推重比

飞机使用的喷气发动机在水平面上的最大推力和发动机的净重之比，称为飞机发动机的推重比。

飞机在海平面最大静推力与飞机起飞重量之比，称为飞机的推重比。

喷气发动机产生的推力和所在海拔高度相关，同时飞机自重的计算也没有统一标准，因此推重比在不同情况下的计算会产生不小差异。

增大推重比有两个途径，减小飞机自重，采用更轻的材料制造，或者是增大发动机的推力。

推重比是一个综合性的性能指标，它不仅体现喷气发动机在气动热力循环方面的水平，也体现了结构方面的设计水平。它对于飞机的飞行性能和有效载荷等都有直接影响。飞机的最大平飞速度、爬升率、升限、机动性等都与飞机推重比有关。喷气发动机推重比的跨越往往会带来新一代战斗机的出现。

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 。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。固体火箭发动机除用推重比外，还用冲量比，即总冲量与装有药柱的固体火箭发动机重量(力)之比。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，而GE VAATE项目据说可达20.

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。

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。将影响小涵道比的加力涡扇发动机推重比的因素作如下整理。

1、涡轮进口温度的影响，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:(1)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;(2)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。

2、发动机总增压比的影响，纯提高总增压比,并不能提高推重比,在高增压比下,推重比反而下降，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。

3、涵道比BPR的影响，高推重比的发动机仍应采用小涵道比。

1、部件效率的影。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。

2、涡轮冷却设计的影响。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。

3、高通流设计的效果。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。

要保证上述气动热力参数的实现,结构设计技术相应应有所提高。

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:

1、耐高温材料；

2、高比强度和高比刚度；

3、量使用轻质金属和非金属材料。