CN102003217A - 带有抗侵蚀前缘的翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种具有抗侵蚀前缘的翼型件。该翼型件包括翼型件主体部分和前缘部分。前缘部分包括多个功能不同的部分，至少包括：第一部分，其用于抵抗前缘部分的磨损；第二部分，其用于抵抗作用于前缘部分的弯曲力，且位于第一部分之后。

Description

带有抗侵蚀前缘的翼型件
本发明涉及一种具有抗侵蚀前缘的翼型件(aerofoil)。
在航空发动机中，旋转的和静止的翼型件的前缘常常遭受高水平的侵蚀和冲击载荷。尤其是风扇翼片(blade)和导流叶片(vane)承受苛刻的磨损环境，包括尘土、沙子、冰和水以及偶然的来自异物的冲击，例如鸟和其他碎片。因此常常加强前缘，以使其面对这类环境具有更好的恢复性。
按照常规，就金属翼型件来说，金属的选择可能足以保证对苛刻的环境的适当的抵抗力，或者增加表面覆层，以增加抵抗力。但是，当考虑用于风扇翼片和导流叶片的复合技术(composite technologies)时，复合材料本身不足以经受住普通等级的侵蚀或者冲击。因此，如果在其前缘不给予复合翼片额外的保护，损伤会进入翼型件的更加结构性的部分。因此，提出了很多解决方案，包括围绕前缘包覆金属片。这对侵蚀提供了一定的保护，并为修整前缘提供了可能性。其也对来自异物的冲击提供了保护。在航空发动机领域该方法得到了广泛的应用。
但是，当在复合翼型件的前缘使用金属护套时，需要对护套和翼型件两者实施单独的表面处理，然后再将两者结合在一起，这需要额外的生产步骤。此外，因为金属护套通常不是翼型件的结构性组件，其增加重量而不增加结构性性能。
另一个问题在于，航空价值规则(air worthiness regulations)规定，任何分离的或者可分离的组件必须包含在发动机内，而且不能对飞机或者任何地面设备造成威胁。因此，需要采取措施，以包含任何可能在高能冲击事件中分离并松脱的金属前缘。当用于旋转组件(例如风扇翼片)时，这是一个特别重要的问题。如果金属前缘从风扇翼片上松脱，其能够有效地成为一支高能的矛，如果未被包含，其能够对飞机造成的严重的威胁。包含这类金属组件需要增加用以包含它们的结构的成本和的重量。
当使用金属网作为加强时，尽管其不那么可能松脱，但它们的缺点是无法进行修整。这意味着当前缘达到其侵蚀极限时，必须以相当长的时间和相当高的费用更换整个翼型件。
本发明由现在应引用的所附的独立权利要求限定。进一步优选的特征可以在附加的从属权利要求中找到。
本发明提供一种具有抗侵蚀前缘的翼型件，该翼型件包括：翼型件主体部分(aerofoil main body portion)和前缘部分(leading edgeportion)，其中前缘部分包括多个功能不同的部分，至少包括：第一部分，其用于抵抗前缘部分的磨损；第二部分，其用于抵抗作用于前缘部分的弯曲力，且位于第一部分之后；其中第一部分通过包括第一网状物(mesh)的第一装配构件附在前缘部分的其余部分(rest)上，且其中第一装配构件可以被加热，以将第一部分与前缘部分的其余部分分离。
优选地，第一部分包括包含抗磨损材料的损耗层(sacrificial layer)。
抗磨损材料可以包括碳化硅(silicon carbide)颗粒、切短纤维(chopped strand fibres)或者纳米纤维。
第二部分可以主要包括单向纤维(unidirectional fibres)。
在优选的设置中，前缘部分包括主体部段(body section)和翼部部段(wing section)，其中主体部段包括第一和第二部分，而翼部部段延伸于翼型件主体。
前缘部分可以限定键槽(rebate)，而翼型件主体部分可以包括位于键槽中的键(key)。
优选地，第二装配构件位于键和键槽之间，第二装配构件包括第二网状物，其中第二装配构件可以被加热，以将前缘部分与翼型件主体分离。
翼型件主体和前缘部分各自至少可以部分地由纤维加强的热塑性材料成形。
翼型件可以包括用于航空发动机的风扇翼片。
根据本发明的第二方面所述，提供一种具有抗侵蚀前缘的翼型件，翼型件包括：翼型件主体部分和前缘部分，其中前缘部分包括多个功能不同的部分，至少包括：第一部分，其用于抵抗前缘部分的磨损；第二部分，其用于抵抗作用于前缘部分的弯曲力，且位于第一部分之后；其中第二部分包括基本上单向的纤维。
同样，提供一种具有抗侵蚀前缘的翼型件，该翼型件包括：翼型件主体部分和前缘部分，其中前缘部分包括多个功能不同的部分，至少包括：第一部分，其用于抵抗前缘部分的磨损；第二部分，其用于抵抗作用于前缘部分的弯曲力，且位于第一部分之后；其中前缘部分限定键槽，而翼型件主体部分包括位于键槽中的键。
第二装配构件可以位于键和键槽之间，第二装配构件包括第二网状物，其中第二装配构件可以被加热，以将前缘部分与翼型件主体分离。
根据另一方面所述，提供一种用于从根据前面十二段中任意段所述的翼型件取下第一部分的方法，该方法包括加热第一网状物并将第一部分与前缘部分分离的步骤。
优选地，第一网状物包括在第一部分中。
加热可以通过使电流流经第一网状物而完成。
本发明同样包括一种航空发动机，其包括根据此处任意陈述所述的翼型件。
现在仅通过举例的方法描述本发明的优选实施例，参考所附的示意图，其中：
图1以示意图的形式展示了根据本发明的第一实施例所述的翼型件；
图2通过细节截面视图展示了图1中的翼型件的前缘部分；而
图3通过截面图展示了根据本发明所述的翼型件的第二实施例。
本发明特别涉及用于翼型件的前缘，其能够应用于复合翼型件，以提供抗侵蚀和抗冲击能力，同时允许修整、甚至简单地替换前缘。此外，如果松脱，本发明建议的前缘结构根据设计将会破碎(非常类似翼型件的主干部分)，只释放出容易包含的小的、低能量的碎片。
本发明的实施例提供纤维加强的热塑性的前缘，其能够可分离地安装在纤维加强的热塑性的翼型件上，例如旋转的风扇翼片或者用在涡扇航空发动机的旁通函道中的出口导流叶片。但是，本发明不局限于用于纤维加强的热塑性的翼型件，同样可以应用于金属的或者纤维加强的环氧化物的或者苯酚的翼型件。
转向图1，其总体上以10标示出具有前缘12、后缘14、压力侧16和吸力侧18的翼型件。翼型件10包括连接在一起的主体20和前缘部分22，其如下所述。
前缘部分22具有前部部段(或者说主体部段)22a和以翼部部分22b形式出现的装配部分，翼部部分向后延伸以安装在翼型件主体20上。主体20具有容纳在前缘部分22的翼部部分22b之间的键部分20a。
翼型件主体20在该实施例中由纤维加强的热塑性塑料制成，而前缘部分22为复合材料，其在功能上从前缘向后朝主体20方向是分级的，使得前缘部分22的不同部分对于不同的功能达到优化。
图2以细节截面图展示了前缘部分22。
翼部部分22b由纤维加强的热塑性塑料的层叠(lay-up)24成形，其中纤维的方向是多角度的，以与主体20的结构尽可能接近地相匹配。
层叠从压力侧到吸力侧围绕翼型件的前缘而延伸，并限定了键槽26，其用于容纳翼型件的主体20的键部分20a(见图1)。
在层叠24和键槽26之间是单向复合材料的条状物(noodle)28——基体内的单向纤维条——其为翼型件前缘提供弯曲抵抗和径向加强。
可选的金属网30位于键槽26中。另一金属网32包裹层叠24。
保护性的前缘部分22的最前面的部分是由热塑性的基体材料制成的损耗边缘层34，其不是由长纤维加强，而是由摩擦材料(abrasivematerial)、例如硅树脂碳化物颗粒34a加强。备选地，可以使用切短纤维、纳米纤维或者其他合适的抗磨损材料。提供的颗粒的含量大约是5％或者更少。摩擦材料颗粒的含量应选择处于这样的水平：既提供一定的对侵蚀的抵抗力，但也不过大而使基体变得易碎。这种颗粒的最大含量因此可能大约为30％，而用于最佳性能的工作范围(working range)在2-8％之间。为了便于制造，沿翼片的长度方向(即在翼展方向)可以使用同样的颗粒含量、尺寸和类型。但是，在前缘部分22的不同区域也可以具有不同的颗粒含量、尺寸或者颗粒的混合物，尽管这会增加成本。颗粒的优选的尺寸选择在大约10-100μm之间。使用较小的颗粒尺寸可能潜在地提高机能和安全风险，而较大的颗粒尺寸可能潜在地导致热塑性基体和颗粒本身之间过大的不连续性。
为制造前缘部分22，颗粒34a与液态的基体相混合，基体可以热冲压或者模制或者注射或者挤压成一定形状。优选地，在其成形时将带有颗粒的基体与金属网32相结合。
损耗层34的顶点和金属网32的顶点之间的长度典型地在5-20mm之间。提供额外的损耗材料34以允许修整(其通常不超过3mm)，以允许达到精确的空气动力学轮廓。
损耗层34通过金属网32与前缘部分22的其余部分相连接。万一发生损坏或者过分磨损，这便于容易地取下和重新安装损耗层。网状物32可以用任何合适的材料成形，例如铜、镍或者铬镍铁合金，而理想地，其曲率半径大约是前缘在网状物位置的厚度的一半。
简单地取下损耗层可以通过使电流流经金属网32直至其达到高于基体材料(其是热塑性的)的熔点的温度来完成，其后可以很容易地取下损耗层34并安装新的损耗层。若前缘部分和翼型件主体具有相同的热塑性(家族)基体，该方法也能够很方便地用于将整个前缘部分22附在翼型件主体上(使用可选的网状物30)。对于网状物30，其应选用的尺寸为0.5-5mm，而优选地在2-3mm范围内，其足够小以加热和融化树脂而不损伤下面的翼部部分22b，但是在冷却后仍然提供很好的机械键。
翼部部分22b优选地为层压的复合材料，其布置成各层为准各向同性——也即0°、±45°和90°纤维层叠都出现在层叠24中。纤维应至少是多角度的，或者甚至是编织的，以抑制当从翼型件主体20取下前缘部分22时潜在的损害。
在上述实施例中，前缘部分22是与翼型件主体20分开的组件，这两个组件是共同固化或者共同连接在一起的。但是，也可以利用完全集成的前缘部分达到类似的功能效果。
图3展示了备选的实施方式，其中前缘部分和翼型件主体为整体成形，翼部部分22b完全向后延伸，以形成整个压力侧16和吸力侧18。再一次，提供损耗边缘层34、条状物28和网状物32，用以容易地取下损耗层34。
本发明的一个优点在于相比相同的金属翼片前缘潜在地更轻。加之，任何组件的破碎和/或松脱将会处于低能量情况下，使得组件分解，而不再是单个的潜在地有破坏性的碎片。维修费用将会降低，因为只有前缘的最前端的部分需要更换，而且翼型件也获得更好的抗冲击能力，因为损耗层34在冲击能够到达翼型件的结构部分前也起到褶皱区的作用。最后，前缘部分更不容易松脱，因为在大多数情况下，其基本上与下面的翼型件主体是同一种材料。
在联系风扇翼片或者导流叶片来考虑上述实施例的同时，专业人员可以意识到本发明同样可应用于其他翼型件组件，例如发动机定子(engine section stator)，也可应用于分流器整流罩的前缘和叶片组(如出口导流叶片或者灯火管制叶片组)的前缘。

Claims (13)

1.一种具有抗侵蚀前缘(22)的翼型件(10)，所述翼型件包括：
翼型件主体部分(16)和前缘部分(22)，其中所述前缘部分包括多个功能不同的部分，至少包括：
第一部分(22a)，其用于抵抗所述前缘部分的磨损，以及
第二部分(28)，其用于抵抗作用于所述前缘部分的弯曲力，且位于所述第一部分之后；其中所述第一部分通过包括第一网状物(32)的第一装配构件附接在所述前缘部分的其余部分上，且其中所述第一装配构件适于被加热，以将所述第一部分与所述前缘部分的其余部分分离。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一部分包括包含抗磨损材料(34a)的损耗层(34)。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述抗磨损材料包括硅树脂碳化物的颗粒、切短纤维或者纳米纤维。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的翼型件，其特征在于，所述第二部分包括基本上单向的纤维。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的翼型件，其特征在于，所述前缘部分包括主体部段(22a)和翼部部段(22b)，其中所述主体部段包括所述第一部分和所述第二部分，而所述翼部部段在所述翼型件主体上延伸。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的翼型件，其特征在于，所述前缘部分限定了键槽，而所述翼型件主体部分包括位于所述键槽中的键。
7.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，所述键和所述键槽之间定位有第二装配构件，所述第二装配构件包括第二网状物，其中所述第二装配构件能够被加热，以将所述前缘部分与所述翼型件主体分离。
8.根据权利要求1-7中任一项所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件主体和所述前缘部分都至少部分地由纤维加强的热塑性材料成形。
9.根据权利要求1-8中任一项所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括用于航空发动机的风扇翼片。
10.一种航空发动机，包括根据权利要求1-9中任一项所述的翼型件。
11.一种把第一部分从根据前述权利要求任一项所述的翼型件上取下的方法，该方法包括加热所述第一网状物并将所述第一部分与所述前缘部分的其余部分分离的步骤。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述第一网状物被包括在所述第一部分内。
13.根据权利要求11或12所述的方法，其特征在于，通过使电流流经所述第一网状物来完成加热。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103128964A (zh) * 2011-11-28 2013-06-05 通用电气公司 用于在翼型件上施加可变表面纹理的设备
CN109018033A (zh) * 2017-06-12 2018-12-18 福特全球技术公司 带空气动力学形状翼型截面的汽车行李箱盖扰流板
CN109882248A (zh) * 2017-12-06 2019-06-14 通用电气公司 用于复合部件的不连续模制带磨损接合部
US10415587B2 (en) 2014-05-05 2019-09-17 Horton, Inc. Composite fan and method of manufacture

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2981292B1 (fr) * 2011-10-18 2013-11-01 Snecma Procede de fabrication d'une aube finalisee en materiau composite
FR2994717B1 (fr) * 2012-08-23 2017-04-14 Snecma Aube a bord renforce pour une turbomachine
US20160010470A1 (en) * 2013-03-14 2016-01-14 United Technologies Corporation Frangible Sheath for a Fan Blade of a Gas Turbine Engine
US10519788B2 (en) 2013-05-29 2019-12-31 General Electric Company Composite airfoil metal patch
WO2015002976A1 (en) * 2013-07-01 2015-01-08 United Technologies Corporation Airfoil, and method for manufacturing the same
JP6150054B2 (ja) * 2013-07-02 2017-06-21 株式会社Ihi 静翼構造及びこれを用いたターボファンジェットエンジン
US20150041590A1 (en) * 2013-08-09 2015-02-12 General Electric Company Airfoil with a trailing edge supplement structure
JP6392027B2 (ja) 2013-08-30 2018-09-19 株式会社東芝 タービン翼
EP3044419B1 (en) 2013-09-09 2019-10-02 United Technologies Corporation Airfoil and manufacturing method
WO2015069335A2 (en) * 2013-09-09 2015-05-14 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
CA2936196A1 (en) 2014-01-16 2015-07-23 General Electric Company Composite blade root stress reducing shim
JP6278191B2 (ja) * 2014-04-07 2018-02-14 株式会社Ihi 複合材翼及び複合材翼の製造方法
US9745851B2 (en) 2015-01-15 2017-08-29 General Electric Company Metal leading edge on composite blade airfoil and shank
US10473086B2 (en) * 2015-08-26 2019-11-12 General Electric Company Erosion resistant leading edge cap for a wind turbine rotor blade
US11149642B2 (en) 2015-12-30 2021-10-19 General Electric Company System and method of reducing post-shutdown engine temperatures
US11053861B2 (en) 2016-03-03 2021-07-06 General Electric Company Overspeed protection system and method
US10677259B2 (en) 2016-05-06 2020-06-09 General Electric Company Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge
US10337405B2 (en) 2016-05-17 2019-07-02 General Electric Company Method and system for bowed rotor start mitigation using rotor cooling
US10815797B2 (en) * 2016-08-12 2020-10-27 Hamilton Sundstrand Corporation Airfoil systems and methods of assembly
US10583933B2 (en) 2016-10-03 2020-03-10 General Electric Company Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling
EP3406424B1 (en) 2017-05-22 2021-04-28 Ratier-Figeac SAS Aircraft blade and methods of forming and repairing an aircraft blade
US10947993B2 (en) 2017-11-27 2021-03-16 General Electric Company Thermal gradient attenuation structure to mitigate rotor bow in turbine engine
CN108071425B (zh) * 2017-12-11 2019-11-12 大连理创科技有限公司 轴流涡轮
US11149558B2 (en) 2018-10-16 2021-10-19 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with layup change
US11434781B2 (en) 2018-10-16 2022-09-06 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including an internal cavity
US10760428B2 (en) 2018-10-16 2020-09-01 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
US11111815B2 (en) 2018-10-16 2021-09-07 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with fusion cavities
US10837286B2 (en) 2018-10-16 2020-11-17 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with chord reduction
US10746045B2 (en) 2018-10-16 2020-08-18 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including a retaining member
GB201816894D0 (en) * 2018-10-17 2018-11-28 Rolls Royce Plc Component shielding
US11946391B2 (en) * 2021-03-11 2024-04-02 General Electric Company Turbine engine with composite airfoil having a non-metallic leading edge protective wrap
US12116903B2 (en) 2021-06-30 2024-10-15 General Electric Company Composite airfoils with frangible tips
US11674399B2 (en) 2021-07-07 2023-06-13 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
US11668317B2 (en) 2021-07-09 2023-06-06 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
KR102338703B1 (ko) * 2021-07-26 2021-12-13 한국전력기술 주식회사 드론용 프로펠러
GB202113817D0 (en) * 2021-09-28 2021-11-10 Rolls Royce Plc Method of metal work repair in hybrid composite blades
US11879411B2 (en) 2022-04-07 2024-01-23 General Electric Company System and method for mitigating bowed rotor in a gas turbine engine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1860557A (en) * 1930-09-12 1932-05-31 Firm Gustav Schwarz G M B H Propeller for aircraft
US5174024A (en) * 1990-09-17 1992-12-29 Sterrett Terry L Tail rotor abrasive strip
US5346367A (en) * 1984-12-21 1994-09-13 United Technologies Corporation Advanced composite rotor blade
US5725354A (en) * 1996-11-22 1998-03-10 General Electric Company Forward swept fan blade
US6132857A (en) * 1996-02-29 2000-10-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moterus D'aviation "Snecma" Hybrid component with high strength/mass ratio and method of manufacturing said component
US20050271881A1 (en) * 2004-05-24 2005-12-08 Hong Shek C Abrasion resistant coatings
CN1847428A (zh) * 2005-04-15 2006-10-18 斯奈克玛 叶片前缘的保护件
EP2022942A1 (en) * 2007-07-23 2009-02-11 General Electric Company Airfoil and method for protecting airfoil leading edge

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB548338A (en) 1940-08-24 1942-10-07 Walter Brierley Improvements in or relating to airscrews
US2431184A (en) 1943-09-23 1947-11-18 United Aireraft Corp Composite blade
US3892612A (en) 1971-07-02 1975-07-01 Gen Electric Method for fabricating foreign object damage protection for rotar blades
US3762835A (en) * 1971-07-02 1973-10-02 Gen Electric Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods
US4006999A (en) 1975-07-17 1977-02-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Leading edge protection for composite blades
US4842663A (en) 1988-04-29 1989-06-27 Kramer Leslie D Steam turbine blade anti-erosion shield and method of turbine blade repair
US5449273A (en) 1994-03-21 1995-09-12 United Technologies Corporation Composite airfoil leading edge protection
US5486096A (en) 1994-06-30 1996-01-23 United Technologies Corporation Erosion resistant surface protection
DE19627860C1 (de) 1996-07-11 1998-01-08 Mtu Muenchen Gmbh Schaufel für Strömungsmaschine mit metallischer Deckschicht
US5951524A (en) * 1998-11-23 1999-09-14 Enriquez; Oscar Guard and holder for various sized tubes
US20080159870A1 (en) * 2006-12-14 2008-07-03 Hontek Corporation Method and coating for protecting and repairing an airfoil surface using molded boots, sheet or tape
US7435056B2 (en) 2006-02-28 2008-10-14 Honeywell International Inc. Leading edge erosion protection for composite stator vanes
US8800145B2 (en) * 2008-12-30 2014-08-12 Sikorsky Aircraft Corporation Refurbishing method and system for a main rotor blade spar
US8556589B2 (en) * 2009-06-24 2013-10-15 Teledyne Scientific & Imaging, Llc Hybrid composite for erosion resistant helicopter blades
GB0914502D0 (en) * 2009-08-19 2009-09-30 Rolls Royce Plc Electrical conductor paths

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1860557A (en) * 1930-09-12 1932-05-31 Firm Gustav Schwarz G M B H Propeller for aircraft
US5346367A (en) * 1984-12-21 1994-09-13 United Technologies Corporation Advanced composite rotor blade
US5174024A (en) * 1990-09-17 1992-12-29 Sterrett Terry L Tail rotor abrasive strip
US6132857A (en) * 1996-02-29 2000-10-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moterus D'aviation "Snecma" Hybrid component with high strength/mass ratio and method of manufacturing said component
US5725354A (en) * 1996-11-22 1998-03-10 General Electric Company Forward swept fan blade
US20050271881A1 (en) * 2004-05-24 2005-12-08 Hong Shek C Abrasion resistant coatings
CN1847428A (zh) * 2005-04-15 2006-10-18 斯奈克玛 叶片前缘的保护件
EP2022942A1 (en) * 2007-07-23 2009-02-11 General Electric Company Airfoil and method for protecting airfoil leading edge

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103128964A (zh) * 2011-11-28 2013-06-05 通用电气公司 用于在翼型件上施加可变表面纹理的设备
US10415587B2 (en) 2014-05-05 2019-09-17 Horton, Inc. Composite fan and method of manufacture
US10914314B2 (en) 2014-05-05 2021-02-09 Horton, Inc. Modular fan assembly
CN109018033A (zh) * 2017-06-12 2018-12-18 福特全球技术公司 带空气动力学形状翼型截面的汽车行李箱盖扰流板
CN109882248A (zh) * 2017-12-06 2019-06-14 通用电气公司 用于复合部件的不连续模制带磨损接合部

Also Published As

Publication number Publication date
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