再谈Nomad发动机
如无特别说明，以下的Nomad都指经过简化设计的Noamd II型
Nomad，音译称诺玛德或意译称游牧民，是一款12缸压燃式二冲程柴油发动机，其最大的特点就是油耗低，在划定的巡航高度和速度区间内发动机的单位油耗可以一直保持在0.35lb/hp/hr以下，最低至0.326lb/hp/hr，这意味着发动机的制动热效率可达42%，这对一款能输出3000-4000hp的航空发动机来说是很优秀的指标了。
虽然Nomad是一款柴油机，但使用汽油或者航空煤油时油耗表现依旧很好，而且其单位功率也很高，不像传统的柴油机，在起飞动力档下每立方英寸排量的功率输出可达1.25hp，如果开启ADI还能上升到1.64hp。
纳皮尔很早就开始研究涡轮增压器和配套技术，早在1924年就有一台Lion V系列发动机装备了带有中冷器的涡轮增压，如Fig1所示。在后来的1939-1945年的战争期间，有很多飞机都装备了如Fig2所示的通用电气制涡轮增压器，气缸中的废气驱动涡轮增压器的涡轮机叶轮，通过一根轴带动另一端的压气机叶轮转动以此提高发动机增压器的进气量，与常规的双速机械增压发动机相比，涡轮增压发动机能够将动力保持到很高的海拔高度（Fig3）。
最近兴起的所谓复合涡轮发动机就是涡轮增压器的一种发展型号，寇蒂斯-怀特的复合涡轮发动机就是通过将涡轮机端产生的动力直接传输回曲轴上，被广泛用于商业飞机上。
以R-3350-TC发动机为例，18个气缸被划分为三组，每组6个，这6个气缸的废气被连接到一个动力恢复涡轮上，在不干扰既定的发动机工作条件下从废气中回收了尽可能多的能量。怀特的动力回收涡轮是Blowdown型的，也就是说它能量的来源是发动机废气在高速排放中所产生的动能，而非像常规涡轮一样依靠废气产生的压力来驱动，这就使得发动机尽量排除了背压带来的不利影响。
随后我们将在下面提出一种新的发动机构型，将活塞式发动机和燃气轮机复合在一起，称为复合循环构型，与复合涡轮不同，当时唯一一款实际制造出的复合循环发动机就是纳皮尔的Nomad。
接下来我们要罗列各种不同类型发动机的固有特性，随后才能指出复合循环在这些发动机中能起到什么样的作用，从广义上来说，火花塞点火类型的发动机（SI）主要特性如下：
燃烧汽油的SI发动机，在运行过程中基本上会消耗掉所有供给的空气，所以在气缸容积固定的情况下其所产生的功率就取决于它吸入和排出空气的速度和体积，进气量可以靠增压器来提升，但这可能会让发动机面临爆震和预燃的危险，这种类型发动机的指示图如图4A所示。燃烧中混合气的峰值温度约为4500℉，所以基本上来说，SI发动机的热效率受限于V/v膨胀比的制约，而其又受到了爆震的制约，因此如果提升增压压力以获取更高的动力，一般来说我们需要将压缩比降低，这就会导致发动机在巡航工况下热效率也变低。
总之，爆震这一破坏性现象是限制SI发动机提升功率和热效率的重要因素，在1939-1945年的战争中，发动机的功率提升一般都要仰仗于抗爆震更强的燃料、喷水或者中冷器，让其增压密度增加、温度降低，使发动机不易于爆震，表1就是SI发动机的典型数据。
SI发动机从理论上来说并不适合复合循环，因为燃气轮机在排气系统中会施加更强的背压，导致排气阀温度急剧上升或者气缸中的残余气体质量和温度更高，加剧爆震问题，所以最好采用的是怀特已经实施过的复合涡轮构型。
以上尽管讨论的是四冲程发动机，但对于二冲程汽油发动机来说也是一样的。
接下来是柴油发动机：
柴油发动机一般都是二冲程压燃式，虽然在理论上这种发动机也试图燃烧掉所有供给入气缸内的空气，但由于燃料和空气只能在曲轴旋转35-40°内这一点点时间内进行混合，所以实际发动机最多只能消耗气缸里的80%空气，因此如果对于给定的最大功率输出，柴油发动机的气缸尺寸是要比SI发动机更大的。
同时由于二冲程构型的天生特点，发动机为了尽量将废气从气缸里排出会导致更进一步的空气损失，也就是在扫气过程中就有约40%的空气会从排气阀或别的地方溢出，这部分空气也有一定价值，它们被排出的过程中会带走一部分发动机的余热，减少活塞的热负荷，柴油发动机一般混合气火焰温度也在4500℉左右，但由于空气排出，燃烧室内的最高温度可以降低到3300℉。
和汽油机一样，柴油机的进气也是靠增压器提供加压的，而且由于不存在爆震问题，所以这方面的设计会简单许多，只是必须在排气阀处提供相应的排气阻力或背压才能实现有效增压。它的指示图如4B所示。
很明显，二冲程压燃式柴油机更加适合使用复合循环构型，其主要优势如下：
1. 在没有爆震和预燃的情况下，发动机的压缩比和增压程度可以随意修正以符合设计需求
2. 最大缸压可以通过喷入气缸内的燃料数量来控制
3. 排气系统的背压问题不再是问题，反而是必不可少的
4. 过量空气可以更加有效降低发动机的运行温度
接下来我们再来看一下燃气轮机——这里讨论的是涡桨发动机——的指示图，如图4C所示。和前面一样燃烧是在恒定的压力下进行的，所以和SI、柴油发动机一样，燃气轮机的热效率也受到体积膨胀率的制约，而且会被限制在一个比前两者更低的数值区间内。
如果燃气轮机燃烧掉了所有通入的空气，那么它的燃烧温度也将达到4500℉，这也将是气体进入涡轮机前的温度，但这实在是太高了，目前的技术只能让涡轮机的耐受温度达到1500℉左右，所以我们必须提供3.5倍于实际需要的空气量来稀释燃烧产生的温度。
因此，如果我们将活塞式发动机和燃气轮机复合起来后，如此高的过量空气就不需要了，因为废气产生的温度在活塞发动机的气缸内就变低了，所以复合循环发动机的体积就可以大大缩小。
所以目前我们所确立的复合循环发动机构型是以一台二冲程柴油机和一台涡轮机复合构建的，发动机的废气会被用于推动涡轮机，而燃气轮机的背压也可以有效保证发动机的增压水平，在此先罗列出三种复合循环发动机的构型和它们的优劣。
1. Fig6A，压气机由涡轮机带动，发动机废气驱动涡轮机，整台复合循环发动机的功率输出全都由活塞引擎提供
这种构型实际上就是一台带轴流式涡轮增压的二冲程柴油机，在发动机的整个工况范围内涡轮机和压气机的工作强度会完全一致，但实际情况中这是不可能发生的，在发动机高功率输出时，涡轮机从废气中获得的功率会远超压气机的需求，但如果发动机的功率降低，发动机的排气变少了，涡轮机输出给压气机的功率就无法满足发动机的进气需求了。
2. Fig6B，压气机由活塞发动机输出，整台复合循环发动机的功率输出全部由涡轮机提供
在这种构型中，活塞引擎——压气机纯粹成为了涡轮机的气体发生器，在低功率时活塞式发动机无法驱动涡轮机达到有效的输出，这就导致热效率非常低。
同时由于这套系统还需要两套高传动比的减速装置，所以重量也是个大问题。
3. Fig6C，所有部件耦合在一起
这个就是Nomad发动机采用的复合循环构型，由于压气机和涡轮机的速度区间性能接近，所以保留了直连在一起的设计，最主要的区别是在压气机和涡轮机之间安装了直连曲轴的减速齿轮系，有效平衡了高功率和低功率状态下的动力缺失和溢出，从而大大压缩了发动机的体积和重量。
如果Fig6C还是传统的双速固定传动比齿轮驱动压气机构型，那它就会存在常见的问题，即随着高度上升功率急剧下降，其燃料消耗曲线和功率如Fig.7所示，通过添加一个无级变速机构，功率和燃料曲线都能在临界高度以下保持一个合理的恒定值，如图中ABC和abc所示，无级变速能够随意切换增压器的传动比，以此充分利用冲压效应带来的的正面效果，使压气机从发动机里抽取的功率永远保持在最低的水平，利用冲压之后的动力和油耗曲线如DEF和def所示。
无级变速还有一个好处，那就是压气机的转速不受到发动机转速的影响，所以允许发动机在低转速下达到更高的临界高度，Nomad发动机就有一个无级变速的结构。
Nomad本身的机械结构如Fig8所示，它遵循了Fig6C所示的基础布局，只不过在涡轮机组合发动机之间的耦合齿轮系统中插入了一个无级变速的机构。柴油机本身有12个气缸，水平对置在一根有六道曲拐的曲轴上，汽缸的设计是最常规的二冲程类型，通过气缸壁上的孔洞进气排气，没有任何气门和凸轮轴系。
如Fig9所示，Nomad的气缸进气孔是倾斜的，进气会沿着气缸壁进入燃烧室内，实现表明这种构型更加有助于气缸扫气，能以最小的空气动力损失实现最高的空气流量。燃烧室是常规的半球形，喷油器竖插在汽缸盖正中间，有一个中心喷油孔，周围等距排列了5个喷油孔，后者是专门设计将燃料喷射到气缸壁上的。
Fig10所示即为Nomad的活塞，其主体是由Y型镍铝合金制造的，但活塞冠是奥氏体不锈钢的，能够耐受发动机在全功率运行时活塞冠中心约1100-1300℉的高温。滑油流经活塞环，并为其提供一部分油冷效果。
Nomad的压气机有12级，最大压比8.25/1，最高空气流量为13磅/秒，为满足低速时的进气效率压气机前端还有可调倒流叶片，在海平面静态空气—起飞档功率的条件下压气机的绝热效率达到了85%，峰值效率最高为87.5%。与压气机同轴相连的就是后端的3级涡轮机，其设计目的是尽可能榨取废气中的剩余能量，所以能够提供的排气推力很小，在海平面静态空气—起飞档功率的条件下涡轮机的绝热效率是84%，在临界高度巡航档时的效率最高为86%。
Nomad的无级变速机构设计也很有趣，它的变速是通过两个嵌套的齿轮椎体互相滑动而实现的，图片绘制得非常明白，这套系统由Joseph Beier博士于1939年之前在德国完成了基础设计方案，后来交给了Napier公司完成了详细设计和生产任务。Beier博士此人生平不详。
Fig16显示Nomad曲轴后端还有一个扭镇阻尼器，它本身其实没什么用，是防止一个或多个气缸因为故障无法正常工作时对曲轴造成不可逆的损伤而设置的。
Fig17是Nomad的横截面，曲轴箱是传统的镁合金制造，气缸体也是传统的铝合金，二者通过钢制螺栓连接在一起，气缸内衬是铜合金并镀了一层铬。
发动机本身由电机气动，由于气缸压缩比在启动阶段不足以压燃柴油，所以气缸盖中其实还插了火花塞，不过它们只在发动机启动时工作一小段时间。
Nomad有单杆控制系统，比较有趣的是它的发动机自控系统依赖于轴流压气机前的进气导流叶片来实现压气机的增压压力变化，以此适应发动机不同功率输出和海拔高度的变化，这点和战时的容克斯、米库林发动机设计高度相似。
接下来我们就来谈谈Nomad发动机的性能，首先是柴油机本体的起飞档动力性能，增压压力为89psia，体积压缩比约为3.36/1，这个数值乘以气缸内的实际压缩比后我们可以算出发动机的总压缩比为27/1，考虑到进气过程和进气道的能量损失，在海平面高度提供89psia的进气压需要压气机的压比为6.28/1，而压气机最高压比有8.25/1，代表起飞档动力的进气压可以维持到7750ft的海拔高度。
起飞档时发动机空燃比为40/1，对应空气流量13lb/s，bmep=205lb/in²，曲轴转速2050rpm，活塞速度为2520fpm，缸径6in，行程7.375in，排量2502in³，如果单纯忽视掉涡轮机组提供的马力，则柴油机的输出在起飞档动力下为2660hp。
Nomad的柴油机组动力输出非常高，这说明过量空气确实对发动机冷却和提升功率有好处，Nomad的运行温度并不比常规柴油机的高。
涡轮机的进口压力为76psia，废气进口温度为1222℉。在海平面上发动机的涡轮机压比为4.6/1，能够输出2250hp，其中1840hp被用于驱动压气机，而多余的410hp除去无级变速机构的20hp机械损耗外就可以补充给发动机输出，再考虑到涡轮机排出的废气依旧保留有一定的排气推力，则在海平面起飞条件静态空气下，Nomad发动机整机的输出功率是3135hp，每in³的排量可以输出1.25hp，单位油耗为0.345lb/hp/hr。
接下来我们将说明发动机在使用ADI系统后起飞档的性能表现，由于轴流级压气机的压比很高，所以增压空气的温度也很高，在海平面上约为477℉，本身Napier考虑使用后冷来进行冷却，不过由于重量和体积会更大所以决定有ADI系统取代后冷器。在使用ADI时Nomad的起飞档动力可以达到3580hp，单位油耗低至0.336lb/hp/hr。
Nomad的另一个特点就是辅助燃烧系统，即废气后燃，通过在发动机和涡轮机之间的排气管之间安插一个燃烧室，可以往内部喷射燃料使得过量空气和废气被混合点燃。在使用后燃的起飞档喷水动力档位下，涡轮机废气的进口温度为1377℉，但整机动力可以达到4100hp，单位油耗也只不过提升到了0.374lb/hp/hr。Fig21显示的即是发动机在以上三种情况下的动力输出和油耗曲线。
接下来就是Nomad的卖点即巡航性能的数据，Fig22显示的是在海平面高度静态空气下发动机各个转速区间对应的功率输出，在同一张图上已经划分了柴油机-涡轮机-压气机的功率需求和输出，我们能发现在1500rpm时涡轮机输出的功率和压气机吸收的功率达成了平衡，代表在1500rpm下压气机不足的功率需要从柴油机曲轴中抽取来不足。
Fig23显示的是在300kts速度下对应转速的功率算达到的临界高度和单位油耗曲线，可见巡航档Nomad的单位油耗在0.34-0.36lb/hp/hr之间。Fig24则表示的是发动机最佳的燃油经济性，在22250ft的高度输出2027hp整机功率，单位油耗仅0.326lb/hp/hr。Fig25则是Nomad发动机的工作热平衡图，可见其最高制动热效率达到了42%，远超所有航空发动机。
