DE1221053B - Turbine jet engine - Google Patents

Turbine jet engine

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DE1221053B DER30499A DER0030499A DE1221053B DE 1221053 B DE1221053 B DE 1221053B DE R30499 A DER30499 A DE R30499A DE R0030499 A DER0030499 A DE R0030499A DE 1221053 B DE1221053 B DE 1221053B
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turbine
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Rolls Royce PLC
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Description

Zweistromgasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf ein Zweistromgasturbinenstrahltriebwerk mit einem Ringkanal, in dem in Strömungsrichtung hintereinander der Kompressor, die Hauptverbrennungseinrichtung und die Turbine angeordnet sind, mit einem Strahlrohr, durch das die Turbinenabgase in die Atmosphäre geleitet werden, mit einem Nachbrennkammerftammrohr, das im Strahlrohr von dessen Außenwand durch einen Ringraum distanziert gelagert ist, mit einem Nebenschlußkanal, der einen-Teil der vom Kompressor verdichteten Luft empfängt, wobei der Nebenschlußkanal derart ausgebildet und. angeordnet ist, daß hindurchströmende -Nebenschlußluft die Hauptverbrennungseinrichtung und die Turbine im Nebenschluß umgeht und auf den Nachbrennerringraum gerichtet wird, und mit einer Einrichtung, durch welche Nachbrennerbrennstoff nur in die durch das Nachbrennkammerflammrohrinnere strömenden Turbinenabgase eingespritzt wird, wobei der ringförmige Nebenschlußströmungskanal stromauf der Nachbrennerbrennstoffeinspritzeinrichtung mit dem Nachbrennerringraum in Verbindung steht.Turbine jet engine The invention relates to a turbocharged gas turbine jet engine with an annular channel in which in the direction of flow one behind the other the compressor, the main combustion device and the turbine are arranged with a jet pipe through which the turbine exhaust gases are released into the atmosphere are conducted, with a post-combustion chamber stem pipe, which is in the jet pipe of its The outer wall is supported at a distance by an annular space, with a shunt channel, which receives part of the air compressed by the compressor, the bypass channel so designed and. is arranged that flowing-by-pass air the Bypasses the main combustor and the turbine bypassing it and onto the afterburner annulus is directed, and with a facility through which afterburner fuel only injected into the turbine exhaust gases flowing through the interior of the afterburner liner wherein the annular bypass flow channel is upstream of the afterburner fuel injector communicates with the afterburner annulus.

Bei einem bekannten Zweistromtriebwerk dieser Bauart setzt sich der Nebenschlußkanal stromunterseitig unmittelbar in dem das Nachbrennerrohr umgebenden Ringraum fort, und es sind stromoberseitig des Flammrohres lediglich einige Öffnungen vorgesehen, die einen geringen Teil der Nebenschlußluft in den Hauptgasstrom eintreten lassen, wenn der Nachbrenner in Betrieb befindlich ist. Jedoch können durch diese Öffnungen praktisch keine Turbinenabgase in den das Flammrohr umgebenden Ringkanal gelangen. Hierdurch ergeben sich beträchtliche Temperaturdifferenzen der aus der Schubdüse austretenden Gase, da diese im Zentrum sehr heiß sind, während die umgebende Nebenschlußluft, da sie keinem Verbrennungsvorgang unterworfen war, relativ kalt ist.In a known turbofan engine of this type, the Shunt channel on the downstream side directly in the one surrounding the afterburner tube Annular space away, and there are only a few openings upstream of the flame tube provided, which enter a small part of the bypass air in the main gas flow leave when the afterburner is in operation. However, through this Openings practically no turbine exhaust gases in the ring channel surrounding the flame tube reach. This results in considerable temperature differences from the Exhaust nozzle, as these are very hot in the center, while the surrounding ones By-pass air, since it was not subjected to any combustion process, relatively cold is.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, unter Vermeidung dieser Nachteile die Gasströme derart zu leiten, daß auch bei Benutzung des Nachbrenners die austretenden Gase über den gesamten Düsenquerschnitt im wesentlichen auf gleicher Temperatur befindlich sind.The invention is based on the object while avoiding this Disadvantages of directing the gas streams in such a way that even when using the afterburner the exiting gases are essentially the same over the entire nozzle cross-section Temperature.

Gemäß der Erfindung wird dies dadurch erreicht, daß der größere Anteil der Turbinenabgase ohne Brennstoffbeimischung in den Nachbrennerringraum eintritt und sich mit der Nebenschlußluft darin mischt, und daß in an sich bekannter Weise das Nachbrennkammerflarnmrohr so weit stromauf des Endes des Strahlrohres endet, daß in dem stromunterseitigen Ende des Strahlrohres eine Mischung zwischen den Gasen, die durch den Ringraum geströmt sind, und den Gasen, die durch das Nachbrennkammerflammrohrinnere hindurchgetreten sind, gewährleistet ist.According to the invention, this is achieved in that the greater proportion the turbine exhaust enters the afterburner annulus without the addition of fuel and mixes with the bypass air in it, and that in a manner known per se the afterburning chamber flame tube ends so far upstream of the end of the radiant tube, that in the downstream end of the jet pipe a mixture between the gases, that have flowed through the annulus and the gases that have passed through the afterburner liner interior have passed through is guaranteed.

Hierdurch wird außer einer günstigeren Brennstoffausnutzung noch der Vorteil einer Verkürzung des Strahlrohres erreicht, da die Vermischung von Turbinenabgasen und Nebenschlußluft im Bereich des Nachbrenners stattfinden kann. Außerdem wird bei Benutzung einer Schubumkehrvorrichtung der Vorteil erreicht, daß die Ablenkbleche im Mittelabschnitt nicht übermäßig hohen Temperaturen ausgesetzt werden. Ferner weist die erfindungsgemäße Anordnung den Vorteil einer im wesentlichen achsparallelen Strömungsführung auf und, da die Mischtrichter keine radiale Ablenkung vorzunehmen brauchen, können diese relativ kurz gestaltet werden, was wiederum dazu beiträgt, die Gesamtbaulänge des Triebwerks zu vermindern. Schließlich wird durch die Erfindung der Vorteil erlangt, daß infolge des robusteren Zusammenbaus weniger Störungen zu erwarten sind. Hieraus resultiert ferner, daß das Flammrohr des Nachbrenners länger gestaltet und wirksamer gekühlt werden kann. Dies hat eine bessere Verdampfung des Nachbrennerbrennstoffg zur Folge, wodurch wiederum die Verbrennungsstabilität verbessert und die Wirksamkeit der Verbrennung erhöht wird.As a result, in addition to a more favorable fuel utilization, the The advantage of shortening the jet pipe is achieved because the turbine exhaust gases mix and bypass air can take place in the area of the afterburner. Also will using a thrust reverser has the advantage that the baffles Do not expose the central section to excessively high temperatures. Further the arrangement according to the invention has the advantage of being essentially axially parallel Flow guidance on and, since the mixing funnel does not make any radial deflection need, these can be made relatively short, which in turn helps to reduce the overall length of the engine. Finally, through the invention the advantage is that, as a result of the more robust assembly, there is less interference are expected. This also results in that the flame tube of the afterburner is longer can be designed and cooled more effectively. This has better evaporation of the Afterburner fuel g result, which in turn improves combustion stability and the efficiency of the combustion is increased.

Zur Erzielung einer Kühlfilmwirkung innerhalb des Nachbrennerflammrohres ist dieses zweckmäßigerweise mit an sich bekannten Öffnungen ausgestattet, um von Brennstoff freie Nebenschlußluft und Tur- binenabgase in das Flammrohrinnere zu leiten. Gemäß einer bevorzugten Ausführung der Erfin- dung sind die Mischtrichter am stromunterseitigen Ende des Nebenschlußkanals in an sich bekannter Weise im Winkelabstand zueinander angeordnet, und zwar derart, daß zwischen je zwei in Umfangsrichtung benachbarten Mischtrichtern die Turbinenabgase hin- durchtreten können, so daß unmittelbar nach dem Austritt der Nebenschlußlüft äüs den Mischtrichtern eine innige Vermischung mit den Turbinenabgasen stattfinden kann. Die stromunterseitigen Enden der Mischtrichter sind dabei in geeigneter Weise derart zum stromoberseitigen.Ende des Nachbrennerflamm- rohres angeordnet, daß dort keine Nebenschlußluft in das Flammrohr eintreten kann. Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung Wird im fol- genden an Hand der beiliegenden Zeichnung beschrie- ben. In der Zeichnung zeigt F i g. 1 eine teilweise axial geschnittene Ansicht eines erfindungsgemäßen Zweistromgasturbirrenstrahl- triebwerks, F i g. 2 einen Schnitt nach der Linie 111-III gemäß Fig. 1. Das Triebwerk weist einen an den Lufteinlaß 1 an- schließenden Ringkanal auf, in dem in Strömungs- richtung hintereinander ein Niederdruckkompressor 2, ein Hochdruckkompressor 4, die Häuptverbrennungs- einrichtung 6 und. die Hochdruckturbine 5 sowie die. Niederdruckturbine 3 angeordnet sind. Der Nieder- druckkompressor 2 wird von der Niederdruckturbine 3 und der Höclr-druckkompresgor 4 wird von der Hoch- druckturbine 5 angetrieben. Der Hochdruckkompres- sor 4, die Verbrennungseinrichtung 6 und die Turbi- nen 5 und 3 sind von einem Nebenschlußringkanal 10 umgeben, der mit einem Teil der, vom Niederdruck- kompressor 2 verdichteten Luft gespeist wird. Dieser Nebenschlußkana110 mündet in das stromeberseitige Ende 11 des Strahlrohres 18 über im Winkelabstand zueinander angeordnete Mischtrichter 15. In dem Strahli`ohr 18, ist ein. Nackbrennkammerflammrohr 12 angeordnet,. das' das Strahlrohr in einen. Nachbrenner ringrauen, 13 und- der! Flarrimzohrinnenraum 14 teilt. Der größere Anteil der Turbinenabgase strömt ohne Brenistoffbeimischung, in- dern Nachbrennerringräum 13 und. mischt sich. darin: mit der Neb-enschlußluft, die aus den Mischtrichtern 15 austritt, Dadurch, daß die Vermischung, von Nebenschlußluft und Turbinen: abgasen unmittelbar strornoberseitig des Flamirifolrs, U erfolgt, wird eine Zone geseliaflen,. die: eiri@e sttätische Druckdifferenz von Null aufweist, so däß Schwierig=. keiten. der Anpassung des Flammrohrs 11 auf das: jeweilige. Triebwerk vermieden werden. In dem Flammrohrinneren 14 findet eine: Naehver- brerrnung statt. Zu: diesem Zweck sind in: dem: ström= oberseitiger. Teil. des Flammrohrs 12 Flammhälter 16 und vor diesen Nä:chbrenner-Brennstöffeinspritzdüsen: 16a, angeordnet. Am. strömunterseitigen.Ende 1T des Ffammröhtg. 12 wird der aus. deDl Flammrolinnneren 14, ausfiretendv- Gasstrom mit dem im Ringkanal 13 strömenden Gas= strom. (dieser besteht aus einer Mischung, von Neben- schlußluft und Turbinenabgägen) gemischt. Diese so vermischten Gase treten dann in de: Schubdüse-i9 ein. Der Anteil der durch, das Flammr:ohrinüere 14, strö- menden Gase kann- etwa 25 olo@ betragen, während 75 % der Gase. durch- den Ringraum 13 strömen. Durch Vergleich ergibt glüh, daß die Massensftgmung durch den Nebenschlußkanal 10 104 % der Turbinenabgase beträgt, und demgemäß liegt die Strömung durch das Flammrohrinnere 14 bei nur ungefähr 12,3 °/ö der Gesamtmassenströmung.In order to achieve a cooling film effect within the afterburner flame tube, it is expediently equipped with openings known per se, to avoid fuel-free bypass air and tur- to direct bine exhaust gases into the interior of the flame tube. According to a preferred embodiment of the invention The mixing funnels on the downstream side are used End of the bypass channel in known per se Way arranged at an angular distance from one another, and in such a way that between each two in the circumferential direction the turbine exhaust gases to neighboring mixing hoppers can pass through, so that immediately after Exit of the bypass vent on the mixing funnels intimate mixing with the turbine exhaust gases can take place. The downstream ends of the Mixing funnels are of this kind in a suitable manner to the end of the afterburner flame tube arranged so that there is no bypass air in the flame tube can enter. An embodiment of the invention is described in the following described on the basis of the accompanying drawing. ben. In the drawing shows F i g. 1 is a partially axially sectioned view of a two-stream gas turbine engine according to the invention engine, F i g. 2 shows a section along the line III-III according to FIG Fig. 1. The engine has an air inlet 1 closing ring channel, in which in flow direction one behind the other a low-pressure compressor 2, a high pressure compressor 4, the main combustion facility 6 and. the high pressure turbine 5 and the. Low pressure turbine 3 are arranged. The lower pressure compressor 2 is operated by the low-pressure turbine 3 and the Höclr pressure compressor 4 is pressure turbine 5 driven. The high pressure compressor sor 4, the combustion device 6 and the turbine NEN 5 and 3 are from a shunt ring channel 10 surrounded by part of the, from the low-pressure compressor 2 compressed air is fed. This Shunt channel 110 opens into the stream on the side of the stream End 11 of the jet pipe 18 at an angular distance mutually arranged mixing funnels 15. In the Strahli`ohr 18, is a. Naked combustion chamber liner 12 arranged. that's' the nozzle in one. Afterburner ring gray, 13 and - the! Flarrimzohrinnenraum 14 divides. The greater part of the turbine exhaust flows without Admixture of fuel in the afterburner ring space 1 3 and. mixes. therein: with the secondary air that emerges from the mixing hoppers 15, as a result of the fact that the Mixing of bypass air and turbines: exhaust gas immediately upstream of the Flamirifolr, U takes place, a zone is seliaflen. die: eiri @ e sttätische Has a pressure difference of zero, so that Difficult =. opportunities. the adaptation of the flame tube 11 to: respective. Engine can be avoided. In the flame tube interior 14 there is a: brerrnung instead. To: this purpose are in: dem: ström = top. Part. of the flame tube 12 flame holder 16 and in front of these near-burner fuel injectors: 16a, arranged. At the. End of 1T of Ffammröhtg. 12th is that out. deDl Flammrolinnneren 14, ausfiretendv- Gas flow with the gas flowing in the annular channel 13 = current. (this consists of a mixture of secondary closing air and turbine exhausts) mixed. This like that mixed gases then enter the: thrust nozzle-i9 a. The proportion of through, the Flammr: ohrinüere 14, flow- Menden gases can be about 25 olo @, while 75% of the gases. flow through the annular space 13. By comparison, Glüh shows that the mass flow through the bypass duct 10 is 104% of the turbine exhaust gases, and accordingly the flow through the flame tube interior 14 is only about 12.3% of the total mass flow.

Das Nachbrennkammerflatnmrohr. 12 besteht aus mehreren zylindrischen Abschnitten, wobei jeweils der in Sfrömungsrichfung weiter hinten liegende Abschnitt das sttömunterseitige Ende unter Belassung eines Ringspaltes 22 umgibt, durch den von Brennstoff freie Nebenschlußluft und Turbinenabgase aus dem Nachbrennerringraum 13 zur Erzielung einer Kühlfihmwirkung in das Flammrohrinnere eingeleitet werden.The afterburner flat tube. 12 consists of several cylindrical ones Sections, with the section lying further back in the direction of flow surrounds the downstream end, leaving an annular gap 22 through which bypass air free of fuel and turbine exhaust gases from the afterburner annulus 13 are introduced into the interior of the flame tube to achieve a cooling effect.

Die stromunterseitigen Enden der Mischtrichter und das stromoberseitige Ende des Flammrohres 12 sind dabei so ausgebildet, daß dort keine Nebenschllußluft in. das Flammronrinnere 14 eintreten kann.The ends of the mixing funnels on the downstream side and the end of the flame tube 12 on the upstream side are designed in such a way that no bypass air can enter the Flammron channel 14 there.

Claims (1)

gätentängprüche:
1. Zweistsomgastuibinenstrahltriebwerk mit einem. Riirgkanäl;, in. dein in Strärug4ricfdüilg hintereinander der Kanipressor, die Häuptveff brennnngseinricMung =d die T#arbhie angeöFdiief- snd, mit einem Strxlatohr,. durch däg die Türbi= nenabgaso in die, Atnnösphäte geleitet, weiden, mit ei nemNachbrentrkan=erfiänünrƒht, däs.irnStrahl- rühr won dessen Außenwatd dürch diheti Ring- räum. distarizierf gelagert ist, mit eineßl Neben- schlußkanal, der einen Teil der vom Kompressor verdichteten Luft empfängt, wobei der Neben- schlußkanal. derart ausgebildet und angeordnet ist, daß hindurcharömende Nebenschlußlüft die, Hauptvdrbrennungseinrichtung, und die Turbine im Nebenschluß umgeht und auf den Näclibref- nerri!ngrätim gerichtet wird, und mit einer Ein- richtung, durch welche NachbrennerbrennstofE nur in die durch das Nachbrennnkammerflaniöj= rohrtnffere strömenden Türbinenabgääge eisge- spritzt wird, wobei der ringförmige Nebertsehluß- strömungskanat stromauf der IVxch$'retlneitli.'ehri= stoleinspritzeinrichtung mit, dein Näehbrenirer= rinigraum. irr Verbindung. steht, d ä1 d .t r e h g e.- kennzeichnet, daß der.- größere- Anteil d'dr Trirbinenabgase ohne Brennstoffbeimischung iii. den Nachbtennerringralrm (13) eintritt und sich. mit der Nebensch1ußluft darin mischt,, und daß in an sich bekannter Weise das Nachbrennkam- merflammrohr (12) so weit stromauf des Eisdes des Strahlrähres (18) endet;, daß iii° del@ stföüi- untexseitigeir Ende des Strahlrohres eine;Mischuüg zwischen den Gasen,, die durch den:Ringräum ge- strömt sind, und' den Gasen,- die durch das Naeh- hrenükarnxrrerflämmrƒliriiinnere hindurchgetreten sind,, gsw'xhrleistet ist, 2,.. Triebwerk nach Anspruch. 1.,. dadurch ge- kennzeichnet, daß dasaeh@tirennkar@erflr' ri- rohr (12)- mit an sieh bekannten öffnungeä (22) ausgestattet ist, um den Brennstoff ftere Nebeft= schlußhnft und Turbinenabgase- zur lErziielung einer. Kühlfilmwirkung in das Flammrohrilnere zu: leiten. 3. Triebwerk: nach. ?nspritch- 2, darlufch ge- kennzeichnet, daß der Nebenschlußkanäl (hü) mit mehreren im Winkelabstand zueinander, an`geärd= rieten Mischtrichtern (g5) ih ä.- sich- bekatnter: Weise- ausgestattet ist, zwischen denen ein Teil der Turbinenabgase hirddurchtritt und sich innig
mit der Nebenschlußluft vermischt, die durch die Mischtrichter (15) hindurchtritt, und daß die stromunterseitigen Enden der Mischtrichter in geeigneter Weise derart zum stromoberseitigen Ende des Nachbrennflammrohres angeordnet sind, daß dort keine Nebenschlußluft .in dieses eintreten kann. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Auslegeschrift Nr.1045180; schweizerische Patentschriften Nr. 310 039, 263 472; französische Patentschrift Nr. 1139 683; USA.-Patentschriften Nr. 2 934 895, 2 929 203, 2 794 319, 2 753 685. gätentängprüche:
1. Zweistsomgastuibinenjet engine with one. Riirgkanäl ;, in. Your in Strärug4ricfdüilg one behind the other the Kanipressor, the Häuptveff Burning device = the T # work. snd, with a Strxlatohr ,. through däg the door bi = nenabgaso in the, Atnnösphäte directed, graze, with ei nemNachbrentrkan = succeeded, the in the beam stir its outer water through diheti ring space. is positioned distarizierf, with a secondary final duct, which is part of the compressor receives compressed air, with the secondary final canal. designed and arranged in such a way is that shunt air flowing through the Main combustion device, and the turbine bypasses and on the Näclibref- nerri! ngrätim is judged, and with an direction through which afterburner fuel only in the through the Nachbrennnkammerflaniöj = outside of the pipe, flowing door leg emissions is injected, whereby the annular Nebertsehluß- flow canal upstream of the IVxch $ 'retlneitli.'ehri = stol injection device with, your sewing device = cleaning room. irr connection. stands, d ä1 d .trehg e.- indicates that the - greater - share d'dr Trirbine exhaust gases without fuel addition iii. the Nachbtennerringralrm (13) enters and. mixes with the bypass air in it, and that in a manner known per se the afterburning chamber merflammrohr (12) so far upstream of the Eisdes of the jet pipe (18) ends; that iii ° del @ stföüi- untexseitenir end of the jet pipe a; Mischuüg between the gases, which flow through the: are flowing, and 'the gases, - which by the near- Hrenükarnxrrerflämmrƒliriiinner stepped through are ,, gsw'x guaranteed, 2, .. engine according to claim. 1.,. thereby indicates that dasaeh @ tirennkar @ erflr 'ri- tube (12) - with well-known openingsä (22) is equipped to the fuel ftere Nebeft = final and turbine exhaust for delivery one. Cooling film effect in the interior of the flame tube to: lead. 3rd engine: after. ? nspritch- 2, darlufch indicates that the shunt channel (hü) with several at an angular distance from one another, an`geärd = advised mixing funnels (g5) ih ä. Way-equipped, between which a part the turbine exhaust passes through and becomes intimate
mixed with the bypass air which passes through the mixing funnel (15), and that the downstream ends of the mixing funnels are arranged in a suitable manner to the upstream end of the afterburning tube that no bypass air can enter this there. Considered publications: German Auslegeschrift Nr.1045180; Swiss patents No. 310 039, 263 472; French Patent No. 1139 683; U.S. Patent Nos. 2,934,895, 2,929,203, 2,794,319, 2,753,685.
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH263472A (en) * 1944-04-18 1949-08-31 Power Jets Res & Dev Ltd Combustion turbine jet propulsion on aircraft.
CH310039A (en) * 1952-02-01 1955-09-30 Rolls Royce Combustion device in gas turbine plants.
US2753685A (en) * 1951-08-02 1956-07-10 Rolls Royce Gas turbine engine with exhaust gas heating means
US2794319A (en) * 1953-03-02 1957-06-04 Westinghouse Electric Corp Afterburner shell construction
FR1139683A (en) * 1922-07-05 1957-07-03 Thomson Houston Comp Francaise Improvements to reactor devices
DE1045180B (en) * 1954-02-23 1958-11-27 Gen Electric Auxiliary burner for a jet engine for aircraft
US2929203A (en) * 1956-08-31 1960-03-22 Westinghouse Electric Corp Afterburning bypass aviation turbojet engine
US2934895A (en) * 1958-09-15 1960-05-03 Curtiss Wright Corp Dual cycle engine distributor construction

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1139683A (en) * 1922-07-05 1957-07-03 Thomson Houston Comp Francaise Improvements to reactor devices
CH263472A (en) * 1944-04-18 1949-08-31 Power Jets Res & Dev Ltd Combustion turbine jet propulsion on aircraft.
US2753685A (en) * 1951-08-02 1956-07-10 Rolls Royce Gas turbine engine with exhaust gas heating means
CH310039A (en) * 1952-02-01 1955-09-30 Rolls Royce Combustion device in gas turbine plants.
US2794319A (en) * 1953-03-02 1957-06-04 Westinghouse Electric Corp Afterburner shell construction
DE1045180B (en) * 1954-02-23 1958-11-27 Gen Electric Auxiliary burner for a jet engine for aircraft
US2929203A (en) * 1956-08-31 1960-03-22 Westinghouse Electric Corp Afterburning bypass aviation turbojet engine
US2934895A (en) * 1958-09-15 1960-05-03 Curtiss Wright Corp Dual cycle engine distributor construction

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