El hipermotor fue un proyecto de estudio de la década de 1930 del Cuerpo Aéreo del Ejército de los Estados Unidos (USAAC) para desarrollar un motor de avión de alto rendimiento que fuera igual o mejor que los aviones y motores que se estaban desarrollando en Europa en ese momento. El objetivo del proyecto era producir un motor que fuera capaz de entregar 1 hp/in3 ( 46 kW/L) de cilindrada con un peso de menos de 1 lb/hp entregado. El objetivo final del diseño era lograr una mayor relación potencia-peso adecuada para aviones de pasajeros y bombarderos de largo alcance.
En ese momento, ningún motor de producción podía acercarse a los requisitos, aunque este hito había sido alcanzado por motores de carreras especialmente modificados o construidos específicamente para ese fin, como el Napier Lion y el Rolls-Royce R. Un motor grande típico de la época, el Pratt & Whitney R-1830 Twin Wasp radial, desarrollaba alrededor de 1200 hp (895 kW) a partir de 1830 in 3 (30 L), por lo que se necesitaría un avance de al menos el 50%. Simplemente ampliar un diseño existente no resolvería el problema. Si bien habría aumentado la potencia total disponible, también aumentaría el peso y, por lo tanto, no tendría ningún efecto significativo en la relación potencia-peso. Para cumplir con los objetivos, se necesitaban cambios más radicales. [1]
Se construyeron varios motores como parte del programa hiperbólico, pero por diversas razones ninguno de ellos se utilizó en producción. A principios de la década de 1940, los motores refrigerados por aire de diversas empresas estadounidenses ofrecían potencias similares, y la producción bajo licencia del Rolls-Royce Merlin como Packard V-1650 ofrecía un rendimiento similar al de un motor en línea, mientras que el Allison V-1710 hacía lo mismo a partir de un diseño estadounidense, producido como un esfuerzo privado fuera del programa hiperbólico.
Las mejoras en la construcción y el aligeramiento de los materiales ya habían aportado algunos beneficios en el camino hacia una mayor relación potencia-peso . Se estaba introduciendo el aluminio en lugar del acero a medida que la calidad y la resistencia de las aleaciones de aluminio mejoraron durante la década de 1930; esto redujo el peso del motor notablemente, pero no lo suficiente como para lograr una mejora general del 50%. Para alcanzar ese objetivo, también sería necesario aumentar la potencia del motor. La potencia es una combinación de energía y la velocidad a la que se entrega, por lo que para mejorar la relación potencia-peso, uno necesitaría aumentar las presiones operativas del motor, la velocidad operativa o una combinación de ambas. Se podrían lograr más ganancias eliminando pérdidas como la fricción, las ineficiencias de combustión y las pérdidas de barrido, entregando más de la potencia teórica a la hélice . [2]
Los ingenieros de USAAC decidieron estudiar las tres mejoras. Al poco tiempo, llegaron a la conclusión de que aumentar la temperatura de combustión y la eficiencia de barrido prometían los mayores aumentos de todas las posibilidades. Para alcanzar ese objetivo, aumentar la velocidad del motor parecía ser la solución más atractiva. Sin embargo, había una serie de problemas prácticos que impedían el progreso en estas áreas.
Aumentar la relación de compresión es un cambio fácil que mejora la presión media efectiva (MEP), pero provoca detonaciones en el motor debido a una detonación inconsistente. Las detonaciones sin control pueden dañar el motor y fueron un obstáculo importante para mejorar los ajustes de potencia. Este cambio también aumentaría las temperaturas de funcionamiento, lo que presentaba un problema con las válvulas. Las válvulas ya estaban alcanzando temperaturas que provocarían la preignición del combustible al pasar por ellas.
Aumentar la velocidad de funcionamiento es también, teóricamente, un cambio simple en el diseño del motor. Sin embargo, a altas velocidades de funcionamiento, las válvulas no se cierran completamente antes de que la leva las abra de nuevo, un problema llamado " flotación de la válvula ". La flotación de la válvula permite que los gases del cilindro escapen a través de la válvula parcialmente abierta, lo que reduce la eficiencia del motor. Aumentar la presión del resorte de la válvula para cerrar las válvulas más rápido provocó un rápido desgaste de la leva y un aumento de la fricción, lo que redujo el rendimiento general en más de cualquier potencia ganada. [3]
Como las válvulas eran un tema clave en ambos enfoques para mejorar el rendimiento, habían sido un área importante de investigación en las décadas de 1920 y 1930. En el Reino Unido, Harry Ricardo había escrito un artículo influyente sobre el sistema de válvulas de manguito exactamente por estas razones, afirmando que era la única forma de avanzar. Tuvo cierto éxito al vender esta idea, sobre todo a Bristol Aeroplane Company Engines, donde Roy Fedden se convirtió en "un creyente". El competidor amistoso de Ricardo, Frank Halford , diseñó su propio motor de válvulas de manguito con Napier & Son , otro destacado fabricante de motores británico. [4]
La USAAC no estaba tan convencida de que la válvula de manguito fuera la única solución. Irónicamente, fue uno de los artículos de Ricardo sobre el diseño de la válvula de manguito lo que llevó a los esfuerzos de la USAAC por desarrollar un hipermotor. En un artículo de finales de la década de 1920, afirmó que el objetivo de 1 hp/in³ era imposible de lograr con motores de tipo válvula de asiento. El equipo de ingeniería de la USAAC en Wright Field decidió poner a prueba esta afirmación superándola. Propusieron un motor de aproximadamente 1200 pulgadas cúbicas (20 L), con la esperanza de que el tamaño más pequeño del motor redujera la resistencia y, por lo tanto, mejorara la autonomía .
Sam Heron , jefe de desarrollo en Wright Field y ex colega de Ricardo mientras Heron trabajaba en la Royal Aircraft Factory de Farnborough, comenzó a trabajar en el problema con un motor de prueba de un solo cilindro que convirtió a refrigeración líquida, utilizando un cilindro de motor Liberty L-12 . Aumentó la potencia a 480 psi de presión efectiva media de freno y la temperatura del refrigerante a 300 °F (149 °C) antes de alcanzar los números mágicos. En 1932, los esfuerzos alentadores del USAAC llevaron al Ejército a firmar un contrato de desarrollo con Continental Motors Company para el desarrollo continuo del diseño del motor. El contrato limitó el papel de Continental a la construcción y las pruebas, dejando el desarrollo de ingeniería real al Ejército. [5]
A partir del cilindro L-12, redujeron la carrera de 7 pulgadas a 5 pulgadas para permitir velocidades de motor más altas, y luego redujeron el diámetro de 5 pulgadas a 4,62 pulgadas, creando el cilindro de 84 pulgadas cúbicas. Esto se usaría en un motor V-12 de 1008 pulgadas cúbicas de desplazamiento . [6] Utilizaron el árbol de levas en cabeza del L-12 para operar múltiples válvulas de tamaño más pequeño, lo que mejoraría la eficiencia de carga y barrido . El primer motor de prueba de Continental, el Hyper No.1 monocilíndrico, funcionó por primera vez en 1933.
Finalmente, determinaron que las válvulas de escape podían funcionar a menor temperatura cuando se usaba un núcleo hueco lleno de sodio : el sodio se licúa y aumenta considerablemente la transferencia de calor desde la cabeza de la válvula hasta su vástago y luego a la culata relativamente más fría, donde el refrigerante líquido lo recoge. [6]
Los sistemas de refrigeración líquida de la época utilizaban agua corriente, lo que limitaba las temperaturas de funcionamiento a unos 82 °C (180 °F). Los ingenieros propusieron utilizar etilenglicol , que permitiría alcanzar temperaturas de hasta 135 °C (280 °F). Al principio propusieron utilizar glicol al 100 %, pero hubo pocas mejoras debido al menor calor específico del glicol (aproximadamente 2/3 del del agua). Finalmente, determinaron que una mezcla 50/50 (en volumen) de agua y glicol proporcionaba una eliminación óptima del calor. [6]
Se añadió un segundo cilindro al Hyper No. 1 para fabricar un motor de cilindros opuestos horizontales para la evaluación de un motor de 12 cilindros opuestos horizontales. Después de hacer funcionar el motor modificado con diferentes combinaciones de diámetro y carrera de cilindros, se descubrió que la alta temperatura del refrigerante necesaria para mantener la potencia requerida era poco práctica. Luego se construyó un tercer motor monocilíndrico de alto rendimiento con parámetros operativos más bajos. Este motor se denominó "Hyper No. 2" y se convirtió en el banco de pruebas para desarrollar los cilindros que se convertirían en el O-1430-1. [6]
Al parecer, el Ejército se preocupó por el desarrollo de un sobrealimentador adecuado para su uso a gran altitud, y para un mayor desarrollo en 1934 pidieron un cilindro más nuevo con un rendimiento ligeramente menor y un volumen aumentado de 118,8 in3 a partir de su diámetro de 5,5 in (140 mm) y carrera de 5,0 in (130 mm). Este tamaño de cilindro se utilizaría luego en un motor de 12 cilindros de 1.425 in3 , que entregaría los mismos 1.000 hp, con un rendimiento de 0,7 hp/ in3 . Esto colocó su rendimiento a la par de los motores experimentales más nuevos de Europa como el Rolls-Royce PV-12 , al menos cuando funcionaba con los combustibles de mayor octanaje que el Ejército planeaba utilizar. [7]
Otro cambio fue el diseño del motor. El Ejército, convencido de que los futuros diseños de aviones utilizarían motores enterrados en las alas para lograr una aerodinámica adicional, pidió a Continental que diseñara un motor de tamaño completo, plano y horizontalmente opuesto para su instalación dentro de un ala. El motor resultante fue el Continental O-1430, que requeriría un período de desarrollo de diez años que cambió el diseño a un motor V-12 vertical primero y, más tarde, a un motor V-12 invertido antes de volverse lo suficientemente confiable como para ser considerado para producción completa como el Continental IV-1430 en 1943. Para entonces, otros motores ya habían superado su clasificación de 1600 hp (1200 kW), y aunque el IV-1430 tenía una mejor relación potencia-peso, no había mucho más que sugiriera que valiera la pena establecer la producción en mitad de la guerra. [7]
El proyecto finalmente se guió por los requisitos de la "Solicitud de datos R40-C", que se incluyó como parte del programa de adquisición de aeronaves del año fiscal 1940.
A finales de 1938, la guerra en Europa era inminente. En ese momento, los aviones europeos habían superado ampliamente los diseños estadounidenses. [8] Los dos mejores cazas de la USAAC, el Seversky P-35 y el Curtiss P-36A , apenas podían alcanzar los 480 km/h (300 mph). Contra el Messerschmitt Bf 109, que alcanzaba los 540 km/h , se verían superados por completo. Una de las respuestas de Estados Unidos a este problema, el bimotor Lockheed XP-38 , estaba entrando en un programa de pruebas extendido.
Aunque el XP-38 podía volar a velocidades superiores a 413 mph, sus dos motores y su estructura relativamente grande significaban que era grande y pesado. Esto, a su vez, significaba que el XP-38 no era tan maniobrable como la mayoría de los cazas monomotor. [9] El XP-38 también tenía un motor refrigerado por líquido recientemente introducido, el Allison V-1710 . La disposición de cilindros en V en línea del Allison permitía una forma aerodinámica estrecha que tenía menos resistencia que los cazas con motor radial refrigerado por aire que predominaban en Estados Unidos en ese momento. [10]
El programa de adquisición de aviones de combate para el año fiscal 1940 estaba contenido en un documento que fue aprobado por el subsecretario de Guerra Louis K. Johnson el 9 de junio de 1939. Ese documento era la "Solicitud de datos R40-C" y, a diferencia de las solicitudes de adquisición de aviones anteriores, se envió únicamente a un número limitado de fabricantes de aeronaves. El documento original debía enviarse a: [11]
Tras la revisión final y aprobación como Especificación Tipo XC-622 del Cuerpo Aéreo, se añadieron otros cuatro fabricantes a la distribución:
Estas empresas sólo tenían diez días para aceptar los términos del documento y sólo 30 días para presentar sus diseños.
Siete de las empresas seleccionadas presentaron un total de 26 diseños, con una mezcla de 16 modelos de motores de seis empresas de motores. Estos motores se conocieron como "Hyper Engines", una contracción de High -Performance Engines (motores de alto rendimiento ) . Los diseños presentados se calificaron utilizando un sistema de calificación de "Figura de mérito" (FOM) y luego, utilizando los resultados de la FOM (que oscilaron entre 444,12 para el Allison V-1710-E8 y 817,90 para el Pratt and Whitney X-1800-A4G), se separaron en uno de tres grupos.
Sólo tres de estos diez diseños fueron aprobados y se firmaron contratos para una producción limitada de prototipos de tres aviones para cada uno. [12]
Las tres combinaciones de aeronave/motor que fueron seleccionadas: [13]
Se consideraron tres motores de alto rendimiento adicionales para el programa de adquisición de motores "Hyper" del año fiscal 1942 del USAAC. Fueron: [13]
Para no quedarse atrás, la Marina de los EE. UU. también seleccionó el Lycoming XH-2470 para su financiación en el año fiscal 1942. [13]
Al final, todos estos programas fueron cancelados y los motores sobrevivientes se convirtieron en piezas de museo.
Irónicamente, los motores que no fueron considerados en el programa ( Allison V-1710 , Pratt & Whitney R-2800 Double Wasp , Wright R-3350 Duplex-Cyclone y Pratt & Whitney R-4360 Wasp Major ) superaron los requisitos del USAAC y continúan volando en el siglo XXI, principalmente en aviones de guerra restaurados.
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