추력 대 중량비

Thrust-to-weight ratio

추력 대 중량비는 로켓, 제트 엔진, 프로펠러 엔진 또는 엔진이나 차량의 성능 지표인 엔진에 의해 추진되는 차량의 추력 대 추력의 무차원 비율이다.

차량의 순간 추력 대 중량비는 연료 또는 추진제의 점진적 소비로 인해 작동 중에 지속적으로 변화하며, 경우에 따라서는 중력 경사도도 변화한다.초기 추력과 무게에 기초한 추력 대 추력 비율은 종종 발표되며 차량의 초기 성능을 정량적으로 비교하기 위한 가치 수치로 사용된다.

계산

추력 대 중량 비는 추력(SI 단위 - 뉴턴 단위)을 엔진 또는 차량의 중량(뉴턴 단위)으로 나누어 계산합니다.무게가 파운드(lb) 단위로 측정될 경우 추력은 파운드 힘(lbf)으로도 측정될 수 있습니다.이 두 값을 사용하여 나눗셈을 수행해도 숫자적으로 정확한(차원이 없는) 추력 대 중량 비율을 얻을 수 있습니다.두 개 이상의 엔진 또는 차량의 초기 추력 대 중량 비율을 효과적으로 비교하려면 제어된 조건에서 추력을 측정해야 합니다.

전기 자동차

항공기

추력 대 중량 비율과 날개 하중은 [1]항공기 성능을 결정하는 데 가장 중요한 두 가지 변수이다.예를 들어, 전투 항공기의 추력 대 중량비는 [2]항공기의 기동성을 나타내는 좋은 지표이다.

추력 대 추력 비율은 비행 중에 지속적으로 변화한다.추력은 스로틀 설정, 공기 속도, 고도 및 공기 온도에 따라 달라집니다.중량은 연료 연소율 및 페이로드 변화에 따라 달라집니다.항공기의 경우 인용된 추력 대 중량비는 종종 해수면에서의 최대 정적 추력을 최대 이륙 [3]무게로 나눈 값이다.추력 대 중량 비율이 1:1 이상인 항공기는 높은 [4]고도에서 성능이 저하될 때까지 똑바로 위로 피칭하고 비행 속도를 유지할 수 있다.

순항 비행에서, 항공기의 추력 대 추력 비율은 리프트 대 드래그 비율의 역수이다. 추력은 항력의 반대이고 무게는 [5]리프트의 반대이기 때문이다.비행기는 추력이 무게보다 작더라도 이륙할 수 있다. 리프트 대 드래그 비율이 1보다 크면 추력 대 무게 비율이 1보다 작을 수 있다. 즉, 비행기를 지면에서 들어올리는 데 필요한 추력이 비행기의 무게보다 적다.

프로펠러식 항공기

프로펠러식 항공기의 경우 추력 대 중량비는 [6]다음과 같이 계산할 수 있다.

여기서 p \ _ {}는 추진 효율(일반적으로 0.8), p \ hp\ ;는 엔진의 축 마력, \ V는 진정한 속도(피트/초)입니다.

로켓

로켓 발사체 추력 대 중량 비율 vs 다른 추진제 기술에 대한 특정 임펄스

로켓 또는 로켓 추진체의 추력 대 중량비는 중력 가속도 [7]g의 배수로 표현되는 가속도의 지표이다.

로켓과 로켓 추진 차량은 무중력 환경을 포함한 광범위한 중력 환경에서 작동한다.추력 대 중량비는 보통 지구[8] 해수면에서의 초기 총 중량에서 계산되며 추력 대 지구 중량비로 [9]불리기도 한다.로켓 또는 로켓 추진 차량의 지구 추력 대 추력비는 지구 중력 가속도의0 배수로 표현되는 가속도의 지표이다.[7]

로켓의 추력 대 중량비는 추진체가 연소될수록 향상된다.일정한 추력을 사용할 경우 최대 비율(차량의 최대 가속도)은 추진제가 완전히 소모되기 직전에 달성됩니다.각 로켓은 스칼라 양뿐만 아니라 추력 대 중량 곡선, 즉 가속도 곡선을 가지고 있습니다.

엔진의 추력 대 중량비는 전체 발사체보다 크지만, 이 엔진은 이론적으로 최소 추진제와 구조물을 부착할 때 달성할 수 있는 최대 가속도를 결정하기 때문에 유용하다.

공기역학적 리프트 없이 추력을 사용하여 지표면에서 이륙하는 경우, 전체 차량에 대한 추력 대 중량비는 1보다 커야 한다.일반적으로 추력 대 중량 비는 차량이 생성할 [7]수 있는 g-힘과 수치적으로 동일하다.이륙은 차량의 g 힘이 국부 중력을 초과할 때 발생할 수 있습니다(g의 배수0 표시).

로켓 연료의 밀도가 상대적으로 훨씬 높기 때문에 로켓을 가압하기 위한 엔지니어링 재료가 많이 필요하지 않기 때문에 로켓의 추력 대 무게 비율은 일반적으로 공기 흡입 제트 엔진의 추력 비율을 크게 웃돈다.

많은 요인이 추력 대 중량비에 영향을 미칩니다.순간 값은 일반적으로 속도와 고도에 따른 추력의 변화와 함께 남은 추진제 양 및 탑재물 질량에 따른 무게의 변화에 따라 비행 기간 동안 변화한다.가장 큰 영향을 미치는 요인으로는 대기 온도, 압력, 밀도, 조성 등이 있습니다.고려 중인 엔진 또는 차량에 따라 실제 성능은 종종 부력과 국지적 중력장 강도에 의해 영향을 받습니다.

예

항공기

차량 소프트웨어 시나리오
노스롭 그루먼 B-2 스피릿 0.120[10] 최대 이륙 중량, 최대 출력
에어버스 A340 0.2229 최대 이륙 중량, 최대 출력 (A340-300 확장)
에어버스 A380 0.227 최대 이륙 중량, 최대 출력
보잉 747-8 0.269 최대 이륙 중량, 최대 출력
보잉 777 0.285 최대 이륙중량, 최대출력(777-200ER)
보잉 737 MAX 8 0.310 최대 이륙 중량, 최대 출력
에어버스 A320neo 0.311 최대 이륙 중량, 최대 출력
보잉 757-200 0.341 최대 이륙 중량, 최대 출력 (Rolls-Royce RB211 탑재)
투폴레프 Tu-160 0.363[citation needed] 최대 이륙 중량, 최대 애프터버너
콩코드 0.372 최대 이륙 중량, 최대 애프터버너
록웰 국제 B-1 랜서 0.38 최대 이륙 중량, 최대 애프터버너
배호크 0.65[11]
록히드 마틴 F-35 A 0.87(전체 연료 사용 시 1.07, 1.19(연료 사용 시 25%)
HAL 테하스 Mk 1 0.94 연료를 가득 채운 상태
CAC/PAC JF-17 Thunder 0.95 연료를 가득 채운 상태
다쏘 라팔 0.988[12] 버전 M, 100% 연료, EM A2A 미사일 2기, IR A2A 미사일 2기
수호이 Su-30MKM 1.00[13] 56%의 내부 연료로 적재된 중량
맥도널 더글러스 F-15 1.04[14] 명목상 로드
미코얀 미그-29 1.09[15] 풀 내부 연료, 4 AAM
록히드 마틴 F-22 1.09(부하중량 1.26(연료 [16]50%) 이상) 전투 부하?
제너럴 다이내믹스 F-16 1.096[citation needed]
호커 시들리 해리어 1.1[citation needed] 비디오
유로파이터 태풍 1.15[17] 인터셉터 설정
우주왕복선 1.5 이륙
우주왕복선 3 절정

제트 및 로켓 엔진

제트 또는 로켓 엔진 덩어리 추력, 진공 스러스트 투-
중량비
(kg) (파운드) (kN) (lbf)
RD-0410 핵로켓[18][19] 엔진 2,000 4,400 35.2 7,900 1.8
J58 제트 엔진(SR-71 Blackbird)[20][21] 2,722 6,001 150 34,000 5.2
롤스로이스/스넥마 올림푸스 593
재가열 기능이 있는 터보젯(콩코드)[22] 		3,175 7,000 169.2 38,000 5.4
프랫 & 휘트니 F119[23] 1,800 3,900 91 20,500 7.95
RD-0750 로켓 엔진, 3추진제 모드[24] 4,621 10,188 1,413 318,000 31.2
RD-0146 로켓[25] 엔진 260 570 98 22,000 38.4
로켓다인 RS-25 로켓[26] 엔진 3,177 7,004 2,278 512,000 73.1
RD-180 로켓[27] 엔진 5,393 11,890 4,152 933,000 78.5
RD-170 로켓 엔진 9,750 21,500 7,887 1,773,000 82.5
F-1(토성 V 1단계)[28] 8,391 18,499 7,740.5 1,740,100 94.1
NK-33 로켓[29] 엔진 1,222 2,694 1,638 368,000 136.7
멀린 1D 로켓 엔진, 풀슬러스트 버전 467 1,030 825 185,000 180.1

전투기

표 a: 다양한 전투기의 추력 대 중량 비율, 연료 중량 및 중량
사양 파이터즈
F-15K F-15C MiG-29K MiG-29B JF-17 J-10 F-35A F-35B F-35C F-22 LCA Mk-1
엔진 추력, 최대(N) 259,420 (2) 208,622 (2) 176,514 (2) 162,805 (2) 81,402 (1) 122,580 (1) 177,484 (1) 177,484 (1) 177,484 (1) 311,376 (2) 89,800 (1)
항공기 질량, 비어 있음(kg) 17,010 14,379 12,723 10,900 06,586 09,250 13,290 14,515 15,785 19,673 6,560
항공기 질량, 가득 찬 연료(kg) 23,143 20,671 17,963 14,405 08,886 13,044 21,672 20,867 24,403 27,836 9,500
항공기 질량, 최대 이륙 하중(kg) 36,741 30,845 22,400 18,500 12,700 19,277 31,752 27,216 31,752 37,869 13,300
총 연료량(kg) 06,133 06,292 05,240 03,505 02,300 03,794 08,382 06,352 08,618 08,163 02,458
T/W 비율, 최대 연료 1.14 1.03 1.00 1.15 0.95 1.05 0.84 0.87 0.74 1.14 0.94
T/W 비율, 최대 이륙 하중 0.72 0.69 0.80 0.89 0.70 0.80 0.57 0.67 0.57 0.84 0.70
표 b: 다양한 전투기의 추력 대 중량 비율, 연료 중량 및 중량(미국 관습 단위)
사양 파이터즈
F-15K F-15C MiG-29K MiG-29B JF-17 J-10 F-35A F-35B F-35C F-22 LCA Mk-1
엔진 추력, 최대(lbf) 58,320 (2) 46,900 (2) 39,682 (2) 36,600 (2) 18,300 (1) 27,557 (1) 40,000 (1) 40,000 (1) 40,000 (1) 70,000 (2) 20,200 (1)
항공기 중량 비우기(lb) 37,500 31,700 28,050 24,030 14,520 20,394 29,300 32,000 34,800[31] 43,340 14,300
항공기 중량, 최대 연료(lb) 51,023 45,574 39,602 31,757 19,650 28,760 47,780 46,003 53,800 61,340 20,944
항공기 중량, 최대 이륙 하중(lb) 81,000 68,000 49,383 40,785 28,000 42,500 70,000 60,000 70,000 83,500 29,100
총 연료 중량(lb) 13,523 13,874 11,552 07,727 05,130 08,366 18,480 14,003 19,000[31] 18,000 05,419
T/W 비율, 최대 연료 1.14 1.03 1.00 1.15 0.95 1.05 0.84 0.87 0.74 1.14 0.94
T/W 비율, 최대 이륙 하중 0.72 0.69 0.80 0.89 0.70 0.80 0.57 0.67 0.57 0.84 0.70
  • 제트 및 로켓 엔진 표: 제트 추력이 해수면에 있음
  • 계산에 사용된 연료 밀도: 0.803 kg/l
  • 괄호 안의 숫자는 엔진 수입니다.
  • 미터법의 경우, T/W 비는 추력을 전체 연료 항공기 중량과 중력 가속도의 곱으로 나누어 계산한다.
  • F-15K를 구동하는 엔진은 Pratt & Whitney 엔진입니다.
  • MiG-29K의 빈 무게는 추정치입니다.
  • JF-17의 엔진 정격은 RD-93이다.
  • JF-17이 엔진 WS-13과 결합되어 엔진이 약속된 18,969lb에 도달하면 T/W 비율은 1.10이 됩니다.
  • J-10의 빈 중량과 연료 공급 중량은 추정치이다.
  • J-10의 엔진 정격은 AL-31FN입니다.
  • J-10이 엔진 WS-10A와 결합하고 엔진이 약속된 132kN(29,674lbf)에 도달하면 T/W 비율은 1.08이 됩니다.

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

  • 존 P. 필딩항공기 설계 소개, 케임브리지 대학 출판부, ISBN978-0-521-65722-8
  • 다니엘 P.레이머(1989년).항공기 설계: 개념적 접근, 미국 항공 우주 협회, 워싱턴 DC. ISBN 0-930403-51-7
  • 조지 P.서튼 & 오스카 비블라즈로켓 추진 요소, Wiley, ISBN 978-0-471-32642-7

메모들

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  3. ^ John P. Fielding, 항공기 설계 입문, 섹션 3.1 (p.21)
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  5. ^ 다니엘 P.Raymer, 항공기 설계: 개념적 접근법, 등식 5.2
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  8. ^ 조지 P.Sutton & Oscar Biblarz, Rocket Propulation Elements (442, 제7판) "하중량g W는 추진체와 로켓 추진 시스템 하드웨어의 해수면 초기 총 중량이다."
  9. ^ "Thrust-to-Earth-weight ratio". The Internet Encyclopedia of Science. Archived from the original on 2008-03-20. Retrieved 2009-02-22.
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외부 링크