El Turbomeca Artouste fue un motor turboeje francés desarrollado en el año 1947. En 1950 Artouste era el mayor pionero del mundo en los motores turboejes. Esto hizo posible el Sud-Aviation (más tarde se convertiría en Aérospatiale) Alouette, el primer motor turboeje producido en masa en el mundo. El motor pronto se desarrolló se mejoró incorporándole el compresor axial y tres escalones de turbina. Gran número de Artouste II y Artouste III todavía están en operativo
Versiones
thumb|Turbomeca Artouste en un Alouette III. Artouste IIC: Incorporado en el SE 313B Alouette II, voló por primera vez el 12 de marzo de 1955 y fue certificado para volar el 2 de mayo de 1957. Se fabricaron hasta 1964, contabilizando un total de 1445 unidades, sin contabilizar los fabricados bajo licencia por HAL en India y por Blackburn y Bristol Siddeley, quien más tarde se convertiría en Rolls Royce. Artouste III: Es una versión mejorada que se instaló en todas las series de helicópteros Aérospatiale SA 315B Lama y SA 316B Alouette III. Se fabricaron bajo licencia motores en India, bajo la compañía HAL para incorporarlos a los helicópteros Cheetah
Aplicaciones
Aérospatiale Alouette II Aérospatiale Alouette III Aérospatiale SA 315B Lama Aerotécnica AC-14 Handley Page Victor - como APU
Características TécnicasTodos los datos sobre características técnicas han sido extraídos del Jane's all the world aircrafts
Tipo
Motor turboeje de un solo eje.
Admisión
Fabricado en aluminio con una entrada de aire rectangular en un lado, y la salida del eje motor en la parte frontal
Compresor
Artouste II: Una etapa de compresor centrífugo simple y después etapas axiales. Gasto de 3,2 kg/s (7,05 lb/s). Relación de compresión de 3,88 Artouste III: Una etapa axial seguida de una etapa centrífuga. Gasto de 4,3 kg/s (9,5 lb/s). Relación de compresión: en el III, 5,2; en el IIIB, 5,3.
Cámara de combustión
Cámara de tipo anular inversa con un inyector centrífugo montado en el eje. Dos bujías.
Turbina
Artouste II: Dos etapas axiales con las palas integradas en el disco. Artouste III: Tres etapas axiales.
Accesorios
Potencia para los mecanismos de aceite y combustible y un encendedor de 2,5 kW y un generador tacómetro.
Tobera
Máxima temperatura de salida 500 °C.
Combustible
AIR 3405, y en el II solamente petróleo para el encendido.
Aceite
AIR 3512 o 3155A del tipo mineral.
Dimensiones
Longitud II: 1440 mm III: 1815 mm
Ancho II: 390 mm III: 507 mm
Altura II: 545mm III: 627mm
Peso en seco II: 115 kg IIIB: 182 kg IIID: 178 kg
Actuaciones a nivel del mar (ISA)Todos los datos sobre actuaciones han sido extraídos del Jane's all the world aircrafts
T-O
II: 395 kW a 34000 rpm IIIB: 420 kW a 33300 rpm
Máximo de manera continua
II: 358 kW a 34000 rpm IIIB, IIID: 405 kW a 33300 rpm
Consumo específico de combustible
II: 139 μg/J IIIB: 128,7 μg/J IIID: 126,2 μg/J
Referencias
Véase también
Motor de aviación Motor de aeronave Aérospatiale SA 315B Lama Turbomeca
Enlaces externos
Página web de Turbomeca
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