추력 대 중량비

추력 대 중량비(Thrust-to-weight ratio)는 반응 엔진 또는 그러한 엔진이 장착된 차량의 추력 대 무게의 무차원량 비율이다. 반응 엔진에는 제트 엔진, 로켓 엔진, 펌프제트, 홀 효과 추력기, 이온 기관 등이 포함되며, 이들은 모두 뉴턴의 제3법칙에 따라 의도된 운동의 반대 방향으로 질량(추진제)을 배출하여 추력을 생성한다. 관련이 있지만 다른 지표는 일률을 직접 생성하는 대신 기계적, 전기적 또는 기타 형태의 일률을 전달하는 엔진 또는 시스템에 적용되는 일률 대 중량비이다.

많은 응용 분야에서 추력 대 중량비는 성능 지표로 사용된다. 차량의 초기 상태에서의 비율은 종종 성능 지표로 인용되어, 다른 차량이나 엔진 설계 간의 정량적 비교를 가능하게 한다. 차량의 순간 추력 대 중량비는 연료 소모(질량 감소) 또는 중력 가속도의 변화(예: 궤도 또는 행성 간 환경)와 같은 요인으로 인해 운행 중에 달라질 수 있다.

 계산 
+ 질량에서 계산된 추력 대 중량비 (표준 중력 가정)    N    kg TWR  ~
엔진 또는 차량의 추력 대 중량비는 추력을 무게(질량과 혼동하지 말 것)로 나누어 계산한다. 공식은 다음과 같다:

여기서:

 는 뉴턴 (단위)(N), 킬로그램힘(kgf) 또는 파운드힘(lbf) 단위의 추력이고,
 는 뉴턴(N) 단위의 무게이며, 이는 다음의 곱으로도 표현될 수 있다.
 킬로그램(kg) 또는 파운드(lb) 단위의 질량 , 그리고
 표준 중력인 9.80665 m/s2와 같은 중력 가속도 .

두 개 이상의 엔진 또는 차량의 초기 추력 대 중량비를 유효하게 비교하려면 추력을 통제된 조건에서 측정해야 한다. 항공기의 무게는 탄약 적재량, 연료 적재량, 화물 중량 또는 심지어 조종사의 무게와 같은 요인에 따라 상당히 달라질 수 있기 때문에, 추력 대 중량비도 가변적이며 비행 중에도 변한다. 추력 대 중량비 범위를 계산하는 데 사용되는 항공기 무게를 결정하는 몇 가지 표준이 있다.

 공허 중량 – 연료, 탄약, 화물, 승무원을 제외한 항공기의 중량.
 전투 중량 – 주로 전투기의 성능 능력을 결정하기 위한 것으로, 완전한 탄약과 미사일을 장착하고 연료는 절반이며 드롭 탱크나 폭탄은 없는 항공기의 중량.
 최대 이륙 중량 – 항공기가 안전하게 이륙할 수 있는 최대 연료와 화물을 완전히 적재했을 때의 중량.NASA Technical Memorandum 86352 - Some Fighter Aircraft Trends

 항공기 
추력 대 중량비와 양항비는 항공기 성능을 결정하는 가장 중요한 두 가지 매개변수이다.

추력 대 중량비는 비행 중에 계속 달라진다. 추력은 스로틀 설정, 대기속도, 고도, 공기 온도 등에 따라 달라진다. 무게는 연료 소모량과 페이로드 변화에 따라 달라진다. 항공기의 경우, 인용된 추력 대 중량비는 종종 해수면에서의 최대 정적 추력을 최대 이륙 중량으로 나눈 값이다.John P. Fielding, Introduction to Aircraft Design, Section 3.1 (p.21) 추력 대 중량비가 1:1보다 큰 항공기는 수직으로 기수를 올리고 고도가 높아져 성능이 감소할 때까지 대기속도를 유지할 수 있다.

로켓과 달리 날개의 양력에 의해 양력이 발생하므로 추력이 무게보다 작아도 비행기는 이륙할 수 있다. 항공기가 실속 속도 이상의 수평 속도로 비행하기에 충분한 추력을 생산할 수 있는 한, 날개는 항공기 무게에 상쇄될 만큼 충분한 양력을 생산할 것이다.

 프로펠러 구동 항공기 
프로펠러 구동 항공기의 경우 추력 대 중량비는 영국식 단위로 다음과 같이 계산할 수 있다.Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, Equations 3.9 and 5.1

여기서 는 추진 효율(일반적으로 나무 프로펠러는 0.65, 금속 고정 피치 프로펠러는 0.75, 정속 프로펠러는 최대 0.85), hp는 엔진의 축마력, 는 초당 피트 단위의 진대기속도, 무게는 파운드 단위이다.

미터법 공식은 다음과 같다.

 로켓 
섬네일|위쪽=1.6|로켓 차량의 추력 대 중량비 대 비추력 (다양한 추진제 기술)

로켓 또는 로켓 추진 차량의 추력 대 중량비는 중력 가속도 g의 배수로 표현되는 가속도의 지표이다.George P. Sutton & Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements (p. 442, 7th edition) "thrust-to-weight ratio F/Wg is a dimensionless parameter that is identical to the acceleration of the rocket propulsion system (expressed in multiples of g) if it could fly by itself in a gravity-free vacuum"

로켓과 로켓 추진 차량은 무중력 환경을 포함한 다양한 중력 환경에서 작동한다. 추력 대 중량비는 일반적으로 지구 해수면에서의 초기 총 중량을 기준으로 계산되며,George P. Sutton & Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements (p. 442, 7th edition) "The loaded weight Wg is the sea-level initial gross weight of propellant and rocket propulsion system hardware." 때로는 추력 대 지구 중량비라고도 불린다. 로켓 또는 로켓 추진 차량의 추력 대 지구 중량비는 지구 중력 가속도 g의 배수로 표현되는 가속도의 지표이다.

로켓의 추력 대 중량비는 추진제가 연소됨에 따라 향상된다. 추력이 일정하면 최대 비율(차량의 최대 가속도)은 추진제가 완전히 소모되기 직전에 달성된다. 각 로켓은 단순히 스칼라 양이 아니라 특징적인 추력 대 중량 곡선 또는 가속도 곡선을 가진다.

엔진의 추력 대 중량비는 완전한 발사체의 추력 대 중량비보다 크지만, 최소한의 추진제와 구조물을 부착하여 해당 엔진을 사용하는 모든 차량이 이론적으로 달성할 수 있는 최대 가속도를 결정하기 때문에 유용하다.

공기역학적 양력 없이 추력을 사용하여 지구 표면에서 이륙하려면 전체 차량의 추력 대 중량비가 1보다 커야 한다. 일반적으로 추력 대 중량비는 차량이 생성할 수 있는 G-포스와 수치적으로 같다. 차량의 G-포스가 국부 중력(g의 배수로 표현)을 초과할 때 이륙할 수 있다.

로켓의 추력 대 중량비는 일반적으로 공기흡입 제트 엔진의 추력 대 중량비보다 훨씬 크다. 이는 로켓 연료의 밀도가 상대적으로 훨씬 커서 가압하는 데 많은 공학 재료가 필요 없기 때문이다.

많은 요인이 추력 대 중량비에 영향을 미친다. 순간 값은 일반적으로 속도와 고도에 따른 추력 변화와 남은 추진제량 및 페이로드 질량에 따른 중량 변화로 인해 비행 기간 동안 달라진다. 가장 큰 영향을 미치는 요인에는 자유 흐름 공기 온도, 압력, 밀도 및 구성이 포함된다. 고려 중인 엔진 또는 차량에 따라 실제 성능은 종종 부력 및 국부 중력장 강도의 영향을 받는다.

 예시 

 항공기 

 차량 추력 대 중량비 비고 노스롭 그루먼 B-2 스피릿 0.205노스롭 그루먼 B-2 스피릿 최대 이륙 중량, 최대 출력 에어버스 A340 0.2229 최대 이륙 중량, 최대 출력 에어버스 A380 0.227 최대 이륙 중량, 최대 출력 보잉 747-8 0.269 최대 이륙 중량, 최대 출력 보잉 777-200ER 0.285 최대 이륙 중량, 최대 출력 보잉 737 MAX 8 0.311 최대 이륙 중량, 최대 출력 에어버스 A320neo 패밀리 0.310 최대 이륙 중량, 최대 출력 보잉 757-200 0.341 최대 이륙 중량, 최대 출력 (롤스로이스 RB211 장착) 투폴레프 Tu-154B 0.360 최대 이륙 중량, 최대 출력 (쿠즈네초프 NK-8-2 장착) 투폴레프 Tu-160 0.363 최대 이륙 중량, 최대 재연소기 콩코드 (비행기) 0.372 최대 이륙 중량, 최대 재연소기 록웰 B-1 랜서 0.38 최대 이륙 중량, 최대 재연소기 HESA Kowsar 0.61 연료 가득 채움, 재연소기 BAE 호크 0.65BAE 호크 라이트닝 F.6 0.702 최대 이륙 중량, 최대 재연소기 록히드 마틴 F-35 라이트닝 II A 0.87 연료 가득 채움 (연료 50%일 때 1.07, 연료 25%일 때 1.19) HAL 테자스 Mk 1 1.07 연료 가득 채움 CAC/PAC JF-17 선더 1.07 연료 가득 채움 다소 라팔 1.028 (적재 중량 및 내부 연료 50%일 때 1.219) C형, 연료 100% 수호이 Su-30MKM 1.00수호이 Su-30MKM#제원 (.28Su-30MKM.29) 내부 연료 56% 적재 중량 맥도널 더글러스 F-15 이글 1.04 공칭 적재 미코얀 MiG-29 1.09 내부 연료 가득, AAM 4개 록히드 마틴 F-22 랩터  제너럴 다이내믹스 F-16 파이팅 팰컨 1.096 (적재 중량 및 연료 50%일 때 1.24) 호커 시들리 해리어 1.1 수직 이착륙기 유로파이터 타이푼 1.15 요격기 구성 우주왕복선 1.3 이륙 시모르그 (로켓) 1.83 우주왕복선 3 최대

 제트 및 로켓 엔진 

 엔진 질량 진공 추력 추력 대중량비 (kN) (lbf)MD-TJ42 동력 글라이더 제트 엔진3.85kg (8.48 lb)0.3578.79.09 RD-0410 핵 로켓 엔진  35.2   프랫 & 휘트니 J58 제트 엔진(SR-71 블랙버드)  150   롤스로이스/스네크마 올림푸스 593재연소기 장착 터보제트(콩코드 (비행기))  169.2 윌리엄스 FJ33-5A 프랫 & 휘트니 F119Military Jet Engine Acquisition, RAND, 2002.     PBS TJ40-G1NS 제트 엔진     RD-0750 로켓 엔진 삼중 추진제 모드     RD-0146 로켓 엔진     로켓다인 우주왕복선 메인 엔진(우주왕복선 메인 엔진)SSME    RD-180 로켓 엔진     RD-170 로켓 엔진     F-1(새턴 V 1단)Encyclopedia Astronautica: F-1     NK-33 로켓 엔진     랩터 로켓 엔진 3 로켓 엔진  2,746  183.6 멀린 1D 로켓 엔진, 최대 추력 버전  914 205,500 199.5

 전투기 

+ 추력 대 중량비, 연료 중량, 그리고 다른 전투기의 중량제원 F-15K F-15C MiG-29K MiG-29B JF-17 J-10 F-35A F-35B F-35C F-22 LCA Mk-1 엔진 최대 추력 (N) 259,420 (2) 208,622 (2) 176,514 (2) 162,805 (2) 84,400 (1) 122,580 (1) 177,484 (1) 177,484 (1) 177,484 (1) 311,376 (2) 84,516 (1) 항공기 공허 질량 (kg) 17,010 14,379 12,723 10,900 7,965 09,250 13,290 14,515 15,785 19,673  6,560 항공기 연료 만재 질량 (kg) 23,143 20,671 17,963 14,405 11,365 13,044 21,672 20,867 24,403 27,836  9,500 항공기 최대 이륙 적재 질량 (kg) 36,741 30,845 22,400 18,500 13,500 19,277 31,752 27,216 31,752 37,869 13,500 총 연료 질량 (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, 연료 만재 1.14 1.03 1.00 1.15 1.07 1.05 0.84 0.87 0.74 1.14 1.07 T/W 비율, 최대 이륙 적재 0.72 0.69 0.80 0.89 0.70 0.80 0.57 0.67 0.57 0.84 0.80

 제트 및 로켓 엔진 표: 제트 추력은 해수면 기준
 계산에 사용된 연료 밀도: 0.803 kg/l
 미터법 표의 T/W 비율은 추력을 연료 만재 항공기 중량과 중력 가속도의 곱으로 나누어 계산한다.
 J-10의 엔진 등급은 AL-31FN이다.

 같이 보기 
 일률 대 중량비
 안전율

 각주 

 참고 문헌 
 John P. Fielding. Introduction to Aircraft Design, Cambridge University Press, 
 Daniel P. Raymer (1989). Aircraft Design: A Conceptual Approach, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Washington, DC. 
 George P. Sutton & Oscar Biblarz. Rocket Propulsion Elements, Wiley, 

 외부 링크 
 NASA 웹페이지: 항공기 추력 대 중량비 개요 및 설명 도표

분류:제트 엔진
분류:로켓 엔진