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ネイピア・ノマドは、 1949年にネイピア＆サン社が設計・製造したイギリス製のディーゼル航空機エンジンです。ピストンエンジンとタービンを組み合わせることで排気からエネルギーを回収し、燃費を向上させました。2つのバージョンがテストされ、それぞれ機械的に独立したステージで駆動される2つのプロペラを使用する複雑なノマドIと、2つの部分を結合して1つのプロペラを駆動するターボコンパウンド原理を使用するノマドIIがありました。ノマドIIは、当時としては最も低い燃料消費率を記録しました。 [ 1 ]それにもかかわらず、ノマド計画は、開発に510万ポンドを費やしたにもかかわらず、ターボプロップ設計にほとんどの関心が移ったため、1955年に中止されました。[ 2 ]
1945年、航空省は燃費の良い新型6,000馬力（4.5MW ）級エンジンの提案を募った。カーチス・ライト社はこの種の出力を持つターボコンパウンドエンジンを設計していたが、英国屈指のエンジン設計者であるハリー・リカルド卿は、カーチス社のガソリンエンジンの代わりにディーゼル2ストロークエンジンを使用した同様の設計が最も経済的な組み合わせになると提案した。
第二次世界大戦前、ネイピア社はユンカース Jumo 204ディーゼルエンジンの設計をライセンス供与され、英国でネイピア カルバリンとして生産を開始したが、戦争の勃発によりセイバーが最重要となり、カルバリンの開発は中止された。1945 年、航空省の要求に応え、ネイピア社はこの開発を再開し、2 基の大型カルバリンをセイバーと同様のH ブロックに組み合わせ、75 リットルという巨大な設計を生み出した。しかし、このサイズのエンジンの市場は限られているように思われたため、代わりにセイバーに似た元の水平対向12気筒 設計に戻り、その結果としてノマドが誕生した。
この設計の目的は、開発途上のジェットエンジンよりもはるかに優れた燃料効率を持つ民生用発電所を製造することであった。熱効率は次式で表される。ここで、T eはケルビン単位の排気温度、T pは燃焼ピーク温度です。ジェットエンジンは比較的低温の燃焼システムを備えており、T pはせいぜい約 1,000 K 程度で、レシプロエンジンの一般的な 5,000 K よりはるかに低いため、ジェットエンジンの熱効率は非常に低いです。ノマドの設計は、ジェットエンジンの低温燃焼室を高効率のディーゼル燃焼室に置き換えることに重点を置いていました。実際には、ディーゼル出力をタービンサイクルに結合させるのは非常に困難でした。ノマドの最大実用出力は4,000 hp (3.0 MW)で、同じ出力の純粋なジェット機よりもはるかに重かったです。この頃にはボーイング 707などの民間ジェット機が完成に近づいており、ノマドはどの航空機メーカーからも真剣に検討されることはありませんでした。
初期のノマド設計（E.125）またはノマド1は信じられないほど複雑で、ほぼ2つのエンジンが1つになったようなものだった。1つはターボ過給式の2ストロークディーゼルエンジンで、ネイピア・セイバーのH-24の半分にいくらか似ていた。その下にナイアード設計に基づいたターボプロップエンジンの回転部分が取り付けられており、その出力で逆回転する一対のプロペラの前部を駆動していた。より高いブーストを得るために、クランクシャフトは遠心式スーパーチャージャーを駆動し、エンジンを静止状態から始動させるのに必要な掃気も提供した。離陸中は、より多くの出力を得るために後部タービン段に追加の燃料が噴射され、航空機が巡航すると停止された。[ 3 ]
ノマドの圧縮機とタービンアセンブリは1948年にテストされ、完全なユニットは1949年10月に稼働した。試作機はテストのためにアブロ・リンカーン重爆撃機の機首に搭載され、1950年に初飛行し、1951年9月10日にファーンボロー航空ショーに登場した。 [ 4 ]ノマドIは合計で1,000時間強稼働し、かなり気まぐれな性格であることが判明したが、正常に稼働しているときは3,000馬力（2.2MW ）と320lbf （1.4kN ）の推力を発生させることができた。比燃料消費量（sfc）は0.36lb /(hp⋅h)（220g/kWh）であった。
ノマドIの試作機は、スコットランドのイースト・フォーチュン飛行場にある国立航空博物館に展示されている。
Nomad I が稼働する前から、その後継機であるNomad II (E.145) Nomad 6 が既に設計されていた。このバージョンでは、軸流コンプレッサー/スーパーチャージャーに段が追加され、独立した遠心部分とインタークーラーが廃止された。タービン (こちらも段が追加されている) は、コンプレッサーを駆動し、余剰動力をBeier 可変比ギアを使用してメインシャフトにフィードバックするためだけに用いられるようになった。[ 5 ]タービンから独立したプロペラは削除され、バルブなどを備えた「アフターバーナー」システム全体も削除された。そのため、システムは、バイパスを必要としない機械式スーパーチャージャーとターボチャージャーの組み合わせのようなものになった。結果として、より小型でかなりシンプルなものになった。単一のエンジンが単一のプロペラを駆動する。[ 6 ]全体の重量は1,000ポンド (450 kg)削減された。Nomad I のシリンダーのウェットライナーはドライライナーに変更された。[ 7 ] 後期の開発では水噴射が追加され、離陸定格は2,050 rpmで3,570 ehp (3,476 shp + 230 lbf (1.0 kN)の残留推力) に増加した。[ 8 ]
ノマドIIの試験が行われている間、試作機のアブロ・シャクルトンが試験機としてネイピアに貸し出された。エンジンは、以前のノマドIと同様に大型であることが判明し、その間、シャクルトンには様々な試験のために複数のダミーエンジンが使用された。
同等の出力ベースでは、ノマドIIのSFCは巡航高度25,000フィート（7,600メートル）で0.327ポンド/（hp⋅h）（199グラム/kWh）でした。 [ 9 ]
1953年には、さらに改良された3,467 shp (2,585 kW)のNomad Nm.7が発表された。[ 10 ]
1955年に計画が中止される前に、ネイピアはE.173 Nomad IIIと命名されたさらなる開発を提案した。この設計では、排気マニホールドに燃料噴射を追加し、圧縮機とシリンダーの間に空冷式アフタークーラーを追加する予定だった。想定される「ウェット」離陸定格は2,050 rpmで4,500 ehp (3,356 kW) (4,412 shp (3,290 kW) と230 lbf (1.021 kN) の残留推力) で、推定重量は3,750 lb (1,701 kg) であり、Nomad IIより約170 lb (77 kg) 重かった。完成したNomad IIIエンジンは製造されなかった。[ 8 ]
1954年までに、ノマドへの関心は薄れつつあり、唯一のプロジェクトであった、ノマドをベースにしたアブロ タイプ719 シャクルトン IVが中止された後、エンジンの開発作業は 510 万ポンドの費用を費やした 1955 年 4 月に終了した。この設計は、カナダ空軍向けに設計されていた同様の海上哨戒機であるカナディア アーガスにも採用される予定だった。この設計は、ノマドが打ち負かそうとしていたライト R-3350 の設計に取って代わられた。
ノマドIIはバージニア州のスティーブン・F・ウドヴァー・ハジー・センターに展示されている。[ 11 ]
Flight (1954)のデータ[ 14 ]
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