declaración de sistemas y prefijos utilizados
DESCRIPTION
sistemas y prefijos sistemas propulsivosTRANSCRIPT
Declaración de sistemas y prefijos utilizados.En la siguiente tabla se indican los prefijos utilizados en este informe
con sus respectivos símbolos y abreviaciones en escala 10 ^n , donde n, es un
numero entero.
Prefijo Símbolo 10^n
Mega M 10^6
Kilo K 10^3
deci d 10^-1
centi c 10^-2
mili m 10^-3
Tabla 1. Prefijos
En la siguiente tabla se indican los sistemas dimensionales utilizados en
este informe con sus respectivos símbolos y abreviaciones.
Unidad Medida(s) (Sistema Inglés)
Símbolo Medida(s)(S.I)
Símbolo
Distancia Pulgada Pie
Milla
in ‘’ftmi
Metro m
Tiempo Segundo s Segundo s
Velocidad Revoluciones por minuto
Millas por hora
rpm
mi/h mph
Revoluciones por minuto
Kilómetros por hora
rpm
km/hkph
Fuerza libra-fuerza lb-f Kilogramo fuerzaNewton
kgN
Área Pulgada cuadrada
in^2 Metro cuadrado m^2
Presión Pression square inch
PSI Pascal Pa
Potencia Caballos de fuerza
HP Kilowatts KW
Posición angular
Horario de las manecillas del
**##:## Horario **##:##
reloj ** Donde # representan números enterosTabla 2. Sistemas de medición de unidades
FormularioA continuación se expresará un formulario conteniendo las fórmulas básicas
utilizadas en el informe con sus respectivos símbolos y sistema de unidades.
1. Área de un círculo.A=π· r2
Donde :A=Área del círculo [¿2 ]r=radio [¿] π=3.1415
2. Volumen de un cilindro.V=π· r2· l
Donde :V=Volumen [¿3 ]r=radio [¿ ]
l=alturaocarreradel émbolo [¿]
3. Ecuación de Plank.
HP= P·L·A·N·K33000
Donde :HP=Potencia L=carrera delémbolo [¿ ] A=Area [¿2]N=Revoluciones por minuto [rpm ]K=Número decilindros
4. Relación de número de cilindros.
K=Qq
Donde :K=Número decilindrosQ=Volumen decámaradecombustión [¿3]q=Volumende cadacilindro;q se consideraaunaprox .de90¿3
Introducción
Un motor turbocompound es un motor radial utilizado en el siglo XX, siendo mas específicos, entre las décadas de 1940 y 1960, que en si era un motor radial (en general de 18 cilindros) pionero en la característica de tener un diseño tal que puede recuperar pérdidas a través de gases de escape reutilizados y retransmitir esta energía directamente al cigüeñal, esto con una mínima alteración en el peso del motor, convirtiéndolo en uno de los mas eficientes que se hubiesen diseñado dentro de las 2 décadas de su producción. Dentro de sus principales diseños, se destaca el motor Wright R-3350, primero en ser probado en vuelo, el cual fue de los últimos diseñados por la compañía WAD en el campo de la aeronáutica, dentro de las especificaciones técnicas cabe señalar su principal característica que es la de recuperación de pérdidas, la cual hace recuperar hasta un 20% de las pérdidas registradas.
Un motor Turbo-Compound (turbo-compuesto) es un motor alternativo que emplea una turbina para recupera la energía de los gases de escape, la turbina está normalmente conectado mecánicamente al cigüeñal, la turbina aumenta la salida del motor sin aumentar el consumo de combustible, reduciendo así el consumo específico de este."Blow-down" describe cualquier proceso en el que se permite que el gas a alta presión pueda expandirse a través de una válvula de presión más baja y sin hacer el trabajo durante el proceso. Las válvulas "Blow-off" de las calderas de vapor hacen esto; también lo hacen las válvulas de cualquier motor alternativo. Normalmente, ya que ningún trabajo se lleva a cabo en el golpe hacia abajo, toda la energía del vapor o gas se desperdicia. Sin embargo, en el proceso de blow-down desde una presión de aproximadamente 200 psi en el interior del cilindro de ciclón en la apertura de la válvula a la presión casi atmosférica de un tubo de escape, los gases salen del cilindro a velocidad sónica, o aproximadamente 2200 ft/s en medio de la temperatura del gas de escape. El Turbo-Compound utiliza este gas de alta velocidad para impulsar una turbina de impulso, que funciona mediante la absorción de parte de la energía velocidad del gas sin imponer contrapresión en los cilindros.Las aeronaves mas destacadas que llegaron a emplear un motor turbocompound fueron utilizadas inicialmente para usos militares dentro de la Segunda Guerra Mundial e inclusive en la guerra de Corea, dentro de los cuales se encuentran el Boeing B-17 Flying Fortress, Lockheed Constelation, Douglas DC-7C y Napier Nomad II. Estas aeronaves fueron encontradas muy eficientes en cuanto a costos de mantenimiento y funcionalidad , motivo por el cual fueron producidas en masa durante periodos de guerra para ser usados como transportes y bombarderos, como por ejemplo, aviones Boeing-B17 (con motor turbo compound) fueron utilizados para soltar las 2 bombas atómicas de Hiroshima y Nagasaki; fuera de usos militares, centrándose en los aviones Douglas y Lockheed Constellation fueron empleados como transportes comerciales intercontinentales, sin embargo su producción finalizo a finales de los años 50 debido a que se inclinó el interés hacia los nuevos diseños turboprop y turbojet, convirtiendo los motores turbo compund en algo obsoleto
Origen
Desarrollo
Se trataba de un motor que introdujo nuevos conceptos de economía de
motor y desempeño para el operador del motor del avión, ofreció un aumento
directo de la potencia del motor y la economía en todo el rango operativo completo
sin introducir problemas de desarrollo de motores básicos adicionales, su
simplicidad eliminaba la necesidad de atención del piloto o ingeniero de vuelo
adicional en cualquier momento, a este motor lo llamaron Turbo-Compound.
Los cilindros son relativamente inconscientes de la existencia de las
turbinas y actúan como si los gases estuviesen siendo dados de alta a las pilas de
chorro. Las turbinas se denominan turbinas blow-down, ya que la alta velocidad de
los gases que utilizan proviene del gas que sopla hacia abajo a través de la
válvula de escape.
Las pruebas iniciales se realizaron utilizando una sola turbina unido a un
motor de nueve cilindros radial. Poco después, el motor de cilindros de primera
escala de 18 cilindros fue construido. Este motor utiliza seis unidades de
recuperación de energía, pronto se descubrió que se ahorraban más de 200 lb de
peso y se podría recuperar la energía perdida por los tubos de escape siameses, y
reducir el número de turbinas a tres.
Allison, Pratt & Whitney y Napier todos realizarón el trabajo de desarrollo
con el concepto Turbo-Compounding. Sin embargo Wright fue el único fabricante
de motores de aviones para poner un motor Turbo-Compound en producción.
Se produjeron muchos modelos Turbo-Compound el más potente y de bajo
consumo de combustible fue el motor R-3350
Motor Wright R-3350
Historia
En 1942 WAD inició estudios sobre métodos de recuperación de
energía. Un motor de nueve cilindros Wright Cyclone equipado con un solo
PRT se utilizó para la prueba inicial. Un diseño final, patrocinado por la
Oficina de Marina de Estados Unidos de Aeronáutica, fue aprobada en el
verano de 1946.
La primera prueba de vuelo del motor de 18 cilindros Turbo
Compound se hizo con el motor de prueba instalado en la nariz de un
Boeing B-17.
Boeing B-17 Flying Fortress
Una prueba oficial de aprobación vuelo de 50 horas se completó en
octubre de 1949. Se completó la prueba de la Marina de clasificación de
150 horas en enero de 1950.
Aero engines world enciclopedia
La primera producción Turbo Compound R-3350s fue entregada en
marzo de 1950. En un principio todos los TC R-3350s Turbo eran para el
ejército estadounidense. Los motores Turbo compound comerciales no se
produjeron sino hasta enero de 1952.
Aero engines world enciclopedia
Wright tenía planes para desarrollar aún más el Turbo Compound R-
3350. Para el funcionamiento a gran altitud se habría añadido un compresor
turbo. Este turbocompounded, motor turbosupercharged mantendría el
poder el nivel del mar a 30.000 pies.
Con la llegada de la segunda guerra mundial, as cosas cambiaron
dramáticamente en 1940 con la introducción de un nuevo contrato por el
USAAC para desarrollar un bombardero de largo alcance capaz de volar
desde los EE.UU. a Alemania con 20.000 libras (9.000 kg) carga de
bombas. Aunque más pequeño que los diseños del bombardero D que
llevaron a la XB-19 Douglas, los nuevos diseños requieren más o menos la
misma cantidad de energía. Cuando diseños preliminares fueron devueltos
en el verano de 1940, tres de los cuatro diseños se basaron en la R-3350.
De repente, el motor fue visto como el futuro de la aviación del
ejército, y serios esfuerzos para lograr que el diseño en la producción
comenzaron.
En 1943 el último desarrollo del nuevo programa de bombardero, el
Boeing B-29, estaba volando. Los motores mostraron una tendencia
alarmante ya que los cilindros traseros tendian al sobrecalentamiento, en
parte debido a la separación mínima entre los deflectores del cilindro y la
capucha. Una serie de cambios se introdujeron en la línea de producción el
Superfortress con el fin de proporcionar más refrigeración a bajas
velocidades, la aeronave inició su uso operacional en el Pacífico en 1944.
B-29 en vuelo Esta imagen o archivo es un trabajo de un aviador o empleado de
la Fuerza Aérea de los Estados Unidos de América
Después de la guerra, el sistema Turbo-compound fue desarrollado
para ofrecer una mejor eficiencia de combustible. En estas versiones, se
insertaron tres turbinas de recuperación de energía ( o PRT).
Los PRT recuperaron aproximadamente el 20% de la energía de
escape (alrededor de 450 HP); se tienen registros de que en 1951 se
pusieron en servicio los aviones Super Constelation L-049, los cuales
estaban propulsados por cuatro motores turbocompund; fueron los primeros
aviones comerciales que utilizaron este sistema propulsivo.
A TWA Lockheed Constellation over Paris. (Unattributed)
Posteriormente en mayo de 1953 voló por primera vez el Douglas
DC-7 compuesto por 4 motores turbocompound, su fabricación finalizó en
1956.
Link: Douglas DC-7 Takeoff:
******
Actualmente, a excepción de unos pocos aviones convertidos o
adaptados para lucha contra el fuego, la mayoría de los aviones con motor
TC18 se han quedado fuera de funcionamiento. Neptune Aviation Services
Missoula, Montana opera algunos de estos modelos , ya convertidos.
Especificaciones
El motor Wright R-3350 es un motor radial estático de 18 cilindros en
doble fila de uso aeronaútico que tiene un volumen de 3350 in^3 y una
potencia de 3750 HP de arranque cuando usaba los combustibles
disponibles durante sus años de uso (1940 a 1960), dentro de sus
diferentes modalidades, el motor turbocompund fué el mas potente y
eficiente dentro de los modelos Wright R-3350.
Para construir un motor turbocompound R-3350, Wright mejoró un
modelo póstumo al utilizado durante la segunda guerra mundial y unió 3
PRT ( Power Recovery Turbines) separadas por un ángulo de 120º de
intervalo alrededor de la parte trasera del motor. Cada PRT es dirigido por
los gases expulsados de 3 cilidros frontales y 3 cilindros traseros; la
potencia es transmitida al cigüeñal a través de un acoplamiento de fluidos;
la operación de los PRT es completamente automática
La introducción del turbocompound agrego un aproximado de 550 HP
a la potencia de arranque y 240 HP en cruise (comparándolo con modelos
similares sin el aditamento del turbocompund; sin embargo el agregar éste,
significo un incremento de 500lb en el peso del motor.
Los motores turbocompound WAD R-3350 son designados por los
primeros 3 digitos de especificación numérica, seguidos por un TC18 y
finalizando con la designación de serie; el primer motor comercial que
aplicó este diseño fue designado 972TC18DAI; mientras que el primer
diseño militar es designado R-3350-3OW, o bién 856TC18DAI; cuando
TC18 es un término utilizado como referencia al motor Wright Turbo
Compound R-3350.
Turbocompounded and Turbosupercharded R-3350 Carl Kuhns
TC9J2, a Turbocompounded R-1820 Offered in the Early 1950s.
Peso
El peso en “seco” de las designaciones TC-18 tienen un rango entre 3445 y
3775 lb dependiendo del modelo; como por ejemplo, el último modelo designado
TC18EA fue el mas pesado, la longitud del motor es 89.5’’ y tiene un diámetro
medido de 56.6’’.
Cuerpo
Está compuesto por múltiples secciones maquinadas puestas en conjunto;
éstas secciones en orden de la parte frontal a la trasera son:
*Caja del cigüeñal en la parte frontal, sector central general, camara de leva y tapa
supercharger trasera.
TC-18 Exploded View
TC-18 Longitudinal Cross Section
La caja del cigüeñal (la cual cubre el cigüeñal y los cilindros) son
maquinados con aleaciones de acero; mientras que las secciones restantes del
motor son maquinadas con aleaciones de magnesio; la parte frontal de la caja del
cigüeñal (conocida como nariz) contiene un diámetro de 4.5’’ de S.A.E. #60 en el
eje del porta hélice cuyo eje se porta en 2 rodillos rotativos, de los cuales, uno
lleva las cargas de empuje y uno lleva las cargas radiales.
El revolucionado (rpm) del cigüeñal es reducido por un engranaje de
reducción localizado en la caja de la nariz cuyo radio de reducción es de 0.4375:1,
traducido, por cada 16 revoluciones del cigüeñal, la propela del eje gira 7
revoluciones.
Otros componentes localizados dentro del caja de la nariz son la cámara
frontal y el balance de los mecanismos relativos al peso; el anillo de la cámara
contiene 2 vias, uno para las válvulas internas y otro para las externas, cada via
contiene 4 lóbulos que giran a 1/8 de la velocidad del cigüeñal;un contrapeso que
gira al doble de velocidad del cigüeñal también está instalado aquí; este
contrapeso es necesario para ayudar a evitar vibraciones de segundo orden; otro
dispositivo ubicado dentro de la caja de la nariz, un torquímetro, una herramienta
muy útil para el manejo del motor en vuelo, ya que brinda una auténtica medida de
HP en la propela del eje.
Dos distribuidores de ignición de baja tensión fueron montados
externamente en la caja de la nariz, estos están localizados en una posición
aproximada de entre 10 a 12 horas ( en posición ante las manecillas del reloj), en
cuya posición de las 12 horas, se encuentra un pad para montar un gobernador a
la propela; enfrente de este se encuentra una sección diseñada para montar un
anillo de elevación.
Cárter y Oil.
El conjunto de cárter de aceite delantero esta aderido a la posición de 6
horas con respecto a la caja de la nariz. Dos bombas están situadas en el
sumidero frontal, la primera y mas pequeña recolecta aceite del cilindro mas bajo;
la bomba frontal recolecta el aceite de la parte frontal y frontal principal que en
conjunto con la primera bomba lo envía por medio de una línea externa a la
bomba trasera. Una bomba localizada en esta bomba trasera regresa el aceite a si
tanque.
Acerca de los materiales utilizados para el cárter se componen de cuatro
elementos forjados y mecanizados de acero atornilladas entre si, las cuales son:
Parte delantera
Central media delantera
Central media posterior
Posterior
El eje de las filas de cilindros forman líneas de separación entre las partes
traseras de las secciones del carter delantero y central delantero, y asu vez de un
centro de media y trasera.
El cárter de aceite trasero está situada en la parte inferior de la carcasa
trasera del sobrealimentador. Este cárter de aceite posterior contiene dos bombas
de aceite. La bomba de recuperación posterior recoge aceite de la sección trasera
del motor y de la bomba de barrido frontal y devuelve este aceite a un depósito de
aceite externo. La bomba de presión toma aceite del tanque de aceite y envía
aceite a través del motor para lubricar y componentes de motores internos a baja
temperatura. Una válvula de alivio de presión regula este aceite a 70 ± 5 psi
durante la configuración de crucero y de alta potencia. Ambos colectores de aceite
delanteros y traseros tienen tapones de drenaje magnéticos y coladores petróleo
extraíbles. Una válvula de retención en el lado de entrada del colector de aceite
trasera impide el flujo de aceite a presión por gravedad desde el depósito externo
de aceite cuando el motor no está funcionando.
Cigüeñal.
El cigüeñal esta construido de tres piezas; una sección central de dos tiros
que acomoda los planos delanteros y traseros obteniendo barras maestras
delanteras y traseras. Las bielas están unidas a sus respectivas baras maestras
por medio de pasadores.
El lanzamiento del cigüeñal es de 180º y tiene un golpe de 6.312’’. Los
brazos de la manivela frontal y posterior se sujetan a la sección central del
cigüeñal por medio de tornillos fijadores.
Las barras principales y bielas son del tipo de viga denominada “I” en lugar
del tipo “H-beam” (de uso mas común). Cada red del cigüeñal tiene un contrapeso
de bronce dinámico seccionado en 2 piezas, el cual está montado en los pernos
flotantes; su propósito es compensar la masa rotativa y de movimiento alternativo
al conectar conjuntos de barras y pistones. El montaje mediante pernos produce
un amortiguador de vibraciones sintonizadas que a su vez reduce la vibración
torsional del cigüeñal.
La extensión del cigüeñal delantero tiene estrías externas y una tuerca de
retención y engrana con el engranaje de accionamiento de la reducción de la
hélice; mientras que la extensión del cigüeñal trasero está estriado y se acopla al
engranaje accionado del cigüeñal que recibe energía de los PRT internamente.
Cilindraje.
Los cilindros están numerados con respecto a la vista posterior del motor; el
número 1 es el cilindro mas alto de la fila trasera; mientras que el cilindro 2 es su
semejante de la fila delantera, así de esta manera los números siguen esta
tendencia en sentido horario , siendo números impares los de la fila trasera y
pares los de la delantera.
El orden de encendido del motor conforme a lo establecido en numeración
es el siguiente:
1 - 12 - 5 - 16 - 9 - 2 - 13 - 6 - 17 - 10 - 3 - 14 - 7 - 18 - 11 - 4 - 15 - 8.
Cada conjunto de cilindros pesa 55 lb y está adherido a la caja del cigüeñal
con 21 tornillos de cabeza; el cilindro es una construcción aeronáutica , enfriada
con aire, con un barril de acero roscado en una cabeza de aluminio; cabezas
maquinadas que tienen aletas de refrigeración reemplazables.
El diámetro del cilindro es de 6.125’’; los cilindros frontales y traseros no
son intercambiables entre si, ya que los frontales empujan las varillas hacia
delante mientras que los delanteros están orientados hacia atrás.
Dos inserciones de acero inoxidable se atornillan en la parte delantera y
trasera de la cabeza para las bujías. Una inserción de latón se atornilla en la parte
delantera de la cabeza para instalar una tobera de inyección de combustible.
Estas inserciones se fijan en la cabeza con un alfiler impulsado a través de la
inserción y la cabeza. En la parte trasera de la culata, ligeramente por debajo del
orificio de la bujía está un adaptador para un termopar.
Los pistones de aluminio forjado tienen cinco ranuras de anillo con una de
las ranuras situadas por debajo del orificio del pasador del pistón. Los pistones
son únicos en que el pasador del pistón solo puede insertarse desde un lado. Una
vez insertado el pasador del pistón es detenido por un hombro mecanizado en el
orificio del pasador del pistón. Sólo entonces se requiere un pistón clavija de
retención por pistón.
Sobrealimentador y carburador.
El alojamiento de leva y empujador trasero están unidas a la sección trasera
del cárter y alberga un anillo de leva para la fila de los cilindros traseros junto con
un contrapeso de segundo orden trasero.
La carcasa del sobrealimentador frontal está unida a la carcasa de leva y al
empujador trasero. Tres montajes maestros se proporcionan para los PRT y nueve
tubos de inducción emanan de la carcasa de sobrealimentación delantero. Cada
tubo de inducción se bifurca y se alimenta de un cilindro frontal y de uno de fila
trasera. La presurización de estos nueve tubos de inducción es un
sobrealimentador accionado por motor con un impulsor de 13,5 "de diámetro
alojado en la carcasa frontal del sobrealimentador y accionado por un tren de
engranajes planetarios primarios y secundarios. Este tren de engranajes da al
ingeniero de vuelo una opción de dos velocidades para impulsar la turbina de
sobrealimentación. La baja velocidad del ventilador impulsa la turbina de
sobrealimentación en 6,45 veces el número de revoluciones del cigüeñal; mientras
que una alta velocidad del ventilador es 8,67 veces el número de revoluciones del
cigüeñal. Generalmente el motor permanece en baja ventilación a menos que la
aeronave este siendo operada a altitudes por encima de 12.000 pies. A mayor
altitud se selecciona alto soplado. Montado en la parte superior de la carcasa
trasera de sobrealimentación es o bien una unidad de medición de inyección de
combustible o un carburador de inyección En usos militares, se utilizó
generalmente un carburador de inyección de más de un sistema de inyección de
combustible del cilindro directo. Motores militares habían instalado ya sea un
carburador Ceco (Chandler Evans) 58CD-11 o un carburador, Bendix Stromberg
PR-58TI.
Un carburador de inyección de combustible lo introduce dosificado en el
rodete sobrealimentador donde se mezcla con el aire y es forzado en los cilindros.
El sistema de inyección directa de combustible del cilindro tiene más partes y es
más complicado que un carburador de inyección.
Fuel.
El sistema de inyección de combustible del cilindro directo que empléa
algunos TC18s consiste en un control maestro, dos bombas de inyección, 18
líneas de inyección de combustible y 18 boquillas de descarga individuales. El
control maestro, un Bendix PR-58-52, utiliza la misma base de montaje como un
carburador de inyección. El control maestro suministra el combustible medido a las
dos bombas de inyección. Las dos bombas de inyección están montados en cada
lado de la carcasa trasera sobrealimentador. La bomba derecha suministra los
cilindros bancarios delanteros. La bomba izquierda suministra los cilindros del
banco trasero. Las bombas de inyección Bendix D9H1 inyectan combustible a 500
psi durante cada carrera de admisión de los cilindros.
Si el motor está equipado con inyección de anti-detonación (ADI) la bomba
de agua, regulador de agua y líneas de inyección se encuentran en la zona del
control maestro o carburador de inyección. El fluido A.D.I. se inyecta en el motor
derecho debajo del control de carburador o maestro.
La cubierta trasera de sobrealimentación se fija a la carcasa trasera del
sobrealimentador con un anillo de tuercas alrededor de su circunferencia exterior.
Provisiones para diversas unidades de accesorios se encuentran en la cubierta
posterior de sobrealimentación.
Ejemplos de estos accesorios impulsados son bombas de combustible,
bombas hidráulicas, compresores de cabina, generadores eléctricos y
generadores tacómetro.
Arranque
El arrancador del motor está situado en el centro de la cubierta trasera de
sobrealimentación. El Bendix Scintilla DLN-9 magneto está montado en la parte
central superior de la cubierta trasera sobre alimentador. El magneto conducido a
9/8 veces la velocidad del cigüeñal es una parte del sistema de encendido de alta
altitud de baja tensión. Otros componentes de la ignición son un conducto eléctrico
del magneto a los dos distribuidores de caja "nariz".
El distribuidor izquierdo dispara las bujías traseras en cada cilindro, mientras que
el distribuidor de la derecha dispara las bujías delanteras. Una corriente de bajo
voltaje se transmite desde los distribuidores para montar la cabeza del cilindro de
transformadores elevadores; los cuales elevan la tensión a un nivel que hará saltar
la brecha de la bujía.
Clever design of the low-tension ignition system features fully redundant
electrical paths from a single 9-cylinder dual magneto. Spark advance was
eventually removed from all models.
Commercial TC18 Engine Installations
WAD Model
Take-off
BHP
Airplane
Installations
Remarks
972TC18DA1
972TC18DA2
3,250 DA1 Lockheed
1049 B, C, E
DA2 Douglas
DC-7
First commercial
turbocompound, DA1
and DA2 differ by
installation provisions
972TC18DA3 3,250 Lockheed1049E
1049B
Identical to
972TC18DA1 except
for incorporation of
increased capacity
main bearings,
improved pistons, and
improved PRT cooling
air impellers
972TC18DA4 3,250 Douglas DC-7B Identical to
972TC18DA2 except
for incorporation of
increased capacity
main bearings.
Improved pistons, and
improved PRT cooling
air impellers.
988TC18EA1
988TC18EA3
3,400 EA1
DouglasDC-7C
EA3
Lockheed1049
G
1049H
Features of 988TC18
EA1, EA3 include
4,000 HP reduction
gear, strengthened
crankcase, improved
cylinders and pistons,
improved PRT and
rear section
components for added
durability.
988TC18EA2 3,400 Lockheed 1649 988TC18EA2 is
similar to
988TC18EA1 and
988TC18EA3, except
reduction gear ratio.
988TC18EA2 has steel
cam and tappet
housing, which is an
integral part of the
crankcase.
988TC18EA4 3,400 Douglas DC-7C 988TC18EA4 is
similar to
988TC18EA1, except
for improvements
which permit
increased cruise
power.
988TC18EA5 3,400 Lockheed 1649 988TC18EA5 is
similar to
988TC18EA2, except
for improvements
which permit
increased cruise
power.
988TC18EA6 3,400 Lockheed 1049
G, H
988TC18EA6 is
similar to
988TC18EA3, except
for improvements
which permit
increased cruise power
981TC18EA1 3,700 Canadair CL-28 981TC18EA1 differs
from 988TC18EA1
and 988TC18EA3, in
that it has water
injection provisions.
Source: Operations Engineers Handbook Section 3
Military TC18 Engine Installations
Military Designation WAD Model Take-
offB.H.P.
Airplane
Installations
Remarks
R-3350- 30W 856TC18DA1 3,250 LockheedP2V-
4, -5, -6
Impeller
injection.
Manifold
pressure
regulator.
R-3350-30WA
R-3350-36W
856TC18DB1
856TC18DB2
3,500*
3,250
Lockheed
P2V-4, -5, -6, -
6B
Impeller
injection. No
manifold
pressure
regulator. Water
injection,
R-3350-36W
has drilled
turbine wheel.
R-3350-32W 878TC18EA1 3,700* Martin M270,
P5M-2
Lockheed
P2V-7
Impeller
injection, water
injection.
R-3350-34 872TC18DA1 3,250 Lockheed RC-
121D, R7V-1,
WV-2, WV-3,
C-121F, WV-
1, C-121C,
RC-121C
Direct fuel
injection.
Internal
torquemeter
line.
Commercial
equivalent is
972 TC18DA1.
R-3350-38 932TC18EA2 3,400 Lockheed C-
121, W2V-1
Commercial
equivalent is
988TC18EA2.
Direct fuel
injection.
R-3350-85 868TC18DB1 3,500* Fairchild C- Impeller
R-3350-89 868TC18DB2 119E, F, G
Fairchild
R4Q2
injection, water
injection. R-
3350-89 has
drilled turbine
wheel.
R-3350-91 923TC18DA1 3,250 Lockheed C-
121C, RC-
121C, RC-
121D
R-3350-91 is a -
34 with manual
spark advance,
* = Wet Rating
Source: Operations Engineers Handbook Section 3
Production of Military TC18 Engines
WAD Model Military Model Number built Production period
856TC18DA1 R-3350-30W 559 3/50 – 12/51
856TC18DB1 R-3350-30WA
R-3350-30WB
1,348
61
11/51 – 3/54
9/52 – 4/53
878TC18EA1 R-3350-32W 1,316 8/53 – 1961
872TC18DA1 R-3350-34 1,640 6/52 – 9/57
868TC18DB1 R-3350-85 2,395* 9/51 – 1954
868TC18DB2 R-3350-89 24 1/55 – 3/55
923TC18DA1 R-3350-91 4,653 5/55 – 8/56
Total = 11,996
Source:Historical Engine Summary
* includes licensee production
Production of Commercial TC18 Engines
WAD Model Number built Production period
972TC18DA1 596 1/52 – 2/55
972TC18DA2 374 8/52 – 12/54
972TC18DA3 614 10/54 – 8/58
972TC18DA4 642 11/54 – 1/58
988TC18EA1 903 10/55 – 9/58
988TC18EA2 283 6/54 - 11/58
988TC18EA3 294 1/56 – 7/58
988TC18EA4 159 9/57 – 7/58
988TC18EA6 80 12/57 – 12/58
981TC18EA1 203 1/56 – 4/59
Total = 4,148
Source:Historical Engine Summary
Cálculo del motor
Motor :
R-3350-3OW
Marcas y modelos
Motor Wright R-3350
Boeing B-29 Superfortress
Historia.
Fue un bombardero pesado cuatrimotor de hélices empleado principalmente
por Estados Unidos en la última parte de la Segunda Guerra Mundial y en
la Guerra de Corea, no obstante permaneció en servicio en varias funciones
durante los años 1950; la unión soviética construyó una copia sin licencia llamada
el Tupolev Tu-4.
El B-29 fue uno de los aviones de mayores dimensiones que entraron en
servicio durante la Segunda Guerra Mundial. Siendo un bombardero bastante
avanzado para su época, incluía características como una cabina presurizada, un
sistema de control de tiro electrónico y torretas de ametralladoras controladas
remotamente; uno de estos aviones fué el que lanzó las bombas atómicas de
Hiroshima y Nagasaki.
El modelo fue retirado a principios de 1960, con una producción total de
3970 productos fabricados.
Especificaciones técnicas.
Boeing B-29 Silhouhettes
The Observer's Book of Aircraft 1952, William Green and Gerald Pollinger,
Dimensiones
Motor
Velocidad Máxima: 357 mph
Velocidad en crucero 220 mph
Maximo rango de distancia: 3250 mi
Altura máxima de vuelo 31850 ft
Tripulación: 11 ( Por ser de uso militar)
Longitud: 99 ft.
Envergadura: 141ft 3’’
Height: 27 ft 9 ‘’
Peso Vacío: 74500 lb
Peso Máximo: 133500 lb
HP: 2200 propulsado por 4 motores Wright R-3350
Hipervinculo:
Boeing B- 29 Historical snapshot (2º Guerra mundial)
http://www.boeing.com/history/products/b-29-superfortress.page
Lockheed L-049 Constellation
Características técnicas
Lockheed 749A Constellation silhouette
The Observer's Book of Aircraft 1952, William Green and Gerald Pollinger,
Dimensiones
Largo: 95 ft. 3’’ (29.032 m)
Ancho ( enveragdura de las alas) 123 ft (37.49 m)
Altura de 49.392 libras (22 403.8 kg)
Peso máximo de despegue 86,250 libras (39.122.3 kg)
Tripulación : 4 pilotos y 2 a 4 aeromosas
Pasajeros: de 60 a 81
Motor
4 motores de 3347in^3 trubocompound R-3350-745C18BA-1 Duplex Cyclone con
2 motores radiales de 18 cilindros, producían 2200 HP a 2800 rpm, junto con 3
propelas.
Tenía una velocidad de crucero de 313 mph y un rango de 3,995 mi.
Su altura promedio máxima era 25300 ft.
Historia
En 1939, Howard Hughes, propietario de TWA preparó una reunion en
Hancock Park California, en el cual Jack Frye, junto con 3 ejecutivos de Lockheed
Aircraft Co. Discutieron acerca de la aerolinea del futuro, ahí se planteó el diseño
del L-044 Excalibur, el cual en un prncipio no juntaba los requerimientos
básicosestablecidos, se pensó en un principìo que se utilizaran los motores Wright
R-2600 radiales en lugar de los GR- 1820 radiales. El diseño se extendió de 75 ft
3’’ a 95 ft 9’’ y la envergadura de las alas hasta 102 ft 4’’. Tres semanas despues
se presentó un nuevo modelo en otra reunión.
El diseño recibió la designación L-049 o Excalibur A. La aeronave fue
propulsada finalmente por 4 motores Wright R-3350 Duplex Cyclone radiales junto
con un Pratt & Whitney R-2800 como respaldo, tuvo un costo inicial de $450,000
(usd).
Como durante estos años se precipitó el inicio de la segunda guerra
mundial, y el Wartime Production Board inspeccionó a Lockheed y ordeno 22
aviones L-049, en 1941 se ordenaron 80 mas. Debido a problemas con la fuente
de poder del motor, fue llevado a tierra y estuvo asi hasta que se arreglaron.
Con el fin de la guerra se convirtió en un avión comercial, su primer vuelo
fue de Nueva York a Paris en 1946, debido a cambios en los requerimientos de las
aerolíneas, el L-049 terminó operaciones.
Napier Nomad
Historia
El Napier Nomad era un motor de avión diesel británico diseñado y
construido por Napier & Son en 1949. Estos combinan un motor de pistón con una
turbina para recuperar energía de los gases de escape y con ello mejorar la
economía de combustible. Dos versiones fueron probadas, el complejo Nomad I,
que utilizó dos hélices, cada uno conducido por etapas mecánicamente
independientes y el Nomad II, utilizando el principio de turbocompound.
El proyecto Nomad II tenía el consumo mas bajo de combustible diseñado
hasta ese entonces; a pesar de ello el proyecto Nomad fue cancelado en 1955
después de pasar £5,1 millones en el desarrollo, ya que la mayoría de los
intereses había pasado al diseño de turbohélices.
Napier Nomad turbo compound engine
photos by Kimble D. McCutcheon
Cálculo de Motor
Aeronave: Boeing B-29 (aeronave de tipo militar) , Producción Marzo 1950 –
Diciembre 1951
Tipo de motor : R-3350-RW
Nomenclatura Desglosada:
R= Radial Cylinder
3350 = 3350 in^2 displacement
Datos asignados por parte de Data Sheet:
Conclusiones
Zavala Campos Diana Alejandra
El diseño del motor Turbo-Compound permitió un aumento directo de la
potencia del motor y la economía en todo el rango operativo completo sin
introducir problemas de desarrollo del motores.
Emplea una turbina para recupera la energía de los gases de escape
reciclándolos y así aumentando la salida de potencia del motor sin aumentar el
consumo de combustible, siendo una alternativa útil para vuelos sobre el mar, y de
igual manera si se utiliza en aeronaves, pudiendo incrementar las ganancias en
aerolíneas al utilizar menos combustible haciendo los vuelos más rápidos
mejorando el servicio de dichas aerolíneas.
Bibliografía
Libros consultados
Cuesta y Alvarez. Vuelo con motor alternativo, 7ª Edición. Editorial S:A
Ediciones. (Año original 1976)
Gunston, Bill. World Enciclopedia of Aero Engines. 5º Edición. United
Kingdom. 2006.
Sitios de internet:
http://www.enginehistory.org/Wright/Kuhns/CurtissWrightTC18/
TurboCompounds.shtml
http://www.thisdayinaviation.com/tag/l-049/
http://www.enginehistory.org/Wright/TC%20Facts.pdf
http://blog.caranddriver.com/turbo-compounding-is-the-next-big-thing-
in-energy-recovery/
Links de Wikipedia
https://en.wikipedia.org/wiki/Douglas_XB-19
https://en.wikipedia.org/wiki/Wright_R-3350_Duplex-Cyclone
https://en.wikipedia.org/wiki/Napier_Nomad
https://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_B-29_Superfortress
OrigenDesarrolloSe trataba de un motor que introdujo nuevos conceptos de economía de motor y desempeño para el operador del motor del avión, ofreció un aumento directo de la potencia del motor y la economía en todo el rango operativo completo sin introducir problemas de desarrollo de motores básicos adicionales, su simplicidad eliminaba la necesidad de atención del piloto o ingeniero de vuelo adicional en cualquier momento, a este motor lo llamaron Turbo-Compound.Los cilindros son relativamente inconscientes de la existencia de las turbinas y actúan como si los gases estuviesen siendo dados de alta a las pilas de chorro. Las turbinas se denominan turbinas blow-down, ya que la alta velocidad de los gases que utilizan proviene del gas que sopla hacia abajo a través de la válvula de escape. Las pruebas iniciales se realizaron utilizando una sola turbina unido a un motor de nueve cilindros radial. Poco después, el motor de cilindros de primera escala de 18 cilindros fue construido. Este motor utiliza seis unidades de recuperación de energía, pronto se descubrió que se ahorraban más de 200 lb de peso y se podría recuperar la energía perdida por los tubos de escape siameses, y reducir el número de turbinas a tres.Allison, Pratt & Whitney y Napier todos realizarón el trabajo de desarrollo con el concepto Turbo-Compounding. Sin embargo Wright fue el único fabricante de motores de aviones para poner un motor Turbo-Compound en producción. Se produjeron muchos modelos Turbo-Compound el más potente y de bajo consumo de combustible fue el motor R-3350
Motor Wright R-3350 HistoriaEn 1942 WAD inició estudios sobre métodos de recuperación de energía. Un motor de nueve cilindros Wright Cyclone equipado con un solo PRT se utilizó para la prueba inicial. Un diseño final, patrocinado por la Oficina de Marina de Estados Unidos de Aeronáutica, fue aprobada en el verano de 1946. La primera prueba de vuelo del motor de 18 cilindros Turbo Compound se hizo con el motor de prueba instalado en la nariz de un Boeing B-17. Boeing B-17 Flying Fortress
Una prueba oficial de aprobación vuelo de 50 horas se completó en octubre de 1949. Se completó la prueba de la Marina de clasificación de 150 horas en enero de 1950.