Declaración de sistemas y prefijos utilizados.En la siguiente tabla se indican los prefijos utilizados en este informe

con sus respectivos símbolos y abreviaciones en escala 10 ^n , donde n, es un

numero entero.

Prefijo Símbolo 10^n

Mega M 10^6

Kilo K 10^3

deci d 10^-1

centi c 10^-2

mili m 10^-3

Tabla 1. Prefijos

En la siguiente tabla se indican los sistemas dimensionales utilizados en

este informe con sus respectivos símbolos y abreviaciones.

Unidad Medida(s) (Sistema Inglés)

Símbolo Medida(s)(S.I)

Símbolo

Distancia Pulgada Pie

Milla

in ‘’ftmi

Metro m

Tiempo Segundo s Segundo s

Velocidad Revoluciones por minuto

Millas por hora

rpm

mi/h mph

Revoluciones por minuto

Kilómetros por hora

rpm

km/hkph

Fuerza libra-fuerza lb-f Kilogramo fuerzaNewton

kgN

Área Pulgada cuadrada

in^2 Metro cuadrado m^2

Presión Pression square inch

PSI Pascal Pa

Potencia Caballos de fuerza

HP Kilowatts KW

Posición angular

Horario de las manecillas del

**##:## Horario **##:##

reloj ** Donde # representan números enterosTabla 2. Sistemas de medición de unidades

FormularioA continuación se expresará un formulario conteniendo las fórmulas básicas

utilizadas en el informe con sus respectivos símbolos y sistema de unidades.

1. Área de un círculo.A=π· r2

Donde :A=Área del círculo [¿2 ]r=radio [¿] π=3.1415

2. Volumen de un cilindro.V=π· r2· l

Donde :V=Volumen [¿3 ]r=radio [¿ ]

l=alturaocarreradel émbolo [¿]

3. Ecuación de Plank.

HP= P·L·A·N·K33000

Donde :HP=Potencia L=carrera delémbolo [¿ ] A=Area [¿2]N=Revoluciones por minuto [rpm ]K=Número decilindros

4. Relación de número de cilindros.

K=Qq

Donde :K=Número decilindrosQ=Volumen decámaradecombustión [¿3]q=Volumende cadacilindro;q se consideraaunaprox .de90¿3

Introducción

Un motor turbocompound es un motor radial utilizado en el siglo XX, siendo mas específicos, entre las décadas de 1940 y 1960, que en si era un motor radial (en general de 18 cilindros) pionero en la característica de tener un diseño tal que puede recuperar pérdidas a través de gases de escape reutilizados y retransmitir esta energía directamente al cigüeñal, esto con una mínima alteración en el peso del motor, convirtiéndolo en uno de los mas eficientes que se hubiesen diseñado dentro de las 2 décadas de su producción. Dentro de sus principales diseños, se destaca el motor Wright R-3350, primero en ser probado en vuelo, el cual fue de los últimos diseñados por la compañía WAD en el campo de la aeronáutica, dentro de las especificaciones técnicas cabe señalar su principal característica que es la de recuperación de pérdidas, la cual hace recuperar hasta un 20% de las pérdidas registradas.

Un motor Turbo-Compound (turbo-compuesto) es un motor alternativo que emplea una turbina para recupera la energía de los gases de escape, la turbina está normalmente conectado mecánicamente al cigüeñal, la turbina aumenta la salida del motor sin aumentar el consumo de combustible, reduciendo así el consumo específico de este."Blow-down" describe cualquier proceso en el que se permite que el gas a alta presión pueda expandirse a través de una válvula de presión más baja y sin hacer el trabajo durante el proceso. Las válvulas "Blow-off" de las calderas de vapor hacen esto; también lo hacen las válvulas de cualquier motor alternativo. Normalmente, ya que ningún trabajo se lleva a cabo en el golpe hacia abajo, toda la energía del vapor o gas se desperdicia. Sin embargo, en el proceso de blow-down desde una presión de aproximadamente 200 psi en el interior del cilindro de ciclón en la apertura de la válvula a la presión casi atmosférica de un tubo de escape, los gases salen del cilindro a velocidad sónica, o aproximadamente 2200 ft/s en medio de la temperatura del gas de escape. El Turbo-Compound utiliza este gas de alta velocidad para impulsar una turbina de impulso, que funciona mediante la absorción de parte de la energía velocidad del gas sin imponer contrapresión en los cilindros.Las aeronaves mas destacadas que llegaron a emplear un motor turbocompound fueron utilizadas inicialmente para usos militares dentro de la Segunda Guerra Mundial e inclusive en la guerra de Corea, dentro de los cuales se encuentran el Boeing B-17 Flying Fortress, Lockheed Constelation, Douglas DC-7C y Napier Nomad II. Estas aeronaves fueron encontradas muy eficientes en cuanto a costos de mantenimiento y funcionalidad , motivo por el cual fueron producidas en masa durante periodos de guerra para ser usados como transportes y bombarderos, como por ejemplo, aviones Boeing-B17 (con motor turbo compound) fueron utilizados para soltar las 2 bombas atómicas de Hiroshima y Nagasaki; fuera de usos militares, centrándose en los aviones Douglas y Lockheed Constellation fueron empleados como transportes comerciales intercontinentales, sin embargo su producción finalizo a finales de los años 50 debido a que se inclinó el interés hacia los nuevos diseños turboprop y turbojet, convirtiendo los motores turbo compund en algo obsoleto

Origen

Desarrollo

Se trataba de un motor que introdujo nuevos conceptos de economía de

motor y desempeño para el operador del motor del avión, ofreció un aumento

directo de la potencia del motor y la economía en todo el rango operativo completo

sin introducir problemas de desarrollo de motores básicos adicionales, su

simplicidad eliminaba la necesidad de atención del piloto o ingeniero de vuelo

adicional en cualquier momento, a este motor lo llamaron Turbo-Compound.

Los cilindros son relativamente inconscientes de la existencia de las

turbinas y actúan como si los gases estuviesen siendo dados de alta a las pilas de

chorro. Las turbinas se denominan turbinas blow-down, ya que la alta velocidad de

los gases que utilizan proviene del gas que sopla hacia abajo a través de la

válvula de escape.

Las pruebas iniciales se realizaron utilizando una sola turbina unido a un

motor de nueve cilindros radial. Poco después, el motor de cilindros de primera

escala de 18 cilindros fue construido. Este motor utiliza seis unidades de

recuperación de energía, pronto se descubrió que se ahorraban más de 200 lb de

peso y se podría recuperar la energía perdida por los tubos de escape siameses, y

reducir el número de turbinas a tres.

Allison, Pratt & Whitney y Napier todos realizarón el trabajo de desarrollo

con el concepto Turbo-Compounding. Sin embargo Wright fue el único fabricante

de motores de aviones para poner un motor Turbo-Compound en producción.

Se produjeron muchos modelos Turbo-Compound el más potente y de bajo

consumo de combustible fue el motor R-3350

Motor Wright R-3350

Historia

En 1942 WAD inició estudios sobre métodos de recuperación de

energía. Un motor de nueve cilindros Wright Cyclone equipado con un solo

PRT se utilizó para la prueba inicial. Un diseño final, patrocinado por la

Oficina de Marina de Estados Unidos de Aeronáutica, fue aprobada en el

verano de 1946.

La primera prueba de vuelo del motor de 18 cilindros Turbo

Compound se hizo con el motor de prueba instalado en la nariz de un

Boeing B-17.

Boeing B-17 Flying Fortress

Una prueba oficial de aprobación vuelo de 50 horas se completó en

octubre de 1949. Se completó la prueba de la Marina de clasificación de

150 horas en enero de 1950.

Aero engines world enciclopedia

La primera producción Turbo Compound R-3350s fue entregada en

marzo de 1950. En un principio todos los TC R-3350s Turbo eran para el

ejército estadounidense. Los motores Turbo compound comerciales no se

produjeron sino hasta enero de 1952.

Aero engines world enciclopedia

Wright tenía planes para desarrollar aún más el Turbo Compound R-

3350. Para el funcionamiento a gran altitud se habría añadido un compresor

turbo. Este turbocompounded, motor turbosupercharged mantendría el

poder el nivel del mar a 30.000 pies.

Con la llegada de la segunda guerra mundial, as cosas cambiaron

dramáticamente en 1940 con la introducción de un nuevo contrato por el

USAAC para desarrollar un bombardero de largo alcance capaz de volar

desde los EE.UU. a Alemania con 20.000 libras (9.000 kg) carga de

bombas. Aunque más pequeño que los diseños del bombardero D que

llevaron a la XB-19 Douglas, los nuevos diseños requieren más o menos la

misma cantidad de energía. Cuando diseños preliminares fueron devueltos

en el verano de 1940, tres de los cuatro diseños se basaron en la R-3350.

De repente, el motor fue visto como el futuro de la aviación del

ejército, y serios esfuerzos para lograr que el diseño en la producción

comenzaron.

En 1943 el último desarrollo del nuevo programa de bombardero, el

Boeing B-29, estaba volando. Los motores mostraron una tendencia

alarmante ya que los cilindros traseros tendian al sobrecalentamiento, en

parte debido a la separación mínima entre los deflectores del cilindro y la

capucha. Una serie de cambios se introdujeron en la línea de producción el

Superfortress con el fin de proporcionar más refrigeración a bajas

velocidades, la aeronave inició su uso operacional en el Pacífico en 1944.

B-29 en vuelo Esta imagen o archivo es un trabajo de un aviador o empleado de

la Fuerza Aérea de los Estados Unidos de América

Después de la guerra, el sistema Turbo-compound fue desarrollado

para ofrecer una mejor eficiencia de combustible. En estas versiones, se

insertaron tres turbinas de recuperación de energía ( o PRT).

Los PRT recuperaron aproximadamente el 20% de la energía de

escape (alrededor de 450 HP); se tienen registros de que en 1951 se

pusieron en servicio los aviones Super Constelation L-049, los cuales

estaban propulsados por cuatro motores turbocompund; fueron los primeros

aviones comerciales que utilizaron este sistema propulsivo.

A TWA Lockheed Constellation over Paris. (Unattributed)

Posteriormente en mayo de 1953 voló por primera vez el Douglas

DC-7 compuesto por 4 motores turbocompound, su fabricación finalizó en

1956.

Link: Douglas DC-7 Takeoff:

******

Actualmente, a excepción de unos pocos aviones convertidos o

adaptados para lucha contra el fuego, la mayoría de los aviones con motor

TC18 se han quedado fuera de funcionamiento. Neptune Aviation Services

Missoula, Montana opera algunos de estos modelos , ya convertidos.

Especificaciones

El motor Wright R-3350 es un motor radial estático de 18 cilindros en

doble fila de uso aeronaútico que tiene un volumen de 3350 in^3 y una

potencia de 3750 HP de arranque cuando usaba los combustibles

disponibles durante sus años de uso (1940 a 1960), dentro de sus

diferentes modalidades, el motor turbocompund fué el mas potente y

eficiente dentro de los modelos Wright R-3350.

Para construir un motor turbocompound R-3350, Wright mejoró un

modelo póstumo al utilizado durante la segunda guerra mundial y unió 3

PRT ( Power Recovery Turbines) separadas por un ángulo de 120º de

intervalo alrededor de la parte trasera del motor. Cada PRT es dirigido por

los gases expulsados de 3 cilidros frontales y 3 cilindros traseros; la

potencia es transmitida al cigüeñal a través de un acoplamiento de fluidos;

la operación de los PRT es completamente automática

La introducción del turbocompound agrego un aproximado de 550 HP

a la potencia de arranque y 240 HP en cruise (comparándolo con modelos

similares sin el aditamento del turbocompund; sin embargo el agregar éste,

significo un incremento de 500lb en el peso del motor.

Los motores turbocompound WAD R-3350 son designados por los

primeros 3 digitos de especificación numérica, seguidos por un TC18 y

finalizando con la designación de serie; el primer motor comercial que

aplicó este diseño fue designado 972TC18DAI; mientras que el primer

diseño militar es designado R-3350-3OW, o bién 856TC18DAI; cuando

TC18 es un término utilizado como referencia al motor Wright Turbo

Compound R-3350.

Turbocompounded and Turbosupercharded R-3350 Carl Kuhns

TC9J2, a Turbocompounded R-1820 Offered in the Early 1950s.

Peso

El peso en “seco” de las designaciones TC-18 tienen un rango entre 3445 y

3775 lb dependiendo del modelo; como por ejemplo, el último modelo designado

TC18EA fue el mas pesado, la longitud del motor es 89.5’’ y tiene un diámetro

medido de 56.6’’.

Cuerpo

Está compuesto por múltiples secciones maquinadas puestas en conjunto;

éstas secciones en orden de la parte frontal a la trasera son:

*Caja del cigüeñal en la parte frontal, sector central general, camara de leva y tapa

supercharger trasera.

TC-18 Exploded View

TC-18 Longitudinal Cross Section

La caja del cigüeñal (la cual cubre el cigüeñal y los cilindros) son

maquinados con aleaciones de acero; mientras que las secciones restantes del

motor son maquinadas con aleaciones de magnesio; la parte frontal de la caja del

cigüeñal (conocida como nariz) contiene un diámetro de 4.5’’ de S.A.E. #60 en el

eje del porta hélice cuyo eje se porta en 2 rodillos rotativos, de los cuales, uno

lleva las cargas de empuje y uno lleva las cargas radiales.

El revolucionado (rpm) del cigüeñal es reducido por un engranaje de

reducción localizado en la caja de la nariz cuyo radio de reducción es de 0.4375:1,

traducido, por cada 16 revoluciones del cigüeñal, la propela del eje gira 7

revoluciones.

Otros componentes localizados dentro del caja de la nariz son la cámara

frontal y el balance de los mecanismos relativos al peso; el anillo de la cámara

contiene 2 vias, uno para las válvulas internas y otro para las externas, cada via

contiene 4 lóbulos que giran a 1/8 de la velocidad del cigüeñal;un contrapeso que

gira al doble de velocidad del cigüeñal también está instalado aquí; este

contrapeso es necesario para ayudar a evitar vibraciones de segundo orden; otro

dispositivo ubicado dentro de la caja de la nariz, un torquímetro, una herramienta

muy útil para el manejo del motor en vuelo, ya que brinda una auténtica medida de

HP en la propela del eje.

Dos distribuidores de ignición de baja tensión fueron montados

externamente en la caja de la nariz, estos están localizados en una posición

aproximada de entre 10 a 12 horas ( en posición ante las manecillas del reloj), en

cuya posición de las 12 horas, se encuentra un pad para montar un gobernador a

la propela; enfrente de este se encuentra una sección diseñada para montar un

anillo de elevación.

Cárter y Oil.

El conjunto de cárter de aceite delantero esta aderido a la posición de 6

horas con respecto a la caja de la nariz. Dos bombas están situadas en el

sumidero frontal, la primera y mas pequeña recolecta aceite del cilindro mas bajo;

la bomba frontal recolecta el aceite de la parte frontal y frontal principal que en

conjunto con la primera bomba lo envía por medio de una línea externa a la

bomba trasera. Una bomba localizada en esta bomba trasera regresa el aceite a si

tanque.

Acerca de los materiales utilizados para el cárter se componen de cuatro

elementos forjados y mecanizados de acero atornilladas entre si, las cuales son:

Parte delantera

Central media delantera

Central media posterior

Posterior

El eje de las filas de cilindros forman líneas de separación entre las partes

traseras de las secciones del carter delantero y central delantero, y asu vez de un

centro de media y trasera.

El cárter de aceite trasero está situada en la parte inferior de la carcasa

trasera del sobrealimentador. Este cárter de aceite posterior contiene dos bombas

de aceite. La bomba de recuperación posterior recoge aceite de la sección trasera

del motor y de la bomba de barrido frontal y devuelve este aceite a un depósito de

aceite externo. La bomba de presión toma aceite del tanque de aceite y envía

aceite a través del motor para lubricar y componentes de motores internos a baja

temperatura. Una válvula de alivio de presión regula este aceite a 70 ± 5 psi

durante la configuración de crucero y de alta potencia. Ambos colectores de aceite

delanteros y traseros tienen tapones de drenaje magnéticos y coladores petróleo

extraíbles. Una válvula de retención en el lado de entrada del colector de aceite

trasera impide el flujo de aceite a presión por gravedad desde el depósito externo

de aceite cuando el motor no está funcionando.

Cigüeñal.

El cigüeñal esta construido de tres piezas; una sección central de dos tiros

que acomoda los planos delanteros y traseros obteniendo barras maestras

delanteras y traseras. Las bielas están unidas a sus respectivas baras maestras

por medio de pasadores.

El lanzamiento del cigüeñal es de 180º y tiene un golpe de 6.312’’. Los

brazos de la manivela frontal y posterior se sujetan a la sección central del

cigüeñal por medio de tornillos fijadores.

Las barras principales y bielas son del tipo de viga denominada “I” en lugar

del tipo “H-beam” (de uso mas común). Cada red del cigüeñal tiene un contrapeso

de bronce dinámico seccionado en 2 piezas, el cual está montado en los pernos

flotantes; su propósito es compensar la masa rotativa y de movimiento alternativo

al conectar conjuntos de barras y pistones. El montaje mediante pernos produce

un amortiguador de vibraciones sintonizadas que a su vez reduce la vibración

torsional del cigüeñal.

La extensión del cigüeñal delantero tiene estrías externas y una tuerca de

retención y engrana con el engranaje de accionamiento de la reducción de la

hélice; mientras que la extensión del cigüeñal trasero está estriado y se acopla al

engranaje accionado del cigüeñal que recibe energía de los PRT internamente.

Cilindraje.

Los cilindros están numerados con respecto a la vista posterior del motor; el

número 1 es el cilindro mas alto de la fila trasera; mientras que el cilindro 2 es su

semejante de la fila delantera, así de esta manera los números siguen esta

tendencia en sentido horario , siendo números impares los de la fila trasera y

pares los de la delantera.

El orden de encendido del motor conforme a lo establecido en numeración

es el siguiente:

1 - 12 - 5 - 16 - 9 - 2 - 13 - 6 - 17 - 10 - 3 - 14 - 7 - 18 - 11 - 4 - 15 - 8.

Cada conjunto de cilindros pesa 55 lb y está adherido a la caja del cigüeñal

con 21 tornillos de cabeza; el cilindro es una construcción aeronáutica , enfriada

con aire, con un barril de acero roscado en una cabeza de aluminio; cabezas

maquinadas que tienen aletas de refrigeración reemplazables.

El diámetro del cilindro es de 6.125’’; los cilindros frontales y traseros no

son intercambiables entre si, ya que los frontales empujan las varillas hacia

delante mientras que los delanteros están orientados hacia atrás.

Dos inserciones de acero inoxidable se atornillan en la parte delantera y

trasera de la cabeza para las bujías. Una inserción de latón se atornilla en la parte

delantera de la cabeza para instalar una tobera de inyección de combustible.

Estas inserciones se fijan en la cabeza con un alfiler impulsado a través de la

inserción y la cabeza. En la parte trasera de la culata, ligeramente por debajo del

orificio de la bujía está un adaptador para un termopar.

Los pistones de aluminio forjado tienen cinco ranuras de anillo con una de

las ranuras situadas por debajo del orificio del pasador del pistón. Los pistones

son únicos en que el pasador del pistón solo puede insertarse desde un lado. Una

vez insertado el pasador del pistón es detenido por un hombro mecanizado en el

orificio del pasador del pistón. Sólo entonces se requiere un pistón clavija de

retención por pistón.

Sobrealimentador y carburador.

El alojamiento de leva y empujador trasero están unidas a la sección trasera

del cárter y alberga un anillo de leva para la fila de los cilindros traseros junto con

un contrapeso de segundo orden trasero.

La carcasa del sobrealimentador frontal está unida a la carcasa de leva y al

empujador trasero. Tres montajes maestros se proporcionan para los PRT y nueve

tubos de inducción emanan de la carcasa de sobrealimentación delantero. Cada

tubo de inducción se bifurca y se alimenta de un cilindro frontal y de uno de fila

trasera. La presurización de estos nueve tubos de inducción es un

sobrealimentador accionado por motor con un impulsor de 13,5 "de diámetro

alojado en la carcasa frontal del sobrealimentador y accionado por un tren de

engranajes planetarios primarios y secundarios. Este tren de engranajes da al

ingeniero de vuelo una opción de dos velocidades para impulsar la turbina de

sobrealimentación. La baja velocidad del ventilador impulsa la turbina de

sobrealimentación en 6,45 veces el número de revoluciones del cigüeñal; mientras

que una alta velocidad del ventilador es 8,67 veces el número de revoluciones del

cigüeñal. Generalmente el motor permanece en baja ventilación a menos que la

aeronave este siendo operada a altitudes por encima de 12.000 pies. A mayor

altitud se selecciona alto soplado. Montado en la parte superior de la carcasa

trasera de sobrealimentación es o bien una unidad de medición de inyección de

combustible o un carburador de inyección En usos militares, se utilizó

generalmente un carburador de inyección de más de un sistema de inyección de

combustible del cilindro directo. Motores militares habían instalado ya sea un

carburador Ceco (Chandler Evans) 58CD-11 o un carburador, Bendix Stromberg

PR-58TI.

Un carburador de inyección de combustible lo introduce dosificado en el

rodete sobrealimentador donde se mezcla con el aire y es forzado en los cilindros.

El sistema de inyección directa de combustible del cilindro tiene más partes y es

más complicado que un carburador de inyección.

Fuel.

El sistema de inyección de combustible del cilindro directo que empléa

algunos TC18s consiste en un control maestro, dos bombas de inyección, 18

líneas de inyección de combustible y 18 boquillas de descarga individuales. El

control maestro, un Bendix PR-58-52, utiliza la misma base de montaje como un

carburador de inyección. El control maestro suministra el combustible medido a las

dos bombas de inyección. Las dos bombas de inyección están montados en cada

lado de la carcasa trasera sobrealimentador. La bomba derecha suministra los

cilindros bancarios delanteros. La bomba izquierda suministra los cilindros del

banco trasero. Las bombas de inyección Bendix D9H1 inyectan combustible a 500

psi durante cada carrera de admisión de los cilindros.

Si el motor está equipado con inyección de anti-detonación (ADI) la bomba

de agua, regulador de agua y líneas de inyección se encuentran en la zona del

control maestro o carburador de inyección. El fluido A.D.I. se inyecta en el motor

derecho debajo del control de carburador o maestro.

La cubierta trasera de sobrealimentación se fija a la carcasa trasera del

sobrealimentador con un anillo de tuercas alrededor de su circunferencia exterior.

Provisiones para diversas unidades de accesorios se encuentran en la cubierta

posterior de sobrealimentación.

Ejemplos de estos accesorios impulsados son bombas de combustible,

bombas hidráulicas, compresores de cabina, generadores eléctricos y

generadores tacómetro.

Arranque

El arrancador del motor está situado en el centro de la cubierta trasera de

sobrealimentación. El Bendix Scintilla DLN-9 magneto está montado en la parte

central superior de la cubierta trasera sobre alimentador. El magneto conducido a

9/8 veces la velocidad del cigüeñal es una parte del sistema de encendido de alta

altitud de baja tensión. Otros componentes de la ignición son un conducto eléctrico

del magneto a los dos distribuidores de caja "nariz".

El distribuidor izquierdo dispara las bujías traseras en cada cilindro, mientras que

el distribuidor de la derecha dispara las bujías delanteras. Una corriente de bajo

voltaje se transmite desde los distribuidores para montar la cabeza del cilindro de

transformadores elevadores; los cuales elevan la tensión a un nivel que hará saltar

la brecha de la bujía.

Clever design of the low-tension ignition system features fully redundant

electrical paths from a single 9-cylinder dual magneto. Spark advance was

eventually removed from all models.

 

Commercial TC18 Engine Installations

WAD Model

Take-off 

BHP

Airplane

Installations

Remarks

972TC18DA1

972TC18DA2

3,250 DA1 Lockheed

1049 B, C, E

DA2 Douglas

DC-7

First commercial

turbocompound, DA1

and DA2 differ by

installation provisions

972TC18DA3 3,250 Lockheed1049E

1049B

Identical to

972TC18DA1 except

for incorporation of

increased capacity

main bearings,

improved pistons, and

improved PRT cooling

air impellers

972TC18DA4 3,250 Douglas DC-7B Identical to

972TC18DA2 except

for incorporation of

increased capacity

main bearings.

Improved pistons, and

improved PRT cooling

air impellers.

988TC18EA1

988TC18EA3

3,400 EA1

DouglasDC-7C

EA3

Lockheed1049

G

1049H

Features of 988TC18

EA1, EA3 include

4,000 HP reduction

gear, strengthened

crankcase, improved

cylinders and pistons,

improved PRT and

rear section

components for added

durability.

988TC18EA2 3,400 Lockheed 1649 988TC18EA2 is

similar to

988TC18EA1 and

988TC18EA3, except

reduction gear ratio.

988TC18EA2 has steel

cam and tappet

housing, which is an

integral part of the

crankcase.

988TC18EA4 3,400 Douglas DC-7C 988TC18EA4 is

similar to

988TC18EA1, except

for improvements

which permit

increased cruise

power.

988TC18EA5 3,400 Lockheed 1649 988TC18EA5 is

similar to

988TC18EA2, except

for improvements

which permit

increased cruise

power.

988TC18EA6 3,400 Lockheed 1049

G, H

988TC18EA6 is

similar to

988TC18EA3, except

for improvements

which permit

increased cruise power

981TC18EA1 3,700 Canadair CL-28 981TC18EA1 differs

from 988TC18EA1

and 988TC18EA3, in

that it has water

injection provisions.

Source: Operations Engineers Handbook Section 3

 

Military TC18 Engine Installations

Military Designation WAD Model Take-

offB.H.P.

Airplane

Installations

Remarks

R-3350- 30W 856TC18DA1 3,250 LockheedP2V-

4, -5, -6

Impeller

injection.

Manifold

pressure

regulator.

R-3350-30WA

R-3350-36W

856TC18DB1

856TC18DB2

3,500*

3,250

Lockheed

P2V-4, -5, -6, -

6B

Impeller

injection. No

manifold

pressure

regulator. Water

injection, 

R-3350-36W

has drilled

turbine wheel.

R-3350-32W 878TC18EA1 3,700* Martin M270,

P5M-2

Lockheed

P2V-7

Impeller

injection, water

injection.

R-3350-34 872TC18DA1 3,250 Lockheed RC-

121D, R7V-1,

WV-2, WV-3,

C-121F, WV-

1, C-121C,

RC-121C

Direct fuel

injection.

Internal

torquemeter

line.

Commercial

equivalent is

972 TC18DA1.

R-3350-38 932TC18EA2 3,400 Lockheed C-

121, W2V-1

Commercial

equivalent is

988TC18EA2. 

Direct fuel

injection.

R-3350-85 868TC18DB1 3,500* Fairchild C- Impeller

R-3350-89 868TC18DB2 119E, F, G

Fairchild

R4Q2

injection, water

injection. R-

3350-89 has

drilled turbine

wheel.

R-3350-91 923TC18DA1 3,250 Lockheed C-

121C, RC-

121C, RC-

121D

R-3350-91 is a -

34 with manual

spark advance,

 

* = Wet Rating

Source: Operations Engineers Handbook Section 3

 

 

Production of Military TC18 Engines

WAD Model Military Model Number built Production period

856TC18DA1 R-3350-30W 559 3/50 – 12/51

856TC18DB1 R-3350-30WA

R-3350-30WB

1,348

61

11/51 – 3/54

9/52 – 4/53

878TC18EA1 R-3350-32W 1,316 8/53 – 1961

872TC18DA1 R-3350-34 1,640 6/52 – 9/57

868TC18DB1 R-3350-85 2,395* 9/51 – 1954

868TC18DB2 R-3350-89 24 1/55 – 3/55

923TC18DA1 R-3350-91 4,653 5/55 – 8/56

    Total = 11,996  

Source:Historical Engine Summary

* includes licensee production

Production of Commercial TC18 Engines

WAD Model Number built Production period

972TC18DA1 596 1/52 – 2/55

972TC18DA2 374 8/52 – 12/54

972TC18DA3 614 10/54 – 8/58

972TC18DA4 642 11/54 – 1/58

988TC18EA1 903 10/55 – 9/58

988TC18EA2 283 6/54 - 11/58

988TC18EA3 294 1/56 – 7/58

988TC18EA4 159 9/57 – 7/58

988TC18EA6 80 12/57 – 12/58

981TC18EA1 203 1/56 – 4/59

  Total = 4,148  

Source:Historical Engine Summary

Cálculo del motor

Motor :

R-3350-3OW

Marcas y modelos

Motor Wright R-3350

Boeing B-29 Superfortress

Historia.

Fue un bombardero pesado cuatrimotor de hélices empleado principalmente

por Estados Unidos en la última parte de la Segunda Guerra Mundial y en

la Guerra de Corea, no obstante permaneció en servicio en varias funciones

durante los años 1950; la unión soviética construyó una copia sin licencia llamada

el Tupolev Tu-4.

El B-29 fue uno de los aviones de mayores dimensiones que entraron en

servicio durante la Segunda Guerra Mundial. Siendo un bombardero bastante

avanzado para su época, incluía características como una cabina presurizada, un

sistema de control de tiro electrónico y torretas de ametralladoras controladas

remotamente; uno de estos aviones fué el que lanzó las bombas atómicas de

Hiroshima y Nagasaki.

El modelo fue retirado a principios de 1960, con una producción total de

3970 productos fabricados.

Especificaciones técnicas.

Boeing B-29 Silhouhettes

The Observer's Book of Aircraft 1952, William Green and Gerald Pollinger, 

Dimensiones

Motor

Velocidad Máxima: 357 mph

Velocidad en crucero 220 mph

Maximo rango de distancia: 3250 mi

Altura máxima de vuelo 31850 ft

Tripulación: 11 ( Por ser de uso militar)

Longitud: 99 ft.

Envergadura: 141ft 3’’

Height: 27 ft 9 ‘’

Peso Vacío: 74500 lb

Peso Máximo: 133500 lb

HP: 2200 propulsado por 4 motores Wright R-3350

Hipervinculo:

Boeing B- 29 Historical snapshot (2º Guerra mundial)

http://www.boeing.com/history/products/b-29-superfortress.page

Lockheed L-049 Constellation

Características técnicas

 Lockheed 749A Constellation silhouette

The Observer's Book of Aircraft 1952, William Green and Gerald Pollinger, 

Dimensiones

Largo: 95 ft. 3’’ (29.032 m)

Ancho ( enveragdura de las alas) 123 ft (37.49 m)

Altura de 49.392 libras (22 403.8 kg)

Peso máximo de despegue 86,250 libras (39.122.3 kg)

Tripulación : 4 pilotos y 2 a 4 aeromosas

Pasajeros: de 60 a 81

Motor

4 motores de 3347in^3 trubocompound R-3350-745C18BA-1 Duplex Cyclone con

2 motores radiales de 18 cilindros, producían 2200 HP a 2800 rpm, junto con 3

propelas.

Tenía una velocidad de crucero de 313 mph y un rango de 3,995 mi.

Su altura promedio máxima era 25300 ft.

Historia

En 1939, Howard Hughes, propietario de TWA preparó una reunion en

Hancock Park California, en el cual Jack Frye, junto con 3 ejecutivos de Lockheed

Aircraft Co. Discutieron acerca de la aerolinea del futuro, ahí se planteó el diseño

del L-044 Excalibur, el cual en un prncipio no juntaba los requerimientos

básicosestablecidos, se pensó en un principìo que se utilizaran los motores Wright

R-2600 radiales en lugar de los GR- 1820 radiales. El diseño se extendió de 75 ft

3’’ a 95 ft 9’’ y la envergadura de las alas hasta 102 ft 4’’. Tres semanas despues

se presentó un nuevo modelo en otra reunión.

El diseño recibió la designación L-049 o Excalibur A. La aeronave fue

propulsada finalmente por 4 motores Wright R-3350 Duplex Cyclone radiales junto

con un Pratt & Whitney R-2800 como respaldo, tuvo un costo inicial de $450,000

(usd).

Como durante estos años se precipitó el inicio de la segunda guerra

mundial, y el Wartime Production Board inspeccionó a Lockheed y ordeno 22

aviones L-049, en 1941 se ordenaron 80 mas. Debido a problemas con la fuente

de poder del motor, fue llevado a tierra y estuvo asi hasta que se arreglaron.

Con el fin de la guerra se convirtió en un avión comercial, su primer vuelo

fue de Nueva York a Paris en 1946, debido a cambios en los requerimientos de las

aerolíneas, el L-049 terminó operaciones.

Napier Nomad

Historia

El Napier Nomad era un motor de avión diesel británico diseñado y

construido por Napier & Son en 1949. Estos combinan un motor de pistón con una

turbina para recuperar energía de los gases de escape y con ello mejorar la

economía de combustible. Dos versiones fueron probadas, el complejo Nomad I,

que utilizó dos hélices, cada uno conducido por etapas mecánicamente

independientes y el Nomad II, utilizando el principio de turbocompound.

El proyecto Nomad II tenía el consumo mas bajo de combustible diseñado

hasta ese entonces; a pesar de ello el proyecto Nomad fue cancelado en 1955

después de pasar £5,1 millones en el desarrollo, ya que la mayoría de los

intereses había pasado al diseño de turbohélices.

Napier Nomad turbo compound engine

photos by Kimble D. McCutcheon

Cálculo de Motor

Aeronave: Boeing B-29 (aeronave de tipo militar) , Producción Marzo 1950 –

Diciembre 1951

Tipo de motor : R-3350-RW

Nomenclatura Desglosada:

R= Radial Cylinder

3350 = 3350 in^2 displacement

Datos asignados por parte de Data Sheet:

Conclusiones

Zavala Campos Diana Alejandra

El diseño del motor Turbo-Compound permitió un aumento directo de la

potencia del motor y la economía en todo el rango operativo completo sin

introducir problemas de desarrollo del motores.

Emplea una turbina para recupera la energía de los gases de escape

reciclándolos y así aumentando la salida de potencia del motor sin aumentar el

consumo de combustible, siendo una alternativa útil para vuelos sobre el mar, y de

igual manera si se utiliza en aeronaves, pudiendo incrementar las ganancias en

aerolíneas al utilizar menos combustible haciendo los vuelos más rápidos

mejorando el servicio de dichas aerolíneas.

Bibliografía

Libros consultados

Cuesta y Alvarez. Vuelo con motor alternativo, 7ª Edición. Editorial S:A

Ediciones. (Año original 1976)

Gunston, Bill. World Enciclopedia of Aero Engines. 5º Edición. United

Kingdom. 2006.

Sitios de internet:

http://www.enginehistory.org/Wright/Kuhns/CurtissWrightTC18/

TurboCompounds.shtml

http://www.thisdayinaviation.com/tag/l-049/

http://www.enginehistory.org/Wright/TC%20Facts.pdf

http://blog.caranddriver.com/turbo-compounding-is-the-next-big-thing-

in-energy-recovery/

Links de Wikipedia

https://en.wikipedia.org/wiki/Douglas_XB-19

https://en.wikipedia.org/wiki/Wright_R-3350_Duplex-Cyclone

https://en.wikipedia.org/wiki/Napier_Nomad

https://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_B-29_Superfortress

OrigenDesarrolloSe trataba de un motor que introdujo nuevos conceptos de economía de motor y desempeño para el operador del motor del avión, ofreció un aumento directo de la potencia del motor y la economía en todo el rango operativo completo sin introducir problemas de desarrollo de motores básicos adicionales, su simplicidad eliminaba la necesidad de atención del piloto o ingeniero de vuelo adicional en cualquier momento, a este motor lo llamaron Turbo-Compound.Los cilindros son relativamente inconscientes de la existencia de las turbinas y actúan como si los gases estuviesen siendo dados de alta a las pilas de chorro. Las turbinas se denominan turbinas blow-down, ya que la alta velocidad de los gases que utilizan proviene del gas que sopla hacia abajo a través de la válvula de escape. Las pruebas iniciales se realizaron utilizando una sola turbina unido a un motor de nueve cilindros radial. Poco después, el motor de cilindros de primera escala de 18 cilindros fue construido. Este motor utiliza seis unidades de recuperación de energía, pronto se descubrió que se ahorraban más de 200 lb de peso y se podría recuperar la energía perdida por los tubos de escape siameses, y reducir el número de turbinas a tres.Allison, Pratt & Whitney y Napier todos realizarón el trabajo de desarrollo con el concepto Turbo-Compounding. Sin embargo Wright fue el único fabricante de motores de aviones para poner un motor Turbo-Compound en producción. Se produjeron muchos modelos Turbo-Compound el más potente y de bajo consumo de combustible fue el motor R-3350

Motor Wright R-3350 HistoriaEn 1942 WAD inició estudios sobre métodos de recuperación de energía. Un motor de nueve cilindros Wright Cyclone equipado con un solo PRT se utilizó para la prueba inicial. Un diseño final, patrocinado por la Oficina de Marina de Estados Unidos de Aeronáutica, fue aprobada en el verano de 1946. La primera prueba de vuelo del motor de 18 cilindros Turbo Compound se hizo con el motor de prueba instalado en la nariz de un Boeing B-17. Boeing B-17 Flying Fortress

Una prueba oficial de aprobación vuelo de 50 horas se completó en octubre de 1949. Se completó la prueba de la Marina de clasificación de 150 horas en enero de 1950.