推重比是飛機和航空發動機重要的技術性能指標，飛機發動機推力與發動機重力或飛機重力之比，它表示飛機發動機或飛機單位重力所產生的推力。飛機發動機在海平面靜止條件下于最大狀態（加力發動機為全加力狀態）所產生的推力與發動機結構重力之比稱為飛機發動機推重比。
發動機不同高度下的推力不同，通常以海平面推力作為發動機推重比的計算基準。飛機、火箭的推重比的計算也需要顧及飛機、火箭本身重量的變化。
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，可提高發動機推重比。隨著航空發動機不斷進步，推重比也在不斷提高。如中國的WS10推重比大概是8左右，WS15推重比可以達到10；美國F-14戰斗機使用的F110推重比大約是7-8，F-22戰斗機使用的F119可以達到10，而F-35戰斗機使用的F135渦輪扇發動機大概是10-12；通用的VAATE項目推重比可達12-15。
概念分類
航空發動機推重比
發動機發出的總推力與發動機總重力之比值。航空發動機設計的重要指標之一、早期的渦輪噴氣發動機推重比約為3。20世紀70年代的航空燃氣渦輪發動機推重比可達6一8，垂直起落飛機專用的升力噴氣發動機的推頂比可達16。推重比愈大，則發動機愈輕巧，飛行器可攜帶更多的燃料與有用發荷。提高推重比有兩個主要途徑，減小飛機自重，采用更輕的材料制造，或者是增大發動機的推力。此外，還可以通過提高增壓比、提高渦輪進氣溫度、采用超音速壓氣機、高負荷燃氣渦輪、短環形燃燒室以及改善發動機轉子支承系統的結構，發展先進的航空材料等。
飛機推重比
推重比是發動機推力與飛機重量之比（T/W）。一般情況下使用發動機最大推力和飛機最大起飛重量。推重比大，飛行中飛機的剩余推力比較大，機動（起飛、爬升、加速）性能比較好。所以，軍用作戰飛機推重比比較大，尤其是對現代戰斗機的機動性要求越來越高，推重比選擇越來越大，T/W接近1，甚至大于1。民用運輸機講究經濟性推重比選得比較小，T/W為0.3~0.4。輕型戰略運輸機的推重比要大一些，T/W可到0.4。飛機越大，推重比取得越小，300t以上的大型飛機，推重比T/W<0.3。
火箭發動機的推重比
液態火箭發動機推重比為發動機推力與發動機重量的無量綱比值。高推重比意味著全箭高結構系數，在相同的起飛質量下獲得更高的運載能力。推重比對于有效載荷的影響與飛行時發動機的工作階段緊密相關，其中助推級發動機影響最小（約10：1，即發動機重量減少10kg，有效載荷增加1kg），芯一級發動機影響次之，高空發動機影響最大（1：1，即發動機重量減少1kg，有效載荷增加1kg）。
推重比計算
推重比直接影響飛機的性能。飛機的推重比越高，加速就越快，爬升就越迅速，可達到的最大高度也越高，轉彎角速度也越大。另一方面，飛機的發動機越大，執行全部任務中的油耗也越多，從而使完成設計任務的飛機的起飛重量增加。推重比不是一個常數，在飛行過程中隨著燃油消耗，飛機重量不斷減小。其次，發動機的推力也隨高度和速度變化。
飛機的推重比，通常是指在地平線靜止狀態（零速度）和標準掉漆條件下，而且是設計起飛重量和最大油門狀態下的推重比。確定推重比的過程中，應當注意避免混淆起飛推重比和其他條件下的推重比。如果需要的推重比是在其他條件下得到的，就不能將它折算到起飛條件下，以便于選擇發動機的數量和大小。巡航狀態的推重比（T/W），用以下公式折算：
（）起飛=（）巡航（）（）
飛機在巡航時，處于水平勻速飛行狀態。這個時候飛機的重量等于作用在飛機上的升力，而推力等于阻力，所以推重比等于升阻比L/D的倒數，其計算公式如下：
（）巡航=
飛機在爬上狀態時，采用的推重比計算公式是：
G+
一般情況下，軍用飛機的戰技術要求中會給出飛機的起飛滑跑距離值，因此可以根據下面的公式，以起飛滑跑距離來確定推重比。
=1.05
推重比也可以根據最大平飛速度來確定。如果能夠得到最大平飛速度和翼載，就能計算出所需要的推重比。相反，如果已知推重比，就能求出所需要的翼載。
=
在選取飛機的推重比后，可以根據其不同性質要求求出幾個推重比，飛機的推重比取其中的最大值。
影響因素
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，發動機推重比可達到約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、采用整體葉盤結構、高通流設計，可使發動機推重比達到13～14左右；要想使推重比達到15，還需采用強度高、比重小的非金屬和金屬復合材料。
循環參數
渦輪進口溫度
保持部件效率，發動機進口流量，發動機總增壓比，涵道比等不變的情況下，單純增加提高渦輪進口溫度，能有效地提高推重比。但這帶來兩大技術問題：第一，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；第二，由于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。
發動機總增壓比
保持發動機其它設計參數不變，僅單純提高總增壓比，并不能提高推重比，反而在高增壓比下，推重比反而下降。這是因為由于總增壓比的提高，需要的壓氣機/渦輪功增加，可用于產生推力的燃氣機械能相對比例下降。另外，總增壓比提高而渦輪進口溫度保持不變，則燃料加入的總能量減少，推力下降，因而僅提高總增壓比，不提高渦輪進口溫度保將得不到合理收益，徒自增加了技術難度。
涵道比BPR
涵道比BPR的影響，高推重比的發動機仍應采用小涵道比。涵道比的選擇直接影響發動機的推力和重量平衡，較小的涵道比有利于提高推重比，但會增加耗油率。
部件氣動、熱力設計技術
部件效率
提高部件效率盡管可以使油耗有所下降，但對增加推重比并不很明顯。
渦輪冷卻設計
減少用于渦輪冷卻的空氣量，可以有效地提高推重比，但極限情況下，即完全不用冷卻，也只能使推重比達到11左右，但這對渦輪的設計，渦輪的可靠工作帶來極大困難。此外，對發動機循環參數的匹配帶來了新的問題。由于冷卻氣量的減少，為保證加力混合器進口的內外涵參數匹配，必須減小高壓壓氣機壓比而增高風扇壓比，造成風扇和低壓渦輪設計難度的加大。
高通流設計
采用高通流設計，提高風扇進口馬赫，可以減小發動機進口直徑，從而減輕質量，提高推重比。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，提高推重比。
結構設計技術
為了保證氣動熱力參數的實現，結構設計技術相應應有所提高。此外，為提高推重比，需進行結構簡化和減重。最有希望實現結構減重的手段是風扇和壓氣機采用整體葉盤。初步分析表明，它們可使相應部件的重量減少20%-30%，其它還可采用對轉渦輪設計，減少渦輪導向器等設計技術來提高推重比。
材料工藝
為了實現氣動、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。適合于推重比12～15發動機的材料應該是：耐高溫材料；高比強度和高比剛度；量使用輕質金屬和非金屬材料。
應用
推重比的迭代
以上資料來源：
不同飛機的推重比范圍
推重比實際應用
現代渦輪噴氣發動機的推重比約為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推重比已達到并超過8.0；高性能的加力式渦輪風扇發動機的推重比可達12～15；用于垂直起落的升力發動機則高達16以上。進一步提高推重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，沖壓噴氣發動機在2～3倍音速時，推重比在20左右。液態火箭發動機的推重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，推重比可達70～100。中國的WS10推重比大概是8左右，WS15推重比可以達到10；美國F-14戰斗機使用的F110推重比大約是7-8，F-22戰斗機使用的F119可以達到10，而F-35戰斗機使用的F135渦輪扇發動機大概是10-12；通用的VAATE項目推重比可達12-15.。現代戰斗機的飛機推重比可達1～1.25；戰略轟炸機則為0.25～0.50。
參考資料 >
航空渦輪噴氣發動機技術發展.航空動力.2024-06-04
決定飛機性能的兩大關鍵因素：推重比和翼載及其計算方法.微信公眾平臺 中國指揮與控制學會.2024-06-04
夢天實驗艙：助推渦扇發動機突破.今日頭條.2023-12-27
發動機推重比.科普中國網.2024-06-04
用了這些技術，推重比15-20的先進發動機指日可待！.國家材料腐蝕與防護科學數據中心.2024-06-04