CN107109947A - 飞机涡轮发动机的定子 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机涡轮发动机的定子(40)，所述定子包括固定叶片(44)的环形列和臂(48)的环形列，其特征在于，所述固定叶片的后缘(42)基本上被设置在第一横向平面(P1)中，所述第一平面被设置在第二横向平面(P2)的下游，所述第二平面基本上通过所述臂的前缘(46)。

Description

飞机涡轮发动机的定子
技术领域
本发明涉及一种飞机涡轮发动机的定子，并且尤其涉及一种包括固定叶片的至少一个环形列和臂的一个环形列的定子。
背景技术
现有技术具体包括WO-A1-2005/119028和EP-A2-0 942 150。
一般，飞机涡轮发动机在气体的流动方向上从上游到下游包括风扇、至少一个压缩机、环形燃烧室、至少一个涡轮和用于喷射燃烧气体的管子。
对于旁通涡轮喷气发动机来说，通过风扇的空气流被分为供应发动机的主要流和围绕发动机流动的次要流。
通常，发动机包括至少一个定子和至少一个转子。对于多转动体涡轮喷气发动机来说，该发动机可以例如包括两个转子或转动体，一个为低压而另一个为高压。涡轮喷气发动机因此可以包括低压转动体和高压转动体，所述低压转动体具有将低压压缩机连接至低压涡轮的第一轴，所述高压转动体具有将高压压缩机连接至高压涡轮的第二轴。
进入发动机的空气在与在燃烧室中燃烧的燃料混合之前在低压压缩机和高压压缩机中被相继地压缩。然后，燃烧气体在高压涡轮中扩张，接着在低压涡轮中扩张，以便使低压轴旋转，该旋转反过来驱动风扇轴。
涡轮发动机的定子包括结构上环形的机壳，即，硬度足以传送力的机壳。涡轮发动机具体包括在风扇的下游延伸的进气机壳和在低压与高压压缩机之间延伸的中间机壳。
一般，这些定子机壳的每一个通常包括在两个分别为内部的和外部的环形壁之间基本上径向延伸的结构臂，这些臂是管状的以便辅助系统从内壁的内侧直到外壁的外侧从这些臂穿过。
为了减少发动机的消耗，一些涡轮发动机包括减速齿轮。这些涡轮发动机的定子一般包括在机壳的结构臂的上游的固定叶片的环形列和在结构臂的下游的可变螺距叶片的环形列。被设置在低压压缩机下游的这类涡轮发动机的中间机壳因此包括也被称为主要臂的结构臂的环形列，其被插在固定叶片(也被称作进气导向叶片(IGV))的环形列和环可变螺距叶片(也被称作可变定子叶片(VSV))的环形列之间。被设置在低压压缩机的上游的进气机壳也包括被插在固定叶片的环形列和可变螺距叶片的环形列之间的结构臂的环形列。
具有连续的三列叶片和臂(两列叶片和一列臂)的这类定子是非常不利的，因为它对重量和和压降有负面影响，由于其显著的轴向尺寸。
本发明针对该问题提供了一种简单、有效且经济的解决方案。
发明内容
本发明提出了一种飞机涡轮发动机的定子，所述定子包括固定叶片的环形列和臂例如结构臂的环形列，所述定子具有旋转轴线，其特征在于，所述固定叶片的后缘基本上被设置在第一平面中，所述第一平面相对于所述旋转轴线是横向的并且被设置在第二平面的下游，所述第二平面相对于所述旋转轴线是横向的并且基本上通过臂的前缘，并且，固定叶片的前缘基本上被设置在第三平面中，所述第三平面相对于所述旋转轴线是横向的并且被设置在第二横向平面的上游，并且其中所述定子进一步包括被直接设置在臂的环形列的下游的可变螺距叶片的环形列，所述可变螺距叶片的环形列包括基本上被设置在臂的延伸部中的第一可变螺距叶片和被设置在第一可变螺距叶片之间的第二可变螺距叶片，所述第一可变螺距叶片具有与第二可变螺距叶片的气动轮廓不同的气动轮廓。
本发明使得通过将固定叶片的环形列和臂的环形列至少部分地互相连接起来以减小包括固定叶片的环形列和臂的环形列的定子的轴向尺寸成为可能。因此，与固定叶片被设置在臂的上游的现有技术相比，在本实例中固定叶片至少部分被设置在臂之间。因此，定子的轴向尺寸相比于现有技术的定子的轴向尺寸可被大大减小，并且这对通过定子的重量和压降具有积极作用。
虽然固定叶片的列和臂的列根据本发明以特定的方式被设置，但是叶片和臂的轮廓的气动特性被有利地保持。因此，臂优选地保持它们的厚度、形状和次要功能，以便辅助系统从其通过。固定叶片可以保持它们的引导空气流(该空气流例如从涡轮发动机的风扇排出)的功能。这使得保持定子的上游和下游的速度三角形成为可能。
本发明使得提高定子在不同飞行阶段中的气动性能成为可能。事实上，使得在上游方向上的固定叶片的前缘相对于臂的前缘偏移表示流更容易进入固定叶片。这也使得通过阻止所述流由臂被直接偏转来减小在风扇的出口处的流的偏转成为可能。因此，存在更小的压降，并因此改进涡轮发动机的性能。
在本申请中，“横向平面”表示基本上垂直于纵向轴线或者通常为涡轮发动机的纵向轴线的定子的旋转轴线的平面。
有利地是，臂的中心纵向平面相对于定子的纵向轴线是倾斜的。臂的至少一些的中心纵向平面和固定叶片的至少一些的中心纵向平面优选地基本上是平行的或者稍微倾斜。这使得将叶片的列与臂的列互相连接来变得更容易。
臂的倾斜或螺距使得进一步减小定子的轴向尺寸而不减小臂的实际弦长、从而不改变臂的厚度(因此与现有技术相比可保持臂的厚度/弦长比率以及数量和分布)成为可能。
定子进一步包括被直接设置在臂的环形列的下游的可变螺距的环形列。如上文提到的实例中的，根据本发明的定子因此包括两列叶片和一列臂。
可变螺距的环形列包括基本上被设置在臂的延伸部中的第一可变螺距叶片、和被设置在第一可变螺距叶片之间的第二可变螺距叶片。第一可变螺距叶片具有与第二可变螺距叶片的气动轮廓不同的气动轮廓。有利地是，第一可变螺距叶片具有比第二可变螺距叶片的气动轮廓或曲率更被加重(accentuate)的气动轮廓或曲率。
将臂的固定叶片相互连接起来对定子的气动性能有影响，因为速度三角形在臂的下游的方位上不是恒定的。为了克服这个缺点，在臂的下游设置的可变螺距叶片具有不完全相同的轮廓。根据叶片是否直接在臂的下游或在固定叶片的下游使用两个不同的轮廓。
第一可变螺距叶片的前缘优选地被设置成尽可能接近臂的后缘以便进一步减小定子的轴向尺寸，而且使得这些第一叶片充当确保低压和高压压缩机在所有飞行条件下均工作的“折翼”。
定子可以包括分别在内部环形壁和外部环形壁的两个环形壁，固定叶片的列和臂的列在两个环形壁之间延伸。
每个可变螺距叶片可以包括处于其外部径向端的圆柱形枢轴，所述圆柱形枢轴被安装在外壁的槽道中。
外壁可以包括在臂的上游的排气贯通槽的环形列和用于闭合所述槽的优选为可控制的装置。槽和闭合装置形成排出阀，排出阀也被称作可变放气阀(VBV)。
在变形中，外壁包括在臂之间的至少一个排气贯通开口和至少一个用于闭合所述开口的优选为可控制的门。
在本发明的特定实施例中，本发明采用这种类型的机壳估计可减小5％至10％的模块重力。这主要通过被连接以整合臂之间的固定叶片的轴向长度的减小(从而主要和次要流中的内部和外部机壳壁减小)、轴向间隙(具体是臂的列和可变螺距叶片的列之间的轴向间隙)和臂的螺距的减小(臂的螺距可以在20°和30°之间，这使得弦长相对于现有技术中的0°增加大约10％是可能的)来解释。
另外的无法量化的益处是通过减小行进的距离来减小围绕风扇机壳延伸的管线和线束的重量。
本发明也涉及飞机涡轮发动机例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，其特征在于，它包括至少一个如上文所述的定子。如果涡轮发动机包括风扇和低压和高压压缩机，那么定子可被安装在风扇与低压压缩机之间和/或低压压缩机与高压压缩机之间。替换地，当涡轮螺旋桨发动机包括例如关于涡轮螺旋桨发动机中的气体的流动被设置在涡轮螺旋桨发动机的下游端附近的两个对转外部螺旋桨时，定子可以被安装在低压压缩机的入口。
附图说明
通过参照附图阅读下文中以非限制性示例给出的说明，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将显现，在附图中：
-图1为从侧面观察的根据现有技术的飞机涡轮发动机的示意性轴向截面半视图，
-图2为图1的涡轮发动机的一部分的高度示意性平面图，
-图3为从侧面观察的根据本发明的飞机涡轮发动机的示意性轴向截面半视图，
-图4为图3的涡轮发动机的一部分的高度示意性平面图，
-图5为对应于图3的视图，该视图示出了根据本发明的进气机壳的实施例，和
-图6和7为对应于图3的视图，该视图示出了根据本发明的中间机壳的变形。
具体实施方式
首先参见图1，图1示出了根据现有技术的涡轮发动机10，所述涡轮发动机10在该实例中为旁通涡轮喷气发动机(bypass turbojet engine)。本发明根据本示例被描述，但是应当清楚的是，本发明适用于其他涡轮发动机构造。
涡轮发动机10包括在气体流动的方向上从上游到下游的风扇12，所述风扇12产生被分成两个同轴流的流，主要流驱动包括低压压缩机14、高压压缩机(未示出)、燃烧室(未示出)、高压和低压涡轮(未示出)和用于喷射燃烧气体的管(未示出)的发动机。
发动机的这些模块(风扇、压缩机、燃烧室、涡轮)由结构上环形的定子机壳围绕。涡轮发动机10因此包括多个连续的环形机壳，所述多个连续的环形机壳包括在低压压缩机14上游的进气机壳和在低压与高压压缩机之间的中间机壳20。
进气机壳18包括结构臂24(或主要臂)的环形列，所述结构臂24的环形列被插在固定叶片22(或进气导向叶片(IGV))的环形列和可变螺距叶片26(或可变定子叶片(VSV))的环形列之间。
如在图2中可被看到的，固定叶片22的列被设置在风扇12和臂24的列之间，和可变螺距叶片26的列被设置在臂24的列和低压压缩机14的可动转子轮28之间。
以同样的方式，中间机壳20包括结构臂(或主要臂)的环形列，所述结构臂的环形列被插在固定叶片(或进气导向叶片(IGV))的环形列和可变螺距叶片(或可变定子叶片(VSV))的环形列之间。固定叶片的列被设置在低压压缩机的转子轮和臂的列之间，而可变螺距叶片的列被设置在臂的列和高压压缩机的转子轮之间。
图2中的附图标记34表示进入风扇12的空气流的速度三角形，而附图标记36和38表示固定叶片22的上游和可变螺距叶片26的下游的主要空气流的速度三角形。
如上文所解释的，进气机壳18和中间机壳20各自与叶片22、26的列一起轴向形成笨重的定子。
本发明通过将固定叶片的列和定子的臂的列互相连接在一起使得克服这种问题成为可能。
图3和图4示出了根据本发明的定子或进气机壳的实施例，该实施例当然也适用于中间机壳。
P1表示基本上通过固定叶片44的后缘42的横向平面(垂直于纵向轴线A或者定子40和涡轮发动机的旋转轴线)，P2表示基本上通过臂48的前缘46的横向平面，P3表示基本上通过固定叶片44的前缘50的横向平面，P4表示基本上通过臂48的后缘52的横向平面，和P5表示基本上通过可变螺距叶片56、58的前缘54的横向平面。
在所示的示例中，P1是P2的下游，P2是P3的下游。此外，P5是P4的下游且距离P4一段短的轴向距离。可变螺距叶片56、58因此被直接设置在臂48的下游。
另外，H1表示每个臂48的中心纵向平面，而H2表示每个固定叶片44的中心纵向平面。
在该实例中，平面H1和H2相对于轴线A倾斜并且基本上是互相平行的。因此，与现有技术相比，臂48没有轴向定向，而是相反地围绕相对于轴线A基本上是径向的轴线“设置有螺距”(以例如20-30°的角度)。
每个臂48相对于其平面H1是对称的。每个臂48是管状的以便允许辅助系统从其通过，另外每个臂48可以是结构性的或非结构性的。与图1和2所示的现有技术相比，每个臂48优选地保持它的尺寸例如它的弦长和它的厚度。
固定叶片44可以类似于现有技术的那些固定叶片。
可变螺距叶片56、58的环形列包括在臂48的延伸部中的第一叶片56、和位于第一叶片56之间并且关于流动位于固定叶片44的下游的第二叶片58。
如附图中示意性示出的，叶片56的轮廓比叶片58的轮廓更被加重。由于固定叶片44的轮廓的曲率，流过固定叶片44的空气流的部分较沿着臂48流动的空气流的部分以更大的程度偏转。为使离开定子的空气流在其整个圆周上是均质的，从臂48的后缘流动的空气流的部分有必要比从固定叶片44的后缘流动的空气流的部分以更大的程度偏转。叶片56、58的轮廓因此被设置成使得从臂48的后缘流动的空气流的部分比从固定叶片44的后缘流动的空气流的部分以更大的程度偏转，并使得离开定子的空气流在其整个圆周上是均质的。该空气流优选地具有基本上等同于现有技术的速度三角形(图2)的速度三角形38，使得位于下游的转子轮28上的空气流不受根据本发明的定子/进气机壳的结构的影响。
现在参见图5，图5示出了根据本发明的定子40的更具体的实施例，该实施例在本实例中是进气机壳18。
如上文提到的示例，定子40包括固定叶片44的列、臂48的列和可变螺距叶片56、58的列，所述可变螺距叶片具有两种不同的轮廓。这些叶片44、56、58的列和臂48的列在分别为内部环形壁62和外部环形壁64的两个同轴环形壁之间延伸。
每个可变螺距叶片56、58包括在其外部径向端的圆柱形枢轴66，所述圆柱形枢轴66被安装在外壁64上的槽道68中并且通过连接杆69连接至控制环(未示出)，以便关于由其枢轴66限定的轴线定位所述叶片56、58。
现在参见图6和7，图6和7示出了根据本发明的定子40'、40”的变形，所述变形在本实例中为中间机壳20。
如上文提到的示例，每个定子40'、40”包括固定叶片44的列、臂48的列和具有两种不同轮廓的可变螺距叶片56、58的列。这些叶片44、56、58的列和臂48的列在分别为内部环形壁62和外部环形壁64的两个同轴环形壁之间延伸。每个可变螺距叶片56、58包括在其外部径向端的圆柱形枢轴66，所述圆柱形枢轴被安装在外壁64上的槽道68中并且通过连接杆69连接至控制环(未示出)，以便关于由其枢轴66限定的轴线定位所述叶片56、58。
另外，外壁64进一步包括用于排放空气的装置。关于图6，外壁64包括在臂48的上游的排气贯通槽70的环形列和用于闭合所述槽70的装置72。关于图7，外壁64包括在臂48之间的至少一个空气贯通开口80和至少一个用于闭合所述开口80的门82，所述门82在本实例中被安装成关于铰接轴84旋转。该铰接轴84被设置在门82的上游端，并且例如基本上正切于以定子40”的纵向轴线为中心的圆周。
优选地，根据本发明的定子40、40'、40”被一体成形，即形成一个部件，当然除了可变螺距叶片之外，可变螺距叶片必须保持移动。定子可以例如由被机加工然后被机械化焊接的毛坯铸件在多个步骤中生产而成。

Claims (8)

1.飞机涡轮发动机的定子(40、40'、40”)，所述定子包括固定叶片(44)的环形列和臂(48)的环形列，所述定子具有旋转轴线(A)，其特征在于：
-所述固定叶片的后缘(42)基本上被设置在第一平面(P1)中，所述第一平面相对于所述旋转轴线是横向的并且被设置在第二平面(P2)的下游，所述第二平面相对于所述旋转轴线是横向的并且基本上通过所述臂的前缘(46)，以及
-所述固定叶片(44)的前缘(50)基本上被设置在第三平面(P3)中，所述第三平面相对于所述旋转轴线是横向的并且被设置在所述第二平面(P2)的上游，
并且，所述定子进一步包括被直接设置在所述臂(48)的环形列的下游的可变螺距叶片(56)的环形列，所述可变螺距叶片(56、58)的环形列包括基本上被设置在所述臂(48)的延伸部中的第一可变螺距叶片(56)和被设置在所述第一可变螺距叶片之间的第二可变螺距叶片(58)，所述第一可变螺距叶片具有与所述第二可变螺距叶片的气动轮廓不同的气动轮廓。
2.根据权利要求1所述的定子(40、40'、40”)，其特征在于，所述臂(48)的中心纵向平面(H1)相对于所述定子的纵向轴线(A)是倾斜的。
3.根据权利要求2所述的定子(40、40'、40”)，其特征在于，所述臂(48)和所述固定叶片(44)的中心纵向平面(H1、H2)基本上是平行的。
4.根据前述权利要求中任一项权利要求所述的定子(40、40'、40”)，其特征在于，所述定子(40、40'、40”)包括分别为内部环形壁(62)和外部环形壁(64)的两个环形壁，所述固定叶片(44)的列和所述臂(48)的列在所述两个环形壁之间延伸。
5.根据从属于权利要求5或权利要求6的权利要求4所述的定子(40、40'、40”)，其特征在于，每个可变螺距叶片(56)包括在其外部径向端的圆柱形枢轴(66)，所述圆柱形枢轴被安装在外部壁(64)上的槽道(68)中。
6.根据权利要求4或权利要求5所述的定子(40、40'、40”)，其特征在于，所述外壁(64)包括：
-在所述臂的上游的排气贯通槽(70)的环形列和用于闭合所述槽的装置(72)，或者
-在所述臂之间的至少一个排气贯通开口(80)和用于闭合所述开口的至少一个门(82)。
7.根据前述权利要求中任一项权利要求所述的定子(40、40'、40”)，其特征在于，所述第一可变螺距叶片(56)具有比所述第二可变螺距叶片(58)的气动轮廓或曲率更被加重的气动轮廓或曲率。
8.一种飞机涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，其特征在于，它包括至少一个根据前述权利要求中任一项权利要求所述的定子(40、40'、40”)。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112623185A (zh) * 2020-12-29 2021-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种带舵面的雷达罩支架
CN114174651A (zh) * 2019-08-06 2022-03-11 赛峰飞机发动机公司 包括用于将定位环固定的装置的飞行器涡轴发动机的压缩机

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180017079A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Variable-cycle compressor with a splittered rotor
FR3082229B1 (fr) * 2018-06-08 2020-07-03 Safran Aircraft Engines Turbomachine avec une aube partielle de compression
FR3082230B1 (fr) * 2018-06-11 2020-08-28 Safran Aircraft Engines Moteur d'aeronef a rotor non carene avec adaptation des aubes de stator
EP3608505B1 (en) * 2018-08-08 2021-06-23 General Electric Company Turbine incorporating endwall fences
US11149552B2 (en) 2019-12-13 2021-10-19 General Electric Company Shroud for splitter and rotor airfoils of a fan for a gas turbine engine
FR3105315B1 (fr) 2019-12-18 2022-02-18 Safran Aircraft Engines Module de compresseur pour turbomachine
FR3109795B1 (fr) * 2020-04-29 2022-03-25 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
GB202018264D0 (en) 2020-11-20 2021-01-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with improved vigv shielding
BE1028999B1 (fr) 2021-01-08 2022-08-16 Safran Aero Boosters Sous-ensemble de turbomachine d'aéronef
IT202100002240A1 (it) 2021-02-02 2022-08-02 Gen Electric Motore a turbine con palette a flusso trasversale ridotto
BE1030724B1 (fr) 2022-07-22 2024-02-19 Safran Aero Boosters Ensemble pour turbomachine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2226600A (en) * 1988-12-29 1990-07-04 Gen Electric Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes
US5207054A (en) * 1991-04-24 1993-05-04 Sundstrand Corporation Small diameter gas turbine engine
US5672047A (en) * 1995-04-12 1997-09-30 Dresser-Rand Company Adjustable stator vanes for turbomachinery
EP0942150A2 (en) * 1998-03-11 1999-09-15 Rolls-Royce Plc A stator vane assembly for a turbomachine
EP1298286A2 (en) * 2001-09-27 2003-04-02 General Electric Company Guide vane assembly
WO2005119028A1 (en) * 2004-06-01 2005-12-15 Volvo Aero Corporation Gas turbine compression system and compressor structure
DE102007035726A1 (de) * 2007-07-30 2009-02-05 Mtu Aero Engines Gmbh Tandemstufe

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1321838A1 (ru) * 1985-04-15 1987-07-07 Университет дружбы народов им.Патриса Лумумбы Двухр дна лопаточна решетка турбомашины
GB0002257D0 (en) * 2000-02-02 2000-03-22 Rolls Royce Plc Rotary apparatus for a gas turbine engine
US20130051996A1 (en) * 2011-08-29 2013-02-28 Mtu Aero Engines Gmbh Transition channel of a turbine unit
US20140314549A1 (en) * 2013-04-17 2014-10-23 General Electric Company Flow manipulating arrangement for a turbine exhaust diffuser
GB201512838D0 (en) * 2015-07-21 2015-09-02 Rolls Royce Plc A turbine stator vane assembly for a turbomachine
ITUA20161507A1 (it) * 2016-03-09 2017-09-09 Gen Electric Turbomotore a gas con una derivazione d'aria.
US20180306041A1 (en) * 2017-04-25 2018-10-25 General Electric Company Multiple turbine vane frame
US10385871B2 (en) * 2017-05-22 2019-08-20 General Electric Company Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vanes

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2226600A (en) * 1988-12-29 1990-07-04 Gen Electric Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes
US5207054A (en) * 1991-04-24 1993-05-04 Sundstrand Corporation Small diameter gas turbine engine
US5672047A (en) * 1995-04-12 1997-09-30 Dresser-Rand Company Adjustable stator vanes for turbomachinery
EP0942150A2 (en) * 1998-03-11 1999-09-15 Rolls-Royce Plc A stator vane assembly for a turbomachine
EP1298286A2 (en) * 2001-09-27 2003-04-02 General Electric Company Guide vane assembly
WO2005119028A1 (en) * 2004-06-01 2005-12-15 Volvo Aero Corporation Gas turbine compression system and compressor structure
DE102007035726A1 (de) * 2007-07-30 2009-02-05 Mtu Aero Engines Gmbh Tandemstufe

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114174651A (zh) * 2019-08-06 2022-03-11 赛峰飞机发动机公司 包括用于将定位环固定的装置的飞行器涡轴发动机的压缩机
CN112623185A (zh) * 2020-12-29 2021-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种带舵面的雷达罩支架

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Publication number Publication date
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JP6625624B2 (ja) 2019-12-25

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