Continental T51 - Continental T51 - Wikipedia

T51
Bell 47 XH-13F experimentální bw.jpg
Bell 201 / XH-13F s pohonem T51 ve vznášení
TypTurboshaft
národní původSpojené státy
VýrobceKontinentální letectví a strojírenství
Vyvinuto zTurbomeca Artouste

The Continental CAE T51 byl malý turboshaft motor vyráběný společností Kontinentální letectví a strojírenství (CAE) na základě licence od Turbomeca. Rozvoj Artouste, to bylo následováno třemi dalšími turboshaft motory, T72, T65a T67.[1] Žádný z těchto motorů, včetně T51, se však nedostal do plné výroby. CAE opustil vývoj turboshaft v roce 1967 poté, co XT67 prohrál s Pratt & Whitney Canada PT6T (T400) k napájení Bell UH-1N Twin Huey.[1]

Varianty a deriváty

XT51-1
(Model 210) Na základě Turbomeca Artouste I; 280 shp.[1]
XT51-3
(Model 220-2) Na základě Turbomeca Artouste II; 425 shp.[1]
XT72
(Model 217-5) Na základě Turbomeca Astazou; 600 shp.[1]
XT65
(Model 217-10) Zmenšená verze Astazou; soutěžil proti Allison T63 napájet Vrtulník pro pozorování světla; 305 shp.[1]
T65-T-1
[2]
XT67
(Model 217A) dva motory pohánějící společnou převodovku; založeno na Turbomeca Astazou X a T72; 1540 shp.[1]
Model 210
Označení společnosti pro XT51-1
Model 217-5
Označení společnosti pro XT72
Model 217-10
Označení společnosti pro XT65
Model 217A
Označení společnosti pro XT67
Model 217A-2A
Označení společnosti pro T67-T-1[2]
Model 219
podobně jako 220-2 s extra axiálním stupněm kompresoru
Model 220-2
Označení společnosti pro XT51-3
Model 227-4A
Označení společnosti pro T65-T-1[2]
Model TS325-1
Alternativní označení společnosti pro T65-T-1[2]
Model 327-5
Turboprop verze T65-T-1[2]

Aplikace

XT51-1
XT51-3
XT67
XT72

Specifikace (XT51-3)

Data z Letecké motory světa 1957[3]

Obecná charakteristika

  • Typ: Turboshaft
  • Délka: 45,1 v (1150 mm)
  • Šířka:17,8 palce (450 mm)
  • Výška:21,5 palce (550 mm)
  • Průměr:
  • Suchá hmotnost: 236 lb (107 kg)

Součásti

  • Kompresor: 1stupňový odstředivý tok
  • Spalovače: prstencová spalovací komora
  • Turbína: 2stupňový axiální tok
  • Typ paliva: JP-4
  • Olejový systém: tlakový sprej při 20 psi (140 kPa)

Výkon

  • Maximální výstupní výkon:
  • Maximální výkon:425 SHP (317 kW) při 34 800 ot./min na hladině moře
  • Maximální trvalý výkon:375 k (280 kW) při 34 800 ot./min na hladině moře
  • Celkový tlakový poměr: 3.9:1
  • Hmotnostní tok vzduchu: 7 lb / s (190 kg / min)
  • Vstupní teplota turbíny: TIT : 1 093,15 K (1 508,00 ° F; 820,00 ° C); JPT: : 838,15 K (1 499,00 ° F; 565,00 ° C)
  • Spotřeba paliva: 370 lb / h (170 kg / h)
  • Poměr tahu k hmotnosti: 1,887 lbf / shp (11,26 N / kW)

Viz také

Související vývoj

Srovnatelné motory

Související seznamy

Reference

  1. ^ A b C d E F G Leyes II, Richard A .; William A. Fleming (1999). Historie severoamerických malých plynových turbínových leteckých motorů. Washington, DC: Smithsonian Institution. 113–121. ISBN  1-56347-332-1.
  2. ^ A b C d E Wilkinson, Paul H. (1966). Letecké motory světa 1966/77 (21. vydání). Londýn: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. str. 78–79.
  3. ^ Wilkinson, Paul H. (1957). Letecké motory světa 1957 (13. vydání). Londýn: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. str. 52.

Další čtení

  • Gunston, Bill (2006). World Encyclopedia of Aero Engines, 5. vydání. Phoenix Mill, Gloucestershire, Anglie, Velká Británie: Sutton Publishing Limited. ISBN  0-7509-4479-X.

externí odkazy

Aero-stub img.svgTento letecký motor článku chybí některé (nebo všechny) jeho Specifikace. Pokud máte zdroj, můžete Wikipedii pomoci přidávat je.