ターボメカアルトゥースト

アルトゥースト
	ターボメカアルトゥースト IIIB
タイプ	ターボシャフト
国籍	フランス
メーカー	ターボメカ
最初の実行	1947
主な用途	アエロスパシアルアルエット II ; アエロスパシアルアルエット III
に発展した	コンチネンタルT51

ターボメカアルトゥーストは、1947年に初めて稼働したフランスの初期のターボシャフトエンジンです。当初は補助動力装置(APU) として考案されましたが、すぐに航空機の推進装置に採用され、1950年代にはターボシャフト駆動ヘリコプターの動力装置としてニッチな市場を見つけました。アルトゥーストは、英国のブリストルシドレー(旧ブラックバーン) とインドのヒンダスタンエアロノーティクスリミテッドによってライセンス生産され、米国のコンチネンタル CAEによってコンチネンタル T51として開発されました。アルトゥーストには2つの主要なバージョンが製造されました。主にアエロスパシアルアルエット IIヘリコプターで使用されたアルトゥースト IIファミリーは、1段式遠心コンプレッサーと2段式タービンを備え、ギアボックス制限出力は300 kW (400 hp) でした。主にアエロスパシアル社のアルエットIIIおよびラマヘリコプターで使用されているアルトゥーストIIIファミリーには、2段軸遠心圧縮機と3段タービンがあり、ギアボックス制限出力は420～440kW（560～590馬力）でした。

バリエーション

アルトゥースト1世
アルトゥースト II
アルトゥースト IIB、IIB1: 離陸時300kW（400馬力）、連続245kW（330馬力）^[1]
アルトゥステ IIC、IIC1、IIC2、IIC5、IIC6: 離陸時300kW（400馬力）、連続245kW（330馬力）^[1]^[2]^[3]（エンジンギアボックスにより制限）; （ギアボックス制限がない場合、定格は離陸時に390kW（523馬力）、連続で353kW（473馬力））^[4]
アルトゥースト IIIB: 離陸時420kW（563馬力）、連続405kW（543馬力）（エンジンギアボックスにより制限）^[5]^[6]^[3]; （ギアボックス制限がない場合、海面定格は離陸時に640kW（858馬力）、連続で515kW（690馬力）です）^[5]
アルトゥースト IIIB1、IIID: 離陸時440kW（590馬力）、連続405kW（543馬力）（エンジンギアボックスにより制限）^[5]^[6]; （ギアボックス制限がない場合、海面定格は離陸時に640kW（858馬力）、連続で515kW（690馬力）です）^[5]
コンチネンタルT51: 米国におけるアルトゥーストのライセンス生産と開発
ターボメカマルカダウ: ターボプロップ派生型のマルカダウはアルトゥースト II の発展型で、2.3:1減速ギアボックスを通じて 300 kW (402 hp) を出力します。

アプリケーション

アルトゥースト

マルカダウ

モラーヌ＝ソルニエエペルヴィエ

展示されているエンジン

Turbomeca Artouste は、以下の場所で一般公開されています。

ヘリコプター博物館（ウェストン）
アヴィオドローム - レリスタット空港 - オランダ

仕様（アルトゥーストIIIB）

1970年世界の航空機エンジンのデータ^[7]

一般的な特徴

タイプ:ターボシャフト
長さ: 1,815 mm (71.5 インチ)
直径:約450 mm (18インチ) (ケース)
幅: 507 mm (20.0 インチ)
高さ: 627 mm (24.7 インチ)
乾燥重量: 154 kg (340 ポンド)

コンポーネント

圧縮機： 1段軸流＋1段遠心
燃焼器：環状燃焼室
タービン： 3段タービン
燃料タイプ:航空灯油（ Jet A、Jet A-1、JP-4など）
オイルシステム：リターン付き4.6バール（66psi）の圧力スプレー

パフォーマンス

最大出力:

離陸出力: 437 kW (586 shp) (同等) (410 kW (550 shp) + 0.39 kN (88 lbf)) 33,500 rpm、定格出力
最大連続出力: 437 kW (586 shp) (同等) (410 kW (550 shp) + 0.39 kN (88 lbf))、33,500 rpm、高度 5,000 m (16,000 ft)

総圧力比: 5.2:1
空気質量流量: 4.3 kg/s (9.5 lb/s)
タービン入口温度: JPT 773 K (500 °C)、33,500 rpm
燃料消費量: 0.46 kg/kWh (0.76 lb/(hp⋅h)) (相当)
パワーウェイトレシオ: 2.84 kW/kg (1.73 hp/lb) (同等)

参照

関連開発

コンチネンタルT51

関連リスト

航空機エンジンの一覧

参考文献

注記

^ ab 連邦航空局 (FAA) (2007 年 3 月 20 日)。「型式証明データシート No. E-300」。
^ 欧州航空安全機関 (EASA) (2016年8月1日). 「型式証明データシート No. E.137」(PDF)。
^ ab 「当社の製品：Artouste」。TURBOMECA - Safran Group。2008年12月18日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2021年9月1日閲覧。
^ テイラー、ジョンWR、FRHist.S.、ARAe.S. (1965)。ジェーンズ・オール・ザ・ワールド・エアクラフト 1965-66。ニューヨーク：マグロウヒル・ブック・カンパニー。p. 460。ISBN 9780531039151。{{cite book}}: CS1 maint: 複数の名前: 著者リスト (リンク)
^ abcd 連邦航空局 (FAA) (2007 年 3 月 20 日)。「型式証明データシート E1IN」。
^ ab 欧州航空安全機関 (EASA) (2016年8月1日). 「型式証明データシート No. E.091」(PDF)。
^ ウィルキンソン、ポール H. (1970)。『世界の航空機エンジン 1970 年版』（第 21 版）。ワシントン DC: ポール H. ウィルキンソン。178 ページ。

文献

ガンストン、ビル (1986)。『世界航空エンジン百科事典』ウェリングバラ: パトリック・スティーブンス。163 ページ。

[FAA_E-300-1] 連邦航空局 (FAA) (2007 年 3 月 20 日)。「型式証明データシート No. E-300」。

[EASA_E.137-2] 欧州航空安全機関 (EASA) (2016年8月1日). 「型式証明データシート No. E.137」(PDF)。

[Turbomeca-3] 「当社の製品：Artouste」。TURBOMECA - Safran Group。2008年12月18日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2021年9月1日閲覧。

[JAWA65-66p460-4] テイラー、ジョンWR、FRHist.S.、ARAe.S. (1965)。ジェーンズ・オール・ザ・ワールド・エアクラフト 1965-66。ニューヨーク：マグロウヒル・ブック・カンパニー。p. 460。ISBN 9780531039151。{{cite book}}: CS1 maint: 複数の名前: 著者リスト (リンク)

[FAA_E1IN-5] 連邦航空局 (FAA) (2007 年 3 月 20 日)。「型式証明データシート E1IN」。

[EASA_E.091-6] 欧州航空安全機関 (EASA) (2016年8月1日). 「型式証明データシート No. E.091」(PDF)。

[Wilkinson70-7] ウィルキンソン、ポール H. (1970)。『世界の航空機エンジン 1970 年版』（第 21 版）。ワシントン DC: ポール H. ウィルキンソン。178 ページ。