FR3108162A1 - Système d’injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne un système d'injection pour une chambre annulaire de combustion d’une turbomachine d’aéronef, ce système comportant : - un organe (19a) de support et de centrage d'une tête d'injecteur de carburant, cet organe (19a) comportant une collerette annulaire qui comprend au moins une patte radialement externe (26), - un fourreau annulaire (30) destiné à être fixé sur un fond de chambre de la chambre, ce fourreau (30) comportant une première surface annulaire radiale (31), - une bague (40) rapportée et fixée sur le fourreau (30), cette bague (40) comportant une seconde surface annulaire radiale (41), lesdites première et seconde surfaces radiales (31, 41) délimitant un espace annulaire (27) de glissement de ladite collerette. Selon l’invention, ladite bague (40) comprend des butées circonférentielles configurées pour limiter le débattement angulaire de l’organe (19a) autour de l’axe (C). Figure pour l'abrégé : Figure 2
Description
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un système d’injection, en particulier d’un mélange d’air et de carburant, pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine.
Arrière-plan technique
Les demandes FR-A1-2 918 716, FR-A1-2 925 146, FR-A1- 2 941 288, et FR-A1-2 975 467 décrivent des systèmes d'injection pour turbomachine.
Une turbomachine comprend un générateur de gaz comportant notamment un ou plusieurs compresseurs, par exemple basse pression et haute pression, disposé(s) en amont d’une chambre de combustion.
Par convention, dans la présente demande, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine. De même, par convention dans la présente demande, les termes « interne » et « externe » sont définis radialement par rapport à l’axe longitudinal de la turbomachine, qui est notamment l’axe de rotation des rotors des compresseurs.
Traditionnellement, la chambre de combustion est annulaire et placée dans une enceinte annulaire délimitée radialement par un carter annulaire externe et un carter annulaire interne. La chambre de combustion est délimitée par des parois annulaires interne et externe coaxiales réunies en amont par un fond de chambre, également annulaire, et sensiblement transversal.
La chambre de combustion est notamment alimentée en air comprimé provenant par exemple d’un compresseur haute pression disposé en amont de la chambre de combustion via notamment un diffuseur annulaire, et en carburant via des systèmes d’injection répartis angulairement autour de l’axe de révolution de la chambre.
Un système d'injection classique comprend un organe de support et de centrage d'une tête d'injecteur. L’organe comprend des vrilles qui délivrent des flux d'air en aval de l'injecteur afin de réaliser un mélange d'air et de carburant destiné à être injecté puis brûlé dans la chambre de combustion. Un bol mélangeur de forme tronconique est monté en aval des vrilles pour la pulvérisation du mélange air/carburant qui entre dans la chambre de combustion.
L’organe de support et de centrage de la tête d'injecteur comporte une surface tronconique qui est évasée vers l’amont et qui est reliée par son extrémité aval, qui est donc celle de plus petit diamètre, à l’extrémité amont d’une surface cylindrique. La tête de l’injecteur est apte à coopérer par glissement avec la surface tronconique pour centrer l’injecteur, puis avec la surface cylindrique. La tête de l’injecteur est alors insérée dans l’organe de support et de centrage.
L’organe de support coulisse entre un fourreau et une bague de fermeture. La composante tangentielle dû à l’effort aérodynamique dans les vrilles fait que l’organe de support peut tourner sur lui-même autour de son propre axe, d’où la nécessité de le bloquer en rotation. Il comprend pour cela une patte qui vient en appui contre une butée du fourreau. Or, les contacts répétés entrainent une usure de la patte et du fourreau, qui vont jusqu’à nécessiter le remplacement du système d’injection et du fourreau. Le fourreau étant en outre brasé sur le fond de chambre, le remplacer nécessite une opération lourde et onéreuse.
L’objectif de la présente invention est d’apporter une solution simple, efficace et économique à au moins un des problèmes précités.
L’invention concerne un système d'injection pour une chambre annulaire de combustion d’une turbomachine d’aéronef, ce système comportant:
- un organe de support et de centrage d'une tête d'injecteur de carburant, cet organe comportant au moins une vrille annulaire s’étendant autour d’un axe et configurée pour former un flux d’air destiné à se mélanger au carburant injecté par la tête, cet organe comportant en outre une collerette annulaire qui s’étend radialement vers l’extérieur par rapport audit axe et qui comprend au moins une patte radialement externe,
- un fourreau annulaire destiné à être fixé sur un fond de chambre de la chambre, ce fourreau s’étendant autour de l’axe et comportant une première surface annulaire radiale,
- une bague rapportée et fixée sur le fourreau, cette bague s’étendant autour de l’axe et comportant une seconde surface annulaire radiale, lesdites première et seconde surfaces radiales étant sensiblement parallèles et délimitant entre elles un espace annulaire de logement et de glissement de ladite collerette. Les termes « radiales » et « axiales » sont ici définis par rapport à l’axe du système d’injection et non pas de la turbomachine.
Selon l’invention ladite bague comprend des butées circonférentielles situées de part et d’autre de ladite au moins une patte et configurées pour limiter le débattement angulaire de l’organe autour dudit axe.
L’invention permet ainsi, grâce à la présence de telles butées circonférentielles, de réduire la pression de contact entre la ou les patte(s) et la bague. Une telle configuration permet ainsi de diminuer l’usure de la ou des patte(s) au cours du temps. En outre, le fait que ce soit la bague qui soit en contact avec la ou les patte(s), et non plus le fourreau, permet de préserver ce dernier de tout contact avec la ou les patte(s) afin de ne pas être contraint de le remplacer. Ceci permet ainsi d’augmenter la durée de vie du fourreau dont le remplacement est une opération lourde et onéreuse, et, par voie de conséquence, de réduire le risque de dépose prématurée de la turbomachine contenant le système d’injection.
Le système selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- la bague comprend une paroi annulaire radiale qui comprend ladite seconde surface radiale et dont la périphérie externe est reliée à des premiers rebords circonférentiels qui s’étendent du côté de ladite première surface radiale, ces rebords circonférentiels formant lesdites butées;
- les rebords ont chacun une étendue angulaire autour dudit axe, qui est supérieure ou égale à 5°.
- les rebords comportent chacun une surface radialement externe qui est nue et qui présente des graduations de niveau d’usure en direction circonférentielle;
- les rebords s’étendent autour de ladite collerette;
- la périphérie externe de la paroi de la bague est reliée à des seconds rebords circonférentiels qui s’étendent du côté opposé à ladite première surface radiale;
- le fourreau comprend une paroi annulaire radiale qui comprend ladite première surface radiale et dont la périphérie externe est reliée à des troisièmes rebords circonférentiels qui s’étendent du côté de ladite seconde surface radiale, ces troisièmes rebords étant à distance circonférentielle de ladite au moins une patte;
- les seconds et troisièmes rebords sont soudés entre eux; et
- les seconds et troisièmes rebords ont des étendues circonférentielles sensiblement identiques et comprises entre 5 et 15° environ.
L’invention concerne aussi une turbomachine d’aéronef, comportant une chambre de combustion équipée d’au moins un système d’injection tel que décrit ci-dessus.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels:
Description détaillée de l'invention
Sur la figure 1 est représentée une chambre 1 annulaire de combustion d’un générateur de gaz d’une turbomachine d’aéronef.
La chambre 1 de combustion est placée en aval d’un ou plusieurs compresseurs, par exemple basse pression et haute pression, et en amont d’une ou plusieurs turbines, par exemple haute pression et basse pression.
La chambre 1 de combustion fait partie d’une turbomachine présentant un axe X longitudinal qui est notamment l’axe de rotation des rotors des compresseurs et turbines.
Selon le mode de réalisation illustré sur la figure 1, la chambre 1 de combustion est notamment placée en aval d’un compresseur centrifuge haute pression et est par exemple placée ici de manière coaxiale à ce dernier.
Plus précisément, la chambre 1 est placée dans une enceinte 5 annulaire délimitée radialement par un carter 6 annulaire externe et un carter 7 annulaire interne. Le flux d’air 8 comprimé généré par le compresseur débouche dans l’enceinte 5 via un diffuseur 9 annulaire.
La chambre 1 de combustion est délimitée par des parois 11, 12 annulaires interne et externe coaxiales réunies en amont par un fond de chambre 13 sensiblement transversal.
Plus précisément, selon le mode de réalisation illustré sur les figures, la chambre 1 est sensiblement centrée radialement dans l’enceinte 5 de manière à définir d’une part un passage 14 d’air interne, annulaire, délimité radialement par la paroi 11 interne et le carter 7 interne, et d’autre part un passage 15 d’air externe, annulaire, délimité radialement par la paroi 12 externe et le carter 6 externe.
La chambre 1 est alimentée avec un mélange d’air et de carburant par plusieurs dispositifs d’injection 16 d’air et de carburant répartis angulairement de manière régulière autour de l’axe X. Plus précisément, chaque dispositif d’injection 16 comprend un injecteur de carburant 17 et un système d’injection d’air 19.
L’injecteur 17 est coudé et a une extrémité fixée au carter externe 6 et une extrémité opposée formant une tête qui est engagée et centrée dans le système d’injection 19.
Le système d’injection 19 est fixé sur le fond 13 et plus exactement monté dans un orifice 13a du fond 13, pour permettre de pulvériser le mélange d’air et de carburant dans la chambre 1.
Le système d’injection 19 comprend, de l’amont vers l’aval, des moyens 19a de support et de centrage de la tête de l’injecteur 17 (par exemple sous la forme d’un organe de support et de centrage 19a), des moyens 19b d’injection d’air (par exemple une vrille annulaire 19b) et des moyens 19c de diffusion d’un mélange air-carburant dans la chambre. Comme illustré sur les figures 2 et 3, le système d’injection 19 comprend en outre un fourreau annulaire 30 et une bague 40.
La chambre 1 est ainsi alimentée en air comprimé par le système d’injection 19, cet air comprimé étant mélangé au carburant apporté par les injecteurs 17.
La chambre 1 est également alimentée en air comprimé via notamment des trous 20 dits «primaires» (par exemple une rangée circonférentielle sur la paroi 11 interne et sur la paroi 12 externe) et via des trous 21 «de dilution» (par exemple une rangée circonférentielle sur la paroi 11 interne et sur la paroi 12 externe) situés en aval des trous 20 primaires. Les trous 20, 21 primaires et de dilution sont alimentés en air via les passages 14, 15 d’air interne et externe.
La combustion du mélange air/carburant est initiée via un ou plusieurs dispositifs 22 d’allumage fixés sur la paroi 12 externe. Selon l’exemple illustré, les dispositifs 22 d’allumage sont situés longitudinalement au niveau des trous 20 primaires.
Afin de refroidir les parois 11, 12 interne et externe de la chambre 1 de combustion, ces dernières comprennent une pluralité de trous de refroidissement, généralement inclinés, répartis sous forme de rangées circonférentielles, de manière à réaliser un refroidissement communément appelé «par multiperforation».
Comme illustré sur les figures 2 à 4, l’organe de support et de centrage 19a de chaque système d’injection 19 comporte une surface tronconique 23a qui est évasée vers l’amont et qui est reliée par son extrémité aval, qui est donc celle de plus petit diamètre, à l’extrémité amont d’une surface cylindrique 23b. La tête de l’injecteur 17 coopère par glissement avec la surface tronconique 23a pour centrer l’injecteur 17, puis avec la surface cylindrique 23b. La tête de l’injecteur 17 est alors insérée dans l’organe de support et de centrage 19a.
L’organe de support et de centrage 19a comporte des vrilles annulaires 19b s’étendant autour d’un axe C et configurées pour former un flux d’air destiné à se mélanger au carburant injecté par la tête d’injecteur 17. Dans l’exemple de réalisation représenté sur les figures, l’axe C forme un axe de révolution pour le système d’injection 19. Un bol mélangeur 24 de forme tronconique est monté en aval des vrilles 19b pour la pulvérisation du mélange air/carburant qui entre dans la chambre de combustion 1. L’organe de support et de centrage 19a comporte en outre une collerette annulaire 25 qui s’étend radialement vers l’extérieur par rapport à l’axe C et qui comprend au moins une patte 26 radialement externe. Dans l’exemple de réalisation particulier illustré sur les figures 2 à 6, la collerette annulaire 25 comprend deux pattes 26 opposées, et situées sensiblement à 180 degrés l’une de l’autre par rapport à l’axe C. Les pattes 26 s’étendent dans un même plan, ce plan étant sensiblement orthogonal à l’axe C. L’organe de support et de centrage 19a est monté coulissant entre le fourreau annulaire 30 et la bague 40.
Les vrilles annulaires 19b comportent un premier étage d'aubes 28, et un deuxième étage d'aubes 35 qui ont pour fonction d'entraîner l'air en rotation autour de l'axe longitudinal C du système d'injection 19. Les aubes des étages 28 et 35 peuvent être de même sens ou de sens contraire.
Le fourreau annulaire 30 est fixé sur le fond de chambre 13 de la chambre 1, et est par exemple brasé sur le fond de chambre 13. Le fourreau annulaire 30 s’étend autour de l’axe C et comporte une surface annulaire radiale 31 formant une surface de glissement. Chaque patte 26 est apte à glisser sur la surface de glissement 31 du fourreau 30. De préférence, comme illustré sur la figure 3, le fourreau 30 comprend une paroi annulaire radiale 32 qui comprend la surface annulaire radiale 31. La périphérie externe de la paroi annulaire radiale 32 est reliée à des rebords circonférentiels 33 qui s’étendent du côté de la bague 40. Les rebords 33 sont à distance circonférentielle des pattes 26, ce qui permet de préserver le fourreau 30 de tout contact avec ces dernières. De préférence, chaque rebord circonférentiel 33 présente une étendue circonférentielle autour de l’axe C comprise entre 5° et 15° environ.
La bague 40 est rapportée et fixée sur le fourreau 30 et forme ainsi une bague de fermeture de la chambre 1. La bague 40 s’étend autour de l’axe C et comporte une surface annulaire radiale 41 située en regard de la surface annulaire radiale 31 du fourreau 30. Les surfaces annulaires radiales 31, 41 du fourreau 30 et de la bague 40 sont sensiblement parallèles et délimitent entre elles un espace annulaire 27 de logement et de glissement de la collerette 25, plus précisément des pattes 26 de la collerette 25. Comme visible sur les figures 3, 5 et 6, la bague 40 comprend des moyens anti-rotatifs constitués par des butées circonférentielles 45. Les butées 45 empêchent l’organe de support et de centrage 19a de tourner sur lui-même autour de son propre axe C. En effet, en l’absence de tels moyens anti-rotatifs, et du fait de la composante tangentielle due à l’effort aérodynamique dans les vrilles 19b, l’organe 19a pourrait tourner autour de l’axe C, ce qui se traduirait par une usure importante et, par voie de conséquence, par une réduction importante de la durée de vie du système d’injecteur et de l’axe d’injecteur. Les butées circonférentielles 45 sont ainsi situées de part et d’autre de chacune des pattes 26, et sont configurées pour limiter le débattement angulaire de l’organe de support et de centrage 19a autour de l’axe C. Comme visible sur la figure 5, les butées 45 présentent avantageusement une surface d’appui étendue dans la direction radiale, ce qui permet de diminuer la pression de contact entre les pattes 26 et la bague 40 afin de diminuer les usures entre ces pièces. Il est à noter qu’un revêtement anti usure ou une matière différente peut être appliqué sur les zones en contact des pattes 26 et des butées 45 afin de réduire encore l’usure globale des pièces.
De préférence, comme illustré sur les figures 2 et 5, la bague 40 comprend une paroi annulaire radiale 42 qui comprend la surface annulaire radiale 41. La périphérie externe de la paroi annulaire radiale 42 est reliée à des premiers rebords circonférentiels 43 qui s’étendent du côté de la surface annulaire radiale 31 du fourreau 30, ainsi qu’à des seconds rebords circonférentiels 47 qui s’étendent du côté opposé à cette surface annulaire radiale 31. Selon cet exemple de réalisation préférentiel, les premiers rebords circonférentiels 43 forment alors les butées 45. Les premiers rebords circonférentiels 43 s’étendent par exemple autour de la collerette 25. Comme visible en particulier sur la figure 6, de tels rebords 43 forment alors des dégagements de matière vis-à-vis du fourreau 30, et constituent autant de surfaces de contact à user qui permettent avantageusement de préserver le fourreau 30 de tout contact avec les pattes 26 afin de ne pas être contraint de remplacer le fourreau 30. De préférence, chaque premier rebord circonférentiel 43 présente une étendue circonférentielle autour de l’axe C qui est supérieure ou égale à 5°. De préférence encore, comme visible sur la figure 3, chaque premier rebord 43 comporte une surface radialement externe 44 qui est nue et qui présente des graduations 46 de niveau d’usure en direction circonférentielle. De tels témoins d’usure 46 permettent à un opérateur d’appréhender le niveau d’usure précis de la bague 40. De préférence encore, chaque second rebord circonférentiel 47 présente une étendue circonférentielle autour de l’axe C identique à celle des rebords circonférentiels 33 du fourreau 30, et de préférence comprise entre 5° et 15° environ.
Selon l’exemple de réalisation préférentiel illustré sur les figures 2 à 6, les rebords circonférentiels 33 du fourreau 30 et les seconds rebords circonférentiels 47 de la bague 40 sont soudés entre eux, par exemple via des cordons de soudure. De tels cordons de soudure, facilement usinables, permettent de pouvoir facilement remplacer la bague 40 si des usures apparaissent sur celle-ci. Une telle configuration permet de simplifier la maintenance des pièces du système d’injection et de prolonger la durée de vie des pièces. En effet, le fourreau 30 étant brasé sur le fond 13 de la chambre 1, le remplacer nécessite une opération lourde et onéreuse. Il est ainsi bien plus simple et économique de remplacer la bague 40.
Claims (10)
- Système d'injection (19) pour une chambre annulaire de combustion (1) d’une turbomachine d’aéronef, ce système comportant:
- un organe (19a) de support et de centrage d'une tête (17) d'injecteur de carburant, cet organe (19a) comportant au moins une vrille annulaire (19b) s’étendant autour d’un axe (C) et configurée pour former un flux d’air destiné à se mélanger au carburant injecté par la tête (17), cet organe (19a) comportant en outre une collerette (25) annulaire qui s’étend radialement vers l’extérieur par rapport audit axe (C) et qui comprend au moins une patte radialement externe (26),
- un fourreau annulaire (30) destiné à être fixé sur un fond de chambre (13) de la chambre (1), ce fourreau (30) s’étendant autour de l’axe (C) et comportant une première surface annulaire radiale (31),
- une bague (40) rapportée et fixée sur le fourreau (30), cette bague (40) s’étendant autour de l’axe (C) et comportant une seconde surface annulaire radiale (41), lesdites première et seconde surfaces radiales (31, 41) étant sensiblement parallèles et délimitant entre elles un espace annulaire (27) de logement et de glissement de ladite collerette (25),
caractérisé en ce que ladite bague (40) comprend des butées circonférentielles (45) situées de part et d’autre de ladite au moins une patte (26) et configurées pour limiter le débattement angulaire de l’organe (19a) autour dudit axe (C). - Système (19) selon la revendication 1, dans lequel la bague (40) comprend une paroi annulaire radiale (42) qui comprend ladite seconde surface radiale (41) et dont la périphérie externe est reliée à des premiers rebords circonférentiels (43) qui s’étendent du côté de ladite première surface radiale (31), ces rebords circonférentiels (43) formant lesdites butées (45).
- Système (19) selon la revendication 2, dans lequel les rebords (43) ont chacun une étendue angulaire autour dudit axe (C), qui est supérieure ou égale à 5°.
- Système (19) selon la revendication 2 ou 3, dans lequel les rebords (43) comportent chacun une surface radialement externe (44) qui est nue et qui présente des graduations (46) de niveau d’usure en direction circonférentielle.
- Système (19) selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel les rebords (43) s’étendent autour de ladite collerette.
- Système selon l’une des revendications 2 à 5, dans lequel la périphérie externe de la paroi (42) de la bague (40) est reliée à des seconds rebords circonférentiels (47) qui s’étendent du côté opposé à ladite première surface radiale (31).
- Système (19) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le fourreau (30) comprend une paroi annulaire radiale (32) qui comprend ladite première surface radiale (31) et dont la périphérie externe est reliée à des troisièmes rebords circonférentiels (33) qui s’étendent du côté de ladite seconde surface radiale (41), ces troisièmes rebords (33) étant à distance circonférentielle de ladite au moins une patte (26).
- Système (19) selon l’ensemble des revendications 6 et 7, dans lequel les seconds et troisièmes rebords (47, 33) sont soudés entre eux.
- Système (19) selon la revendication 8 ou l’ensemble des revendications 6 et 7, dans lequel les seconds et troisièmes rebords (47, 33) ont des étendues circonférentielles sensiblement identiques et comprises entre 5 et 15° environ.
- Turbomachine d’aéronef, comportant une chambre de combustion (1) équipée d’au moins un système d’injection (19) selon l’une des revendications précédentes.
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Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060130483A1 (en) * | 2004-12-17 | 2006-06-22 | Howell Stephen J | Gas turbine engine carburetor with flat retainer connecting primary and secondary swirlers |
| FR2918716A1 (fr) | 2007-07-12 | 2009-01-16 | Snecma Sa | Optimisation d'un film anti-coke dans un systeme d'injection |
| FR2925146A1 (fr) | 2007-12-14 | 2009-06-19 | Snecma Sa | Systeme d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
| FR2941288A1 (fr) | 2009-01-16 | 2010-07-23 | Snecma | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
| US20110005231A1 (en) * | 2009-07-13 | 2011-01-13 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle guide plate mistake proofing |
| US20120198653A1 (en) * | 2005-03-21 | 2012-08-09 | Tanner Keith M | Fuel injector bearing plate assembly and swirler assembly |
| FR2975467A1 (fr) | 2011-05-17 | 2012-11-23 | Snecma | Systeme d'injection de carburant pour une chambre de combustion de turbomachine |
| FR3084731A1 (fr) * | 2019-02-19 | 2020-02-07 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour une turbomachine |
-
2020
- 2020-03-10 FR FR2002349A patent/FR3108162B1/fr active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060130483A1 (en) * | 2004-12-17 | 2006-06-22 | Howell Stephen J | Gas turbine engine carburetor with flat retainer connecting primary and secondary swirlers |
| US20120198653A1 (en) * | 2005-03-21 | 2012-08-09 | Tanner Keith M | Fuel injector bearing plate assembly and swirler assembly |
| FR2918716A1 (fr) | 2007-07-12 | 2009-01-16 | Snecma Sa | Optimisation d'un film anti-coke dans un systeme d'injection |
| FR2925146A1 (fr) | 2007-12-14 | 2009-06-19 | Snecma Sa | Systeme d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
| FR2941288A1 (fr) | 2009-01-16 | 2010-07-23 | Snecma | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
| US20110005231A1 (en) * | 2009-07-13 | 2011-01-13 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle guide plate mistake proofing |
| FR2975467A1 (fr) | 2011-05-17 | 2012-11-23 | Snecma | Systeme d'injection de carburant pour une chambre de combustion de turbomachine |
| FR3084731A1 (fr) * | 2019-02-19 | 2020-02-07 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour une turbomachine |
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