되고 있다.

가변익에 대한 구체적인 연구는 제2차 세계 대전 중 나치 독일을 시작으로 한다. Me P.1101 제트 전투기가 연구되었지만, 완성 전에 종전되었다. 다만, Me P.1101은 지상에서만 후퇴각을 변경할 수 있었다. 이 기술 자료를 입수한 미국은 X-5를 개발했다. X-5는 비행 중에 후퇴각을 변경할 수 있었고, 1951년에 비행 시험까지 진행했다.

3. 2. 발전

제2차 세계 대전 중 나치 독일은 Me P.1101 제트 전투기를 통해 가변익에 대한 구체적인 연구를 시작했다. Me P.1101은 지상에서만 날개 각도를 바꿀 수 있었지만, 전쟁이 끝난 후 이 기술 자료를 미국이 입수하여 벨 X-5를 개발했다. X-5는 비행 중에도 날개 각도를 변경할 수 있었고, 1951년에 시험 비행을 했다.^[8] 그러나 벨 항공기는 문서 부족과 구조적 손상으로 인해 자체적으로 항공기를 완성하지 않았다.^[9] 대신 날개 각도를 비행 중에 변경할 수 있는 벨 X-5와 유사한 복제품을 만들었다.

1952년에는 프로토타입 그루먼 XF10F 재규어가 이러한 미끄럼 방식의 가변익을 가지고 비행했지만, 엔진 출력 부족 및 조종성 문제와 같은 요인으로 인해 비행 테스트 결과는 좋지 않았다.^[10]^[11]

1940년대 후반, 영국의 엔지니어 L. E. 베인스는 가변익 연구를 시작하여 양력 중심을 안정시키기 위해 꼬리 형상을 변화시키는 방법을 고안했다. 1949년과 1951년 사이에 베인스는 이와 관련된 특허를 출원했다.^[12]^[13] 그러나 1957년 국방 백서에 따른 예산 제약으로 영국 정부는 재정적 지원을 제공하지 못했다.

영국의 엔지니어 반스 윌리스도 가변 형상 개념을 개발했다. 그의 첫 연구는 와일드 구스 프로젝트였고,^[14] 이후 비커스 스왈로우를 설계했다.^[14] 1950년대에 스왈로우의 여러 모델은 최대 마하 2의 속도로 6피트 축척 모형을 포함하여 테스트를 거쳤다. 그러나 1957년에 영국 정부는 이 프로젝트를 포함하여 많은 항공 프로그램에 대한 지원을 철회했다.^[15]^[16]

미국 국방부의 반대에도 불구하고,^[17] 윌리스는 NASA의 랭글리 연구소와 가변익 전투기 설계 연구를 공동으로 진행했다. NASA는 트림 및 기동성 문제를 완화하기 위해 기존의 수평 안정판을 구현할 것을 주장했고, 이는 윌리스나 벨의 것보다 더 실용적인 해결책으로 입증되었다.^[18]

주익의 후퇴각은 저속 순항 시나 이착륙 시에는 높은 양력이 필요하여 익면하중이 낮은 것이 바람직하며, 고속 시에는 공기 저항을 감소시키기 위해 익폭이 작은 편이 유리하다. 가변익은 비행 중 후퇴각, 즉 익폭을 변화시켜 어느 속도 영역에서도 낮은 공기 저항과 적절한 양력을 얻을 수 있게 한다.

초창기에는 동체 내에 레일을 설치하여 날개 뿌리를 전후로 움직여 각도를 변경하는 방식이었으나, 후에 동체 또는 주익 중간에 피벗(pivot: 회전축)을 설치하고, 그 바깥쪽의 주익을 움직이는 방식이 되었다. 그러나 이러한 기구는 무겁고 복잡하며 고가여서 항공기의 성능에 악영향을 미친다. 또한, 후퇴각의 변화는 무게 중심이나 공력 중심이 이동하는 상황도 발생하므로, 이에 대한 검토도 필요하게 된다.

실용기 쪽으로의 움직임은 미국 해군의 함상 전투기에서 시작되었다. 가변익 전투기인 그루먼 XF10F가 1952년 5월에 첫 비행을 했지만, 기구의 복잡성으로 인한 중량 과대, 낮은 정비성이 있었고, 제트 엔진이 빈약했던 점도 겹쳐 실용화되지 못했다. 특히 후퇴각의 변화에 따라 조종 특성이 변하기 때문에 매우 조종하기 어려운 기체가 되어버린 것이 가장 큰 난점이었다.

최초의 실용기는 미국의 F-111이다. CAS를 추가하여 컴퓨터 제어를 통해 조종 특성을 보정하는 방법이 확립되면서 조종성 문제가 해결되었다. F-111은 1964년에 첫 비행을 했고, 미국 공군에 채용되었다.

소련에서도 Su-7의 주익 중간에 피벗을 설치한 Su-17이 개발되어 1969년에 첫 비행을 했다. 그 후, 미국의 B-1, 유럽의 토네이도 IDS, 토네이도 ADV, 소련의 MiG-23, Su-24, Tu-160 등이 실용화되었다.

미국 해군의 F-14 전투기의 가변익은 특히 우수하다. F-14는 컴퓨터에 의한 자동 제어를 수행하여 선회 시에도 주익의 후퇴각을 작게 하여 익폭을 넓혀, 높은 선회 성능을 얻고 있다.

그러나 가변익의 채용은 1960년대 후반부터 70년대에 걸친 짧은 기간의 유행으로 끝났다. 그 이유는 다음과 같다.

무게 증가: 가변익의 복잡한 구조는 기체 중량의 증가로 이어진다.
비용 증가: 가변익의 복잡한 구조는 제조와 운용, 유지보수 비용의 상승을 초래한다.
항공기에 대한 요구 변화: 1970년대 이후 마하 2급의 최고 속도는 실용적인 의미가 없다 하여 고속 성능의 추구가 이루어지지 않게 되었다.
엔진의 발달: 제트 엔진의 출력이 강력해져, 후퇴각이 작은 주익의 기체에서도 충분한 속도 성능을 얻을 수 있게 되었다.
CCV(Control Configured Vehicle) 설계의 확립**: F-14와 같은 선회 시에 주익폭을 넓혀 선회 성능을 높이는 수법에 상대적으로 이점이 얇아졌다.
STOL(단거리 이착륙) 기술의 향상: 카나드익, LEX(스트레이크)와 같은, 가변익보다 단순한 수법에 의한 이착륙 성능의 향상이 이루어졌다.
스텔스성에 대한 악영향**: 가변익에서는 스텔스성의 추구가 어렵다.

1990년대 이후는 수퍼크루즈 성능이 새롭게 주목받게 되었지만, F-22와 YF-23은 강력하고 고속 지향적인 엔진에 의해 수퍼크루즈를 달성했고, 결국 가변익이 다시 주목받는 일은 없었다.

3. 3. 실용화

미국에서는 1960년대에 제너럴 다이내믹스 F-111 개발을 시작으로 가변익 대량 생산이 이루어졌다. F-111은 가변 형상 날개를 갖춘 최초의 생산 항공기였으며, 지형 추적 레이더 및 애프터버너가 장착된 터보팬 엔진과 같은 혁신적인 기술을 탑재했다.^[23]^[24]^[25]^[26] 그러나 F-111 개발은 지연되었고, 1968년에는 날개 부착점 균열이 발견되어 구조 재설계 및 집중 테스트를 거쳤다.^[27]^[28]^[29] 미 해군용 F-111B는 무게와 성능 문제로 1968년에 취소되었다.^[30]^[31] F-111의 날개는 스위프 각도에 따라 자동으로 조정되는 회전식 파일런을 특징으로 했으며, 파나비아 토네이도, 수호이 Su-24와 같은 후속 항공기에도 유사하게 장착되었다.

소련의 TsAGI는 가변 형상 날개에 대한 광범위한 연구를 수행하여 두 가지 설계를 개발했다. 넓은 간격 설계는 날개 스위프 변경으로 인한 부정적 영향을 줄이고 더 큰 고정 날개 섹션을 제공했지만, 가변 형상의 이점을 감소시켰다. 좁은 간격 설계는 미코얀-구레비치 MiG-23 전투기와 수호이 Su-24 전술 폭격기에 사용되었으며, 1970년대 초에 실전에 배치되었다. 1962년, 투폴레프는 투폴레프 Tu-22 폭격기의 개선을 위해 가변 형상 날개를 통합한 파생 제품을 개발했다.^[33]^[34] 100대 이상의 투폴레프 Tu-22M 전략 폭격기가 사용 중이다.^[35]

1950년대 후반과 1960년대 초반, 영국은 초음속 저고도 전략 폭격기 BAC TSR-2를 개발했지만, 1965년에 개발이 종료되었다.^[36]^[37]^[38] TSR-2를 대체하기 위해 제너럴 다이내믹스 F-111K를 고려했지만, 이 역시 1968년에 종료되었다.^[39]^[40]^[41]^[42]

가변 형상 공격 항공기 개발을 위한 영불 공동 프로그램 영불 가변 형상 항공기(AFVG)는 공격기, 정찰 및 요격기 역할을 수행할 예정이었다.^[43]^[44] 그러나 1967년 프랑스가 프로젝트에서 철수하면서 중단되었다.^[47]

AFVG 붕괴 이후, 영국은 영국 가변 형상(UKVG) 항공기 프로젝트를 추진했지만, NATO 회원국과의 협력을 통해 다국적 다목적 전투기(MRCA) 프로젝트를 시작하여 파나비아 토네이도를 개발했다.^[48]^[49]^[50]^[51]^[52]^[53]

다쏘는 미라주 G를 개발하고, 링-템코-보우트와 협력하여 미 해군의 VFX 프로젝트에 LTV V-507을 제출했다.^[54]^[55] 미 해군은 F-14 Tomcat을 조달했으며, F-14는 가변 스위프 날개가 속도에 따라 자동으로 조정되고, 근접 공중전에서 빡빡한 회전을 위해 날개를 조절할 수 있었다.^[56]^[57]

날개가 앞으로 젖혀진 회색 항공기의 정면 뷰. 아래에는 흰색 구름과 사람이 살지 않는 지형이 있다. — 날개가 앞으로 완전히 젖혀진 B-1B 랜서

록웰 인터내셔널은 B-1 랜서 폭격기를 개발하면서 가변 형상을 채택했다. B-1의 가변 스위프 날개는 이착륙 시 높은 양력을 제공하고 고속 돌진 중 항력을 줄인다.^[58] B-1은 1986년에 초기 작전 능력을 달성했다.^[62]^[63]

소련은 투폴레프 Tu-160을 개발하여 1987년에 실전 배치했다.^[65] 이 항공기는 2020년 현재 가장 크고 무거운 전투기이자, 가장 빠른 폭격기이며, 가장 크고 무거운 가변 스위프 날개 항공기이다.^[66]

3. 4. 쇠퇴

비치크래프트 스타쉽은 민간 항공기에는 드물게 가변익을 채택했지만, 높은 비용으로 인해 상업적으로 실패했다.

가변익 채용은 1960년대 후반부터 1970년대에 걸쳐 짧은 기간 동안 유행했으나, 다음과 같은 이유로 쇠퇴하였다.

이유	설명
무게 증가	가변익의 복잡한 구조는 기체 중량을 증가시켜, 가변익에 의한 성능 향상 효과를 상쇄시켰다.
비용 증가	가변익의 복잡한 구조는 제조, 운용, 유지보수 비용을 상승시켰고, 그 비용에 상응하는 효과를 얻을 수 있을지 의문시되었다.
항공기에 대한 요구 변화	1970년대 이후 마하 2급의 최고 속도는 실용적인 의미가 없다고 여겨져 고속 성능 추구가 이루어지지 않게 되었다.
엔진 발달	제트 엔진의 출력이 강력해져, 후퇴각이 작은 주익을 가진 기체에서도 충분한 속도 성능을 확보할 수 있게 되었다.
CCV(Control Configured Vehicle) 설계 확립	CCV 설계에 의한 운동성 향상으로, F-14와 같이 선회 시 주익 폭을 넓혀 선회 성능을 높이는 가변익의 상대적 이점이 줄어들었다.
STOL(단거리 이착륙) 기술 향상	카나드익, LEX(스트레이크)와 같이, 가변익보다 단순한 방법으로 이착륙 성능 향상이 가능해졌다.
스텔스성에 대한 악영향	기체 설계로 스텔스성을 얻기 위해서는 주익 후퇴각에 대한 최적 설계가 필요한데, 가변익은 후퇴각이 변하므로 스텔스성 추구가 어렵다.

1970년대 이완 안정성 비행 제어 시스템의 등장으로 고정익 구성의 많은 단점이 무효화되면서, Tu-160 이후 새로운 가변익 항공기는 더 이상 제작되지 않았다.^[67]

1990년대 이후 수퍼크루즈 성능이 주목받으면서 가변익이 유리할 수 있다는 의견도 있었지만, F-22와 YF-23이 강력한 고속 지향 엔진으로 수퍼크루즈를 달성하면서 가변익은 다시 주목받지 못했다. F-22 함재기형에 가변익 채용이 검토되기도 했지만 실현되지 않았다.

2015년 러시아 국방부는 Tu-160 생산 재개를 발표했고,^[68] 2021년 생산이 재개되어 29년 만에 새로운 가변익 동체 생산이 이루어졌다.^[69]^[70]

4. 사선익

구조를 간소화하기 위해 사선익(옵리크익)을 가변익화한 날개도 연구되었다. 실용화된 가변익기는 좌우 대칭으로 익면형을 변화시키기 위해 피벗을 2개 가지고 있다. 옵리크익에서는 피벗을 1곳으로 함으로써 기구를 간소화하고, 중량 감소를 꾀했다. 이 기구에서는 한쪽이 후퇴익일 때, 다른 한쪽은 전진익이 되어 좌우 비대칭 형상이 된다. 미국 항공 우주국 드라이든 비행 연구 센터에서 무인 실험기, 나아가 1979년 유인 실험기 AD-1이 제작되어 1982년에 걸쳐 79회의 실험 비행이 이루어졌다. 2017년 현재 군용 실용기나 상용기의 사례는 아직 없다. AD-1은 버트 루탄이 설계했으며, 이형 항공기가 많은 그의 설계 중에서도 특히 이색적인 부류에 속하는 기체 중 하나이다.

무인기에서는 노스롭 그러먼은 주익을 최대 60도까지 회전시키는 Northrop Grumman Switchblade|스위치블레이드^영어 계획이 있었다.

5. 가변익기 목록

가변익기 목록
종류	국가	역할	날짜	상태	번호	참고
벨 X-5	미국	연구기	1951년	시제기	2대	메서슈미트 P.1101 개발에 영향을 줌. 비행 중 날개 각도를 20°, 40°, 60°로 변경 가능.
다쏘 미라주 G	프랑스	전투기	1967년	시제기	3대
제너럴 다이내믹스 F-111	미국	전투폭격기	1964년	생산	563대
그러먼 XF10F 재규어	미국	전투기	1952년	시제기	1대	두 번째 기체는 비행하지 않음.
그러먼 F-14 톰캣	미국	전투기	1970년	생산	712대
메서슈미트 P.1101	독일	연구기	1945년	계획	0대	미완성 기체 1대. 지상에서만 날개 각도를 3단계로 조절 가능.
미코얀구레비치 MiG-23	소련	전투기	1967년	생산	5,047대
미코얀구레비치 MiG-27	소련	공격기	1970년	생산	1,075대	MiG-23의 파생형.
파나비아 토네이도 (MRCA)	영국, 독일, 이탈리아	다목적기	1974년	생산	992대
록웰 B-1 랜서	미국	폭격기	1974년	생산	104대
수호이 Su-17, 20, 22	소련	전투폭격기	1966년	생산	2,867대
수호이 Su-24	소련	공격기	1970년	생산	1,400대 (추정)
투폴레프 Tu-22M	소련	폭격기	1969년	생산	497대
투폴레프 Tu-160	소련	폭격기	1981년	생산	36대
비커스 와일드 구스	영국	무인기	1950년	시제기	1대	반즈 월리스 설계.^[78]
비커스 스왈로우	영국	여객기	1957년	계획	0대	반즈 월리스 설계. 소형 시험용 무인기 비행.
웨스트랜드-힐 프테로닥틸 IV	영국	프로펠러기	자가용	1931년	시제기	1대	수평 조절을 위해 4.75° 가변.^[79]

참조

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