CN113263312A - 一种基于容差分配的飞机框定位结构及工艺方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机装配零件定位工艺技术领域，具体涉及一种基于容差分配的飞机框定位结构及工艺方法。该装置包括固定基座，还包括定位夹紧组件，定位夹紧组件通过框腹板面挡板安装于固定基座上，定位夹紧组件用于待定位框的定位固定，定位夹紧组件共设有四组。四组定位夹紧组件分别为第一定位夹紧组件、第二定位夹紧组件、第三定位夹紧组件和第四定位夹紧组件，分别为满孔配合、长圆孔配合和两组间隙配合。通过定位夹紧组件来将待定位框定位于框腹板面挡板上，同时采用了四组定位夹紧组件来增加待定位框的定位精度，通过四点定位解决了框定位中存在的刚性差、定位精度差等缺陷，同时节约了装配成本。

Description

一种基于容差分配的飞机框定位结构及工艺方法

技术领域

本发明涉及飞机装配零件定位工艺技术领域，具体涉及一种基于容差分配的飞机框定位结构及工艺方法。

背景技术

随着装备智能化、数字化、柔性化的不断升级，作为制造业皇冠的飞机设计制造技术面临着转型升级问题。传统的航空制造业还面临着生产效率低、技术水平急需提升、制造成本高等问题。尤其是在装配工装的设计制造上，还存在巨大的改进空间。现代化的发展对飞机的装配的精度与速度提出了更高的要求，而框作为飞机结构中重要的组成部分，是飞机的一个重要的装配基准。由于框在加工的过程中存在加工误差，且外形尺寸变化范围较大，依靠外形定位存在着一定的的工艺方法存在刚性差、定位精度差等缺陷。

为此，本文针对上述存在的问题，对框的定位问题进行了深入的研究与实践，形成了一套基于框开工艺孔的方式进行准确定位。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中待定位框定位精度差的问题，提供一种基于容差分配的飞机框定位结构及工艺方法。

为了实现上述发明目的，本发明提供了以下技术方案：

一种基于容差分配的飞机框定位结构，包括固定基座，还包括定位夹紧组件，所述定位夹紧组件通过框腹板面挡板安装于固定基座上，所述定位夹紧组件用于待定位框的定位固定；

所述定位夹紧组件设有至少四组，至少四组所述定位夹紧组件用于限制定位框的自由度。

采用本发明的上述结构，通过定位夹紧组件来将待定位框定位于框腹板面挡板上，同时采用了至少四组定位夹紧组件来增加待定位框的定位精度，通过至少四个点来定位，解决了框定位中存在的刚性差、定位精度差等缺陷，同时节约了装配成本。

优选的，四组所述定位夹紧组件分别为第一定位夹紧组件、第二定位夹紧组件、第三定位夹紧组件和第四定位夹紧组件；

所述第一定位夹紧组件与所述框腹板面挡板之间满孔配合；

所述第二定位夹紧组件与所述框腹板面挡板之间长圆孔配合；

所述第三定位夹紧组件与所述框腹板面挡板之间间隙配合；

第四定位夹紧组件与所述框腹板面挡板之间间隙配合。

上述四组所述定位夹紧组件与框腹板面挡板的配合方式分别采用满孔配合、长圆孔配合和两个间隙配合，能进一步的提升待定位框的定位精度。

优选的，所述定位夹紧组件还包括定位销和夹紧螺母，所述夹紧螺母与定位销连接。

优选的，所述定位销包括螺杆和光杆；

所述光杆同时穿过所述框腹板面挡板和待定位框，所述螺杆与所述夹紧螺母连接。

优选的，所述框腹板面挡板上开设有孔一、孔二、孔三和孔四，所述孔一与所述第一定位夹紧组件配合，所述孔二与所述第二定位夹紧组件配合，所述孔三和第三定位夹紧组件配合，所述孔四与所述第四定位夹紧组件配合。

通过 不同的配合方式，需要不同的孔径，在框腹板面挡板上开设与对应定位夹紧组件配合的孔，来使框腹板面挡板与定位夹紧组件有不同的配合方式。

优选的，所述孔一的孔径与所述光杆的直径一致，作为满孔配合，第一定位夹紧组件的光杆需要紧贴于孔一的内壁，光杆的直径与所述孔一孔径一致时，既能达到满孔配合。

优选的，所述孔二为长圆孔，所述孔二的宽度与所述光杆的宽度一致，防止光杆在长圆孔内松动。

优选的，所述孔三孔径比所述光杆的直径大，所述孔四孔径比所述光杆的直径大，作为间隙配合的基础。

优选的，所述长圆孔的长度方向与所述孔一和孔二两孔的中心连线方向一致，来更好的限制待定位框的自由度。

优选的，所述框腹板面挡板与待定位框贴合，使待定位框更好的固定于框腹板面挡板上。

一种基于容差分配的飞机框定位工艺方法，其特征在于，包括上述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，包括以下步骤：

S1：确定定位夹紧组件的使用个数；

S2：拟定定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数，并且拟定定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用满孔定位方式时的尺寸参数；

S3：基于定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数，对长圆孔-圆孔定位方式进行容差分配，并基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在长圆孔-圆孔定位方式条件下的最大定位误差A；

并且，

基于定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用满孔定位方式时的尺寸参数对满孔定位方式进行容差分配，并基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在满孔定位方式条件下的最大定位误差B；

S4：将A和B进行对比，求得A和B中的较大值；

S5：选取A和B中的较大值对应的定位方式为最终的定位夹紧组件与框腹板面挡板的定位方式。

优选的，所述定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数为：

△A：待定位框上与定位销配合的孔的轴线与定位销的轴线的位置误差；

△B：框腹板面挡板的孔一的轴线与定位销的轴线的位置误差；

△B1：框腹板面挡板的孔二的轴线与定位销的轴线的位置误差。

优选的，长圆孔-圆孔定位方式的容差分配为：

计算X向的最大误差为A1=△A+△B；

计算Y向的最大误差为A2=△A+△B+△A+△B1；

；

其中，A为基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在长圆孔-圆孔定位方式条件下的最大定位误差；C为定位器装配误差，C取最大值。

优选的，所述定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用满孔定位方式时的尺寸参数为：

D：四孔均为满孔配合时，x、y向误差协调模型的误差中值，

E：四孔均为满孔配合时，x、y向误差协调模型的上偏差。

优选的，满孔方式下的容差分配为；

B=D+E+C；

其中，B为基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在满孔定位方式条件下的最大定位误差B。

优选的，还包括以下步骤：

S11：将待定位框安装于框腹板面挡板上的定位夹紧组件上；

S22：利用夹紧螺母连接于孔一上的定位销；

S33：利用夹紧螺母连接于孔二上的定位销；

S44，再利用夹紧螺母分别连接孔三和孔四上的定位销，固定孔三和孔四的定位销，从而完成四点定位。

与现有技术相比，本发明的有益效果：

1.采用本发明的上述结构，通过定位夹紧组件来将待定位框定位于框腹板面挡板上，同时采用了四组定位夹紧组件来增加待定位框的定位精度，通过四点定位解决了待框定位中存在的刚性差、定位精度差等缺陷，同时节约了装配成本。

2.四组所述定位夹紧组件与框腹板面挡板的配合方式分别采用满孔配合、长圆孔配合和两个间隙配合，能进一步的提升待定位框的定位精度。

3.采用容差分配来对待定位框的具体定位方式作出判断，用该定位方式来解决待框定位中存在的刚性差、定位精度差等缺陷。

4.如果先固定孔三和孔四后，后面固定孔一就不容易装配，增大错孔的概率，所以先固定孔一。

附图说明

图1为本发明带定位框定位的结构示意图；

图2为本发明定位夹紧组件的结构示意图；

图3为本发明定位销结构示意图；

图4为本发明定位销与孔三的安装结构示意图；

图5为本发明定位销与孔四的安装结构示意图；

图6为本发明定位销与孔二的安装结构示意图；

图7为本发明定位销与孔一的安装结构示意图；

图8为本发明长圆孔-圆孔或满孔定位的定位方式示意图；

图9为本发明长圆孔-圆孔的孔-轴-孔协调模型；

图10为本发明长圆孔-圆孔的两对孔-轴-孔协调模型；

图11为本发明飞机框工艺流程示意图；

图中标记：1-第三定位夹紧组件，2-第四定位夹紧组件，3-框腹板面挡板，4-固定基座，5-第一定位夹紧组件，6-待定位框，7-第二定位夹紧组件，8-夹紧螺母，9-定位销，10-螺杆，11-光杆，13-孔一，14-孔二，15-孔三，16-孔四。

具体实施方式

下面结合试验例及具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。

参考图1所示，本发明提供的一种基于容差分配的飞机框定位结构，包括固定基座4，固定基座4用于给整个装置提供支撑，在固定基座4上固定安装有框腹板面挡板3，在框腹板面挡板3远离固定基座4的一端上设置了定位夹紧组件，所述定位夹紧组件通过框腹板面挡板3安装于固定基座4上，所述定位夹紧组件用于待定位框6的定位固定，所述定位夹紧组件共设有四组，四组所述定位夹紧组件用于限制待定位框6的自由度。

采用本发明的上述结构，通过定位夹紧组件来将待定位框6定位于框腹板面挡板3上，同时采用了四组定位夹紧组件来增加待定位框6的定位精度，通过四点定位解决了框定位中存在的刚性差、定位精度差等缺陷，同时节约了装配成本。

在上述的实施方式中，优选的是，四组所述定位夹紧组件分别为第一定位夹紧组件5、第二定位夹紧组件7、第三定位夹紧组件1和第四定位夹紧组件2；所述第一定位夹紧组件5与所述框腹板面挡板3连接方式为满孔配合；所述第二定位夹紧组件7与所述框腹板面挡板3的连接方式分别为长圆孔配合；所述第三定位夹紧组件1和第四定位夹紧组件2与所述框腹板面挡板3的连接方式均为间隙配合。

如图1和图11所示，一种基于容差分配的飞机框定位工艺方法，包括一种基于容差分配的飞机框定位结构，包括以下步骤：

S1：确定定位夹紧组件的使用个数；

S2：拟定定位夹紧组件与框腹板面挡板3之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数，并且拟定定位夹紧组件与框腹板面挡板3之间采用满孔定位方式时的尺寸参数；

S3：基于定位夹紧组件与框腹板面挡板3之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数，对长圆孔-圆孔定位方式进行容差分配，并基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板3之间在长圆孔-圆孔定位方式条件下的最大定位误差A；

并且，

基于定位夹紧组件与框腹板面挡板3之间采用满孔定位方式时的尺寸参数对满孔定位方式进行容差分配，并基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板3之间在满孔定位方式条件下的最大定位误差B；

S4：将A和B进行对比，求得A和B中的较大值；

S5：选取A和B中的较大值对应的定位方式为最终的定位夹紧组件与框腹板面挡板3的定位方式。

具体的为，在飞机框定位工艺方法，具体包括两种定位方式：长圆孔-圆孔定位和满孔定位。

参考图4-图8所示，其中，长圆孔-圆孔定位：

长圆孔-圆孔主定位基准：圆孔φD+长圆孔H=D，辅定位基准：另外两个大圆孔φ(D+0.2)mm，插销φd，d=D。其中圆孔即对应本发明的满孔配合的孔一13；

长圆孔即为本方案长圆孔配合的孔二14；

两个大圆孔即为本方案间隙配合的孔三15和孔四16；

插销即为本发明的定位夹紧组件。

现以图8的方式进行容差分配。

x向：仅有一个圆孔对x向的自由度进行了约束，因此误差协调模型为：孔-轴-孔协调模型同轴度的影响忽略不计。

如图9所示，协调尺寸链方程：△AB=△A+△B。

△A、△B——分别表示工件A和工件B的孔中心相对插销轴线的位置误差；

即：

△A：待定位框6上与定位销9配合的孔的轴线与定位销的轴线的位置误差；

△B：框腹板面挡板3的孔一13的轴线与定位销的轴线的位置误差；

△AB——表示工件A和工件B配合孔孔位协调误差。

表1 孔一的孔-轴-孔配合公差参考数据

x向最大误差：A1=△A+△B=（0.015-（-0.009）+0.036-（-0.009））/2=0.035mm。

y向：一个圆孔和一个长圆孔共同对y向的自由度进行了约束，因此误差协调模型为：两对孔-轴-孔协调模型同轴度的影响忽略不计。

如图10所示，协调尺寸链方程：△A+△B+△A+△B1；

LA、LB——分别表示工件A和工件B的配合孔中心距；

△LA、△LB——分别表示工件A和工件B的配合孔中心距误差；

△AB——表示工件A和工件B配合孔孔位协调误差。

表2 孔一和孔二的孔-轴-孔配合公差参考数据

y向最大误差：A2=△A+△B+△A+△B1=（0.015-（-0.009）+0.036-（-0.009））/2+（0.015-（-0.009）+0.036-（-0.009））/2=0.069mm。

综上所述，定位器定位误差为x向最大误差：0.035mm，y向最大误差：0.069mm。再考虑定位器装配误差：±0.1mm，则圆孔-长圆孔定位的最大误差为：

=0.216mm，满足产品外形装配要求，C取0.1，A1为x向最大误差，A2为y向最大误差。

参考图7和图8所示，其中，满孔定位方式为：

采用4个直径及精度要求一致的圆孔共同对产品框进行定位，其中圆孔φD，插销φd，d=(D-0.1)mm。

分析模型：x、y向误差协调模型为：两对孔-轴-孔协调模型同轴度的影响忽略不计。分析方法同上文所述。

表3 满孔配合的孔-轴-孔配合公差参考数据

综上所述，D=0.1，E=0.069，D：四孔均为满孔配合时，x、y向误差协调模型的误差中值，E：四孔均为满孔配合时，x、y向误差协调模型的上偏差。

定位器定位误差为：D+E，即0.169mm。再考虑定位器装配误差：±0.1mm，则满孔定位的最大误差为B=D+E+C=0.216mm，满足产品外形装配要求，C区取0.1。

通过比较可知，长圆孔-圆孔定位精度0.269mm>满孔定位精度0.216mm，因此在装配工装定位是，优选长圆孔-圆孔定位方式，即采用一个满孔配合、一个长圆孔配合和两个间隙配合的方式进行固定。

进而进行优选的是，四组定位夹紧销组件与框腹板面挡板3形成一个满孔配合、一个长圆孔配合和两个间隙配合，限制框6个自由度，四组所述定位夹紧组件与框腹板面挡板3的配合方式分别采用满孔配合、长圆孔配合和两个间隙配合，能进一步的提升待定位框6的定位精度。

如图2-图7所示，在上述的实施方式中，进一步的是，所述定位夹紧组件还包括定位销9和夹紧螺母8，所述夹紧螺母8与定位销9螺纹连接，所述定位销9包括螺杆10和光杆11；整个定位销9穿过所述框腹板面挡板3和待定位框6，光杆11部分与框腹板面挡板3和待定位框6接触，通过螺杆10与夹紧螺母8的螺纹连接，来固定框腹板面挡板3和待定位框6，带到定位固定的作用。

在上述的实施方式中，进一步的是，所述框腹板面挡板3上开设有孔一13、孔二14、孔三15和孔四16，所述孔一13与所述第一定位夹紧组件5配合，所述孔二14与所述第二定位夹紧组件7配合，所述孔三15和第三定位夹紧组件1配合，所述孔四16与所述第四定位夹紧组件2配合，通过不同的配合方式，需要不同的孔径，在框腹板面挡板3上开设与对应定位夹紧组件配合的孔，来使框腹板面挡板3与定位夹紧组件有不同的配合方式。

满孔配合时，具体的为，所述孔一13的孔径与所述光杆11的直径一致，第一定位夹紧组件的光杆需要紧贴于孔一13的内壁，光杆的直径与所述孔一13孔径一致时，既能达到满孔配合。

长圆孔孔配合时，具体的为，所述孔二14为长圆孔，所述孔二14的宽度与所述光杆11的宽度一致，防止光杆在长圆孔内松动。

间隙配合时，具体的为，所述孔三15的孔径比所述光杆11的直径大，所述孔四16的孔径比所述光杆11的直径大，大的具体尺寸为0.5mm-1mm。

另外，所述光杆11的直径均与穿过待定位框6的孔径大小一致，防止待定位框6定位后的松动。

通过满孔配合限制了待定位框6的X、Z两个方向自由度。

通过长圆孔和圆孔配合限制了待定位框6的绕Y轴方向的旋转。

通过四个所述框腹板面挡板3与待定位框6贴合限制了待定位框6的Y向移动和绕X、Z方向的转动。

作为本实施方式的使用方法为，将框腹板面挡板3安装于固定基座4后，再将四个定位夹紧组件分别安装于框腹板面挡板3上，并且四个定位夹紧组件与框腹板面挡板3的配合方式分别为一个满孔配合、一个长圆孔配合和两个间隙配合，再将待定位框6贴合与框腹板面挡板3上，最后将夹紧螺母8安装于对应的定位销9的螺杆10上，完成限位固定。

在上述的实施方式中，优选的是，所述长圆孔的长度方向与所述孔一13和孔二14两孔的中心连线方向一致，来更好的限制待定位框的自由度。

在上述的实施方式中，优选的是，所述框腹板面挡板3与待定位框6贴合，使待定位框6更好的固定于框腹板面挡板3上。

如图1-图7所示，还包括以下步骤：

S11：将待定位框6安装于框腹板面挡板3上的定位夹紧组件上；

S22：利用夹紧螺母8连接于孔一13上的定位销9；

S33：利用夹紧螺母8连接于孔二14上的定位销9；

S44，再利用夹紧螺母8分别连接孔三15和孔四上的定位销9，固定孔三15和孔四16的定位销9，从而完成四点定位。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (13)

1.一种基于容差分配的飞机框定位结构，包括固定基座（4），其特征在于，还包括定位夹紧组件，所述定位夹紧组件用于待定位框（6）的定位固定；

所述定位夹紧组件设有至少四组，至少四组所述定位夹紧组件用于限制待定位框（6）的自由度，每组所述定位夹紧组件均通过框腹板面挡板（3）安装于固定基座（4）上。

2.根据权利要求1所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，四组所述定位夹紧组件分别为第一定位夹紧组件（5）、第二定位夹紧组件（7）、第三定位夹紧组件（1）和第四定位夹紧组件（2）；

所述第一定位夹紧组件（5）与所述框腹板面挡板（3）之间满孔配合；

所述第二定位夹紧组件（7）与所述框腹板面挡板（3）之间长圆孔配合；

所述第三定位夹紧组件（1）与所述框腹板面挡板（3）之间间隙配合；

第四定位夹紧组件（2）与所述框腹板面挡板（3）之间间隙配合。

3.根据权利要求2所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，所述定位夹紧组件还包括定位销（9）和夹紧螺母（8），所述夹紧螺母（8）与定位销（9）连接。

4.根据权利要求3所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，所述定位销（9）包括螺杆（10）和光杆（11）；

所述光杆（11）同时穿过所述框腹板面挡板（3）和待定位框（6），所述螺杆（10）与所述夹紧螺母（8）连接。

5.根据权利要求4所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，所述框腹板面挡板（3）上开设有孔一（13）、孔二（14）、孔三（15）和孔四（16），所述孔一（13）与所述第一定位夹紧组件（5）配合，所述孔二（14）与所述第二定位夹紧组件（7）配合，所述孔三（15）和第三定位夹紧组件（1）配合，所述孔四（16）与所述第四定位夹紧组件（2）配合。

6.根据权利要求5所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，所述孔一（13）的孔径与所述光杆（11）的直径相同。

7.根据权利要求5所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，所述孔二（14）为长圆孔，所述孔二（14）的宽度与所述光杆（11）的宽度一致。

8.根据权利要求5所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，所述孔三（15）的孔径比所述光杆（11）的直径大，所述孔四（16）的孔径比所述光杆（11）的直径大。

9.根据权利要求7所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，其特征在于，所述长圆孔的长度方向与所述孔一（13）和孔二（14）两孔的中心连线方向一致。

10.一种基于容差分配的飞机框定位工艺方法，其特征在于，包括权利要求5所述的一种基于容差分配的飞机框定位结构，包括以下步骤：

S1：确定定位夹紧组件的使用个数；

S2：拟定定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数，并且拟定定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用满孔定位方式时的尺寸参数；

S3：基于定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数，对长圆孔-圆孔定位方式进行容差分配，并基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在长圆孔-圆孔定位方式条件下的最大定位误差A；

并且，

基于定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用满孔定位方式时的尺寸参数对满孔定位方式进行容差分配，并基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在满孔定位方式条件下的最大定位误差B；

S4：将A和B进行对比，求得A和B中的较大值；

S5：选取A和B中的较大值对应的定位方式为最终的定位夹紧组件与框腹板面挡板的定位方式。

11.根据权利要求10所述的一种基于容差分配的飞机框定位工艺方法，其特征在于，所述定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用长圆孔-圆孔定位方式时的尺寸参数为：

△A：待定位框上与定位销配合的孔的轴线与定位销的轴线的位置误差；

△B：框腹板面挡板的孔一的轴线与定位销的轴线的位置误差；

△B1：框腹板面挡板的孔二的轴线与定位销的轴线的位置误差；

长圆孔-圆孔定位方式的容差分配为：

计算X向的最大误差为A1=△A+△B；

计算Y向的最大误差为A2=△A+△B+△A+△B1；

；

其中，A为基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在长圆孔-圆孔定位方式条件下的最大定位误差；C为定位器装配误差，C取最大值。

12.根据权利要求11所述的一种基于容差分配的飞机框定位工艺方法，其特征在于，所述定位夹紧组件与框腹板面挡板之间采用满孔定位方式时的尺寸参数为：

D：四孔均为满孔配合时，x、y向误差协调模型的误差中值；

E：四孔均为满孔配合时，x、y向误差协调模型的上偏差；

满孔方式下的容差分配为：

B=D+E+C；

其中，B为基于该容差分配计算出定位夹紧组件与框腹板面挡板之间在满孔定位方式条件下的最大定位误差B。

13.根据权利要求10所述的一种基于容差分配的飞机框定位工艺方法，其特征在于，包括以下步骤：

S11：将待定位框安装于框腹板面挡板上的定位夹紧组件上；

S22：利用夹紧螺母连接于孔一上的定位销；

S33：利用夹紧螺母连接于孔二上的定位销；

S44，再利用夹紧螺母分别连接孔三和孔四上的定位销，固定孔三和孔四的定位销，从而完成四点定位。

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