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

엔진 또는 차량의 추력 대 중량비는 추력을 무게(질량과 혼동하지 말 것)로 나누어 계산한다. 공식은 다음과 같다:

\mathrm{TWR} = \frac{T}{W} = \frac{T}{m \cdot g}

여기서:

* T는 뉴턴 (단위)(N), 킬로그램힘(kgf) 또는 파운드힘(lbf) 단위의 **추력**이고,
* W는 뉴턴(N) 단위의 **무게**이며, 이는 다음의 곱으로도 표현될 수 있다.
** 킬로그램(kg) 또는 파운드(lb) 단위의 **질량** m, 그리고
** 표준 중력인 9.80665 m/s2와 같은 **중력 가속도** g.

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.

## 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. 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.

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

### 프로펠러 구동 항공기
프로펠러 구동 항공기의 경우 추력 대 중량비는 영국식 단위로 다음과 같이 계산할 수 있다.
:\frac{T}{W} = \frac{550\eta_\mathrm{p}}{V} \frac{\text{hp}}{W},
여기서 \eta_\mathrm{p}\;는 추진 효율(일반적으로 나무 프로펠러는 0.65, 금속 고정 피치 프로펠러는 0.75, 정속 프로펠러는 최대 0.85), hp는 엔진의 축마력, V\;는 초당 피트 단위의 진대기속도, 무게는 파운드 단위이다.

미터법 공식은 다음과 같다.
:\frac{T}{W}=\left(\frac{\eta_\mathrm{p}}{V}\right)\left(\frac{P}{W}\right).

## 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.

로켓과 로켓 추진 차량은 무중력 환경을 포함한 다양한 중력 환경에서 작동한다. 추력 대 중량비는 일반적으로 지구 해수면에서의 초기 총 중량을 기준으로 계산되며, 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

### 제트 및 로켓 엔진

### 전투기

* 제트 및 로켓 엔진 표: 제트 추력은 해수면 기준
* 계산에 사용된 연료 밀도: 0.803&nbsp;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