Motores de aviación norteamericanos, SGM

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Motores de aviación norteamericanos, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Born in the USA...

Hola.

Abro un nuevo hilo, porque me sale de ahí mismo... :carapoker: Aunque más como declaración de intenciones, porque tiene materia como para una laaaarga temporada.

Se trata de, emparejando con los motores británicos, o alemanes de la SGM. Hacer una relación explicativa o compendio, de los motores de aviación norteamericanos de la Segunda Guerra Mundial.

No cabe duda, de que el peso de la potencia industrial norteamericana puso el desequilibrio definitivo a la SGM. Y ello en todos los órdenes de producción, de armas ligeras a portaaviones, de carros de combate a submarinos, de todo, oiga..... Y entre los elementos producidos en cantidades astronómicas, estaban, por supuesto, los motores de aviación.

Los motores de aviación USA de la SGM, pueden caracterizarse en su diseño y funcionamiento, por disfrutar de un aporte ilimitado de recursos, materiales y combustible adecuado. Eran motores diseñados de modo práctico y sensato (sorprendentemente, puesto que si algún pais podía permitirse lujos en ese sentido eran los norteamericanos); pero sobre todo, en su producción, beneficiados de una cultura industrial superior a todas los demás, en cuanto a la organización de estructuras fabriles, gestión de procesos y de mano de obra; y aplicación de técnicas modernas de fabricación (por ejemplo, en cuanto al establecimiento de controles y procedimientos de calidad regidos de modo científico, con el uso de técnicas estadísticas para el análisis del funcionamiento del sistema fabril). Esto es algo que veremos, en sus aspectos menos áridos, en más detalle al hablar de las variantes americanas del Rolls Royce Merlín, por ejemplo.

Aparte de otras casas menores, los grandes fabricantes norteamericanos fueron: Allison (fabricantes del motor tal vez más injustamente infravalorado de la guerra), Pratt & Whitney, Wright, o Packard. Si Dios quiere, iremos viendo sus realizaciones del modo más ameno posible.

Saludos y hasta luego...
Última edición por Quinto_Sertorio el 14 Ene 2009, editado 1 vez en total.
Razón: Cambio título del hilo a Motores de aviación norteamericanos, etc, etc..


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Allison V-1710

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola.

Entre los motores protagonistas de la SGM, aunque en este caso, en una posición un tanto gris, injustamente minusvalorado; está el Allison V-1710.

La Allison División era parte de la General Motors Corporation. A principios de los años 30, decidieron intentar el desarrollo de un nuevo motor V-12, refrigerado por líquido (glycol), y concebido desde el principio para emplear turbosobrealimentación, es decir, sería un motor cuyo sobrealimentador estaría accionado por sus propios gases de escape; y su potencia prevista estaría en torno a los 750hp.

En principio, el USAAC (US Army Air Corps) no estuvo interesado, y fue la Navy la que encargó un motor para pruebas, y que en agosto del 31 dio 650hp a 2400rpm a nivel del mar y con combustible de 80 octanos, aunque sin turboalimentación. Este sería el punto de partida.

Datos básicos del prototipo V-1710
Diámetro del cilindro: 5'5in
Carrera: 6in.
Capacidad: 1710in^3 (28 litros)
Relación de compresión: 5'8:1.
Relación del sobrealimentador: 7'3:1
Relación reductora de la hélice: 1'5:1
Peso en seco: 1010lb.

Vemos, cómo la cilindrada del motor, le daba nombre (1710pulgadas cuadradas) y esa cilindrada, era casi igual a la que luego tendría el Merlín. Al principio, el turbo no se montó, y en su lugar el sobrealimentador se accionaba mediante un eje flexible, accionado desde la parte delantera del motor, de modo asociado a la reductora de la hélice. Disposición esta que dió problemas y fue abandonada en el posterior rediseño del motor.

Mientras tanto, del funcionamiento del prototipo se vio que habría que cambiar la relación del sobrealmentador a 8:1, y algunos cambios menores que dieron lugar a la primera versión real, la V-1710-A. De esta versión, la Marina quiso que el motor se modificara, en una versión reversible apta para dirigibles. Reversible quiere decir que su cigüeñal podía cambiar de sentido de giro en unos minutos, al mismo tiempo que la hélice ajustaba el paso. Esta versión se denominó V-1710-B.

Por su parte, el USAAC ordenó una version modificada del V-1710-A (a la que se llamó "C"), con la turbina (EDITO: No es correcto "turbina", sino rotor del sompresor o sobrealimentador, de tipo centrífugo) o soplante del sobrealimentador agrandada de diámetro, con el objetivo de proporcionar 1000hp. Una serie de éstos se equipó con carburadores, y otra con inyectores Marvel. Y se sometió un modelo a una prueba de 1000horas... que terminó para la chatarrería. La gran caja reductora, situada en la parte delantera, y su reductora, probaron ser inadecuadas, requiriendo diversas modificaciones, que incluirían el eje de accionamiento del sobrealimentador.

Vamos, por simplificar, que en este momento, quedó claro que el motor era una chatarra, hablando mal y pronto. :)

Esta es una imagen que CREO que corresponde a las primeras variantes del Allison V-1710, debido a su larga "napia", que aloja la reductora de la hélice, característica de estas primeras series.

Imagen

Saludos, más adelante sigo...
Última edición por Quinto_Sertorio el 17 Nov 2008, editado 1 vez en total.
Razón: Corrijo la confusión entre Turbina, y rotor del compresor o impulsor del compresor o sobrealimentador.
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Hien »

Gracias por abrir este hilo, Quinto.
De todos los motores estadounidenses, el Allison siempre ha sido considerado el patito feo, debido al mediocre rendimiento por encima de 15000 pies de todos los cazas monomotores equipados con él (P-40, P-39, P-51A), pero la historia hubiera sido bastante distinta si en esos cazas el motor hubiera montado el turbocompresor y no un compresor mecánico.

Esperaremos ansiosos las siguientes entregas.
Saludos
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Allison V-1710, 2ª parte

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hien escribió:Gracias por abrir este hilo, Quinto.
De todos los motores estadounidenses, el Allison siempre ha sido considerado el patito feo, debido al mediocre rendimiento por encima de 15000 pies de todos los cazas monomotores equipados con él (P-40, P-39, P-51A), pero la historia hubiera sido bastante distinta si en esos cazas el motor hubiera montado el turbocompresor y no un compresor mecánico.

Esperaremos ansiosos las siguientes entregas.
Saludos
Gracias a tí, Hien. Efectivamente, el Allison siempre ha sido minusvalorado, porque se le ha comparado desfavorablemente con sus semejantes británicos y alemanes; y en particular con el Merlín, que le sustituyó en el Mustang, un motor de su misma cilindrada y categoría; pero en cuyo desarrollo se siguieron unas líneas diferentes. Más adelante veremos que esto tuvo sus razones y motivos.........
*************************************************************


............Tras las pruebas fallidas, en 1936 se realizó un completo rediseño del motor. En la cámara de combustión de los cilindros, en pistones y anillos de sellado, en tomas de aire y sistema de distribución de mezcla a los cilindros... Se incrementó la relación de compresion a 6:1, y la relación de cambio de la turbina del compresor pasó a 8:1 (recuerden, 8 vueltas de turbina por una de cigueñal), se adoptó una reductora de hélice más convencional; el resultado fueron los 1000hp a 2600rpm del V-1710-C6; que fue sometido a una prueba de 141 horas, que originó grietas en las culatas de los cilindros.

Y vuelta a empezar...

Trabajo en los conductos y sistemas de refrigeración, mejorando la refrigeración en los cilindros, reforzamiento de las culatas de cilindros, nuevas pruebas.... nuevos fallos (qué dura es la vida, a veces...). Esta vez en la unión de los bloques de cilindros al bloque motor, debidos a las vibraciones; pero ojo, ya los fallos, iban "desplazándose". Y se mejoraron esas uniones.

El nuevo intento, se llamó V-1710-C8, y en 1937 completó una prueba de 150horas de modo satisfactorio, proporcionando 1000hp a 2600rpm con combustible de 87octanos. Y ya teníamos el nuevo motor... Por supuesto, seguiríamos con su desarrollo, pero ya para mejorar características, y no simplemente para hacerlo funcionar. Los primeros pasos en ese sentido fueron una nueva reduccion de la relación de paso de la turbina del compresor, nuevamente de 8:1 a 6'65:1, y con una relación de compresión de 6'6:1 la potencia de despegue pasó a 1150hp a 2950rpm, que podían pasar a 3500rmp gracias a mejoras en la lubricación. Además, la carburación mejoró con la adopción de carburadores Stromberg-Bendix, del tipo de inyección (no confundir con la inyección directa de combustible, ojo). Ya de paso, se montó la versión C9, con rotación a izquierdas, para su montaje en los P-38. Y una versión "de altura" preliminar, la C13, para montarla en el XP-40.

Como mencioné ayer, este motor fue concebido a principios de los 30, pensando en emplearlo asociado a un turbocompresor. En esa idea, influían los conceptos operativos que ya por entonces propugnaba el USAAC, y en los que el vuelo a gran altura tenían un papel central. Por supuesto, para ese vuelo a gran altura hacía falta comprimir el aire atmosférico, y claramente el mejor medio para ello, era la turbocompresión. Por tanto, el compresor mecánico del V-1710, estaba ideado más bien como se emplea este elemento en los aparatos "turbo": Como etapa final de compresión/distribución de la mezcla comprimida a los cilindros. Exactamente como aparece en la figura siguiente, que esquematiza lo que es un sistema de motor turbosobrealimentado:

Imagen

Aunque repreentando un motor radial, la idea es la misma: Fíjense en el elemento marcado como INTERNAL SUPERCHARGER: Es el sobrealimentador mecánico, que sigue en el sistema al carburador, y que se encarga de la distribución final de la mezcla aire/combustible a los cilindros. Este elemento equipaba a los modelos V-1710, a la espera de instalarles la otra parte del sistema; y sin esa otra parte, el sobrealimentador mecánico resultaba insuficiente para las alturas de combate que se preveían, y se dieron ya a principios de la SGM. Este fue el GRAN problema de este motor.

Si el amable lector (permitan un poco de coba y de autopropaganda) va al hilo sobre los motores británicos de la SGM, en el que en este momento llevo dos o tres post sobre el Rolls Royce Merlín; verá que este motor TAMBIÉN tuvo este problema: Insuficiencia de la etapa simple de sobrealimentación. Sólo que los británicos bregaron hasta conseguir sobrealimentadores mecánicos más eficientes, con dos etapas y tres velocidades, por ejemplo; que pusieron el Merlín a "gran altura". Los norteamericanos consideraron que no merecía la pena: Si querían gran altura... ¡¡turbo!! y si no había turbo, pues a aguantarse con un compresor "mediocre", en aras de la estandarización y la producción masiva. Básicamente este fue el tema, y el problema con el Allison. Puesto que en los aparatos (Caso del P-38) en que se instalaba este motor con turbo, su funcionamiento era adecuado; pero cuanto no había espacio para el turbo (caso del P-51), se quedaba corto en altura. Todos sabemos que el cambio a Merlín (o a Packard, que es lo mismo) del Mustang, fue lo que le dió el toque final a este aparato: Ello se debía a los mucho mejores sobrealimentadores mecánicos del Merlín, en aquella fase de la guerra.

El modelo C13 fue puesto en producción, como C15, para su instalacion en el P-40. Tenía un sobrealimentador mecánico, como ya hemos visto, de una velocidad, con relación 8'77:1. Para entonces, habían pasado 10 años (mucho para aquella época) de desarrollo. Y éste no había terminado puesto que los primeros C15 tuvieron que ser desrevolucionados, pasando de 1040hp teóricos a 2950rpm, y 14300pies, a apenas 900hp, antes de que la serie fuera mejorada en su resistencia mecánica, ya hacia el fin de 1940... por los pelos, por los pelos....

Para una mejor comparacion de la situación, esta tabla que relaciona los DB 601, Jumo 211, Merlín II, y V-1710-C15, viene de perlas... Fíjense en que las diferencias son mínimas. Si tuvieramos, con esos datos, que realizar la elección de un motor para un caza, lo tendríamos muy complicado, hay que fijarse bien, y las características son extremadamente semejantes...

Imagen

Bibliografía:

En este hilo, estoy siguiendo básicamente un libro, muy recomendable, denominado:

MAYOR PISTON AERO ENGINES OF WORLD WAR II
Victor Bingham
Ed: Airlife


Sólo cubre los principales tipos, como su nombre indica, ingleses, alemanes, norteamericanos, y algo de franceses y rusos. Obviamente faltan muchos, faltan motores italianos o japoneses... No se puede abarcar todo. En conjunto, aporta una muy buena información (que por supuesto, abarca mucho más de lo que yo puedo contar aquí). Imprescindible en este tema, 30Libras.

Saludos
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Panzerfaust »

Si el amable lector (permitan un poco de coba y de autopropaganda) va al hilo sobre los motores británicos de la SGM, en el que en este momento llevo dos o tres post sobre el Rolls Royce Merlín; verá que este motor TAMBIÉN tuvo este problema: Insuficiencia de la etapa simple de sobrealimentación
Estas permitido :-b , buen topic por cierto, el allison no era tan malo en altura con turbo, recuerden el P-38 y sus variantes, eso si nunca fue tan fiable como el Merlin.

¿puede ser que haya leido que habia un P-39 con Allison V-1710 de 1360 hp?
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola....
Panzerfaust escribió:...por cierto, el allison no era tan malo en altura con turbo, recuerden el P-38 y sus variantes, eso si nunca fue tan fiable como el Merlin.

¿puede ser que haya leido que habia un P-39 con Allison V-1710 de 1360 hp?
De hecho, tengo motivos para pensar que el Allison era mucho más fiable que el Merlin. Además de más sencillo tanto para la fabricación como para los mecánicos. Su problema, era que sin turbocompresor su techo útil se quedaba atrás respecto a lo necesario en Europa.

Esto, como comenté, se debía a una decisión tomada a medias entre las necesidades de la casa contructora, y las de los militares. Para obtener prestaciones en altura, lo mejor era el turbo. Sin embargo, para un caza monomotor liviano, el turbo era demasiado voluminoso y complejo (sin embargo, por el contrario, para un caza pesado como el P-47, o para el P-38, bimotor, merecía la pena). Por ello para esos cazas monomotores ligeros (Spitfire, por ejemplo), si hacía falta, merecía la pena desarrollar compresores mecánicos de grandes prestaciones, sobre todo una vez que se aumentó el rendimiento de las turbinas; y tenía sentido poner una doble etapa.

Sin embargo, en gran parte de las situaciones operativas encontradas por aparatos que montaron este motor, no hacían falta grandes prestaciones en altura, y bastaba con un sobrealimentador de una etapa y una velocidad (Ojo, precisamente, ésto está en el trasfondo de la recomendación de la NACA, de quitarle el turbo al prototipo del P-39). Tengamos en cuenta que un compresor de dos etapas y dos velocidades, como los de los Merlin 60, eran más complejos, caros, y pedían para funcionar más potencia al motor, para mover las etapas del propio compresor; se trataba de un compromiso de diseño en el que se empleaba energía para mover el compresor y tener una mezcla más rica, pero si no necesitabas comprimir tanto el aire, no hacía falta perder esa energía. Muchas veces, por ejemplo contra los aparatos japoneses en el Pacífico, o en el empleo que le daba la aviación frontal soviética a sus P-39, no habían falta compresores mecánicos muy elaborados, y lo que ofrecía el V-1710 era más que suficiente.

En cuanto a lo del P-39 con el motor de 1360, hay que aclarar que la potencia de estos motores, varía mucho (sobre el libro) si usas potencia militar, potencia al despegue, potencia de crucero, potencia de emergencia... los V-1710 podían dar hasta 2250hp en emergencia...

Saludos

Edito, a las 23:40 del día de hoy... Diciendo lo siguiente: Ojo, porque más avanzado el desarrollo del motor, lo iremos viendo, esta "carencia" que he comentado del Allison, su sobrealimentador mecánico, fue solventada con éxito... un poco de paciencia.
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Panzerfaust »

Hmm, la verdad que to no creo que el Allison pudiera ser mas confiable que el V-12 ingles, la mayoria de las quejas del P-38 simpre son acerca del motor y los mismo del P-40.
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Sobre Allison

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola,
Panzerfaust escribió:Hmm, la verdad que to no creo que el Allison pudiera ser mas confiable que el V-12 ingles, la mayoria de las quejas del P-38 simpre son acerca del motor y los mismo del P-40.
Yo, ni quito ni pongo rey... :D Pero alguna cita al respecto de la capacidad del Allison de sobrerrevolucionarse en emergencias he visto...A ver si un día de estos las pongo.

Por otro lado, buscando cosillas por ahí, he visto un texto, perteneciente a una revisión bibliográfica (una crítica sobre un libro relativo a este motor) que considero interesante, de modo que la pongo, texto original y texto traducido "muy libremente" por un servidor de ustedes.

Review:
Vee's for Victory! The Story of the Allison V-1710 Aircraft Engine, 1929-1948

by Daniel D. Whitney.
470 pp, 9 x 11 in, hard-cover. Index, appendices, notes.
B/W, line drawings.
Schiffer, 1998. US $59.95

……………..
Mr Whitney traces the history of the Allison piston engines from their origins in a wealthy enthusiast's race-car shop at the Indianapolis Speedway, through initial designs intended for use in Navy airships, through use in the famous P-39, P-40, and early P-51s, to the two-stage supercharged, 2200-hp V-1710-143/145 used in the post-war F-82 Twin Mustangs and the fabulous, 3090-hp, V-1710-127 turbocompound engine. A substantial subsection of the book discusses the V-3420, which was essentially a pair of V-1710s joined side-by-side in a common crankcase. The development of details such as reduction gears, supercharger drives, intake manifolds, and backfire screens is discussed clearly yet minutely with lavish illustrations drawn from technical manuals and engineering documents. But, more impressively, this technical detail is neatly related to the business development of the firm, its acquisition by General Motors, and its relations with its only significant customer, the United States Army Air Force.
El señor Whitney sigue la historia de los motores de pistón de Allison desde sus orígenes en un taller de entusiastas de las carreras de coches en la pista de Indianápolis, a través de diseños iniciales destinados para su uso en dirigibles de la US Navy, a través del uso en los famosos P38, P49 y P-51 tempranos; al motor V-1710-143/145, con sobrealimentación de dos etapas, de 2200hp usados en los F-82 Twin Mustangs de la postguerra; y el fabuloso V-1710-127, motor turbocompound de 3090hp. Una sección importante del libro discute el V-3420, que fue esencialmente una pareja de V-1710 unidos lado con lado en un bloque común. El desarrollo de detalles tales como cajas reductoras, accionamiento de supercargadores, distribuidores de alimentación, y pantallas apagallamas son discutidos clara y detalladamente con jugosas ilustraciones obtenidas de manuales técnicos y documentos de ingeniería. Pero, más impresionantemente, estos detalles técnicos son estrechamente relacionados con el desarrollo del negocio de la firma, su adquisición por la General Motors, y sus relaciones con su único cliente significativo, la Fuerza aérea del Ejercito de los Estados Unido (USAAF).

Concern for the relations between engineering decisions, business concerns, and history is a major strength of this book. In perhaps the most enlightening and impressive parts of his narrative, Mr Whitney traces both the engineering success and the commercial failure of Allison engines to the nature of the Allison organization itself. Again and again, pure engineering drives company decisions, without regard to markets, demand, or financing. Whitney's discussion of the V-3420 is typical. Whitney notes that the V-3420 was the only engine of this type ever to be truly successful in an engineering sense, a fact he attributes to the firm's origins as an uncompromising precision machine shop and its long association with General Motors. He points out that Allison's British and German counterparts—Rolls-Royce, Napier, and Daimler-Benz—all relied on hand-finishing and hand-fitting during final assembly. As a result, changing components in the field required the services of skilled engine fitters and machinists. In contrast, Allison's engines were designed for mass-production, much like GM automobile engines, with fully interchangeable parts and modular subassemblies. Each set of components was designed from the first for use in multiple engine configurations. In the V-3420, this level of interchangeability eliminated most of the variables that plagued Rolls-Royce's double Kestrel (the ill-fated X-24 Vulture) and Daimler's DB606. Everything just worked. So the engine's failure to attract military and commercial orders has always seemed puzzling, particularly since it offered the power of the B-29's fire-prone Wright R-3350 radials with significantly lower weight and drag penalties. But, unfortunately, the Allison's engineering perfection—in particular its low-drag water cooling, its extensive provisions for turbocharging, and its tremendous power potential—mitigated against its widespread adoption by the airline industry, which was known to prefer cheaper air-cooled radials. As a result, Allison found itself limited to a narrowly military market at a time when the military had little money for development and almost none for production. Then, when war came, Allison's engines could not be produced as rapidly as the well-established and familiar radials. When the need for which the V-3420 had been designed at last arose and the services cast about for 2000- to 3000-hp fighter engines, they not surprisingly preferred enlarged versions of well-tested radials—like the R-2800 and R-4800—to the technically excellent but by now unconventional and untried V-3420.
Las explicaciones sobre las relaciones entre decisiones de ingeniería, condicionamientos empresariales, e Historia, son un punto fuerte de este libro. En la que es quizá la mas lúcida e impresionante parte de su narrativa, Mr Whitney desgrana tanto el éxito técnico, como el fracaso comercial de los motores Allison, en función de la naturaleza empresarial de la propia Allison. Vez tras vez, la ingeniería pura conduce a decisiones de la compañía, sin atención a los mercados, la demanda o los problemas de financiación. La discusión sobre el V-3420 es arquetípica. Whitney hace notar que el V-3420 fue el único motor de este tipo verdaderamente exitoso en un sentido técnico, un hecho que él atribuye a la cultura técnica derivada de los orígenes de la empresa, a su manufactura impecable, y la asociación con General Motors. Hace notar que los rivales británicos o alemanes, fiaban mucho a la terminación y ajuste manual de sus productos durante las fases finales de producción. Como resultado, es cambio de componentes en campo requería la participación de personal especializado. Como contraste, los motores de Allison eran diseñados para la producción en masa, como los motores de coche de GM, con componentes intercambiables y subconjuntos modulares. Cada juego de componentes estaba diseñado desde el principio para su uso en diferentes configuraciones motoras. En el V-3420, este nivel de intercambiabilidad eliminnó la mayoría de los problemas que acosaron al doble kestrel de Rolls Royce (el desafortunado X-24 Vulture) y el Daimler Db606. Todo funcionaba. El fallo del motor en atraer pedidos militares y comerciales, ha parecido siempre sorprendente, especialmente dado que ofrecía la potencia de los motores del B-29, los los Wright R-3350, radiales propensos al incendio; con un peso significativamente menor y menor resistencia aerodinámica. Pero, desafortunadamente la perfección en la ingeniería de Allison,--en particular su refrigeración por agua de baja resistencia aerodinámica, su completa previsión por turboalimentación, y su tremendo potencial energético— jugaron en contra de su adopción por la industria aeronáutica, que prefería radiales refrigerados por aire, más baratos. Como resultado, Allison se encontró a sí misma limitada a un estrecho mercado militar, justo cuando los militares tenía poco dinero para desarrollos y casi ninguno para producción. Y en consecuencia, cuando la guerra vino, los motores de Allison no pudieron ser producidos tan rápidamente como los familiares y conocidos radiales. Cuando la necesidad para la que el V-3420 había sido diseñado, finalmente apareció, y los servicios buscaron motores en la categoría de los 2000 a 3000hp, no sorprendentemente prefirieron versiones agrandadas de los bien probados radiales, como los R2800 y R4800, al técnicamente excelente pero poco convencional y novedoso V-3420.


Bien, del texto anterior, se deduce lo siguiente:
A) Allison era una marca, surgida de las competiciones depotivas, caracterizada por el interés técnico por las soluciones avanzadas, novedosas y arriesgadas, que gracias a su asociación con GM, adquirió además la capacidad de emplear técnicas modernas de fabricación y montaje. Diferenciándose en eso de las casas europeas, más dependientes del trabajo de personal altamente cualificado (y humano, pese a todo)

B) Sin embargo, esa querencia por la vanguardia técnica, la alejó de los planteamientos basados en criterios económicos, de mercado: Sus productos eran más caros y complejos que los motores radiales, y por tanto tenían vedado el mercado civil norteamericano, además en una época, los años 30, caracterizada por las estrecheces económicas.

C) Eso dejó a Allison sóla con los clientes militares, que tampoco tenían un duro (o un dólar) para gastar. De resultas de lo cual, la capacidad fabril, cuantitaviva, de Allison, fue insuficiente en tiempos de rápida expansión de la producción durante la guerra, y además siguiendo siempre en desventaja respecto a los productos, más difundidos y conocidos, de Pratt & Whitney o Wright.

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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Panzerfaust »

Bueno, de alguna manera se deben haber arreglado porque proveer motores para los P-38, P-39, P-40, P-51a no era una fabricacion que pudiera hacerse en talleres pequeños.
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Pues sí, sólo del V-1710 se contruyeron unos 70.000, según la Wiki, no está nada mal (estamos en América, ya sabes), pero desde luego, siguió siendo cierto que estos motores, prácticamente no tuvieron aplicación civil tras la guerra, tampoco; como si la tuvieron los radiales, especialmente los R-3350 y R-4360.

En todo este tema, de trasfondo, hay un asunto que a veces me ha hecho pensar en la posibilidad de abrir un hilo, o serie de hilos, para seguir las historias de las grandes empresas dedicadas a la producción militar, de motores en este caso. Porque ello ayudaría entre otras cosas, a entender todo este tipo de asuntos relativos a políticas empresariales, problemas productivos y demás... Pero es que el tema, se las trae.... No me atrevo.

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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Panzerfaust »

En todo este tema, de trasfondo, hay un asunto que a veces me ha hecho pensar en la posibilidad de abrir un hilo, o serie de hilos, para seguir las historias de las grandes empresas dedicadas a la producción militar, de motores en este caso. Porque ello ayudaría entre otras cosas, a entender todo este tipo de asuntos relativos a políticas empresariales, problemas productivos y demás... Pero es que el tema, se las trae.... No me atrevo.
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

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Hola de nuevo:

Como se ha mencionado, el fallo a la hora de desarrollar un sobrealimentador de dos etapas accionado mecánicamente; se debió tanto a la actitud de la USAAC, que deseaba turbocompresores como sistema para posibilitar el vuelo a gran altura; como de la propia Allison, que para simplificar la producción realizó el diseño del motor concebido como “unidad de potencia” V-1710, con todos los elementos estandarizados, de modo que todos los modelos del motor se fabricaran en una sola línea de producción. De ese modo, la única manera práctica, sin efectuar un nuevo rediseño del motor, de incorporar una nueva etapa de sobrealimentación, era añadirla externamente.

Curtiss y Allison unieron fuerzas para sobrepasar el rechazo de la USAAC al motor en línea, y poder emplear el V-1710 en su forma básica con compresor de una velocidad y una etapa en el P-40, pero no hubo en principio nuevos desarrollos para el sobrealimentador. El P-38 lightning, desde el prototipo XP-38 + V-1710-11/15, fue el aparato que más empleó el V-1710 equipado con turbocompresor, y sus prestaciones en altura fueron excelentes. Por el contrario, el P-51 Mustang usó en sus primeras variantes, versiones del Allison sin turbo, en este caso el V-1710-F3R (V-1710-39 en denominación de la USAAC) para el Mustang Mk.I, capaz de dar 1.150hp a 11.700ft; de ellos se derivaron prestaciones llamativas, pero limitadas en altura.

Bien, para principios de 1939, la General Motors decidió destinar una nueva fábrica a la producción de este motor. En esta fábrica se produjeron los motores de las series principales, empezando por la serie E, desde febrero del año siguiente, a partir de una orden de la USAAC por 969 de estos motores.

Los modelos serie E, tenían una reductora de engranajes convencional para la hélice, y el accionamiento del sobrealimentador fue cambiado, para ser accionado desde la parte trasera. Estos modelos E, y los F, eran ampliamente similares, con muchos elementos intercambiables. El modelo E2 (V-1710-17 para la USAAC) tenía una extensión para accionar una caja de cambios situada en la proa del XP-39, pues estaba destinado a este aparato. La relación de reducción era 9:5, con relación de compresión de 6’65:1 y la relación del sobrealimentador era de 6’23:1, dando 1.150hp a 25.000pies, 7.620m; estaba equipado, además, con turbocompresor B-5. La variante idéntica a la E2, pero sin este aditamento se denominó E4 (V-1710-35), y tenía una relación para el sobrealimentador mecánico de 8’8:1, es decir: 8’8 vueltas de la turbina del compresor, por cada vuelta del cigüeñal, esta relación era mayor que en la del E2, para compensar la pérdida del turbo; pero aún así, esta variante E4 proporcionaba los mismos 1150hp… pero a 11.800pies, 3.596m; más de 4.000 metros por debajo, lo que da una idea del efecto del turbo. Que al P-39 le quitaran el turbo, tras las pruebas al prototipo, fue una decisión impuesta a la Bell por la USAAC y la NACA, los primeros por considerar que no necesitaban un caza de altura por sentirse invulnerables, y los segundos por buscar un refinamiento aerodinámico del prototipo XP-39, si el turbo no iba a ser necesario, estorbaba… mala decisión con la que Bell hubo de tragar, porque no tenían un duro. Para reemplazar el motor original se empleó en los aparatos de preserie YP-39B (sin turbo), derivados del prototipo XP-39B, el modelo V-1710-37 (E5) con una potencia de 1090 hp a una altitud de 13,300 pies (4053m.); y el P-39 se convirtió en un fracaso. Más tarde, los modelos de producción del P-39 fueron equipados en el mejor de los casos con el E18 (V-1710-83), que era una versión de “gran altitud” con el mismo sobrealimentador de una etapa y relación 9’6:1, proporcionando 1.125 hp a 14.600 pies (4.450m); o E19 (V-1710-85) con relación de reducción de 2’23:1 en vez de 2:1 como en el E18.

Como regalo especial, pongo una foto que yo mismo he sacado en el Museo del Aire de Madrid (dirección de la Asociación de Amigos del Museo del Aire: http://www.aama.es/ ) de un Allison V-1710-E4 (*) extraído de un P-39 caído en el Marruecos español, durante la SGM, y que se encuentra en exposición.

Imagen

Fijarse en la foto, tomada desde el cuarto trasero de estribor, en la posición del sobrealimentador (cortado) o del carburador Bendix-stromberg, situado atrás, arriba…

Saludos

(*) Esto lo deduzco de que en el cartelillo situado junto al motor, habla de un V-1710-E, a secas, pero los datos que pone de relación de vueltas de la turbina del compresor, entre otros, son del modelo E4 lo que indicaría que este modelo fue empleado en el P-39; no obstante, pudiera ser que quien rellenó ese cartelillo, no lo hiciera correctamente. Dejo aquí la duda.

Edito:

Foto del Bendix Stromberg, ampliada, a ver qué tal queda:

Imagen

Voy a poner una foto similar en el foro de fotografías, pero más gorda... podreis hasta anotar el número de serie... :shock

En este carburador, se inyectaba el combustible al aire que entraba por la parte superior del mismo. Como el carburador estaba montado arriba y atrás, y la entrada de aire era por la parte superior, los aviones equipados con este motor solían tener una toma sobre el capó del motor, como se aprecia en las fotos de los P-40 o Mustang tempranos. La mezcla aire/combustible pasaba entonces al ojo del compresor.
Última edición por Quinto_Sertorio el 12 Oct 2008, editado 1 vez en total.
Razón: Simples correcciones de estilo...
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Allison V-1710, penultima parte

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo:

Así como las series E del V-1710 fueron destinadas prioritariamente a propulsar las variantes del P-39, las series F se relacionaron con el P-38 y el P-40, también primeras variantes del Mustang.

Modelos E y F proporcionaban un alto grado de compatibilidad, muchos de sus componentes eran intercambiables, cigüeñales, rodamientos de conexión, bloques de cilindros.... Lo F tenían una entrega de potencia ligeramente superior con una superficie frontal algo menor; y el eje de la hélice, accionado por la reductora, estaba situado algo más alto.

Por ejemplo, el F2R (V-1710-27 en terminología militar) y el gemelo de giro a izquierdas F2L (V-1710-29) Tenían un cárter rediseñado, la nariz más corta (longitud total reducida), reductora 2:1, sobrealimentador de una etapa y una velocidad con relación 6,44:1. 1.150hp a 25.000ft; equipaba al YP-38 (preserie de este avión), de modo que además, este motor estaba alimentado a partir de turbocompresores.

La versión F3R (V-17110-39) tenía una línea de empuje (eje de la hélice) más alta, reductora rediseñada, y relación de vueltas del compresor de 8,8:1. Disponía de sincronizador de ametralladoras. 1.150hp a 11.800ft. Y equipó al P-40E.

Las versiones F5R y F4L (V-1719-49 y -53) Eran similares a las F2 escepto el carburador, la relación del sobrealimentador de 7,48:1 y algún otro detalle. Proporcionaba 1325hp a 25.000ft, y fue montado en los P-38F.

La versión F21R (V-1710-87) era similar a la F5R, pero tenía sincronizador, y diferentes relaciones, para dar el máximo de 1350hp a 3000ft (muy baja altura). Equipó al A-36A Mustang, la variante de ataque de baja altura de este aparato.

Las versiones F30R y F30L (V-1710-111 y -113), tenían la relación del sobrealimentador de 8,1:1 y de reducción de 2:1; dando 1475hp (otra fuente dice 1600hp) a 30.000ft. Equiparon al P-38L.

Hay otras versiones F y E, pero creo que sería farragoso (y cansado para su servidor) ponerlas todas. Paso :burla:

Las versiones G fueron las últimas producidas en gran número, y estaban preparadas para sobrerevolucionar el motor, como si hubiera pasado Sofía Loren por delante, 3400rpm. Pero además, tenía algunas novedades interesantes. Pongo una tablita de sus características (de la variante G6).

Allison V-1710-G6 (V-1710-143)

Diámetro cilindro: 5'5pulgadas
Carrera: 6pulgadas
Capacidad: 1710 pulgadas cuadradas
Relación de compresión: 6:1
Pero: 1560lb
Relación sobrealimentador:
......auxiliar: 8,08:1
......principal: 7,48:1
Velocidad del pistón: 3.200ft/min
BMEP: 233lb/ft^2
Potencia al despegue: 1.600hp a 3.200rpm +15psi
Potencia normal:
.........1.100hp a 2.700rpm a nivel del mar
.........1.000hp a 2.700rpm a 27.700ft
Potencia de crucero:
........935hp a 2.400rpm a nivel del mar.
........830hp a 2.400rpm a 26.000ft.
Potencia militar de emergencia: 2.250hp a 3.200rpm +35psi
Sobrerevolucionado: 3.400rpm

Notar la presencia de un sobrealimentador "auxiliar" y otro "Principal". Se trata de que montaron un dispositivo compresor de aire, algo semejante a una segunda etapa del compresor, para mejorar las prestaciones en altura. Este motor, el -145 y el -143, fueron montados en el North American P-82 "Twin Mustang". Y representaron el máximo de desarrollo de este motor.

Saludos
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Allison V-1710, final

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola, como es habitual, voy a poner un diagrama del V-1710, para alegrarle la vista al amable lector, para el que desee echarle un vistacillo a las intimidades de éste motor...

Imagen

Espero que les guste el dibujito.

¿Qué más comentarios se pueden hacer sobre el Allison? Como anécdota, mencionaremos que la versión más poderosa de este motor fue la V-1710-127, diseñada para producir 2.900 hp, 2.200kW, a baja altura, y 1550hp (1160kw) a 29.000 pies (8.800m). Tan llamativa potencia, era obtenida empleando un sistema que en la literatura anglosajona llama "turbo-compound"; y que fue un sistema empleado con más éxito por el R-3350 en la postguerra. Consistía en que los gases de escape, eran recogidos y aprovechados para mover una turbina, como en los sistemas de turboalimentación; pero en este caso, esa potencia recogida por la turbina era transmitida a través de los elementos de acoplamientos adecuados, al eje de la hélice. Es decir, la potencia de los gases de escape no se empleaba en comprimir aire, sino en aplicarla a la hélice, generalmente a través del cigüeñal.

Según alguna fuente internetera (no demasiado fiable), esta es una imagen del motor Allison turbo-compound

Imagen


Las mejoras en técnivas de manufactura, redujeron el coste de este motor, que tenía grosso modo la mitad de piezas que el Rolls Royce Merlín, de 25000 dólares hasta los 8500$, ya sabeis: Cosas de la producción en serie. Y más aún, la vida media de los motores pasó de 300horas a 1000horas, con los beneficios que eso tenía para las unidades de primera línea. Y para el contribuyente norteamericano. Por otro lado, globalmente los incrementos de peso fueron mínimos, manteniendo la relación potencia peso de 1hp/lb (1'6kw/kg) al despegue.

Y aunque yo suelo ser muy mentiroso (o que digo varias verdades distintas, dependiendo de la situación), doy por cerrado el tema del Allison V-1710

Saludos
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Pratt & Whitney R-1830 Twin Waps (I)

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola.

Antes de hablar de este motor, procede hablar un poquito del origen de la empresa, sólo unos apuntes. La Pratt & Whitney nació como fábrica de motores de aviación (Pratt & Whitney Aircraft Company) en 1925, fundada por Frederick B. Rentschler, que llegó a un acuerdo para usar los medios de una empresa preexistente (Pratt & Whitney Tool Company) y emplearlos en una línea dirigida por él, hacia la fabricación de motores de aviación. Rentschler había sido anteriormente un alto cargo técnico en la Wright-Martin Company, que había renunciado por desacuerdos con los propietarios de esta empresa (que eran fundamentalmente financieros con poco interés por la innovación técnica, ni por gastar dinero en nuevos proyectos); Rentschler se hartó de que no le dejaran trabajar en lo que le gustaba, en particular por no poder desarrollar nuevos motores de aviación refrigerados por aire, y dió el portazo cinco minutos antes de que se lo dieran a él. Muchos y buenos técnicos de la Wright acompañaron a Rentschler y se fugaron a la recién creada P&W, cuya filosofía de funcionamiento era totalmente diferente a la de la Wright.

El interés primario de este joven equipo, era producir un primer motor radial refrigerado por aire, que fuera barato, sencillo, fiable y seguro, y apto para ser comprado por los militares. El 28 de diciembre de 1925, el primer Pratt & Whitney "Waps" (así fue llamado) empezó a funcionar, y abrió la línea de motores radiales producidos por esta casa, hasta después de la SGM; este motor llegó a ser comprado por los militares, y adaptado por una casa de contrucción de aeronaves, la Boeing, para sus nuevos modelos. Esta relación entre la P&W, y la Boeing sería importante y polémica en años venideros, pero esa, es otra historia.

Ahora, empezaremos a describir el modelo R-1830 Twin Waps, que era una evolución de la familia del Waps, con dos estrellas de cilindros. Hay que agradecer a los americanos, antes de nada, que en la denominación de sus motores fueran tan prácticos como para incluir el tipo de motor (R de radial) y su cubicaje en pulgadas cuadradas (1830 pulgadas cuadradas = 29'98 litros). Así por ejemplo, el motor anteriormente visto, el V-1710, era un motor en V de 1710 pulgadas cuadradas, 28 litros de capacidad.

La historia de este motor comienza en 1929, cuando la empresa previó la necesidad de mayor potencia, respecto a la proporcionada por sus motores de estrella simple. Una serie de estudios teóricos acerca de rendimientos, relaciones peso potencia, consumos, etc en varios tipos de motores; desembocaron en la construcción de un motor, prototipo, de 2.300 in^3, y dos estrellas, que probó la viabilidad de esta estructura. No obstante, esa capacidad parecía demasiada para la que iban a necesitar los aeroplanos en el futuro cercano, y se redujo el tamaño del diseño definitivo a 1830 in^3 (29'98 litros).

El primer motor R-1830 funcionó en 1932, con un TBO (Time between overhauls) de 300 horas, bueno para la época, y resultado del trabajo sobre materiales, y que mejoraría gracias a la técnica de "prueba hasta fallo" (se ponía a funcionar el motor, hasta que fallaba, entonces se examinaba qué había pasado, y cómo se mejoraba tal o cual pieza que había fallado).

Basta por hoy...

Una imagen de un R-1830 de los equipaban a los Liberator, para descansar la vista:

Imagen

Saludos
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo, por ir avanzando poco a poco:

Datos básicos para el Twin Wasp de producción en el año 1933:
Carrera pistón: 5'5 in
Diametro cilindro: 5'5 in
Capacidad cúbica 1830 in^3 (30 litros, prácticamente)
Relación peso/potencia: 1'36lb/hp
Consumo específico medio: 0'55 lb/hp/hr
Potencia al despegue a nivel del mar: 800hp a 2400rpm.

Estos motores estaban sobrealimentados por compresores centrífugos de General Electric que mantenían la potencia al despegue hasta los 4.500 pies (unos 1300m).

La reducción, con relación de 3:2, era del tipo planetario. El cigüeñal era de una pieza de metal forjado con contrapesos dinámicos (para evitar las vibraciones) y se unía al bloque motor por medio de rodamientos de bolas.

Inmediatamente, empezaron desarrollos para conseguir un motor equipado con compresores de dos etapas y/o dos velocidades, hubo muchos problemas al respecto, y fue en 1939 cuando el primer modelo con un compresor de dos velocidades razonablemente exitoso vió la luz. Fue el R-1830SB-2, que tenía una potencia de 1050hp a 17500ft (5334m); esto es interesante, porque esos mil y pico caballos de potencia, suele ser lo que corresponde a motores de unos 30 litros de capacidad, con compresores sencillos, y las gasolinas disponibles en ese momento, al principio o inmediatamente antes de la guerra.

Rápidamente se incorporaron mejoras que llevaron al modelo R-1830SC2-G, de febrero del 39, 1050hp a 22500 pies (6858 m.) con gasolina de 100octanos. Este motor, tenía un compresor de dos etapas y tres velocidades, con un intercooler por aire. Sin embargo, no fue exitoso porque en altura (a la máxima operatividad del compresor) se producían fuegos en las admisiones. Fue un intento fallido de obtener buenas prestaciones en altura, mediante compresores mecánicos en el propio motor, tema este en que los useños no estuvieron particularmente brillantes (pero bueno, sin problema, para eso tenían turbos...).

R-1830-19 (SC2G)

Diametro cilindro: 5'5in
Carrera pistón: 5'5in
Capacidad: 1830 in^3 (casi 30 litros)
Cilindros:14
Relación de reducción: 16:9
Relación de compresión: 6'7:1
Sobrealimentador: Tres velocidades, dos etapas.
Relaciones del sobrealimentador: (en estos valores hay evidentemente una errata)
......... Baja: 8'08:1
......... Media: 6'43:1
......... Alta: 8'48:1
Potencia al despegue, nivel del mar: 1200hp a 2700rpm
Potencia en altitud:
........ Baja: 1080hp a 2550 rpm a 4000ft
........ Media: 1080hp a 2550rpm a 11000ft.
........ Alta: 1050 hp a 2550rpm a 17500ft.

Saludos
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Pratt & Whitney R-1830 Twin Waps (III)

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo.

Pues resumiendo un poco, el P&W R-1830 era un motor radial, refrigerado por aire, sobrealimentado, de 14 cilindros en doble estrella, de 30 litros de capacidad, en la categoría de 1000 - 1200hp.

Es de destacar (se ve en la foto de dos post antes) que la Pratt & Whitney empleaba en este motor, una fórmula heredada del wapsque ya no abandonaría: El uso de DOS válvulas por cilindro (admisión y escape), accionada cada una a través de un taqué. Esta disposicion de dos válvulas NO era la más eficiente en términos de eficiencia termodinámica, obviamente; pero permitía a la P&W simplificar el diseño, aumentar su fiabilidad, reducir el coste y el peso, la complejidad y el tiempo de fabricación, etc, etc.... Como dice el refrán castizo: Lo mejor es enemigo de lo bueno.

Habíamos dejado la versión R-1830-19 (SC2G) anteriormente (recordar, que el sufijo numérico, -19 en este caso, denota variantes clasificadas por los militares; la denominación de fábrica, SC2G en este caso, es cosa distinta; y esto puede crear confusión).

Además, sufro de una cierta confusión (lo confieso) acerca de las variantes de este motor, mi fuente no aclara correctamente la relación entre ellas, en cualquier caso una versión mejorada del anterior SC2G fue el R-1930 SC3G, pongo sólo algunos parámetros:
Relación de reducción 0'666:1
Relación de compresión: 6'7:1
Combustible: 91/98 octanos.
Potencia al despegue: 1050hp a 2700rpm
Potencia sostenida: 900hp a 2550rpm a 7500ft
Potencia crucero: 700hp a 2550rpm a 12500ft

Las series C tuvieron un compresor rediseñado, y equipaban carburadores Bendix-Stromberg o Chandleer-Evans, con rediseño también de las aletas de los cilindros, para mejorar el flujo de aire en torno a éstos. Estuvieron disponibles tres relaciones de reducción de la hélice (según el destino del motor), y diseños ligeramente diferentes. Las hélices, podían ser de paso variable, velocidad constante, controladas por medios hidráulicos o mecánicos.

Un ejemplo de motor de estas series sería el R-1930-55:
Relación reducción: 16:9
Relación de compresión: 6'7:1
Sobrealimentador: mecánicocon dos velocidades, pero con capacidad de usar turbo
Relación del sobrealimentador: 7'15:1
Potencia al despegue a nivel del mar: 1200hp a 2700rpm
Potencia militar: 1200hp a 2700rpm a 25000ft
Potencia en altitud:
......baja: 1100hp a 2550rpm a 6200ft
......Alta: 1100hp a 2550rpm a 25000ft

Y ahora va un dibujito del motor, como suelo poner, para que el que quiera le eche un vistazo:

Imagen

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Pratt & Whitney R-1830 Twin Waps (IV)

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo.

Podemos contar, que el R-1830 estuvo disponible en varias series y subseries, demasiado farragoso para seguir, y de hecho es dificil que incluso una fuente seria haga una enumeración exaustiva. Digamos, que tenemos Twin Waps con diferntes relaciones de reducción, sobrealimentadores mecánicos de simple y doble etapa, de simple o doble velocidad; además de montajes con turbosobrealimentación (como en el B-24 Liberator); cambios de carburadores y magnetos, tipo de combustible, fabricante (P&W, Buick, Chevrolet)... Demasiadas series y subseries, repito, para ponerlas aquí.

La Pratt & Whitney especificaba, que este motor, llevado a funcionamientos de combate, no debía exceder las 350horas, 1000horas en caso de vuelos a potencia de crucero. No obstante, no tengo claro si estas horas son totales, o se refieren a funcionamientos antes de revisión general. En cualquier caso, su fiabilidada mejoró a lo largo de la Guerra, hasta que la casusa de fallo casi se redujo a una: El fallo en el cojinete maestro (que unía el cigüeñal con el bloque motor) trasero. Más de cienmil de estos motores se produjeron, en la casa matriz y en licenciadas.

Entre los aparatos a los que dió vida este motor, estuvieron el B-24 liberator (turboalimentado), el Consolidated PBY Catalina y PB2Y Coronado, Curtiss P-36 Hawk, o, por supuesto, los Douglas C-47 Dakota, el desafortunado Douglas TBD Devastator, el Grumman F4F Wildcat.

Imagen

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Pratt & Whitney R-2000

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola,

Fíjense en esta foto, que es un recorte y ampliación de otra puesta anteriormente del R-1830:

Imagen

Señalada con una flechita en rojo, podemos apreciar la separación que hay en el cárter motor, entre dos cilindros adyaccentes. En un momento dado, a alguien se le ocurrió que ese espacio podría ser aprovechado... Ampliando el diámetro de los cilindros, de 5'5 a 5'75 pulgadas (en su interior, estamos hablando). Esto suponía, de ser posible, tener un motor de mayor cubicaje y potencia que el R-1839, con sus mismas dimensiones totales, y por tanto capaz de ser montado en los mismos sitios.

Ese motor fue el Pratt & Whitney R-2000, motor que, como podreis esperar, era por lo demás idéntido a su gemelo.

Estos son sus valores, en un modelo típico:

Pratt & Whitney R-2000-7
Tipo: Motor radial refrigerado por aire, de 14 cilindros dispuestos en dos estrellas (2 x 7); con dos válvulas por cilindro (admisión y escape), en la categoría de los 1000hp.
Diametro: 5'75 pulgadas
Carrera: 5'5 pulgadas.
Capacidad Cúbica: 2.004 pulgadas cúbicas (32.8396 Litros, podemos dejarlo en 33 litros, redondeando).
Relación de reducción: 2:1
Relación de compresión: 6'6:1
Sobrealimentador: Mecánico, una etapa, dos velocidades.
Relaciones sobrealimentador:
..... Baja: 7'15:1
..... Alta: 8'47:1
Diametro del soplante o turbina del sobrealimentador: 11'30 in.
Peso en seco: 1605 lb.
Carburador: de inyección Bendix-Stromberg.
Combustible: 100/130 octanos.
Potencia al despegue: 1350hp a 2700rpm
Potencia militar: 1350hp a 2700rpm a 2000 ft
Potencias en altitud:
.... En baja relación del compresor: 1100hp a 2550rpm a 7000ft
.... En alta relación del compresor: 1000hp a 2550rpm a 14000ft.

Esta foto, pertenece a un R-2000 que se encuentra en el Museo del Aire de Madrid, en vista frontal:
Imagen

Entre los aparatos propulsados por este motor, estuvo el Douglas DC4.

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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola.

Voy a jugar a un juego, por que sí, porque me parece divertido... :carapoker: Voy a poner una serie de fotos, del R-2000 del Museo del Aire de Madrid, para examinarlo por dentro, ver cómo está hecho realmente un motor de aviación como éste; fijarme en los detalles de su funcionamiento. Pondré primero una foto general del motor destripado, y luego iremos parte por parte marcando, identificando, discutiendo (si alguien tiene ganas de discutir), las diferentes partes identificables.

Primero a partir de esta foto:
Imagen

Y luego a partir de otras que ya iré poniendo.

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P&W R-2000 destripado (II)

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Bueno, vamos con los primeros intentos.

Pongo esta foto de la parte FRONTAL del motor, de la zona de la caja reductora de la hélice.

Imagen

He marcado en amarillo, con números una serie de cosas, aunque la caja de la reductora de la hélice, está puesta en letra.

Las explicaciones que siguen, son tentativas, esto es: Que no soy ni ingeniero de motores, ni mecánico. Cualquier cosa que diga, no lo usen ustedes para reparar el motor de su coche, no admito responsabilidad ni civil ni penal al respecto :) Los números son:

1-. Corona dentada asociada al cigüeñal (esto es: su velocidad de rotación es la del cigüeñal.
2-. Brida que engarza los engranajes dentados (es visible uno, pero hay más) que cambian la velocidad angular de la corona anteriormente mencionada, con la que viene a continuación.
3-. Corona o engranaje dentado circular, asociado al eje de la hélice.

La reductora es básicamente formada por estos tres elementos anteriores, un engranaje dentado que gira con el cigüeñal, otro que gira con el eje de la hélice; y un conjunto de engrajajes "planetarios" (llamados así, por estar dispuestos circularmente alrededor del eje imaginario del motor, como planetas), que adaptan la velocidad angular de uno y otro.

Por si no os acordais de los fundamentos de mecánica, la cosa va de esta manera: Los engrajajes dentados, por estarlo, mueven sus coronas dentadas a la misma velocidad lineal, pero como esos engranajes, tiene diferentes formas y radios (y por tanto, diferente número de dientes), su velocidad angular es diferente.

Por ejemplo, si la corona del cigüeñal tiene 100 dientes, y los planetas tienen 10 dientes, la relación será de 100:10; y por cada vuelta que haga el primario, los planetas darán 10 vueltas. Si entonces la corona del eje de la hélice tiene 200 dientes, como los planetas tienen 10 dientes, por cada vuelta de la corona de la hélice los planetas darán 20 vueltas. Y en la transmisión total, por cada vuelta de la corona del secundario (hélice), la del primario dará dos. Relación de transmisión de 2:1, por tanto (por cada dos vueltas del engranaje del cigüeñal, el de la hélice dará uno).


4-. y 8-. Magneto, es el dispositivo que, también engranado con el movimiento del motor, genera las chispas electricas destinadas a las bujías situadas en los cilindros. El marcado como 4 está parcialmente seccionado, permitiendo ver parte del interior.
5-. Conducto metálico rígido, que conduce y protege los cables eléctricos procedentes de las magnetos, lo hace, en este modelo de motor, en un anillo situado por delante del bloque de cilindros.
6-. Conducciones individuales de cables electricos, protegidos por un tubo de malla metálica flexible, entre el anillo anteriormente mencionado, y las bujías situadas en los cabezales de los cilindros. Fíjense en que hay un par de estos tubos flexibles que están cortados, siendo visible el cable.
7-. Estos engranajes, pueden estar asociados a los magnetos, no estoy seguro.

Bueno, yo creo que vale para empezar a conocer las intimidades de un motor de estos.

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P&W R-2000 destripado (III)

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo:

Hoy otra foto más:

Imagen

En esta ocasión, los números indican lo siguiente:

1.- Conducción de cables electricos relacionada con los magnetos.
2.- Hueco destinado a insertar uno de los cilindros, son visibles los tetones que permiten fijar los cilindros mediante las tuercas adecuadas.
3.- Cable eléctrico hacia una bujía.
4.- Cable eléctrico hacia la otra bujía que enciende en el cilindro (eran dos las bujías que producían la chispa en cada cilindro, una bujía se insertaba en la culata del cilidro en su parte anterior, y la otra en la posterior). Lo que no veo claro es por qué parece que estos cables no están blindados con la tela metálica como la que aparece en (1).
5.- Tubo hueco por el que pasa el taqué que mueve el balancín situado en la culata del cilindro, y que a su vez abre o cierra las válvulas. En este caso, corresponde a la válvula de admisión (se nota, porque en este lado de la culata del cilindro, no hay las aletas de refrigeración que sí hay en el otro lado de la culata del cilindro).
6.- Lo mismo que en el anterior, pero en este caso relacionado con la válvula de escape.
7.- Bujía.
8.- Cilindro, con aletas de refrigeración.
9.- Esta lámina negra "baffles", que abraza el cilindro, está relacionada con el control de flujo de aire de refrigeracion alrededor del cilindro (ver más adelante en este mensaje).
10.- Tubería de inducción (por ella pasa el aire/combustible comprimido a los cilindros).
11.- Alojamiento en la culata del cilindro, de las piezas de actuación sobre las válvulas, el balancín y el eje del mismo como elementos más importantes.


La función de los baffles mencionados en el punto 9, se aprecia mejor en la foto siguiente:

Imagen

Tienen como misión, conducir el flujo de aire de refrigeración alrededor de cada cilindro, pero además repartir ese flujo de aire de modo equitativo entre los cilindros de la primera y la segunda estrella del motor.

To be continued...
.

Saludos
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo.

A ver si poco a poco puedo ir poniendo lo que falta, hasta que seais capaces de desmontar y montar un R-2000 con los ojos vendados... :carapoker:

Imagen

1: Conducción del taqué, y taqué en su interior, también seccinado para ver que es un tubo hueco (para ahorrar peso), pieza que tranfiere el movimiento de las levas del motor, al balancín que a su vez mueve las válvulas.
2: Cableado a la bujía frontal de un cilindro.
3: Bujía frontal de un cilindro
4: Cableado a la bujía trasera de un cilindro.
5: Bujía trasera de un cilindro.
6: Alojamiento de piezas móviles de la válvula de escape.
7: Alojamiento de piezas móviles de la válvula de admisión.
8: Conducción del taqué para la válvula de admisión.


Notar cómo los cables que operan las bujías, están recubiertos de goma, mientras que los dos que están cortados, aparecen como recubiertos de tela metálica, ignoro por qué; si es un artificio de la presentación de este motor, o qué.

Saludos
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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola:

A partir de la foto siguiente, voy a dejar ver algunos detalles del interior de este motor, recordemos, el Pratt & Whitney R-2000, que es representativo también de su hermano gemelo, el R-1830:

Imagen

Esta es la misma imagen anterior, pero con algunos detalles marcados.

Imagen

1: Magneto (una de ellas) encargada de distribuir las señales de encendido por las bujías.
2: Engranajes relacionados con la reducción, y el accionamiento de las magnetos.
3: No sé cómo se llama, este engranaje, si os fijais un poco a la derecha y abajo del número tres; tiene unos abultamientos, que al girar este engranaje accionan los taqués que a su vez mueven las válvulas. Como ven, el movimiento de estas válvulas, está estrechamente relacionado (por supuesto) con el movimiento de todo el tren de rodaje del motor.
4: Con el número cuatro, y un par de flechitas mal dibujadas, que señalan a un par de círculos... Se marca la unión de tres piezas (dos piezas por unión) de las que forman el bloque motor. Este no es por tanto de una pieza, sino que es obtenido uniendo varias de estas, por medio de tornillos, a lo que parece. Por supuesto, al ser el bloque motor de aluminio, y los tornillos, supongo que de acero; éstos pueden morder profundamente en el metal, consiguiendo una buena unión.

Buena unión, que posiblemente no es inmune a las fugas de aceite por irregularidades en las juntas.

Por favor, hace falta un mecánico...
5: Engranaje perteneciente al accionamiento de la turbina del compresor de aire.
6: (marcado erróneamente con un 5): espacio del blque motor.
7: Rotor del compresor de aire.
7: Uno de los tubos del sistema de distribución de aire del motor, distribuidos radialmente a partir de éste, para llevar el aire a los diversos cilindros.

Saludos
Última edición por Quinto_Sertorio el 22 Nov 2008, editado 1 vez en total.
Razón: Pongo "rotor" donde ponía "turbina".
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Válvulas del P&W R-2000

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Bueno, yo sigo con mi paranoia particular...

Hoy, vamos a empezar a ver cómo estaban dispuestas las válvulas de este motor, bastante representativo de lo que era la ingeniería de estos dispositivos en esta época, para motores radiales de dos válvulas por cilindro (lo más habitual).

Primero esta fotillo, y comentamos lo que he marcado.

Imagen

1- Con "1" marco el taqué (que va en el tubo de protección), que trasfiere el movimiento del volante de levas, al balancín que actúa sobre la válvula. Está por detrás de la culata del cilindro que estamos viendo, por tanto esta es una visión posterior del cilindro. La avertura en primer plano, es la de escape, el tubo de escape está retirado.
2- "2" marca el eje de giro del balancín, lo que ahora no estoy seguro es si estamos viendo ese eje, o el hueco del mismo en el cabezal del cilindro, pero da igual. También se aprecia el modo de fijar ese eje de giro a la culata, de modo que permita el giro, por supuesto; luego lo veremos mejor.
3- El movimiento del balancín se transmite a la válvula, por medio de una pieza empujadora, que tiene tornillo de ajuste, o que és un tornillo de ajuste. Lo pongo en negro: Esta pieza con tornillo de ajuste (la rosca está en el extremo del balancín), sirve para ajustar finamente la distancia entre esa pieza y la válvula, de modo que la apertura y cierre de ésta esté más ajustado. Esta es una tarea típica y tópica del ajuste del funcionamiento de estos motores. Incluyendo en operaciones militares.
4- Muelle de recuperación de la válvula, de modo que tras empujar el taqué al balancín, y este a través de la pieza de ajuste a la válvula, el muelle hace que ésta vuelva a su posición natural, que es la de cerrado, ojo.
5- Aquí se ve, la válvula de escape, cortada, y hueca.


En la siguiente fotografía vemos otras cosas...

Imagen

1 Instalación y cableado de la bujía posterior del cilindro.
2 Nuevamente, eje de giro del balancín.
3 Vista externa de la fijación del eje de giro del balancín, a la culata del cilindro.
4 Muelle recuperador de la válvula.
5 Válvula de escape cortada, hueca.
6 Conducto de admisión, de aire procedente del compresor.

Algunos comentarios adicionales:

Quiero resaltar, que aunque la válvula de escape ha sido cortada, como preparación típica que se hace en los museos para mostrarla "al personal", y aparece hueca, en la realidad la válvula de escape estaba rellena de SODIO. Puesto que las propiedades físicas del sodio lo hacían idóneo para refrigerar estas válvulas de escape, que como podreis comprender, estaban en una zona particularmente caliente del motor.

Fíjense en la típica forma en Y de las culatas de estos cilindros, para posibilitar una cámara de combustión hemisférica (redondeada por arriba), más eficiente por varias razones, incluyendo una mayor eficacia de las chispas proporcionadas por las dos bujías.

Recordar, que estas válvulas pertenecen a un motor del Museo del Aire de Madrid, de visita MUY recomendable.

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Válvulas del P&W R-2000 (II)

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Bueno, pongo otras dos fotos, esta vez sin numeritos, para que tengais clara la construcción del sistema de apertura y cierre de las mismas.

Imagen

En la foto anterior, fíjense en la forma del balancín (cuyo eje, efectivamente está presente, apreciándose el modo de fijarlo a la culata del cilindro), y sobre todo en la pieza con tornillo de ajuste, que transmite el moviliento del brazo del balancín, a la válvula. Ese tornillo era... ¡atornillable! :)



En esta otra foto que sigue, sólo merece la pena fijarse en la valvula cortada, y cómo cierra la cámara de combustíon del cilindro. Yo creo que con esto ya está más o menos claro el asunto. Si alguien tiene alguna duda, que me pregunte... :roll:

Imagen

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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Y esta otra foto, así, bien grandota, para que veais los intestinos del Motor, del Pratt & Whitney R-2000, fijaos, no lo marco en la foto, pero fijaos en que el bloque motor está montado de tres grandes piezas de aluminio, fijadas mediante pernos, algunos de los cuales tienen cabezas con abrazaderas para poder levantar el motor tirando de ellas...

Imagen

El color rojo indica metal cortado, para poder ver, y el naranja, también, pero de piezas que se añaden posteriormente.

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Re: Motores norteamericanos de aviación, SGM

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Pongo la última foto del R-2000 del Museo del Aire de Madrid (tengo más, pero ya es excesivo).

Esta vez, es por el lado de su perfil "bueno", el motor que aparece al fondo a la derecha, es un Bristol Hércules británico.

Imagen

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Wright cyclone 9 R-1820

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Bueno, pues nos vamos "a la competencia".

Si estos post pasados habíamos hablado del Pratt & Whitney R-1830 y R-2000. Ahora pasamos a hablar del...

Wright R-1820 Cyclone.

O tal vez habría que hablar más rugurosamente del Curtiss-Wright R-1820. La empresa que fabricó este motor, tuvo su origen en la firma creada por los Hermanos Wright en Estados Unidos en 1909, y que se llamó originalmente Wright & Co. Ésta se fusionó con la Glenn L. Martin Company en 1916 para formar la Wright-Martin Aircraft Corporation; aunque Glenn Martin renunció 1917. La compañía fue entonces renombrada Wright Aeronautical en 1919.

Tras la fuga de varios ingenieros (ya comentada) en 1924 para formar la Pratt & Witney. Wright Aeronautical se fusionó con la Curtiss Aeroplane and Motor Company en julio de 1929 para formar la empresa Curtiss-Wright Corporation; que, si no estoy muy equivocado (cosa probable) aún existe, aunque reducida a un segundo plano.

El motor que nos ocupa, el R-1820, fue entró en produccion en 1931, y fue producido hasta los años 50, todo un prodigio. Fue producido por su casa matríz, y también en varios fabricantes licenciados, o no licenciados, entre ellos; son de destacar los producidos en la URSS bajo el apellido Shvetsov, y que propulsaron por ejemplo, a los famosos I-15 e I-16. Y en su propio país de origen, entre otros muchos modelos, propulsaron a los B-17 o Douglas Dauntless.

Antes de entrar de lleno con este motor, os ruego que os fijeis en el nombre, y recordeis que la cifra (1820), representa el cubicaje del motor, en pulgadas cuadradas. Daos cuenta que ese cubicaje es virtualmente idéntico al de su competidor de la P&W, el R-1830... prácticamente la misma capacidad, pero toda una distancia en cuanto a diseño; ya que el de la P&W era un doble estrella de 14 cilindros, mientras que éste de la Wright era un nueve cilindros en estrella simple. Lo que lo hacía más corto, algo más ancho, más ligero, y con una relación peso potencia ligeramente superior. Además de más sencillo.

Pero estas diferencias de diseño entre uno y otro, tenían una importancia mayor por otra razón: la diferencia que implicaba entre diámetros y carreras de los cilindros. El R-1830 tenía cilindros más pequeños, con menor carrera y diámetro, lo que implica una cierta capacidad para tener mayores RPM, y desarrollar el pico de potencia en un número de RPM mayor. Mientras que los cilindros del R-1820, más grandes, con mayor carrera, tienden a desarrollar un mayor torque (fuerza de rotación) a menos revoluciones por minuto. Un vistazo a las especificaciones de uno y otro nos dice que el R-1830 tenía el pico de potencia sobre los 2100rpm y el R-1820 a las 1500rpm (dependiendo todo de la versión).

Realmente las ventajas y desventajas de uno u otro se compensaban, de modo que la elección no estaba clara: Boeing opto por el R-1820 para el B-17, Consolidated optó por el R-1830 para el B-24... Cuestión de gustos, prioridades o disponibilidades.... (Y algún que otro trapo sucio por ahí suelto)...

El diseño de este motor se basó en los modelos previos Whirlwind y Cyclone R-1750, sobre los que se habían hecho mejoras. Tras la unión Wright-Curtiss se diseño finalmente el nuevo modelo, con una capacidad cúbica de 1823in^3, designado por ello R-1820.

Pongo una foto sacada de la wikileches, y próximamente empezamos a hablar de su desarrollo e historia.

Imagen

http://en.wikipedia.org/wiki/Curtiss-Wright
http://en.wikipedia.org/wiki/Wright_Aeronautical
http://en.wikipedia.org/wiki/Wright_R-1820
http://www.warbirdforum.com/cyclone.htm


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Wright cyclone 9 R-1820 (II)

Mensaje por Quinto_Sertorio »

Hola de nuevo.

Prosiguiendo con este motor, el R-1820...

Los primeros modelos, fueron interinos, a la espera de conseguir un diseño que pudiera considerarse definitivo. La primera serie "definitiva" de este motor, fue la 1820E (en denominación del fabricante) ó 1820-1 (denominación de servicio o militar); Tenía una relación del sobrealimentador de 8'74, y una relación de compresión de 5'1:1 (relativamente baja, como ven); proporcionaba una potencia un tanto rácana de 575 cv. Otros modelos "E" diferían en poco de éste ejemplo.

En 1935, aparecieron las series F (por ejemplo: R-1820-F1 ó R-1820-13; que es lo mismo), ya considerables como motores exitosos. En primer lugar se caracterizaban por un reforzamiento de la estructura, con el fin de aguantar mayores potencias previstas. Los cilindros estaban formados por un bloque de acero nitrificado, en el que se insertaba mediante tornillos la culata de aluminio que incorporaba dos válvulas por cilindro, y protectores para balancines incorporados. La biela maestra tenía una abrazadera sólida que accionaba el cigüeñal, tenía 8 uniones articuladas a las que se unían las bielas de los restantes cilindros. El bloque motor estaba formado por dos secciones, en el plano de los cilindros. Y usaba un sobrealimentador con rotor de 11pulgadas, con un carburador Stromberg montado en el encapsulado del sobrealimentador.

Las series F, tenían una potencia de entre 660 y 715hp a nivel del mar, usando combustible de 87 octanos; aunque podía variar según el combustible usado (80, 87 ó 73 octanos). Siempre con el sobrealimentador de una velocidad, con una relación de 5'95:1. Pero con diferentes relaciones de compresión, debidas a diferentes diseños de los pistones (cada uno, adaptado a un octanaje), que eran absolutamente intercambiables. Es decir, el motor podía operar con diferentes octanajes, siempre y cuando se cambiaran los cilidros.

Además, la sobrealimentación también era variable, cambiando los engranajes que movían el rotor. Estaban disponibles tres relaciones, la 5'95:1, 7:1, y 8'3:1. De modo que se podían cambiar tres tipos de cilindros y tres relaciones de sobrealimentador. Por su lado la relación de reducción de la hélice era de 8:5 y 16:11; según el modelo de la reductora.

Las siguientes series, fueron las G de 1937.

Eran éstas una evolución de las F, con un refinamiento general, que por ejemplo daba una relación pero/potencia mejorara de 1'07 lb/hp. Además, las aletas de refrigeración de los cilindros fueron rediseñadas, de modo que el área efectiva de refrigeración paso de 1000 a 2800 pulgadas cuadradas; lo que junto con un rediseño de los baffles, proporcionaban mejor refrigeración y también menos resistencia aerodinámica. También hubo mejoras en el sistema de lubricación. Todas estas mejoras permitieron aumentar la potencia a 1000 hp.

El sobrealimentador era en general idéntico al de los modelos F. Y se aumentaron las opciones en los engranajes que movían el rotor, de modo que la relación de movimiento de éste tenía 6 posibilidades de actuación; que iban de 5'95:1 a 10:1. Lo que unido a las mejoras en la culata del cilindro, en los conductos de admisión originaban una mejor eficiencia volumétrica. También hubo cambios menores en otras partes, como el cigüeñal, que incorporó mejores amortiguadores de vibraciones.

Estas series G, fueron las mayoritariemente empleadas en los aparatos que intervivieron al inicio de la Segunda Guerra Mundial.

To be continued....
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