質量動力比

飛機使用的噴氣發動機在水平面上的最大推力和發動機的凈重之比，稱為飛機發動機的質量動力比。

徠飛機在海平面最大靜推力與飛機起飛重量之比，稱為飛機的質量動力比。

噴氣發動機產生的推力和所在海拔高度相關，同時飛機自重的計算也沒有統一標準，因此質量動力比在不同情況下的計算會產生不小差異。

增大質量動力比有兩個途徑，減小飛機自重，採用更輕的材料製造，或者是增大發動機的推力。

質量動力比是一個綜合性的性能指標，它不僅體現噴氣發動機在氣動熱力循環方面的水平，也體現了結構方面的設計水平。它對於飛機的飛行性能和有效載荷等都有直接影響。飛機的最大平飛速度、爬升率、升限、機動性等都與飛機質量動力比有關。噴氣發動機質量動力比的跨越往往會帶來新一代戰鬥機的出現。

現代渦輪噴氣發動機的質量動力比約為3.5～4.0；加力渦輪噴氣發動機約為5.0～6.0；加力小涵道比渦輪風扇發動機的質量動力比已達到並超過 8.0；高性能的加力式渦輪風扇發動機的質量動力比可達12～15；用於垂直起落的升力發動機則高達16以上。進一步提高質量動力比是噴氣發動機發展的一個重要趨勢，例如升力發動機正向20～24發展，衝壓發動機在2～3倍音速時，質量動力比在20左右。液體火箭發動機的質量動力比隨發動機特點和推力等級不同相差很大。對中等或大推力發動機來說，以不包括推進劑的結構重量(力)計，質量動力比可達70～100。固體火箭發動機除用質量動力比外，還用衝量比，即總衝量與裝有葯柱的固體火箭發動機重量(力)之比。中國的WS10質量動力比大概是8左右，WS15質量動力比可以達到10；美國F-14戰鬥機使用的F110質量動力比大約是7-8，F-22戰鬥機使用的F119可以達到10，而F-35戰鬥機使用的F135大概是10-12；通用的VAATE項目質量動力比可達12-15，而GE VAATE項目據說可達20.

現代戰鬥機的飛機質量動力比可達 1～1.25；轟炸機則為0.25～0.50。

在當代高性能發動機參數的基礎上，依靠氣動熱力學的進步和配以相應材料、工藝技術，發動機質量動力比可達到約12;進一步依靠發動機部件設計技術的提高，減少葉片機級數、採用整體葉盤結構、高通流設計，可使發動機質量動力比達到13～14左右；要想使質量動力比達到15,還需採用強度高、比重小的非金屬和金屬複合材料。將影響小涵道比的加力渦扇發動機質量動力比的因素作如下整理。

1、渦輪進口溫度的影響，提高渦輪進口溫度，能有效地提高質量動力比，但這帶來兩大技術問題:(1)如仍使用當代高性能發動機渦輪材料，則渦輪葉片平均冷卻效率要求達到約0.738,提高約12%,使渦輪冷卻設計非常困難;(2)由於渦輪進口溫度的提高，為保證內、外涵參數匹配，必需提高風扇壓比，減小高壓壓氣機壓比，使風扇的平均級負荷增加約9%,增加了風扇和低壓渦輪設計難度。

2、發動機總增壓比的影響，純提高總增壓比，並不能提高質量動力比，在高增壓比下，質量動力比反而下降，由於總增壓比的提高，需要的壓氣機/渦輪功增加，可用於產生推力的燃氣機械能相對比例下降。

3、涵道比BPR的影響，高質量動力比的發動機仍應採用小涵道比。

1、部件效率的影。提高部件效率儘管可以使油耗有所下降，但對增加質量動力比並不很明顯。

2、渦輪冷卻設計的影響。減少用於渦輪冷卻的空氣量，可以有效地提高質量動力比，但極限情況下，即完全不用冷卻，也只能使質量動力比達到11左右，但這對渦輪的設計，渦輪的可靠工作帶來極大困難。

3、高通流設計的效果。提高進口氣流速度，可以提高單位流通面積的流量，從而減小進口直徑，減輕重量，提高質量動力比。

要保證上述氣動熱力參數的實現，結構設計技術相應應有所提高。

了實現氣動、熱力、部件設計，結構減重等技術進步，必須有材料的相應支持，適合於質量動力比12～15發動機的材料應該是:

1、耐高溫材料；

2、高比強度和高比剛度；

3、量使用輕質金屬和非金屬材料。