推重比

推重比，是发动机单位重力所产生的推力，术语称为“推力重力比”，即推力与重力之比（T/W），是航空发动机重要的设计参数之一。^[1][2]发动机推力与其重量之比称“发动机推重比”。^[3]发动机推力与飞机重量之比称“飞机推重比”。^[4]

发动机不同高度下的推力不同，通常以海平面推力作为发动机推重比的计算基准。飞机、火箭的推重比的计算也需要顾及飞机、火箭本身重量的变化。^[5]

在当代高性能发动机参数的基础上，依靠气动热力学的进步和配以相应材料、工艺技术，可提高发动机推重比。^[6]随着航空发动机不断进步，推重比也在不断提高。^[7]如中国的WS10推重比大概是8左右，WS15推重比可以达到10；美国F-14战斗机使用的F110推重比大约是7-8，F-22战斗机使用的F119可以达到10，而F-35战斗机使用的F135大概是10-12；通用的VAATE项目推重比可达12-15。^[8]

发动机发出的总推力与发动机总重力之比值。航空发动机设计的重要指标之一、早期的涡轮喷气发动机推重比约为3。20世纪70年代的航空燃气涡轮发动机推重比可达6一8，垂直起落飞机专用的升力喷气发动机的推顶比可达16。推重比愈大，则发动机愈轻巧，飞行器可携带更多的燃料与有用发荷。提高推重比的主要途径是，提高增压比，提高涡轮进气温度，采用超音速压气机、高负荷燃气涡轮、短环形燃烧室以及改善发动机转子支承系统的结构，发展先进的航空材料等。^[3]

推重比是发动机推力与飞机重量之比（T/W）。一般情况下使用发动机最大推力和飞机最大起飞重量。推重比大，飞行中飞机的剩余推力比较大，机动（起飞、爬升、加速）性能比较好。所以，军用作战飞机推重比比较大，尤其是对现代战斗机的机动性要求越来越高，推重比选择越来越大，T/W接近1，甚至大于1。民用运输机讲究经济性推重比选得比较小，T/W为0.3~0.4。轻型运输机的推重比要大一些，T/W可到0.4。飞机越大，推重比取得越小，300t以上的大型飞机，推重比T/W<0.3。^[4]

液体火箭发动机推重比为发动机推力与发动机重量的无量纲比值。高推重比意味着全箭高结构系数，在相同的起飞质量下获得更高的运载能力。推重比对于有效载荷的影响与飞行时发动机的工作阶段紧密相关，其中助推级发动机影响最小（约10：1，即发动机重量减少10kg，有效载荷增加1kg），芯一级发动机影响次之，高空发动机影响最大（1：1，即发动机重量减少1kg，有效载荷增加1kg）。^[9]

推重比直接影响飞机的性能。飞机的推重比越高，加速就越快，爬升就越迅速，可达到的最大高度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，飞机的发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞重量增加。推重比不是一个常数，在飞行过程中随着燃油消耗，飞机重量不断减小。其次，发动机的推力也随高度和速度变化。^[5]

飞机的推重比，通常是指在海平面静止状态（零速度）和标准掉漆条件下，而且是设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。确定推重比的过程中，应当注意避免混淆起飞推重比和其他条件下的推重比。如果需要的推重比是在其他条件下得到的，就不能将它折算到起飞条件下，以便于选择发动机的数量和大小。巡航状态的推重比（T/W），用以下公式折算：^[5]

（）起飞=（）巡航（）（）

飞机在巡航时，处于水平匀速飞行状态。这个时候飞机的重量等于作用在飞机上的升力，而推力等于阻力，所以推重比等于升阻比L/D的倒数，其计算公式如下：^[5]

（）巡航=

飞机在爬上状态时，采用的推重比计算公式是：^[5]

G+

一般情况下，军用飞机的战技术要求中会给出飞机的起飞滑跑距离值，因此可以根据下面的公式，以起飞滑跑距离来确定推重比。^[5]

=1.05

推重比也可以根据最大平飞速度来确定。如果能够得到最大平飞速度和翼载，就能计算出所需要的推重比。相反，如果已知推重比，就能求出所需要的翼载。^[5]

=

在选取飞机的推重比后，可以根据其不同性质要求求出几个推重比，飞机的推重比取其中的最大值。^[5]

在当代高性能发动机参数的基础上，依靠气动热力学的进步和配以相应材料、工艺技术，发动机推重比可达到约12；进一步依靠发动机部件设计技术的提高，减少叶片机级数、采用整体叶盘结构、高通流设计，可使发动机推重比达到13～14左右；要想使推重比达到15，还需采用强度高、比重小的非金属和金属复合材料。^[6]

保持部件效率，发动机进口流量，发动机总增压比，涵道比等不变的情况下，单纯增加提高涡轮进口温度，能有效地提高推重比。但这带来两大技术问题：第一，如仍使用当代高性能发动机涡轮材料，则涡轮叶片平均冷却效率要求达到约0.738，提高约12%，使涡轮冷却设计非常困难；第二，由于涡轮进口温度的提高，为保证内、外涵参数匹配，必需提高风扇压比，减小高压压气机压比，使风扇的平均级负荷增加约9%，增加了风扇和低压涡轮设计难度。^[6]

保持发动机其它设计参数不变，仅单纯提高总增压比，并不能提高推重比，反而在高增压比下，推重比反而下降。这是因为由于总增压比的提高，需要的压气机/涡轮功增加，可用于产生推力的燃气机械能相对比例下降。另外，总增压比提高而涡轮进口温度保持不变，则燃料加入的总能量减少，推力下降，因而仅提高总增压比，不提高涡轮进口温度保将得不到合理收益，徒自增加了技术难度。^[6]

涵道比BPR的影响，高推重比的发动机仍应采用小涵道比。^[6]

提高部件效率尽管可以使油耗有所下降，但对增加推重比并不很明显。^[6]

减少用于涡轮冷却的空气量，可以有效地提高推重比，但极限情况下，即完全不用冷却，也只能使推重比达到11左右，但这对涡轮的设计，涡轮的可靠工作带来极大困难。此外，对发动机循环参数的匹配带来了新的问题。由于冷却气量的减少，为保证加力混合器进口的内外涵参数匹配，必须减小高压压气机压比而增高风扇压比，造成风扇和低压涡轮设计难度的加大。^[6]

采用高通流设计，提高风扇进口马赫数，可以减小发动机进口直径，从而减轻质量，提高推重比。提高进口气流速度，可以提高单位流通面积的流量，从而减小进口直径，减轻重量，提高推重比。^[6]

为了保证气动热力参数的实现，结构设计技术相应应有所提。此外，为提高推重比，需进行结构简化和减重。最有希望实现结构减重的手段是风扇和压气机采用整体叶盘。初步分析表明，它们可使相应部件的重量减少20%-30%，其它还可采用对转涡轮设计，减少涡轮导向器等设计技术来提高推重比。^[6]

为了实现气动、热力、部件设计，结构减重等技术进步，必须有材料的相应支持。适合于推重比12～15发动机的材料应该是：耐高温材料；高比强度和高比刚度；量使用轻质金属和非金属材料。^[6]

第一代航空发动机出现在20世纪50年代，以英国的康维发动机、美国的JT3D发动机为代表，推重比在2左右；第二代航空发动机出现在20世纪60年代，以英国的斯贝MK202和美国的TF30发动机为代表，推重比在5左右。第三代航空发动机出现在20世纪70～80年代，以美国的F100、F110、F404，欧洲的RBl99、M88-3，苏联的RD-33和AL-31F发动机为代表，推重比在8左右。第四代航空发动机出现在20世纪90年代，以美国的F119和欧洲的EJ200发动机为代表，推重比在10以上，其中F119装备了F-22战斗机，EJ200装备了“台风”战斗机。第五代航空发动机出现在二十一世纪初，以美国的F135发动机和英、美联合研制的F136发动机为代表，推重比为12～13。

以上资料来源：^[7]

现代涡轮喷气发动机的推重比约为3.5～4.0；加力涡轮喷气发动机约为5.0～6.0；加力小涵道比涡轮风扇发动机的推重比已达到并超过8.0；高性能的加力式涡轮风扇发动机的推重比可达12～15；用于垂直起落的升力发动机则高达16以上。^[11]进一步提高推重比是喷气发动机发展的一个重要趋势，例如升力发动机正向20～24发展，冲压发动机在2～3倍音速时，推重比在20左右。液体火箭发动机的推重比随发动机特点和推力等级不同相差很大。对中等或大推力发动机来说，以不包括推进剂的结构重量（力）计，推重比可达70～100。中国的WS10推重比大概是8左右，WS15推重比可以达到10；美国F-14战斗机使用的F110推重比大约是7-8，F-22战斗机使用的F119可以达到10，而F-35战斗机使用的F135大概是10-12；通用的VAATE项目推重比可达12-15.。现代战斗机的飞机推重比可达1～1.25；轰炸机则为0.25～0.50。^[8]