CN102774502A - 包括以楔效应夹紧发动机附接件的块体的用于附接飞行器发动机的装置 - Google Patents

Abstract

一种用于安装飞行器发动机的装置（34），该装置（34）包括：刚性结构（38）；包括连接板（74）的发动机附接件（40），该连接板（74）叠置到所述刚性结构（38）的相关联的连接板（76）；以及用于所述连接板（74，76）相互之间的紧固的器件，该器件包括至少一个楔效应紧固块体（78）以及所述连接板（74，76）的相应的支承表面（94，96），所述支承表面（94，96）构造成使得当沿平行于所述板（74，76）之间的接触表面（98）的平面（P）的方向抵靠所述支承表面（94，96）而施加每个紧固块体（78）时，此紧固块体（78）通过楔效应施加用于使所述连接板沿垂直于所述平面（P）的方向抵靠彼此紧固的力。

Description

包括以楔效应夹紧发动机附接件的块体的用于附接飞行器发动机的装置

技术领域

本发明总体涉及一种用于安装飞行器发动机的装置，例如用于设置在飞行器机翼与相关联的发动机之间的装置，以及涉及包括这样的安装装置的发动机单元。 

本发明还涉及一种用于将发动机附接件固定到这样的附接装置的刚性结构的方法。 

本发明可以用于配备有喷气涡轮发动机或涡轮螺旋桨发动机的任何类型的飞行器。 

这种类型的安装装置——也称作安装挂架或“EMS”（“发动机安装结构”）——可以同等地用于将发动机悬挂在飞行器的机翼下方，用于将该发动机安装在该相同机翼的上方，或还可以用于将该发动机固定到飞行器的机身的后部。 

背景技术

事实上，通常提供这样的安装装置以形成涡轮发动机与飞行器的机翼之间的连接接口。安装装置能够使由安装装置的相关联的涡轮发动机产生的力传递到该飞行器的结构，且还提供发动机与飞行器之间的燃料系统、电力系统、液压系统和空气系统的通路。 

为保证力的传递，安装装置包括刚性结构，刚性结构通常为“箱”型，即，由上部和下部翼梁的组件以及通过横肋连接到一起的面板或侧向翼梁的组件而形成。 

另一方面，所述装置设置有置于涡轮发动机与刚性结构之间的附接器件，这些器件通常包括分别为前部附接件和后部附接件的两个发动机附接件以及用于承受由涡轮发动机产生的推力的装置。 

这些发动机附接件中的每个通常包括在下文中称作连接板的板，连接板用于将发动机附接件附接到前述刚性结构。该连接板通常穿过发动机的轴线垂直地延伸至刚性结构的中间平面。换句话说，在用于安装成悬挂在飞行器的机翼下方的发动机的装置的情况下，当飞行器静止时前述连接板水平延伸。 

此外，刚性结构包括在下文中称作连接板的两个板，连接板用于附接前述发动机附接件的连接板。 

图1示出已知类型的安装装置10的一部分，并且更特别地示出装置的刚性结构14的连接板12以及该装置的发动机附接件18的连接板16。 

如由图1所示出的，两个叠置的连接板12、16通过也称作“栓塞”的对中销20——对中销20中的一个在图1中可见——而相对于彼此定中心，并且这些板通过例如数量为四个的牵引螺栓22彼此附接。定心销20允许与板之间的接触表面的平面P平行的力的传递，而牵引螺栓基本允许承受垂直于该平面P的力。 

但是，这种类型的构造需要使用相对庞大和笨重的牵引螺栓22，并且需要高等级的紧固转矩施加到这些螺栓上，该转矩难以通过单个操作员而施加，使得对这些螺栓的紧固通常由两个操作员共同完成。 

此外，牵引螺栓22不允许连接板12、16之间的足够的摩擦力以防止由于前述定心销的安装游隙所引起的板的相对滑动。此时，由图1和图2中的相应箭头24和26示意性地表示的这样的滑动引起板的接触磨损，特别在飞行器每次起飞和降落期间是这样。 

发明内容

本发明的目的是特别地为这些问题提供一种简单的经济而有效的解决方案，通过本发明可以避免前述缺陷中的至少一部分。 

本发明为此目的提供了一种用于安装飞行器发动机的装置，该装置包括刚性结构，至少一个用于将发动机附接到所述刚性结构的发动机附接件，并包括叠置到所述刚性结构的相关的连接板的连接板，以及所述发动机附接件的和所述刚性结构的所述各自的连接板相互之间的紧固器件。 

根据本发明，所述紧固器件包括至少一个具有楔效应的紧固块体以及所述连接板各自的相应的支承表面，所述支承表面构造成使得当沿着与这两个连接板之间的接触表面的平面相平行的方向抵靠所述支承表面而连带地应用所述紧固块体时，所述紧固块体通过楔效应产生使所述连接板沿垂直于所述平面的方向抵靠彼此而紧固的力。 

通过楔效应块体，可以获得安装装置或挂架的刚性结构的和发动机附接件的各自的连接板相互之间的紧固，因此，楔效应紧固块体提供避免采取现有技术中所使用的类型的牵引螺栓的可能性。 

因此，本发明提供了质量和体积上的益处，并进一步提供方便发动机附接件安装操作的可能性。实际上，楔效应块体的安装不需要使用如在现有技术中的牵引螺栓的情况下的大的紧固转矩。 

此外，楔效应能够使紧固块体布置成防止连接板彼此之间的任何相对滑动。 

因此，本发明能够极大限制前述连接板的接触磨损的风险。 

应当注意到，根据本发明的安装装置可以同等地用于将发动机悬挂在飞行器的机翼的下方、用于将该发动机安装在该相同机翼的上方、或还可以用于将该发动机固定到飞行器的机身的后部。 

与发动机附接件的和安装装置的刚性结构的各自的连接板一样，前述紧固块体优选地由金属制成。 

在这种情况下，前述支承表面优选地相对于两个板之间的接触表面的平面具有约10度的角。 

安装装置优选地包括用于张紧每个所述楔效应紧固块体的附加器件。 

这些张紧器件提供对连接板的前述支承表面应用的每个紧固块体进行保持的可能性，并因此确保这些板相互之间的紧固。 

每个紧固块体与相应的支承表面之间的接触产生的摩擦力的作用可以有利于保持抵靠这些表面的块体，甚至可以通过自身而足以保证这样的保持。在每种情况下，附加张紧器件相对于两个连接板的脱离的任何风险而提供附加的安全性。 

在本发明的第一优选实施方式中，用于张紧每个紧固块体的所述器件包括用于将所述块体附接到与其相邻的两个紧固块体的器件。 

在这种情况下，由于这些块体沿着每个连接板的边缘充分分布，因此紧固块体相互之间的附接能够使这些块体保持应用成抵靠连接板的相应支承表面。 

为此，所述楔效应紧固块体优选地适于使得所有这些块体完全包围每个所述连接板的边缘。 

通常，根据该第一实施方式的本发明特别地具有这样的优点：不需要在连接板中出现用于使紧固配合螺栓通过的面对每个紧固块体的孔，这能够优化这些连接板的强度。 

每个紧固块体有利地包括两个端板，端板设计成例如通过螺栓附接到两个相邻块体的相对应的端板。 

在本发明的第二优选实施方式中，用于张紧每个楔效应紧固块体的所述器件包括紧固配合螺钉，紧固配合螺钉接合到固定到至少一个所述连接板的带螺纹器件中以保持抵靠所述板的所述各自的支承表面而施加所述紧固块体。 

因此，每个紧固块体可以独立于其它紧固块体而抵靠连接板的相应支承表面而紧固。 

此外，每个紧固块体可以沿每个连接板的边缘相对有限地延伸，并因此大体上是相对紧凑和重量轻的。 

在本发明的第二优选实施方式中，所述连接板中的每个均优选地包括至少一个通孔，筒形螺母容置在通孔中，所述紧固配合螺钉接合到筒 形螺母中并且筒形螺母形成所述带螺纹器件。 

由此，筒形螺母能够保持前述紧固配合螺钉，并因此保持相应紧固块体。 

这样的螺母具有本领域普通技术人员众所周知的优点，由于可以容易地将该螺母从螺母的孔中取出，因此特别地能够非常容易地控制螺母的状况。 

在本发明的第二优选实施方式中，所述连接板有利地包括至少一对相应槽，所述一对相应槽面对彼此以共同地形成用于使前述紧固配合螺钉通过的通道，该通道通至容纳筒形螺母的所述通孔。更确切地，当所述筒形螺母在所述通孔的内部处于其操作位置时，所述通道通至用于接纳所述紧固配合螺钉的所述筒形螺母的内螺纹孔。 

通常，由于所述连接板呈四边形的形状，因此所述紧固器件优选地包括分别分布在所述四边形的顶点处的四个楔效应紧固块体。 

这种构造能够适当地分配由紧固块体引起的用于紧固连接板的力。 

此外，安装装置优选地包括前部发动机附接件和后部发动机附接件，前部发动机附接件和后部发动机附接件都配备有上述类型的紧固块体。 

本发明还涉及一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括发动机以及上述类型的用于安装该发动机的装置。 

本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个上述类型的发动机组件。 

最后，本发明涉及一种用于将发动机附接到上述类型的安装装置的刚性结构的方法，该方法包括抵靠分别属于所述发动机附接件和所述刚性结构的两个叠置连接板的相应支承表面而紧固至少一个楔效应紧固块体，以通过楔效应实现所述板相互之间的紧固。 

具有楔效应的每个所述紧固块体的紧固可以通过不同的方法实现。紧固可以仅仅通过紧固块体与前述支承表面之间的摩擦力而实现，或优选地通过应用用于张紧所述紧固块体的器件而实现。 

如上所述，这样的张紧器件可以包括紧固配合螺钉，紧固配合螺钉中的每一个均同时地接合到相应紧固块体中并接合到固定到连接板的带螺纹器件中，或可替代地，包括用于将每个紧固块体附接到与其相邻的两个块体的器件。 

附图说明

通过阅读以下以非限制性示例的方式作出的描述并参照所附附图，可以更好地理解本发明，并且本发明的其它细节、优点和特征将变得显而易见，在附图中： 

图1和图2，其已经进行了描述，是已知类型的安装装置的局部示意性纵向截面示图； 

图3是包括根据本发明的第一优选实施方式的安装装置的用于飞行器的发动机组件的示意性侧视图； 

图4是图3中的安装装置的局部示意性纵向截面图，其中非常示意性地示出本发明的原理； 

图5是图3中的安装装置的局部示意性立体图，其中示出紧固之前的楔效应紧固块体； 

图6是类似于图5的示图，其中示出紧固之后的楔效应紧固块体； 

图7是根据本发明的第二优选实施方式的安装装置的局部示意性立体图。 

在所有这些附图中，相同的附图标记标示相同或相似的元件。 

具体实施方式

参照图3，可以看到用于飞行器的发动机组件30，将被附接到所述飞行器的机翼32下方，该组件30包括：根据本发明的第一优选实施方式的安装装置或挂架34；以及附接到该安装挂架34下方的发动机36例如喷气涡轮发动机。 

总体上，安装挂架34包括：也称为主结构的刚性结构38；以及用于将发动机36附接到该结构38的器件，这些附接器件包括发动机附接件40、42以及用于承受由发动机36产生的推力的装置44。 

作为一种表示方式，应当注意到发动机组件30趋于由发动机短舱（未示出）围绕，并且安装挂架34包括其它一系列的附接件（未示出），所述附接件添加到刚性结构38上并且能够使该组件30悬挂在飞行器的机翼32下方。 

在以下所有描述中，装置34的纵向方向按照惯例称为X，该方向也可以与发动机36的纵向方向相同，该方向X平行于该发动机36的纵向轴线45。另一方面，相对于安装装置34横向定向的方向称为Y并且也可以与发动机36的横向方向相同，而Z为竖向方向或高度方向，这三个方向X、Y和Z相互正交。 

另一方面，用语“前”和“后”应当相对于飞行器的前进方向，面向遵循发动机36施加的推力来考虑，该方向由箭头46表示。 

因此，在图3中可以看到两个发动机附接件40、42和用于承受推力的装置44、刚性结构38、以及附加到刚性结构38上的多个次级结构。这些次级结构在支撑空气动力学整流元件的同时保证系统的分离和维持，这将在下文中进行描述。 

示出了发动机36在前部具有限定环形风扇通道50的较大尺寸的风扇壳体48，并且在后部包括容纳该发动机的机芯的较小尺寸的中央壳体52。当然，壳体48和52固定地彼此连接。 

在图3中描述的示例中，刚性结构38采取基本沿着X方向从后部向前部延伸的箱体的构造。箱体38因而采取具有与通常所观察到的有关安装挂架的设计相类似的设计的挂架形状，特别是从这样的意义上讲是这样：箱体38设置有横肋（未示出），横肋中的每个均采取在YZ平面中定向的矩形形状。 

在图3中可以看到，安装挂架34的发动机附接件40、42在数量上设置为两个，并且分别指定为前部发动机附接件40和后部发动机附接件42。 

前部发动机附接件40置于也称作棱锥体的刚性结构38的前端与风 扇壳体48的上部之间。 

另一方面，对于后部发动机附接件42来说，其置于刚性结构38与中央壳体52之间。 

两个发动机附接件40和42都将在下文中进行更详细的描述。 

仍然参照图3，前部空气动力学结构54、后部空气动力学结构56、用于连接前部空气动力学结构和后部空气动力学结构的整流罩58、以及后下部空气动力学整流罩60包括在挂架34的次级结构中。 

总体上，这些次级结构为与在现有技术中遇到的次级结构相同或类似的常规元件，并且对于本领域普通技术人员来说是已知的。 

更具体地，前部空气动力学结构54设置在机翼32的前下部延伸部并且设置在刚性结构38上方。前部空气动力学结构54固定地安装到该刚性结构38，并且在连接于刚性结构38的风扇外壳的上部与机翼的前缘之间具有空气动力学轮廓功能。该前部空气动力学结构54不仅具有空气动力学整流功能，而且允许设置就位、分离和组装不同系统（空气系统、电力系统、液压系统、燃料系统）。 

连接整流罩58直接在该前部结构54的后延伸部中，总是处于机翼下方并且安装在刚性结构38上方，也称作“卡门”。然后，连接整流罩58总是与通常称为RSS（后部次级结构）的后部空气动力学结构56一起向后延伸，后部空气动力学结构56包括挂架34的装备的一部分。该结构56优选地相对于刚性结构38整体地位于后部，并由此附接到飞行器的机翼下方。 

最后，后下空气动力学整流罩60在刚性结构38和后部空气动力学结构56下方，也称作“护罩”或“尾部挂架整流罩”。这些基本功能为形成用于保护挂架34和机翼32免于遭受由发动机36的主气流释放的热量的热屏障，以及形成发动机36的出口与安装挂架34之间的空气动力学连续性。 

在本领域普通技术人员已知的方法中，前述整流罩60包括设置有用于使从发动机的喷口66放出的主气流64所遵循的外表面的保护底板62，保护底板62局部地径向地限定外部。此外，整流罩60还包括两个侧面板68，由于侧面板68嵌入在发动机的次级气流的环形通道72中和 /或环形通道72的出口处，因此侧面板68设置为使发动机的次级气流70从外部遵循。 

现在将更详细地描述发动机附接件40、42以及发动机附接件40、42与安装挂架34的刚性结构38的附接。 

图4首先示出本发明的总的原理，根据本发明，由于每个发动机附接件40、42均设置有叠置到安装挂架34的刚性结构38的相对应的连接板76的连接板74，前述连接板74、76通过至少一个楔效应紧固块体78而抵靠彼此紧固，所述至少一个楔效应紧固块体78在抵靠连接板74、76侧向地应用至少一个楔效应紧固块体78时，产生这些连接板相互之间的紧固作用。 

为此，紧固块体78具有：底壁80，底壁80总体上平行于发动机附接件40的以及刚性结构38的连接板74、76的各自的边缘82、84延伸；以及两个紧固卡爪86、88，两个紧固卡爪86、88从底壁80向连接板74、76延伸并且具有各自的倾斜支承表面90、92，倾斜支承表面90、92作用于连接板74、76的各自的附加支承表面94、96以通过楔效应形成对板的紧固。应当注意，每个连接板74、76的支承表面94、96连接到与两个连接板74、76之间的接触表面98相对的板的边界82、84的边缘。 

在图4中示出的示例中，紧固块体78的支承表面90、92与前述连接板74、76之间的接触表面98的平面P形成约10度的角，并且相对于该平面P对称。 

现在将针对在图5和图6中示出的安装挂架34的前部发动机附接件40更详细地描述本发明的这个总的原理，可以理解到，这个原理同样可以应用于后部发动机附接件42。 

如在图5中显示的，前部发动机附接件40总体上包括用于附接到发动机36的风扇壳体48的器件100以及连接板74。 

附接器件100例如包括纵向销102，纵向销102用于以本身已知的方式承受由发动机36传递的横向力。 

发动机附接件40用于固定到连接板76上，连接板76形成在安装挂架34的刚性结构38前端或棱锥体处，并且连接板76固定到该结构 的翼梁104，这将在下文中变得更加显而易见。 

连接板74、76中的每个总体上呈四边形，更具体地呈梯形。此外，每个连接板74、76具有在板的整个周界上延伸并连接于板的边缘82、84的倾斜支承表面94、96。 

为了能够紧固彼此抵靠而叠置的两个连接板74、76，安装挂架34包括四个楔效应紧固块体78。 

如在沿着与两个连接板74、76之间的接触表面98的平面P相平行的平面的截面中观察到的，这四个紧固块体78分别具有由两个叠置板74、76形成的组件的四个角的配合形式。在横向截面中，紧固块体78中的每个均具有与图4中的块体78之一相同的构造，紧固块体78限定两个具有两个各自的倾斜支承表面90、92的紧固卡爪86、88。此外，每个紧固块体78包括两个端板106、108，端板106、108分别形成在紧固块体的两个相反端部处并且用于例如通过螺栓将所述块体固定到与其相邻的两个紧固块体78。为此，每个前述端板包括例如用于使螺栓通过的两个孔110。 

图6示出具有四个楔效应紧固块体78的安装挂架34的刚性结构38的前端，四个楔效应紧固块体78处于紧固位置，即，通过其两个各自地端板106、108相互固定，并由此通过前部发动机附接件40的和刚性结构38的各自的连接板74、76的楔效应而保证相互紧固。在这个附图中显而易见的是，紧固块体78相互之间的附接引起每个紧固块体78的两个卡爪86、88之间的连接板74、76的接合，以及四个紧固块体78在两个连接板74、76上的紧固。 

应当注意到，从本发明的术语角度考虑，紧固块体78的端板106、108以及其相关联的螺栓形成用于张紧紧固块体78的器件。 

图7示出根据本发明的第二优选实施方式的安装挂架34，该安装挂架34由于它的发动机附接件的紧固块体78的构造而不同于上述挂架34。 

图7更特别地示出附接到安装挂架34的刚性结构38的前端部或棱锥体的前部发动机附接件40。 

根据该第二实施方式的紧固块体78不相互固定且因此不包括上述 类型的端板。 

另一方面，这些紧固块体78包括保持在由两个连接板74、76形成的组件中的紧固配合螺钉112，以确保块体的张紧以及因此确保这些连接板的相互紧固。 

更具体地，两个连接板74、76还呈梯形的整体形状但具有圆形顶点。因此，紧固块体78抵靠倾斜支承表面94、96应用，当将倾斜支承表面94、96作为沿两个前述板74、76之间的接触表面98的平面P的截面观察时呈现为弯曲状。为此，每个紧固块体78的支承表面90、92——支承表面90、92具有与连接板的支承表面94、96的形状相匹配的形状——因此也是弯曲的。 

两个连接板74、76在其圆形顶点的每一个处均具有两个相应的槽，所述槽彼此面对而形成以限定用于使紧固配合螺钉通过的通道114。前述平面P是所述通道的对称平面。所述通道通到具有垂直于平面P的轴线117的贯穿通道116中，贯穿通道116由两个连接板74、76的两个相应通孔形成，并且筒形螺母（在图7中不可见）容置在贯穿通道116中。作为提示，筒形螺母总体为具有圆筒形外表面的螺母，螺母的轴线垂直于横过螺母的螺纹孔的轴线。在这样的情况下，圆筒形表面的轴线与贯穿通道116的轴线117重合，并且筒形螺母的螺纹孔的轴线与通道114的轴线115重合。 

紧固块体78中的每个均包括通孔，通孔具有平行于前述平面P的轴线，并且所述轴线与用于使紧固配合螺钉通过的相对应的通道114的轴线115重合，相应紧固配合螺钉112在通道114中延伸。该紧固配合螺钉112包括支承抵靠紧固块体78的外表面120的头部119以及延伸到所述相对应的通道114中并且接合到相对应的筒形螺母中的螺纹部，以抵靠连接板74、76的各自的倾斜支承表面94、96将紧固块体78紧固。 

当然，本领域普通技术人员可以在不脱离本发明的范围的情况下，对以上作为非限制性示例而描述的安装挂架34作出各种变型。 

因此，当用于紧固块体78与连接板74、76之间的接触的倾斜表面90、92、94、96的粗糙度情况以及表面的倾斜角度设定为使得紧固块体78在前述板上的接合是不可逆的，即，需要对紧固块体78的撞击来松 开紧固块体78时，在这些接触表面处产生的摩擦力自身足以将紧固块体78保持张紧，因而使得安装挂架可以不具有任何用于张紧块体的附加器件，例如上述彼此附接的块体的附接板和螺栓或紧固配合螺钉。但是，出于安全的考虑，仍然优选的是为紧固块体78配备上述用于张紧的附加器件。 

此外，连接板74、76可以包括如在图1和图2中描述的对中销，以能够使发动机附接件40更容易地安装到刚性结构38上。应当注意到在这种情况下，这些对中销并不像现有技术中的装置那样参与承受平行于前述平面P的力，因为这些力现在由紧固块体78承受。 

Claims (9)

1.一种用于安装飞行器发动机的装置（34），所述装置（34）包括刚性结构（38），至少一个用于将所述发动机附接到所述刚性结构（38）的发动机附接件（40，42），并且包括叠置于所述刚性结构（38）的相关联的连接板（76）的连接板（74），以及用于所述发动机附接件（40，42）的和所述刚性结构（38）的所述各自的连接板（74，76）相互之间的紧固的器件，其特征在于，所述紧固器件包括至少一个楔效应紧固块体（78）以及相对应的所述连接板（74，76）的各自的支承表面（94，96），所述支承表面（94，96）适于使得：当沿着与所述两个连接板（74，76）之间的接触表面（98）的平面（P）相平行的方向抵靠所述支承表面（94，96）而共同地应用每个紧固块体（78）时，所述紧固块体（78）通过楔效应施加用于使所述连接板沿垂直于所述平面（P）的方向抵靠彼此而紧固的力。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述装置包括用于张紧每个所述楔效应紧固块体（78）的附加器件（106，108，110，112，114，116）。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述用于张紧每个楔效应紧固块体（78）的器件包括用于将所述块体固定至与所述块体相邻的两个楔效应紧固块体（78）的器件（106，108，110）。

4.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述用于张紧每个楔效应紧固块体（78）的器件包括紧固配合螺钉（112），所述紧固配合螺钉（112）接合到固定于所述连接板（74，76）中的至少一个的带螺纹器件中，以保持抵靠所述连接板的所述各自的支承表面（94，96）而应用的所述紧固块体（78）。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述连接板（74，76）分别包括至少一个通孔（116），筒形螺母容置在所述通孔（116）中，所述紧固配合螺钉（112）接合到所述筒形螺母中，并且所述筒形螺母形成所述带螺纹器件。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的装置，其特征在于，由于所述连接板（74，76）呈四边形的形状，因此所述紧固器件包括分别设置在所述四边形的顶点处的四个楔效应紧固块体（78）。

7.一种用于飞行器的发动机组件（30），所述发动机组件（30）包括发动机和用于安装所述发动机的装置（34），其特征在于，所述安装装置（34）为根据前述权利要求中的任一项所述的装置。

8.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据前一权利要求所述的发动机组件（30）。

9.一种用于将发动机附接件（40，42）附接至根据权利要求1至6中的任一项所述的安装装置（34）的刚性结构（38）的方法，其特征在于，所述方法包括抵靠分别属于所述发动机附接件（40，42）和所述刚性结构（38）的两个叠置的连接板（74，76）的各自的支承表面（94，96）来紧固至少一个楔效应紧固块体（78），以通过楔效应实现所述连接板相互之间的紧固。

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