Motores de aviación norteamericanos, SGM

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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Hola de nuevo.

Entre los hitos referidos al R-3350, están un primer funcionamiento en mayo de 1937, y un primer vuelo el 27 de junio de 1941, propulsando al prototipo Douglas XB-19.

Pero lo que dio vida a este motor, fue el requerimiento de la USAAC de un bombardero capaz de llegar desde USA a Alemania con una carga de una tonelada de bombas, que dio origen al B-29. El primer vuelo con éste, fue en 1943, seis años después de la primera puesta en marcha, y seis años después en que no se habían solucionado los muchos y gravísimos problemas del motor, y de la instalación del mismo.

Por enumerar un poco tres de esos problemas típicos, que luego tal vez comentaremos más detenidamente:

-- Insuficiente refrigeración de los cilindros posteriores, algo de todos modos muy habitual en este tipo de motores. Atribuíble tanto a insuficiente diseño de los deflectores (baffles) de aire, como a excesivas holguras entre el motor y el carenado. Cosas que contribuían a hacer que el flujo de refrigeración no fuera del todo bueno.

-- Problemas derivados de una distribución no uniforme de la mezcla combustible entre los diferentes cilindros; en las versiones con carburador, el funcionamiento del sistema de inducción era pobre, a unos cilindros llegaba más presión de mezcla que a otros, cusando un funcionamiento errático y no uniforme. La solución, al final fue quitar los carburadores, rediseñar el sistema de distrubución de aire, e incorporar inyección directa de combustible.

-- Propensión a incendiarse, algo que podía ocurrir con mayor frecuencia de la deseable, debido tanto a los problemas crónicos de refrigeración como a fugas diversas de fluídos, algo que podría propagarse fácilmente al sistema de inducción, y en los peores casos, a la aleación metálica a base de magnesio. Un caso particular de incendio motor se describe en el párrafo siguiente

-- Lo más grave, la auténtica pesadilla de las tripulaciones de B29, porque era algo que podía ocurrir de improviso y amenazar con consecuencias muy graves: Roturas de válvulas, algo relacionado también con la insuficiente refrigeración. Estas roturas, podrían significar que un cacho de la misma, se quedara dentro del cilindro, perforando rápidamente el pistón, y haciendo que la mezcla de aire combustible pasara al cárter motor, iniciando un incendio que por desgracia, se transmitía rápidamente a la aleación con la que estaba hecho el carter, con un alto contenido en magnesio; iniciando un fuego químico que convertía el motor, literalmente y de modo muy rápido, en un soplete que comía los largueros principales del ala, y la cortaba. Si esto ocurría en altura, frecuentemente la tripulación no tendría tiempo de reacción.

Saludos, sigo en otro momento.


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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola.

Complementariamente a lo anterior, voy a poner un texto ya traducido (un poco líbremente, pero con el sentido correcto) de la historia oficial del 40 grupo de bombardeo (muy pesado, equipado con B-29):

http://books.google.es/books?id=EB-0VUI ... up&f=false

....El aceite no alcanzaba lo suficiente para lubricar y refrigerar los mecanismos de accionamiento de las válvulas, ni a éstas, en los cilindros superiores; .. Como resultado tuvimos una plaga de válvulas rotas cayendo dentro de los cilindros superiores, machacando los pistones y causando fallos e incendios de los motores....

Este era el mecanismo básico del problema enunciado anteriormente: No llegaba aceite suficiente a la culata de los cilindros superiores, y por tanto el aceite no refrigeraba (también tiene esa función) ni lubricaba bien las piezas móviles de accionamiento de las válvulas de los cilindros superiores, ni a éstas. Como consecuencia, aumentaba la fricción y el desgaste, aumentaba también demasiado la temperatura de la válvula y piezas asociadas, y ocasionaba al final el fallo, que podía ser catastrófico como se ha descrito anteriormente.

Llevo días tratando de encontrar una referencia que ví hace años en la Net, en la que un piloto describía todo el proceso de un modo aún más explícito; porque lo consideraba el mayor peligro en los B-29, muy por encima de la caza japonesa. Aparte de tener al ingeniero de vuelo siempre muy atento a cualquier señal anormal, por ejemplo de subida de temperatura en los motores, lo que a veces no era suficiente; en caso de producirse alguna de estas roturas era vital apagar el motor instantáneamente; porque en caso de desatarse un incendio del tipo descrito, y no poder apagarlo, era cuestión de pocos minutos que el "soplete" resultante pudiera cortar el ala. Lo que volando a esas alturas, dejaba muy pocas opciones de supervivencia a la tripulación.

En la misma historia oficial del 40 grupo, se relata que en el vuelo a la India, los B-29 llevaban cada uno un motor de repuesto en sus bodegas de bombas, y en cada escala cada motor era revisado antes de reemprender el vuelo. Mucha confianza no tenían..

Voy a ver si puedo continuar...
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo....

Continuando con el “repaso” a las peores características de este motor, parece que le tengo manía… El peor problema, como se ha dicho, era la “inflamabilidad” del motor, causada por un conjunto de causas que empezaban por la mala refrigeración, el sistema de distribución de mezcla aire combustible, continuaban con una lubricación insuficiente. Y relativas en los casos peores a la perforación del cilindro del tipo indicado anteriormente; situaciones agravadas por la naturaleza inflamable de la aleación de magnesio con que estaba hecho el motor; que como ya comentamos, alimentaba un fuego con capacidad para cortar literalmente el ala.

Y estos problemas se vieron exacerbados desde el momento en que se empezó a exigir en condiciones operativas al motor. El segundo prototipo del Boeing XB-29, número de serie 41-0003, que montaba este motor, fue destruido precisamente por uno de estos fuegos de motores. Fue el 18 de febrero de 1943, cuando en un vuelo de prueba, se produjo uno de estos problemas; el fuego no pudo ser apagado y ocasionó la destrucción del aparato cuando el piloto de pruebas de Boeing, Edmund T. "Eddie" Allen trataba de aterrizar para recuperar los datos. Murieron además de él mismo, otros10 técnicos importantes que iban en el avión, y 18 personas en el edificio industrial sobre el que cayó.

Era un problema de difícil solución, si se cambiaba simplemente de aleación o se realizaba un rediseño radical, toda la relación de diseño y pesos/volúmenes del motor debería ser cambiada; tarea nada sencilla que podría llevar años, que por supuesto no había. Pero tampoco podía ser obviado. Incluso un comité dirigido por el futuro presidente de los EEUU, Harry Truman, (para que vean la importancia que tenía el asunto), determinó responsabilidades tanto de la Wright como de Boeing en llevar a cabo un diseño no del todo bien encaminado, con demasiada prisa y búsqueda de incremento en la producción del motor, dejando de lado temas fundamentales de calidad. Pero claro… Ya estamos en guerra, no podemos parar. El motor y el avión debían seguir adelante, e ir mejorando en lo posible según la experiencia operativa; con rediseños del carenado con nuevos flaps de refrigeración que dejase pasar más aire de refrigeración, o mejores deflectores de aire en el propio motor. Mejoras en el lubricado, en la distribución de mezcla a los cilindros… En prácticamente todo.

Además, las condiciones iniciales de despliegue del B-29 fueron las peores posibles dada la situación, en Inglaterra hubieran tenido menos problemas, pero en la India, donde se mandaron los primeros B-29, el sobrecalentamiento de los motores en un ambiente muy cálido fue un problema constante con el que hubo que lidiar.
Por ejemplo de la página siguiente: http://www.456fis.org/HISTORY_OF_THE_B-29.htm.

During the week of April 15-22, no less than five B-29s crashed near Karachi (a stop on the route to Calcutta), all from overheated engines. The entire B-29 fleet had to be grounded en route until the cause was found. The cause was traced to the fact that the R-3350 engine had not been designed to operate at ground temperatures higher than 115 degrees Fahrenheit, which were typically exceeded in Karachi. Wright engineers found that the exhaust valves on the rear row of cylinders were melting under the heat and pressure, and they designed new engine baffles to direct cooling air onto the affected areas. They also improved the flow of oil to the rear cylinders by installing crossover oil tubes from the intake to the exhaust port of the five top cylinders on both the front and rear rows. Modifications had also to be made to the cowl flaps. After these modifications, B-29 flights to India were resumed.
Durante la semana del 15 al 22 de abril, no menos de cinco B-29 se estrellaron cerca de Karachi (un paso en la ruta a Calcuta), todos a consecuencia de motores sobrecalentados. La flota entera de B-29 tuvo que ser retenida hasta que se encontrara la causa. Esta se vio que radicaba en el hecho de que el motor R-3350 no había sido diseñado para operar en temperaturas a nivel del suelo de mas de 115 ºF (46’11ºC), que eran sobrepasados habitualmente en Karachi. Los ingenieros de Wright descubrieron que las válvulas de escape en la estrella posterior de cilindros estaban fundiéndose como consecuencia del calor y la presión, y diseñaron unos nuevos deflectores para dirigir más aire de refrigeración a las áreas afectadas. También mejoraron el flujo de aceite a los cilindros traseros instalando conductos cruzados (o redundantes) de aceite desde el Puerto de admisión al de escape de los cinco cilindros superiores tanto en la estrella anterior como en la posterior. También se hicieron modificaciones en los flaps del carenado. Tras estas modificaciones los vuelos a la India fueron reanudados.

Además. las tripulaciones aprendieron por ejemplo a alargar la carrera de despegue, para coger más velocidad antes de alzar el vuelo, sin forzar los motores; y aún así, los incendios nada más despegar fueron algo perfectamente normal, en realidad el mejor factor para lidiar con estos problemas, fue la preparación de las tripulaciones, y el personal de mantenimiento.


“Many of the accidents which plagued the B-29s operating out of China and India were caused by engine fires, which were still a problem in spite of massive efforts to correct them. The cylinder head temperature gauges were red-lined at 270 degrees Celsius. The combination of very high ambient ground temperatures (100 to 115 degrees Fahrenheit) and the inadequate cooling system of the engines would often result in head temperatures exceeding 310 during and immediately after takeoff. The high temperatures often resulted in the evaporation of valve stem lubrication, which could cause the valve to break off. The broken valve would then blow the cylinder off, which inevitably resulted in a fire”.

Muchos de los accidentes que azotaron al B29 que operaban desde China y la India fueron causados por fuegos de motor, que fueron aún un problema a pesar de los denodados esfuerzos por corregirlos. Las sondas de temperatura en las culatas de los cilindros tenían la “línea roja” a 270ºC. La combinación de temperatura ambiente muy alta (entre 100 a 115 ºF) y el sistema inadecuado de refrigeración de los motores hacían a menudo que la temperatura en los cilindros excediera 310ºC durante e inmediatamente después del despegue. La alta temperatura a menudo resultaba en la evaporación del líquido de lubricación de la válvula, lo que podía causar que la válvula se rompiera. La válvula rota destrozaría el cilindro, lo que inevitablemente causaría un fuego.

Crews soon learned that the key to keeping the engine head temperature within tolerable limits was to have as much airspeed as possible when they became airborne on takeoff. During takeoff, they used the entire runway and reached a speed of 140-145 mph to become airborne in a fairly nose-low attitude. After takeoff, they would stay fairly low for a rather long time, with no effort to climb. This was done to attain the climbing speed of 200 mph as rapidly as possible. As the airspeed built up, the flight engineer would start to squeeze the large cowl flaps closed, since the key to controlling the head temperatures was airspeed, and as the speed got higher, cowling flaps in the extended position produced more drag than cooling.

Las tripulaciones aprendieron pronto que la clave para mantener las temperaturas del motor dentro de límites tolerables era conseguir tanta velocidad (del aire de refrigeración) como fuera posible en el momento del despegue. Durante éste, solían emplear la pista de despegue entera y alcanzaban una velocidad de 140 a 145 mph antes de levantar el vuelo, manteniendo una incidencia baja (nariz baja). Tras el despegue, se mantenían a baja altura sin tratar de ascender. Esto se hacía para obtener una velocidad de trepada de 200 mph tan rápidamente como pudieran. Al aumentar la velocidad, el ingeniero de vuelo comenzaba a cerrar los grandes flaps del carenado, dado que la clave para controlar las temperaturas era la velocidad del aire, y al aumentar ésta los flaps de refrigeración en posición extendida producían más resistencia que refrigeración.


Con el tiempo, en resumen, el desarrollo del motor y las soluciones técnicas y operativas aportadas, muchas veces adoptadas “in situ”, y a veces diferentes de avión en avión, permitió minimizar estos problemas de refrigeración; se mejoró también la lubricación (y por tanto la refrigeración y la fiabilidad) de las válvulas y zonas adyacentes de la culata de los cilindros. Y sobre todo se cambió el sistema de carburadores, por inyección directa de combustible en el cilindro, paso que fue el definitivo para mejorar significativamente la calidad de este motor. Hasta el punto de que los problemas parecieron haber sido resueltos para los motores que equiparon las series finales del B-29. Y cuando versiones tardías del R-3350 equiparon otros aparatos de finales de los 40 y principios de los 50, por ejemplo el Douglas Skyraider, pudo decirse que los peores problemas eran cosa del pasado; y el motor pudo desarrollar toda su potencialidad. Mención aparte, sería el caso de los motores R-3350 Turbo compound, muy posteriores a la guerra, y de los que comentaré algo.

Ahora, algunas imágenes:

Imagen
Carenado del R-3350 en un aparato YB-29 serie de preproducción que usaba aún hélices tripala. Noten los flaps de refrigeración.

Imagen
Corte de uno de estos motores, de series iniciales (distinguible por disponer de carburadores), pero no tengo identificado el modelo concreto

Imagen
Imagen
Cortes de uno de estos motores, interesante detenerse a disfrutar de su estructura interna. Es una versión equipada con carburador.

Fotos, con (C) extraídas de http://www.enginehistory.org

Imagen
Modelo R-3350-57, equipado con inyección directa de carburante en los cilindros.


Entre las variantes destacadas de este motor, están las siguientes:

R-3350-12 (-13 según otra fuente): motores de los prototipos XB-29, accionando helices tripala.
R-3350-21: Motores de la serie de pre-producción YB-29, con hélice tripala inicialmente.
R-3350-23: 2.200hp, variante original de fábrica empleada en el B-29, con carburadores.
R-3350-23A: 2.200hp, como la anterior pero con modificaciones, realizadas muchas veces tras desmontar el motor del aparato; en cuanto a la refrigeración, y otros detalles que lo hacían "listo para el combate". De la página: http://www.wingsoverkansas.com/legacy/a ... asp?id=938
One major challenge was pulling all R-3350-23 engines out of already completed B-29s and modifying them to R-3350-23A "war engine" standard. This entailed disassembling and rebuilding the engines with added baffles to accelerate the airflow over the cylinders, new exhaust valves with improved metallurgy, new rocker arms (drilled with small holes, to allow better oil flow, rather than solid) and modified nose casings and engine sumps, again to improve oil flow.
Uno de los mayores desafíos, fue desmontar todos los motores R-3350 de B-29s ya completados, y modificarlos al estándar R-3350-23A "motor listo para la guerra". Esto incluía desmontar y reconstruír los motores con deflectores añadidos para acelerar el flujo de aire sobre los cilindros, nuevas válvulas de escape con metalúrgia mejorada, nuevos balancines perforados con pequeños taladros, para permitir mejor flujo de aceite; y modificaciones en los conductos para mejorar el flujo de aceite.

Da a entender, que los 23A eran motores modificados junto con el resto del aparato; en el momento en que los B-29 eran sacados de fábrica de Boeing en Wichita y "reconstruídos" en las instalaciones de Kansas (la Batalla de Kansas, famosa), .


R-3350-41: 2.200 hp, básicamente un -23, pero ya con cambios normalizados en deflectores y rediseño de la refrigeración de aceite, entre otras cosas. Estandarización en fábrica de todas las modificaciones que se habían visto necesarias en las series anteriores del motor. Introducidos en los B-29 producidos por Boeing a partir del Block 50, y a partir de los block 20 de Martin y Bell.
R-3350-51: Motores que equipaban a los B-29B producidos por Bell.
R-3350-57: Variante equipada ya con inyección directa de combustible, y todo el conjunto de mejoras, empleada en B-29 tardíos (como los empleados en el programa atómico, operación "Silverplate", Enola Gay por ejemplo), y desde el principio en los B-29A.

Continuará... (IMPORTANTE: Post sujeto a correcciones y añadidos....)
Última edición por Quinto_Sertorio el 21 Abr 2011, editado 1 vez en total.
Razón: Modificaciones en listado de subtipos del motor.
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Las versiones anteriores, fueron las típicas del tiempo de guerra, si se fijan, aunque no lo puse para la -57, sus potencias típicas estaban en los 2.200 hp. Aunque al final de la guerra, parecía aparente que por fin se estaba consiguiendo domar este motor, fue al acabar la SGM, con un poquito más de serenidad y cuidado tanto en los diseños como en la fabricación, cuando fueron saliendo algunas otras versiones muy mejoradas, que equiparon a una larga serie de aviones civiles y militares. Las características típicas de estas versiones de postguerra, fueron una fiabilidad muy mejorada, potencias normales ampliamente superiores a los 2.500 hp, y una vuelta en varios casos al empleo de carburadores (que facilitan notablemente el manteniendo) una vez solucionados los problemas iniciales en el sistema de inducción.

Otra línea de desarrollo, fue la adopción del sistema “turbo compound”: El empleo de los gases de escape del motor, para accionar tres pequeñas turbinas, que a través de un acoplamiento entregaban energía directamente al eje motor; estas versiones turbo compound típicamente tenían potencias por encima de los 3.500 hp, aunque por desgracia este sistema añadió su propia cuota de problemas mecánicos. Algunas de estas versiones, a veces desarrolladas para cumplir especificaciones concretas de algún avión, son las siguientes (W indica el empleo de inyección de metanol agua):

• R-3350-24W : 2,500 hp (1,900 kW)
• R-3350-26W : 2,800 hp (2,100 kW)
• R-3350-32W : 3,700 hp (2,800 kW)
• R-3350-42WA : 3,800 hp (2,830 kW)
• R-3350-53 : 2,700 hp (2,000 kW)
• R-3350-85 : 2,500 hp (1,900 kW)
• R-3350-89A : 3,500 hp (2,600 kW)
• R-3350-93W : 3,500 hp (2,600 kW)

No es mi intención exceder el período bélico, pero pienso que es interesante explicar un poco qué, y por qué del tema este que he mencionado antes, turbo compound. Para ello, nada mejor que dos gráficos que pensaba poner hace tiempo, son gráficos didácticos de cómo se emplea la energía en un motor…

Imagen
Gráfico de energías, del 100% que hay en la mezcla de aire/combustible, cómo se va empleando, o perdiendo, fíjense la gran cantidad de energía que simplemente se va por los tubos de escape

Imagen
De la energía que se va por los tubos de escape, el sistema turbo compound permite recuperar un pequeño, pero significativo tanto por ciento.

Es bien visible que por los escapes, se “escapa” una cantidad de energía enorme. Si se pudiera aprovechar sería una ventaja… Hay varias formas, claro.

La primera, ampliamente usada en aquella época, es diseñar escapes que hagan un “efecto jet”, lanzando el gas hacia atrás con velocidad. A plena potencia, este efecto era lo suficientemente significativo para ser tenido en cuenta.

La segunda, es emplear esos gases de escape para accionar un turbocompresor, de modo que a gran altura se conseguía comprimir el aire de admisión y aumentar radicalmente la potencia de los motores. Un sistema pesado, voluminoso, complicado y problemático (y caro), que tenía sentido sólo si el avión estaba diseñado para operar habitualmente en las grandes altitudes (el B-29 llevaba dos turbocompresores por cada motor, un total de 8 de ellos).

La tercera, “turbo compound” esa extraer energía de los gases, a través de turbinas, y entregarlo directamente mediante un acoplamiento adecuado, al eje motor. Seguía siendo complicado y caro, pero tenía sentido también a niveles bajos y medios de altura. Su aplicación, tenía sentido en aumentar la potencia disponible, pero sobre todo aumentar la autonomía de los aviones equipados con este sistema, pudiendo alcanzar niveles de caballaje con menor consumo de combustible.

El sistema turbo compound del R-3350 empleaba tres de estas turbinas, denominadas PRT (Power Recovery Turbine), separadas 120º, cada una de las cuales tomaba los gases de 6 cilindros, y “recuperaba” algo menos del 20% de la energía de los gases, lo que era muy significativo. En el lado negativo, estas PRT resultaron por sí mismas, una fuente de problemas y averías.

Imagen
Foto de un R-3350 turbo compound, noten las turbinas (se ven dos de ellas) tras el bloque de cilindros

Imagen
Corte de uno de estos motores R-3350 turbo compound, apreciándose bien la estructura del sistema

Imagen
Foto de un R-3350-42, apreciándose en este caso bien una de las turbinas de recuperación, aunque las otras dos también se ven "de lado" foto extraída de http://www.enginehistory.org

Notar, que en Curtiss-Wright, incluso pensaron en construir un motor turbo-compound, y turbocomprimido (Los gases, tras pasar por las tres PRT, seguirían hacia un turbocompresor) pero ya en plena era de los turborreactores, carecía de sentido.

Entonces ¿Cuál sería la valoración final de este motor?. Pues una ilustración práctica de la dificultad que tenía el diseño de motores de altísimas prestaciones en aquella época; incluso en un país con recursos económicos y técnicos cuasi-ilimitados, como EEUU en aquel momento. Este motor tardó en madurar, y fue a la guerra mucho antes de haberlo conseguido, muchas veces con consecuencias gravísimas; lo cuál comprometió seriamente su reputación, y la de la compañía que lo fabricaba. No obstante, cuando por fin se resolvieron todos sus problemas, y se estabilizó el diseño; pudo demostrar todo su potencial y su valor; sólo la llegada de la era de los turborreactores y turbohélices puso fin a su historia operativa.


Saludos
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Draco »

Exelente material estimado Quinto.Si mal no recuerdo la produccion en cuanto a aeronaves por parte de los Estados Unidos durante el conflicto,alcanzo los mas de cien mil aparatos.


Saludos!!
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Draco escribió:Exelente material estimado Quinto.Si mal no recuerdo la produccion en cuanto a aeronaves por parte de los Estados Unidos durante el conflicto,alcanzo los mas de cien mil aparatos.


Saludos!!

Hola Draco, gracias...

En realidad, casi trescientos mil aparatos.

United States aircraft production during World War II, según wikipedia

Saludos
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Draco »

Una capacidad industrial impresionante realmente,sin olvidar que tambien proporcionaron material a sus aliados.Existen unas fotografias donde se ven apilados los exedentes de produccion del conflicto,increible sin dudas.


Saludos!!
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Packard V-1650

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo.

Pues más o menos completado el tema del R-3350, vamos a por otro motor realmente importante para los EEUU en aquella época. Se trata del Packard V-1650.

Bueno, es conocido que este motor, está basado estrechamente (incluso se podría decir que es una versión de.. ) el Rolls Royce Merlín. Aunque la cosa no es tan sencilla. Cuando los británicos vieron que su producción del Merlín, podría resultar insuficiente, y cuando los norteamericanos vieron en cierto momento que no tenían (recalco: En ese momento, del que luego hablaremos algo más concretamente) un motor V12 con capacidad para funcionar bien a gran altitud de un modo práctico para ciertos modelos de avión; se abrió el proceso para producir bajo licencia el RR Merlín en Estados Unidos. Este fue el Packard V-1650.

Pero hay que tener en cuenta, que el Packard no fue un simple clon del Merlín, de hecho, arriesgándome mucho (voy a decir algunas cosas de memoria) diría que no había una sóla puñetera pieza que fuera intercambiable con garantías (podría ser que sí, podías ser que no..) entre ambos motores. Y ello por una razón muy sencilla: La Packard Motor Car Company (que ya tenía experiencia anterior en la fabricación de aeromotores, no eran unos recien llegados), usaba sistemas de medida, y procedimientos de fabricación muy distintos a los de la Rolls Royce. Eso significaba, que cada pieza debía ser convertida de un sistema a otro, y luego comprobar que todo casaba de nuevo; y adaptar la diferente manera de trabajar las piezas, para que no afectara negativamente al producto. Es más, en la Packard no se limitaron a hacer este proceso de ingeniería inversa, sino que aportaron sus propias ideas y prácticas técnicas para mejorar el producto, varias de las cuales, viajaron a la inversa a Inglaterra. Además, a partir de la primera versión, V-1650-1, la más estrechamente basada en el correspondiente RR Merlín; el resto de versiones siguieron su propio camino de evolución, con independencia del motor inglés.

Antes de seguir, algunas características básicas del trasto, sacadas directamente de la wikipedia (pa esto vale..):

* Tipo: Motor de 12 cilindros en V a 60º, sobrealimentado y refrigerado por líquido
* Diámetro cilindro: 5.4 in (137.2 mm)
* Carrera: 6 in (152.4 mm)
* Capacidad: 1,649 in³ (27.04 L)
* Longitud: 88.7 in (2,253 mm)
* Ancho: 30.8 in (781 mm)
* Alto: 40 in (1016 mm)
* Peso en seco: 1,645 lb (746 kg)

* Tren de válvulas: Accionadas por arbol de levas, dos válvulas de admisión y dos de escape, refrigeradas éstas por sodio
* Sobrealimentador: Dos etapas, dos velocidades, con aftercooler
* Sistema de alimentación: Carburador
* Tipo combustible: 100 Octanos, desde mediados de 1944 100/150 octanos.
* Refrigeración: Sistema presurizado con 70% de agua y 30% ethylene glycol.

* Potencia específica: 0.95 hp/in³ (43.3 kW/L)
* Relación de compresión: 6:1
* Relación peso-potencia: 0.80 hp/lb (1.73 kW/kg) al despegue; hasta 1.21 hp/lb (2.69 kW/kg) con combustible de 100/150 octanos.

Y una fotillo para amenizar el tema...

Imagen
Packard V-1650-7

Saludos
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo.

La búsqueda de un fabricante en EEUU, para el motor Merlin, empezó muy pronto, en cuanto empezó la guerra, y los británicos empezaron a temer que su capacidad de producción no fuera suficiente para alimentar una guerra que especialmente a partir de 1940, se ponía muy cuesta arriba. Los primeros intentos, tuvieron como protagonista a Henri Ford, cuyas fábricas tenían capacidad para cualquier cosa, pero no fructificaron por una serie de cuestiones que no son importantes ahora. De modo que los británicos, con la ayuda y la complicidad (obviamente) de la administración Roosevelt, pasaron a buscar otra posibilidad. La empresa escogida, fue la Packard Motor Car Company, que había empezado haciendo automóbiles de calidad, y que ya había tenido ya una gran experiencia en el diseño y fabricación de motores de aviación durante los años de entreguerra. Los británicos, para entenderlo, tenían la necesidad de contruir muchos merlines en EEUU... Pero su preocupación, era la calidad de manufactura. Para entenderlo, es fácil recordar que la Rolls Royce, es la Rolls Royce, claro. Eso significa, que la calidad de manufactura de sus productos estaba basada en la mano de obra especializadísima, en el cariño por el trabajo bien hecho, esas cosas que unos rudos y siempre sospechosos colonos no iban a saber entender.... De por sí, la Packard era una cierta garantía, pero no necesariamente suficiente. Como mencioné en el post anterior, el trabajo de adaptación a la forma de trabajar norteamericana, podemos suponer que no fue fácil; cosas tan aparentemente simples como el paso de rosca de tornillos o tuertas.. Era diferente en Inglaterra que en EEUU; había que adaptar a la fabricación masiva, basada en procesos modernos y en mano de obra no cualificada; máquinas que en Inglaterra eran realizadas casi artesanalmente, con multitud de ajustes manuales realizados por personal especializado. Los técnicos de la RR tenían sus dudas, pero baste decir que estas dudas se disiparon pronto al ver el producto acabado, y su funcionamiento real.

El acuerdo se firmó en Septiembre de 1940, y el primer motor se puso a funcionar en agosto del año siguiente. Su numeración militar USA fue: V-1650-1. Basado directamente en el modelo 28 (series XX) del RR merlin. Era éste un motor con compresor de una etapa y dos velocidades engranadas mecánicamente, con potencia de 1,300 hp a 3,000rpm al despegue, normal máxima de 1,120hp a 5,640m; que fue enviado a Inglaterra para equipar a algunos Lancaster, y que también se montó en los P-40F.

Imagen
Representación del V-1650-1

Por poner unos dibujitos...

Imagen
P-40F, arriba, y F-40E, con motor Allison, abajo. Se distingue porque el Allison tiene la toma del carburador, de arriba abajo, de ahí la toma sobre el capó del motor. Mientras que el merlín tiene la toma de abajo arriba.

Imagen
Aquí, más claro.

Entre las mejoras que aportó Packard a este motor, fue la sustitución de la aleación de cobre-plomo empleada en los rodamientos principales del cigüeñal, por otra de plata-plomo con trazas de indio, que mejoraba la durabilidad de éstos, especialmente contra la corrosión causada por el empleo de los lubicantes de la época.

Seguirá, claro..

Saludos

http://ram-home.com/ram-old/kittyhawk.html
Packard Merlin Aircraft Engine: Pdf que me bajé de no sé dónde, y que es la base del artículo de wikipedia.
Última edición por Quinto_Sertorio el 30 Abr 2011, editado 1 vez en total.
Razón: Añado gráfico del V-1650-1
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo...

El siguiente paso importante, fue la producción del V-1650-3, en denominación militar norteamericana. Se trababa del equivalente a un modelo Merlin 61, de las series 60, motor para grandes altitudes, provisto de un sobrealimentador de dos etapas y dos velocidades, con intercooler y aftercooler (luego lo explico). Este modelo, una vez decidida la remotorización, equipó a los mustang III (denominación británica para los suyos), P-51B y algunos C. La versión norteamericana estaba equipado con un eje solidario a los dos rotores, que estaba accionado por un tren de engranajes con una relación de 6’391:1 para las bajas altitudes (es decir, los rotores del compresor daban seis y pico vueltas, por cada vuelta de cigüeñal); un cambio accionado hidráulicamente permitía cambiar la relación de vueltas a 8’095:1, para grandes altitudes. El cambio se hacía automáticamente gracias a un sistema accionado desde un barómetro que al llegar a una altura determinada, hacía el cambio. Los pilotos notaban el paso de baja a alta relación con un salto de potencia en el motor, que no dejaba de exigir cierto cuidado para evitar pasarse de vueltas; era más suave en sentido contrario.

Tener dos etapas de compresión, significa que el aire se comprime mucho (claro) y eso significa que se calienta también mucho, lo que reduce su capacidad de soportar combustible sin detonar prematuramente (ya hemos comentado algo de esto anteriormente, creo). De modo que había que refrigerar ese aire, antes de distribuirlo a los cilindros. Ello se conseguía en dos etapas, el intercooler, y el aftercooler. El intercooler, era la etapa de refrigeración intermedia entre las dos etapas de compresión; entre las carcasas de los dos rotores, se hacía pasar empujado por una bomba el líquido refrigerante, etilenglicol, que reducía la temperatura del gas entre las dos etapas pero sobre todo refrigeraba los propios mecanismos del compresor. Y luego, el gas pasaba por un radiador después de la etapa de compresión final al aftercooler, un radiador donde era refrigerado antes de ser distribuido a los cilindros. El etilenglicol empleado para la refrigeración del aire comprimido, iba luego impulsado por una bomba accionada por el motor, a un radiador de intercambio con el aire independiente del radiador de refrigeración del propio motor.

Una mejora que Packard introdujo en este, y luego en otros modelos merlín, dado que los dos pasos o velocidades de compresor eran fijos, fue la inclusión de un sistema automático, ligado al mando de gases, que accionaba válvulas en el conducto de entrada del carburador, para adecuar la entrada de aire a la altura de vuelo, y evitar la sobrecompresión en el motor debida a la entrada excesiva de aire (una manera de limitar esto, aunque hay métodos mejores, como veremos).

Imagen
Imagen de un V-1650-3

Noten, las tres bombas que aparecen en el dibujo, para el combustible, para el líquido de refrigeración del motor, y para el líquido de refrigeración del aftercooler. Así como el “Supergarger solenoid”, parte del mecanismo de cambio de paso del sobrealimentador. Y el “automatic boost control”. Noten, en relación con la imagen del post anterior de un V-1650-1, la presencia del aftercooler, sobre la caja de mecanismos posteriores del motor, tras el bloque de cilindros.


Imagen
Otra representación del V-1650-3, listo para su envio


Imagen
Lámina que ofrece una comparación directa entre los modelos V-1650-3, -7, -9. No obstante me parece que da datos erróneos, por lo que veo

Sobre las prestaciones de este motor V-1650-3, casi mejor que nos dirijamos directamente a esta página:
http://www.spitfireperformance.com/must ... gtest.html

En la que se ofrecen las pruebas realizadas a aparatos P-51B.


Saludos
Última edición por Quinto_Sertorio el 06 May 2011, editado 2 veces en total.
Razón: Alguna corrección que he puesto en rojo.
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo. Seguimos con las variantes del V-1650

Merece la pena una ampliación de las prestaciones del V-1650-3 y compararlas con las del V-1650-7:

Valores básicos de potencia del V-1650-3

1380 BHP a 3000 RPM a 61" - Despegue

1330 BHP a 3000 RPM a 67" WEP a 7,01 Km. – compresor en alta
1600 BHP a 3000 RPM a 67" WEP a 3,60 Km. – compresor en baja

1210 BHP a 3000 RPM a 61" a 7,86 Km. – compresor en alta
1490 BHP a 3000 RPM a 61" a 4,19 Km. – compresor en baja

950 BHP a 2700 RPM a 46" a 8,99 Km. – compresor en alta – potencia normal
1110 BHP a 2700 RPM a 46" a 5,30 Km. – compresor en baja – potencia normal

Nota1: BHP=Brake Horse Power, potencia al freno en HPs; recuerden que HP NO es lo mismo que nuestros caballos de vapor (cv)
Nota2: las cifras 61”, etc, se refieren a la presión en el sistema de distribución de mezcla aire combustible, en pulgadas de mercurio
Nota3: WEP= War Emergency Power.


Hubo una versión V-1650-5 experimental, pretendida para accionar a través de un eje prolongado de transmisión, una reductora de hélice remota; evidentemente para equipar a aviones P-39 y similares (lo que al final no llegó a nada pues no fue necesario).

Valores del V-1650-5
1400hp a 3000rpm a nivel del mar.
1490hp a 3000rpm a 4.191 metros
1210hp a 3000rpm a 7.863 metros


La siguiente versión de la lista fue la V-1650-7, que equipó mayoritariamente a las versiones P-51D blocks tardíos. Básicamente la -7 era una versión idéntica a la merlín 69, y muy parecida a los modelos -3, pero con la salvedad de que los -7 daban sus máximos de potencia a alturas inferiores a las del -3, (no tengo claro si debido a un diferente diámetro de los rotores del compresor, o una relación de marcha de éste ligeramente diferente) como se ve comparando los datos siguientes del modelo -7, con los dados anteriormente para el modelo -3

Valores básicos del V-1650-7.

(Noten, cómo ofrece potencias ligeramente superiores pero a alturas menores que el modelo -3).

1490 BHP a 3000 RPM a 61" – al despegue

1505 BHP a 3000 RPM a 67" WEP a 5,88 Km. – compresor en alta
1720 BHP a 3000 RPM a 67" WEP a 1,89 Km. – compresor en baja

1370 BHP a 3000 RPM a 61" a 6,52 Km. – compresor en alta.
1590 BHP a 3000 RPM a 61" a 2,59 Km. – compresor en baja.

1065 BHP a 2700 RPM a 46" a 7,01 Km. – compresor en alta – potencia normal
1180 BHP a 2700 RPM a 46" a 3,44 Km. – compresor en alta – potencia normal

Nota1: BHP=Brake Horse Power, potencia al freno en HP, recuerden que HP NO es lo mismo que nuestros caballos de vapor (cv)
Nota2: las cifras 61”, etc, se refieren a la presión en el sistema de distribución de mezcla aire combustible en pulgadas de mercurio.
Nota3: WEP: War Emergency Power.

¿Y por qué cambiamos a un motor que a pesar de tener compresor de dos etapas y dos velocidades, con aftercooler y toda la paraferenalia, está ajustado a alturas inferiores?. Por una razón de órden táctico, operativo: Pasar de la versión -3 a la versión -7, fue debido a la necesidad de un motor que diera mayor potencia a niveles más bajos de altura; lo cual parece una contradicción, pero no lo es. Los cazas P-51, podían volar más alto que los bombarderos B-24 y B-17, cuyas formaciones volaban a alturas que oscilaban mayormente entre los 6.500 a 8.000 metros, habitualmente. Los cazas de la escolta podían ir más alto, sí; pero es en estas alturas de las formaciones de bombarderos en las que se producían los ataques iniciales de los cazas alemanes, y por tanto la respuesta de la escolta, luego los combates podían empezar a desarrollarse desde esta altura hacia abajo, incluso hasta el suelo. Por tanto, vieron que era mejor un motor más ajustado a alturas menores que las que favorecía el modelo V-1650-3. Más aún desde el momento en que las actividades de los P-51 se despegaron de las formaciones de bombarderos, y se centraron más en adelantarse a éstas, buscando activamente a la Luftwaffe donde ésta estuviese sin esperar a que atacase a los cuatrimotores, y luego en los viajes de vuelta en ataques a nivel de suelo.

Ahora, unas imágenes...

Imagen
V-1650-7, el que puse al principio, visto de lado.

Imagen
V-1650-7, más pintadito...

Imagen
Vista trasera de un V-1650-7 (creo que es esta variante), en la que se aprecia muy resaltado el carenado del compresor, y la conducción de gas hasta la caja del intercooler.

Saludos
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Panzerfaust »

Un libro tu topic QS, excelente, si tenes una imagen del motor V24 del XP-58 te agradeceria.
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola Panzerfaust, en la misma wiki te ofrecen una imagen muy buena

http://en.wikipedia.org/wiki/File:Allis ... Engine.jpg

O esta:

Imagen

Alllison V-3420

Está en la lista de motores a tratar en el futuro...
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Satur »

Muy bien escrito y bien explicados los conceptos, aunque a veces se pierde uno con tantos datos creo que es inevitable por el tema. Se ve claramente cómo estaban llevando al límite el concepto de motor de pistón.
Cuando el líder eficaz ha dado por terminado su trabajo,
la gente dice que todo ocurrió de un modo natural.
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Panzerfaust »

Gracias Quinto, tiene un aire al DB613, pense que era 12v en v consecutivas pero son acoplados al estilo "W"
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola Panzerfaust

Este motor, Allison V-3420 es un 2 x V12; más bien es el equivalente norteamericano del Daimler benz db606: Dos motores V12 (con dos cigüeñales) con cárter común y acoplados a una reductora, aunque hubo diferentes configuraciones. Ya lo veremos si eso... Eso sí, estos tenían las V's, hacia arriba, no como los de la DB.

De hecho, el V-3420 propulsó algunos prototipos, y algún avión "de serie única", pero no fue usado en gran escala, ni en media escala como los alemanes equivalentes. Parece que no tuvo tantos problemas y no funcionó mal, pero puede que fuera precisamente por esto.

Saludos
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Panzerfaust »

Creo que se debio a que aparece en un epoca que era mas interesante dedicar fondos a el desarrollo de motores jet en vez de super-motores de piston.

Imagen
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo...

El prototipo remotorizado con motores Allison era un YB-29, el primero de ellos, llamado "Spirit of Lincoln", y reclasificado como YB-39. Para el caso posible de que al final, los problemas con los motores R-3350 fueran irresolubles. El Allison V-3420 tenía una cilindrada algo superior, y aunque daba una potencia teórica un poco menor que el R-3350, y que el XB-39 no usó turbosobrealimentación, sus prestaciones fueron muy buenas. Pero por varias razones, el proyecto se retrasó, y al final no hizo falta seguir con él. Pero creo que sí hubiera sido perfectamente viable.

Saludos
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo.

Siguiendo con la serie, el Packard V-1650-9, era semejante al -7, pero incorporando un sistema de inyección de agua. Ya saben lo que eso significa: Poder usar presiones de admisión mayores, a alturas menores de las de referencia del compresor, pudiendo extraer más potencia del motor a esas alturas más bajas.

En estas condiciones, la potencia máxima normal, era de 1380 hp a 3000rpm; y con la inyección de agua de 2280Hp a las mismas 3000 rpm, a unos 4.000 pies (unos 1.300 metros) de altura

Imagen
Grafica de rendimiento del V-1650-9, noten que realizada considerando 3000 rpm, inyección agua, y 90'' (pulgadas) de mercurio en la el sistema de distribución.

Obtenida de la magnífica página: http://www.spitfireperformance.com/must ... gtest.html

Fue montado particularmente en el P-51H. Y en multitud de variantes "de carreras" del P-51.

Saludos
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Re: Wright cyclone 9 R-1820 (VIII)

Mensaje por cv-6 »

Sé que este hilo lleva cierto tiempo dormido, pero quería hacer una pregunta respecto a esto:
Quinto_Sertorio escribió: Imagen

Se trata, de una foto tomada desde la parte inferior de una barquilla de los motores del B-17; lo que se ve, es la parte inferior del turbocompresor accionado por los gases de escape.

Estos gases, vienen a través de un tubo colector marcado como 1, que desemboca en el anillo colector del turbocompresor, marcado con 2 y línea verde.

Los gases, pasan a traves de los álaves de la turbina (marcada como 4), simbolizado con las flechitas amarillas, moviéndola y accionando por tanto el rotor de la turbina, que gira solidario con esta turbina (ver figura en el post de ayer).

O bien, si la válvula de la waste gate está abierta (marcado como 3), porque no interesa accionar el turbo, el gas de escape sale por ésta (flecha grande en rojo).

Por supuesto, la válvula de la salida waste gate, no necesitaba estar todo abierta, o todo cerrada. Podía regularse, así incrementando o disminuyendo la presión en el colector del turbo, así acelerando o desacelerando la turbina, el rotor al que ésta mueve, y aumentando o disminuyendo la presión del aire que va en dirección al carburador.

Saludos
Exactamente ¿qué utilidad tenía el poder "desactivar" el turbocompresor, el tenerlo funcionando perjudicaba de alguna forma al motor?
- Es inútil
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Un poco de ciencia aleja de Dios, pero mucha ciencia devuelve a Él (Louis Pasteur)
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola CV-6, hay varias razones:

El turbocompresor, servía para comprimir aire a gran altitud, para que pudiera llegar a los cilindros la cantidad correcta en proporción y en presión, de mezcla aire-combustible. Y ello lo hacía utilizando la energía proporcionada por el propio motor, a través de sus gases de escape.

El turbocompresor, lo mismo que los compersores mecánicos, tiene sentido a gran altitud para comprimir el aire. Pero a baja altitud, no hacía falta; bastaba con la presión atmosférica y con la etapa final de compresión-distribución. De hecho una compresión excesiva podría introducir demasiado aire en la proporción, lo que conduciría a una mala combustión, problemas de temperatura en los cilindros, etc. Por eso se "desactivaba" a baja altitud, dejando salir los gases de escape por el waste gate.

Pero hay más. A baja altitud, con la mayor presión atmosférica, si hacías salir los gases de escape por la turbina podría producirse un cierto retorno de los gases de escape a los cilindros, empeorando la combustión, disminuyendo la potencia extraída, y recalentando el motor, además d el propio turbocompresor, que siempre iba muy crítico en ese sentido (por eso se dejaba al aire, sin carenar). Por eso, y porque a baja altitud no hacía falta tanta compresión del aire, se dejaban salir los gases de escape por el waste gate en vez de hacerlos pasar por la turbina.

Recuerda que ese waste gate, tiene un registro que la abre o cierra de modo progresivo, no es un "todo o nada".

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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por PEDRETE »

Aprovechando que se reanudado la actividad en este tema yo tambien tengo una pregunta para Quinto.

¿Tenian alguna ventaja tecnologica los motores norteamericanos respecto a los alemanes? ¿sabes si, por ejemplo, utilizaban los mismos tipos de compresores?

Gracias
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola

Las grandes ventajas norteamericanas sobre Alemania en cuanto a motores de aviación són fáciles de enumerar:

* Dinero y mucho personal cualificado para desarrollo. Sin más comentarios.

* Acceso a materiales estratégicos. Gran parte de la problemática de motores de aviación se refiere a temas metarlúrgicos, el empleo de aleaciones adecuadas es vital para motores de gran potencia, en torno a los 2000 cv, y para los turbocompresores y otros elementos que trabajan a alta temperatura y presión. Cromo, Bromo, flúor, y otros elementos forman parte de esas aleaciones. Los norteamericanos podían investigar sobre ellas, y usarlas en producción a gran escala, los alemanes no.

* Capacidad de fabricación masiva (y sin bombardeos). Lo cual incluye estandarización de procesos de control de calidad. No siempre los motores norteamericanos salían perfectos o sin problemas, pero tenían la capacidad de detectar errores y fallos de producción, y resolverlos.

Los alemanes solían usar compresores mecánicos acoplados hidráulicamente, como los usados en los Daimler Benz db 601 y familia. Eran muy buenos e incluso superiores a los compresores mecánicos (accionados mediante engranajes) empleados por los aliados. Pero los alemanes no podían usar en gran escala los turbocompresores, a pesar de que tenían algunos diseños muy buenos, por falta de materiales estratégicos y falta de adaptación de la producción. Los aliados (los norteamericanos) sí podían producir turbocompresores, porque tenían los materiales, y tenían la capacidad fabril para ello.

Notablemente, ten en cuenta que los japoneses fracasaron en sus intentos de fabricar motores fiables en la categoría de 2000 hp, precisamente por problemas metalurgicos de este tipo.

Saludos
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por PEDRETE »

Esta claro que el potencial industrial de EE UU era inmenso y el no tener que preocuparse de ataques en territorio propio facilita mucho los trabajos de desarrollo y la produccion. Eso no hace sino aumentar el merito de los tecnicos y las empresas alemanas que pese a las todas las carencias y dificultades supieron sacar adelante sus motores.

Corrigeme si me equivoco pero tengo entendido que la sobrealimentacion mediante compresores movidos directamente por el motor es superior (en cuanto a rendimiento) al empleo de los turbocompresores. Es verdad que alemania no produjo en masa motores "turbo" (yo solo conozco el caso de algun prototipo de Fw 190 equipado con esta clase de motores) pero si que produjeron en grandes cantidades motores con compresores de diverso tipo y hasta tres etapas como los diversos modelos del Daimler Benz 601 y 602 o el Junkers Jumo 213.

Ya se que es apartarse del tema pero aunque solo sea a modo de comparacion ¿conoces las caracteristicas tecnicas de algun motor significativo de la aviacion alemana?
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por PEDRETE »

Perdon, me acabo de encontrar con el tema que abrio en su dia el mismo Quinto sobre los motores alemanes en la SGM asi que olvida la ultima parte de mi mensaje.
A cambio, un pregunta mas general:
¿Aparte la sobrealimentacion de aire, con que otros factores se contaba a la hora de aumentar la potencia del motor para una misma cilindrada?
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo

Un motor es una máquina que convierte energía química en energía mecánica.

Para aumentar su potencia, tienes que meter más energía química en forma de mezcla aire-combustible por unidad de tiempo. Eso se consigue comprimiendo el aire, y aumentando la relación de compresión en los cilindros, de ahí la necesidad de tener combustibles con octanajes más altos, para poder comprimir más y meter más mezcla en los cilindros.

Y hay otra manera: Aumentando las revoluciones por minuto, los ciclos de trabajo por unidad de tiempo. Cuantas más revoluciones, más energía habrás transformado en la unidad de tiempo. Los motores de la SGM solían estar en la categoría de las 3000 rpm. Más de eso requería vencer las enormes inercias inherentes a motores alternativos, y causaba enormes problemas mecánicos y metalúrgicos.

En cuanto a lo del turbocompresor Vs compresor mecánico, tienes que tener en cuenta que la compresión mecánica extrae energía del cigüeñal, para llevarla a los engranajes mecánicos que comprimen el aire, eso supone un gasto fijo de energía, que no va a la hélice... Y eso no siempre es rentable, a cambio se comprime el aire, pero eso no merece la pena a bajas altitudes, donde lo que predomina es el gasto. Por eso las gráficas de rendimiento de los motores con compresores mecánicos tienen dientes de sierra.

En el caso de los compresores mecánicos accionados hidráulicamente, los favoritos de los alemanes, se puede "desacoplar" el compresor según altura, modulando y minimizando ese gasto. Por eso los compresores de los daimler Benz eran superiores a los de los Rolls Royce a bajas y medias altitudes.

En cambio, con el turbocompresor no existe ese gasto mecánico porque no toma energía del motor. Sino que se aprovecha la energía (que es mucha) existente en los gases de escape, que de otro modo se perderían. Por ello el turbocompresor es energéticamente superior a cualquier compresor mecánico. Pero tiene inconvenientes, claro: fiabilidad, complejidad, precio, necesidad de materiales resistentes al calor y la elevada fricción de la turbina, tamaño...

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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por cv-6 »

Quinto_Sertorio escribió:Hola CV-6, hay varias razones:

El turbocompresor, servía para comprimir aire a gran altitud, para que pudiera llegar a los cilindros la cantidad correcta en proporción y en presión, de mezcla aire-combustible. Y ello lo hacía utilizando la energía proporcionada por el propio motor, a través de sus gases de escape.

El turbocompresor, lo mismo que los compersores mecánicos, tiene sentido a gran altitud para comprimir el aire. Pero a baja altitud, no hacía falta; bastaba con la presión atmosférica y con la etapa final de compresión-distribución. De hecho una compresión excesiva podría introducir demasiado aire en la proporción, lo que conduciría a una mala combustión, problemas de temperatura en los cilindros, etc. Por eso se "desactivaba" a baja altitud, dejando salir los gases de escape por el waste gate.

Pero hay más. A baja altitud, con la mayor presión atmosférica, si hacías salir los gases de escape por la turbina podría producirse un cierto retorno de los gases de escape a los cilindros, empeorando la combustión, disminuyendo la potencia extraída, y recalentando el motor, además d el propio turbocompresor, que siempre iba muy crítico en ese sentido (por eso se dejaba al aire, sin carenar). Por eso, y porque a baja altitud no hacía falta tanta compresión del aire, se dejaban salir los gases de escape por el waste gate en vez de hacerlos pasar por la turbina.

Recuerda que ese waste gate, tiene un registro que la abre o cierra de modo progresivo, no es un "todo o nada".

Saludos
Gracias por la aclaración Quinto. Nunca había entendido por qué no se aprovechaba el turbo también a baja cota (después de todo, muchos coches los llevan, y nadie espera que circulen a 4000 metros de altura), pero ahora lo tengo algo más claro.
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por PEDRETE »

Se agradece la respuesta Quinto.
Comprendo que la necesidad de los sopladores de aire, sean del tipo que sean, se hace mas evidente a alta cota; pero entiendo que tambien aumentan la potencia del motor a baja cota ya que, al meter una mayor masa de aire aire en el cilindro con cada cada admision, permite introdudir tambien mas cantidad de combustible. Eso si, dentro de ciertos limites ya que a partir de ciertas presiones ya no se aprovecha este efecto.
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Re: Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola, CV-6 y Pedrete

Si, como dije antes, no se trata de un "todo o nada" a la hora de utilizar la turbocompresión, podía usarse un poco de ella a niveles bajos, pero pero tened en cuenta (hay diagramas por ahí atrás, en el hilo) que de hecho ya había una etapa de compresión final y distribución en estos motores de aviación, y por ello ya de hecho siempre había compresión, y no se trataba de una simple aspiración atmosférica, ni siquiera a niveles bajos.

Los coches con turbos, usan un sistema con una idea parecida de empleo de los gases de escape para comprimir el aire y así lograr mayor potencia de la que permiten los motores atmosféricos o con compresores mecánicos, y lo hacen a nivel del mar también. Pero la ingeniería de estos sistemas tiene ciertas diferencias por varias razones.

Saludos
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