基本介紹
- 中文名：推重比
- 外文名：Thrust-to-Weight ratio; Thrust/Weight
- 適用領域：飛機/航空發動機
- 原理：噴氣發動機或飛機單位重量的推力
- 套用：決定飛機戰術技術性能的參數之一
- 影響：飛機的飛行性能和有效載荷等
定義,性質,套用,推重比影響因素,發動機總體循環參數對推重比的影響,部件氣動、熱力設計技術對推重比的影響,結構設計技術的進步對推重比的影響,料工藝的進步對提高推重比的影響,
定義
飛機使用的噴氣發動機在水平面上的最大推力和發動機的淨重之比，稱為飛機發動機的推重比。
飛機在海平面最大靜推力與飛機起飛重量之比，稱為飛機的推重比。
性質
噴氣發動機產生的推力和所在海拔高度相關，同時飛機自重的計算也沒有統一標準，因此推重比在不同情況下的計算會產生不小差異。
增大推重比有兩個途徑，減小飛機自重，採用更輕的材料製造，或者是增大發動機的推力。
套用
推重比是一個綜合性的性能指標，它不僅體現噴氣發動機在氣動熱力循環方面的水平，也體現了結構方面的設計水平。它對於飛機的飛行性能和有效載荷等都有直接影響。飛機的最大平飛速度、爬升率、升限、機動性等都與飛機推重比有關。噴氣發動機推重比的跨越往往會帶來新一代戰鬥機的出現。
現代渦輪噴氣發動機的推重比約為3.5～4.0；加力渦輪噴氣發動機約為5.0～6.0；加力小涵道比渦輪風扇發動機的推重比已達到並超過 8.0；高性能的加力式渦輪風扇發動機的推重比可達12～15；用於垂直起落的升力發動機則高達16以上。進一步提高推重比是噴氣發動機發展的一個重要趨勢，例如升力發動機正向20～24發展，衝壓發動機在2～3倍音速時，推重比在20左右。液體火箭發動機的推重比隨發動機特點和推力等級不同相差很大。對中等或大推力發動機來說，以不包括推進劑的結構重量(力)計，推重比可達70～100。固體火箭發動機除用推重比外，還用衝量比，即總衝量與裝有藥柱的固體火箭發動機重量(力)之比。中國的WS10推重比大概是8左右，WS15推重比可以達到10；美國F-14戰鬥機使用的F110推重比大約是7-8，F-22戰鬥機使用的F119可以達到10，而F-35戰鬥機使用的F135大概是10-12；通用的VAATE項目推重比可達12-15，而GE VAATE項目據說可達20.
中美軍用航空發動機推重比對比
中美軍用航空發動機推重比對比現代戰鬥機的飛機推重比可達 1～1.25；轟炸機則為0.25～0.50。
推重比影響因素
在當代高性能發動機參數的基礎上,依靠氣動熱力學的進步和配以相應材料、工藝技術,發動機推重比可達到約12;進一步依靠發動機部件設計技術的提高,減少葉片機級數、採用整體葉盤結構、高通流設計,可使發動機推重比達到13～14左右;要想使推重比達到15,還需採用強度高、比重小的非金屬和金屬複合材料。將影響小涵道比的加力渦扇發動機推重比的因素作如下整理。
發動機總體循環參數對推重比的影響
1、渦輪進口溫度的影響，提高渦輪進口溫度,能有效地提高推重比,但這帶來兩大技術問題:(1)如仍使用當代高性能發動機渦輪材料,則渦輪葉片平均冷卻效率要求達到約0.738,提高約12%,使渦輪冷卻設計非常困難;(2)由於渦輪進口溫度的提高,為保證內、外涵參數匹配,必需提高風扇壓比,減小高壓壓氣機壓比,使風扇的平均級負荷增加約9%,增加了風扇和低壓渦輪設計難度。
2、發動機總增壓比的影響，純提高總增壓比,並不能提高推重比,在高增壓比下,推重比反而下降，由於總增壓比的提高,需要的壓氣機/渦輪功增加,可用於產生推力的燃氣機械能相對比例下降。
3、涵道比BPR的影響，高推重比的發動機仍應採用小涵道比。
部件氣動、熱力設計技術對推重比的影響
1、部件效率的影。提高部件效率儘管可以使油耗有所下降,但對增加推重比並不很明顯。
2、渦輪冷卻設計的影響。減少用於渦輪冷卻的空氣量,可以有效地提高推重比,但極限情況下,即完全不用冷卻,也只能使推重比達到11左右,但這對渦輪的設計,渦輪的可靠工作帶來極大困難。
3、高通流設計的效果。提高進口氣流速度,可以提高單位流通面積的流量,從而減小進口直徑,減輕重量,提高推重比。
結構設計技術的進步對推重比的影響
要保證上述氣動熱力參數的實現,結構設計技術相應應有所提高。
料工藝的進步對提高推重比的影響
了實現氣動、熱力、部件設計,結構減重等技術進步,必須有材料的相應支持,適合於推重比12～15發動機的材料應該是:
1、耐高溫材料；
2、高比強度和高比剛度；
3、量使用輕質金屬和非金屬材料。
