质量动力比，又称为推重比，是飞机和航空发动机重要的技术性能指标 [1] ，飞机发动机推力与发动机重力或飞机重力之比，它表示飞机发动机或飞机单位重力所产生的推力。飞机发动机在海平面静止条件下于最大状态（加力发动机为全加力状态）所产生的推力与发动机结构重力之比称为飞机发动机推重比。一般来说，战斗机的推重比较高，轰炸机和其他大型飞机的推重比较低。提高发动机推重比要通过气动热力学的进步、部件综合设计技术的提高、结构简化减重、材料工艺等专业共同努力才能实现。
基本介绍
- 中文名：质量动力比
- 外文名：Mass dynamic ratio
定义
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，称为飞机发动机的质量动力比。
飞机在海平面最大静推力与飞机起飞重量之比，称为飞机的质量动力比。
性质
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準，因此质量动力比在不同情况下的计算会产生不小差异。
增大质量动力比有两个途径，减小飞机自重，採用更轻的材料製造，或者是增大发动机的推力。
套用
质量动力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、机动性等都与飞机质量动力比有关。喷气发动机质量动力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质量动力比约为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质量动力比已达到并超过 8.0；高性能的加力式涡轮风扇发动机的质量动力比可达12～15；用于垂直起落的升力发动机则高达16以上[2]。进一步提高质量动力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，质量动力比在20左右。液体火箭发动机的质量动力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，质量动力比可达70～100。固体火箭发动机除用质量动力比外，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质量动力比大概是8左右，WS15质量动力比可以达到10；美国F-14战斗机使用的F110质量动力比大约是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项目质量动力比可达12-15，而GE VAATE项目据说可达20.
现代战斗机的飞机质量动力比可达 1～1.25；轰炸机则为0.25～0.50。
质量动力比影响因素
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,发动机质量动力比可达到约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、採用整体叶盘结构、高通流设计,可使发动机质量动力比达到13～14左右;要想使质量动力比达到15,还需採用强度高、比重小的非金属和金属複合材料。将影响小涵道比的加力涡扇发动机质量动力比的因素作如下整理。
发动机总体循环参数对质量动力比的影响
1、涡轮进口温度的影响，提高涡轮进口温度,能有效地提高质量动力比,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,并不能提高质量动力比,在高增压比下,质量动力比反而下降，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，高质量动力比的发动机仍应採用小涵道比。
部件气动、热力设计技术对质量动力比的影响
1、部件效率的影。提高部件效率儘管可以使油耗有所下降,但对增加质量动力比并不很明显。
2、涡轮冷却设计的影响。减少用于涡轮冷却的空气量,可以有效地提高质量动力比,但极限情况下,即完全不用冷却,也只能使质量动力比达到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,提高质量动力比。
结构设计技术的进步对质量动力比的影响
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。
料工艺的进步对提高质量动力比的影响
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,适合于质量动力比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。