Napier nómada

El Napier Nomad es un motor de avión diésel británico diseñado y construido por Napier & Son en 1949. Combinaron un motor de pistón con una turbina para recuperar energía del escape y mejorar así la economía de combustible. Se probaron dos versiones, el complejo Nomad I que utilizaba dos hélices, cada una accionada por etapas mecánicamente independientes, y el Nomad II, que utilizaba el principio turbo-compuesto, acoplado el dos partes para impulsar una sola hélice. El Nomad II tuvo las cifras de consumo específico de combustible más bajas vistas hasta ese momento. A pesar de esto, el proyecto Nomad se canceló en 1955 después de haber gastado £ 5,1 millones en desarrollo, ya que la mayor parte del interés se había trasladado a los diseños de turbohélice.

Diseño y desarrollo

En el Steven F. Udvar-Hazy Center

Napier Nomad 1

En 1945, el Ministerio del Aire solicitó propuestas para un nuevo motor de clase de 6000 hp (4500 kW) con buena economía de combustible. Curtiss-Wright estaba diseñando un motor de este tipo de potencia conocido como motor turbocompuesto, pero Sir Harry Ricardo, uno de los grandes diseñadores de motores de Gran Bretaña, sugirió que la combinación más económica sería un diseño similar con un motor diésel. dos tiempos en lugar del motor de gasolina Curtiss.

Antes de la Segunda Guerra Mundial, Napier había obtenido la licencia del diseño diesel Junkers Jumo 204 para establecer la producción en el Reino Unido como Napier Culverin, pero el inicio de la guerra hizo que el Sabre fuera de suma importancia y se detuvo el trabajo en el Culverin. En respuesta a los requisitos del Ministerio del Aire de 1945, Napier desempolvó este trabajo, combinando dos Culverin agrandados en un bloque en H similar al Sabre, lo que resultó en un diseño masivo de 75 litros. Sin embargo, los mercados para un motor de este tamaño parecían limitados, por lo que volvieron al diseño original de 12 cilindros opuestos horizontales similar al Sabre, y el resultado fue el Nomad.

El objetivo del diseño era producir una central eléctrica civil con una eficiencia de combustible muy superior al motor emergente. La eficiencia térmica es dada por 1− − Te/Tp{displaystyle 1-T_{e}/T_{p}, donde T_e es la temperatura de escape en kelvins y T_p es la temperatura máxima de combustión. Los motores Jet tienen sistemas de combustión de baja temperatura que producen un T_p de no más de 1.000 K, mucho menos que los 5.000 K típicos de un motor de reciprocación, y por lo tanto los jets tienen muy mala eficiencia térmica. El diseño Nomad se centró en reemplazar las cámaras de combustión de baja temperatura del motor jet con cámaras de combustión Diesel altamente eficientes. En la práctica, era demasiado difícil emparejar la potencia diesel de nuevo en el ciclo de la turbina. El máximo poder práctico del nómada era de 4.000 hp (3.000 kW), y era mucho más pesado que un chorro puro de la misma potencia. En este momento aviones civiles como el Boeing 707 estaban llegando a su finalización, y el Nomad nunca fue considerado seriamente por ningún fabricante de aeronaves.

Nómada I

Dibujo esquemático de Napier Nomad I y II.

El diseño inicial de Nomad (E.125) o Nomad 1 era increíblemente complejo, casi dos motores en uno. Uno era un diesel de dos tiempos turbo sobrealimentado, que se parecía un poco a la mitad de un H-24 de Napier Sabre. Montadas debajo de esto estaban las partes giratorias de un motor turbohélice, basado en el diseño de Naiad, cuya salida impulsaba la hélice delantera de un par contrarrotante. Para lograr un mayor impulso, el cigüeñal accionaba un sobrealimentador centrífugo, que también proporcionaba el barrido necesario para arrancar el motor desde el reposo. Durante el despegue, se inyectó combustible adicional en la etapa trasera de la turbina para obtener más potencia y se apagó una vez que la aeronave estaba en crucero.

Los conjuntos de compresor y turbina del Nomad se probaron durante 1948 y la unidad completa se puso en marcha en octubre de 1949. El prototipo se instaló en el morro de un bombardero pesado Avro Lincoln para realizar pruebas: voló por primera vez en 1950 y apareció en Farnborough Air Display el 10 de septiembre de 1951. En total, el Nomad I funcionó durante poco más de 1000 horas y demostró ser bastante temperamental, pero cuando funcionaba correctamente podía producir 3000 hp (2200 kW) y 320 lbf (1,4 kN) de empuje. Tenía un consumo específico de combustible (sfc) de 0,36 lb/(hp⋅h) (0,22 kg/kWh).

El prototipo Nomad I está en exhibición en el Museo Nacional de Vuelo en East Fortune Airfield en Escocia.

Nómada II

Vista frontal de tres cuartos de un nómada II

Vista superior

Incluso antes de que se ejecutara el Nomad I, su sucesor, el Nomad II (E.145) Nomad 6, ya había sido diseñado. En esta versión se añadió una etapa extra al compresor/sobrealimentador axial, eliminando la parte centrífuga separada y el intercooler. La turbina (que también recibió una etapa adicional) ahora solo se usaba para impulsar el compresor y retroalimentar cualquier exceso de energía al eje principal usando un engranaje de relación variable Beier; se eliminó la hélice separada de la turbina, al igual que la totalidad del "postquemador" sistema con sus válvulas, etc. Entonces, el sistema ahora era como una combinación de un sobrealimentador mecánico y un turbocompresor sin necesidad de derivación. El resultado fue más pequeño y considerablemente más simple: un solo motor impulsando una sola hélice. En general, se quitaron alrededor de 1000 lb (450 kg) del peso. Se cambiaron las camisas húmedas de los cilindros del Nomad I por camisas secas.

Mientras el Nomad II se sometía a pruebas, se prestó un prototipo de Avro Shackleton a Napier como banco de pruebas. El motor resultó voluminoso, como el Nomad I anterior, y mientras tanto se utilizaron varios motores ficticios en el Shackleton para varias pruebas.

Sobre una base de potencia equivalente, el Nomad II tenía un SFC de 0,327 lb/(hp⋅h) (0,199 kg/kWh) a una altitud de crucero de 25 000 pies (7600 m).

En 1953 se anunció un nuevo desarrollo, el Nomad Nm.7, de 3500 shp (2600 kW).

En 1954, el interés en el Nomad estaba decayendo y, después de que se cancelara el único proyecto, el Avro Type 719 Shackleton IV, basado en él, el trabajo en el motor finalizó en abril de 1955, después de un gasto de 5,1 millones de libras esterlinas. El diseño también se consideró para el Canadair Argus, un avión de patrulla marítima similar que se está diseñando para la Real Fuerza Aérea Canadiense. Este diseño se convirtió en el Wright R-3350, el diseño que el Nomad pretendía mejorar.

Un Nomad II está en exhibición en el Centro Steven F. Udvar-Hazy en Virginia.

Aplicaciones

• Airspeed Ambassador (planned only)
• Avro Lincoln (sólo cama de prueba)
• Avro Shackleton (planned only)
• Canadair CP-107 Argus (planned only)

Especificaciones (Nómada II)

Datos de Vuelo 1954

Características generales

• Tipo: Doce cilindros, motor diesel sin válvulas de dos tiempos compuesto con turbina de tres etapas que conduce tanto el crankshaft como el compresor axial.
• Bore: 6.00 en (152 mm)
• Stroke: 7.375 en (187.3 mm)
• Desplazamiento: 2.502 en³ (41.0 L)
• Duración: 119 en (3.000 mm)
• Width: 56.25 en (1.429 mm)
• Altura: 40 en (1,000 mm)
• Peso seco: 3.580 libras (1.620 kg)

Componentes

• Valvetrain: Piston portó dos golpes
• Supercharger: Napier Naiad turboshaft y generador de gas, presión máxima 89 psi
• Turbocharger: Gases de escape motorizados en la sección de turbina Naiad
• Sistema de refrigeración: Liquid-cooled

Rendimiento

• Producción de energía: 3,150 hp (2,350 kW) max take-off at 89 psi (610 kPa) boost not including 320 lbf residual push from the turbine at 2,050 rpm (crankshaft) and 18,200 rpm (turbina)
• Potencia específica: 1.25 hp/in³ (57 kW/L)
• Tasa de compresión: 8.1 (ratio cilindro), 31.5:1 (proporción total de la presión)
• Consumo específico de combustible: 0,345 lb/(ehp·h) (0,210 kg/(kW·h)) (unidad combinada) a 11.000 pies y 300 kn
• ratio de potencia a peso: 0.88 hp/lb (1.45 kW/kg)

Sección de turbina

Características generales

• Tipo: Generador de gas basado en Napier Naiad
• Duración:
• Diámetro:
• Peso seco:

Componentes

• Compresor: Flujo axial de 12 etapas
• Turbina: Flujo axial de 3 etapas

Rendimiento

• Propulsión máxima: 320 lbf residual a las 18.200 rpm
• Tasa general de presión: 8.25:1
• Flujo de masa de aire: 13.0 lb/s (5,9 kg/s)
• ratio de potencia a peso: