Turbomeca Artouste - Turbomeca Artouste

Artouste
Turbomeca Artouste IIIB
Typ	Turboshaft
národní původ	Francie
Výrobce	Turbomeca
První běh	1947
Hlavní aplikace	Aérospatiale Alouette II Aérospatiale Alouette III
Vyvinuto do	Continental T51

The Turbomeca Artouste je raný Francouz turboshaft motor, první spuštění v roce 1947. Původně koncipován jako pomocná napájecí jednotka (APU), byl brzy přizpůsoben leteckému pohonu a v padesátých letech minulého století našel mezeru jako pohonnou jednotku pro vrtulníky poháněné turboshaftem. Artoustes vytvořil licenci Bristol Siddeley (dříve Blackburn ) ve Velké Británii, Hindustan Aeronautics Limited v Indii a vyvinutý společností Kontinentální CAE v USA jako Continental T51. Výkon je obvykle v rozmezí 300 kW (400 k).

Varianty

Artouste I.

Artouste II

Artouste IIB

Artouste IIC

373 kW (500 k)^[1]

Artouste IIC-5

Artouste IIC-6

Artouste IIIB

410 kW (550 k)^[1]

Artouste IIID

Continental T51

Výroba a vývoj licencí společnosti Artouste v EU Spojené státy

Turbomeca Marcadau

A turbovrtulový varianta, Marcadau byl vývoj Artouste II, produkovat 300 kW (402 k) přes 2,3: 1 redukční převodovka.

Aplikace

Artouste

• Aérospatiale Alouette II
• Aérospatiale Alouette III
• Aerospatiale Lama
• Aerotécnica AC-14
• Atlas XH-1 Alpha
• Handley Page Victor - tak jako APU
• Hawker Siddeley Trident - tak jako APU
• IAR 316
• IAR 317
• Nord Norelfe
• Piasecki VZ-8 Airgeep
• SNCASO Farfadet
• Vickers VC10 - tak jako APU

Marcadau

• Morane-Saulnier Epervier

Vystavené motory

Turbomeca Artouste je veřejně vystavena na adrese:

• Muzeum vrtulníků (Weston)
• Aviodrome - letiště Lelystad - Nizozemsko

Specifikace (Artouste IIIB)

Turbomeca Artouste na Alouette III

Data z Letecké motory světa 1970^[2]

Obecná charakteristika

• Typ: Turboshaft
• Délka: 1815 mm (71,5 palce)
• Průměr: ~ 450 mm (18 palců) (pouzdro)
  
• Šířka: 507 mm (20,0 palce)
  
• Výška: 627 mm (24,7 palce)
• Suchá hmotnost: 154 kg (340 liber)

Součásti

• Kompresor: 1stupňový axiální + 1stupňový odstředivý
• Spalovače: Prstencová spalovací komora
• Turbína: 3stupňová turbína
• Typ paliva: Letecký petrolej, jako např Jet A, Jet A-1 nebo JP-4
• Olejový systém: Tlakový nástřik při 4,6 bar (66 psi) se zpětným tokem

Výkon

• Maximální výstupní výkon:
  

• Vzletový výkon: 437 kW (586 shp) (ekvivalent) (410 kW (550 shp) + 0,39 kN (88 lbf)) při 33 500 ot./min, bez jmenovitého výkonu
  
• Maximální trvalý výkon: 437 kW (586 shp) (ekvivalent) (410 kW (550 shp) + 0,39 kN (88 lbf)) při 33 500 otáčkách za minutu, do 5 000 m (16 000 ft)

• Celkový tlakový poměr: 5.2:1
• Hmotnostní tok vzduchu: 4,3 kg / s (9,5 lb / s)
• Vstupní teplota turbíny: JPT 773 K (500 ° C) při 33 500 ot./min
• Specifická spotřeba paliva: 0,46 kg / kW / h (0,76 lb / shp / h) (ekvivalent)
• Poměr výkonu k hmotnosti: 2,84 kW / kg (1,73 shp / lb) (ekvivalent)

Viz také

Související vývoj

• Continental T51

Související seznamy

• Seznam leteckých motorů

Reference

Poznámky

Bibliografie

• Taylor, John W.R. FRHistS. ARAeS (1962). Jane's All the World's Aircraft 1962-63. Londýn: Sampson, Low, Marston & Co Ltd.
• Gunston, Bill (1986). World Encyclopedia of Aero Engines. Wellingborough: Patrick Stephens. str. 163.