推力重量比

推力重量比は、ロケット、ジェットエンジン、プロペラエンジン、またはそのようなエンジンで推進される車両の推力と重量の無次元比であり、エンジンまたは車両の性能の指標となります。

車両の瞬間推力対重量比は、燃料または推進剤の漸進的な消費、および場合によっては重力勾配により、動作中に継続的に変化します。初期の推力と重量に基づく推力対重量比は、車両の初期性能を定量的に比較するための性能指標として公開され、使用されることがよくあります。

推力重量比は、推力（SI単位系、ニュートン）をエンジンまたは車両の重量（ニュートン）で割ることによって計算されます。重量（N）は、質量（キログラム、kg）に重力加速度（m/s ²）を掛けて計算されます。重量がポンド（lb）で測定されている場合、推力はポンド力（lbf）で測定することもできます。これら2つの値を使用して除算すると、数値的に正しい（次元のない）推力重量比が得られます。2つ以上のエンジンまたは車両の初期推力重量比を有効に比較するには、制御された条件下で推力を測​​定する必要があります。

航空機の重量は、弾薬積載量、燃料積載量、貨物重量、さらにはパイロットの体重などの要因によって大幅に変化するため、推力重量比も変動し、飛行中にも変化します。推力重量比の範囲を計算するために使用される航空機の重量を決定するための基準はいくつかあります。

• 自重- 燃料、弾薬、貨物、乗組員を除いた航空機の重量。
• 戦闘重量- 主に戦闘機の性能を決定するためのもので、弾薬とミサイルを満載し、燃料を半分搭載し、増槽や爆弾を装備していない状態の航空機の重量です。
• 最大離陸重量- 安全に離陸できる最大の燃料と貨物を満載した航空機の重量。^[1]

推力重量比と揚力抗力比は、航空機の性能を決定する上で最も重要な 2 つのパラメータです。

推力重量比は飛行中に絶えず変化します。推力はスロットル設定、対気速度、高度、気温などによって変化します。重量は燃料消費量とペイロードの変化によって変化します。航空機の場合、引用される推力重量比は、海面での最大静的推力を最大離陸重量で割った値であることが多いです。^[2]推力重量比が1:1を超える航空機は、機首をまっすぐに上げて、高度が高くなって性能が低下するまで対気速度を維持できます。^[3]

飛行機は、ロケットとは異なり、エンジンからの推力によって直接揚力が発生するのではなく、翼からの揚力によって揚力が発生するため、推力が重量より小さくても離陸できます。飛行機が失速速度を超える水平速度で移動するのに十分な推力を発生させることができる限り、翼は飛行機の重量に対抗するのに十分な揚力を発生させます。

${\displaystyle \left({\frac {T}{W}}\right)_{\text{cruise}}=\left({\frac {D}{L}}\right)_{\text{cruise}}={\frac {1}{\left({\frac {L}{D}}\right)_{\text{cruise}}}}.}$

プロペラ駆動航空機の場合、推力重量比は次のように帝国単位で計算できる。^[4]

${\displaystyle {\frac {T}{W}}={\frac {550\eta _{\mathrm {p} }}{V}}{\frac {\text{hp}}{W}},}$

ここで、は推進効率（通常、木製プロペラの場合は 0.65、金属製固定ピッチの場合は 0.75、定速プロペラの場合は最大 0.85）、hp はエンジンの軸馬力、はフィート/秒単位の真対気速度、重量はポンド単位です。 ${\displaystyle \eta _{\mathrm {p} }\;}$${\displaystyle V\;}$

メトリックの式は次のとおりです。

${\displaystyle {\frac {T}{W}}=\left({\frac {\eta _{\mathrm {p} }}{V}}\right)\left({\frac {P}{W}}\right).}$

ロケットまたはロケット推進車両の推力対重量比は、重力加速度gの倍数で表される加速度の指標です。^[5]

ロケットおよびロケット推進車両は、無重力環境を含む広範囲の重力環境で動作します。推力対重量比は通常、地球上の海面での初期総重量から計算され、 ^[6]推力対地球重量比と呼ばれることもあります。^{[7]ロケットまたはロケット推進車両の推力対地球重量比は、地球の重力加速度}g ₀の倍数で表される加速度の指標です。^[5]

ロケットの推力対重量比は、推進剤が燃焼するにつれて向上します。一定の推力では、推進剤が完全に消費される直前に最大比 (機体の最大加速度) が達成されます。各ロケットには、単なるスカラー量ではなく、特徴的な推力対重量曲線、つまり加速度曲線があります。

エンジンの推力対重量比は、完全な打ち上げ機の推力対重量比よりも大きくなりますが、それでも、そのエンジンを使用するあらゆる機体が最小限の推進剤と付属の構造物で理論的に達成できる最大加速度を決定するため、有用です。

推力のみで揚力を使わずに地球の表面から離陸するには、機体全体の推力重量比が1より大きくなければなりません。一般に、推力重量比は数値的には機体が発生できる重力加速度^{に等しくなります。 [5]機体の}重力加速度が局所的な重力（ g ₀の倍数として表される）を超えたときに離陸することができます。

ロケットの推力対重量比は、通常、空気吸入式ジェットエンジンの推力対重量比を大幅に上回ります。これは、ロケット燃料の密度が比較的はるかに高いため、加圧するための工学材料をあまり必要としないためです。

推力対重量比には多くの要因が影響します。瞬間値は通常、速度と高度による推力の変化、残りの推進剤の量による重量の変化、およびペイロード質量によって、飛行時間にわたって変化します。最も大きな影響を与える要因には、自由流の空気の温度、圧力、密度、および組成が含まれます。検討中のエンジンまたは車両に応じて、実際のパフォーマンスは浮力と局所的な重力場の強度によって影響を受けることがよくあります。

• ジェットエンジンとロケットエンジンの表：ジェット推力は海面で
• 計算に使用した燃料密度: 0.803 kg/l
• メートル法の表では、T / W比は、推力を燃料満載の航空機の重量と重力加速度の積で割ることによって計算されます。
• J-10のエンジン定格はAL-31FNです。

• パワーウェイトレシオ
• 安全係数

• ジョン・P・フィールディング著『航空機設計入門』ケンブリッジ大学出版局、ISBN 978-0-521-65722-8 
• ダニエル・P・レイマー（1989年）『航空機設計：概念的アプローチ』アメリカ航空宇宙学会、ワシントンDC。ISBN 0-930403-51-7 
• ジョージ・P・サットンとオスカー・ビブラーズ。ロケット推進要素、Wiley、ISBN 978-0-471-32642-7 

• 航空機の推力対重量比の概要と説明図を掲載した NASA のウェブページ