JP2015072077A - ガスタービン燃焼器 - Google Patents
ガスタービン燃焼器 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2015072077A JP2015072077A JP2013207314A JP2013207314A JP2015072077A JP 2015072077 A JP2015072077 A JP 2015072077A JP 2013207314 A JP2013207314 A JP 2013207314A JP 2013207314 A JP2013207314 A JP 2013207314A JP 2015072077 A JP2015072077 A JP 2015072077A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- dilution
- air
- combustion chamber
- gas turbine
- combustor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Abstract
【課題】タービン部品の焼損を十分に防止すると共に、NOxの発生量を十分に低減すること。【解決手段】燃焼器ライナ9の外周部の表面における各アウタ希釈孔25の入口側に矩形のアウタ整流板29が各アウタ希釈孔25を横断するように配設され、燃焼器ライナ9の内周部の表面における各インナ希釈孔27の入口側に矩形のインナ整流板31が各インナ希釈孔27を横断するように配設され、アウタ希釈孔25(インナ希釈孔27)の直径Dに対するアウタ整流板29(インナ整流板31)の高さHの比(H/D)は、0.1〜1.0、好ましくは、0.2〜0.8に設定されていること。【選択図】 図1
Description
本発明は、燃料と空気(一次空気と希釈空気)との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービン燃焼器に関する。
航空用ガスタービン又は発電用ガスタービン等のガスタービンに用いられる一般的なガスタービン燃焼器は、中空環状又は筒状の燃焼器ライナを具備しており、この燃焼器ライナは、内側に、混合気を燃焼させるための燃焼室を有している。また、燃焼器ライナの上流側の隔壁には、燃焼室内に燃料を噴射する燃焼噴射弁が設けられており、燃焼器ライナの上流側の隔壁における燃料噴射弁の周りには、一次空気を燃焼室内に導入するためのスワラ等の一次空気導入部が設けられている。更に、燃焼器ライナの周部には、二次空気として希釈空気を燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が周方向に沿って間隔を置いて設けられている。
従って、燃料噴射弁によって燃焼室内に燃料が噴射されると共に、一次空気導入部から一次空気が燃焼室内に導入されることにより、燃焼室内において燃料と一次空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成する。続いて、複数の希釈孔から希釈空気(二次空気)が燃焼室内に導入されることにより、燃焼室内において燃焼ガスと希釈空気の混合気を酸素過剰状態で希薄燃焼させる。これにより、火炎温度を下げてNOx(窒化酸化物)の発生量の低減を図りつつ、燃焼ガスを生成して燃焼器ライナの出口側から排出することができる。
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献1から特許文献3に示すものがある。
ところで、希釈孔に流入する流れ(希釈孔の上流側の流れ)が不均一な流速分布を有する場合には、希釈孔の入口側に吸込み渦が発生して、旋回成分を持った流れが燃焼室内に導入されることになる。そして、希釈孔の入口側における吸込み渦の強度が大きくなって、その吸込み渦の旋回速度が高くなると、燃焼室内において燃焼ガスと希釈空気の混合を十分に促進することができなくなる。そのため、ガスタービン燃焼器の出口側(換言すれば、タービンの入口側)における温度分布の不均一の度合いが大きくなって、タービン翼等のタービン部品の焼損を招くと共に、燃焼室内に局所的に火炎温度が高い箇所が生じて、NOxの発生量を十分に低減できないという問題がある。
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
本願の発明者は、前述の問題を解決するために試行錯誤を繰り返して、新規な知見を見出し、その知見に基づいて本発明を完成するに至った。本発明の特徴を説明する前に、新規な知見を見出すまでの経緯について説明する。
図4(a)(b)(c)に示すように、希釈孔に流入する流れが不均一な流速分布を有してあって(換言すれば、希釈孔に流入する流量が不均一であって)、希釈孔の入口側に吸込み渦が発生する流れ場を解析対象とした。そして、図5(a)(b)(c)(d)に示すように、第1の配設パターンから第4の配設パターンに基づいて希釈孔の入口側に整流板をそれぞれ配設した場合において、希釈孔の直径(等価直径)に対する整流板の高さの比をパラメータとして、吸込み渦の旋回速度低減率について3次元定常粘性CFD(Computational Fluid Dynamics)解析を行い、その結果をまとめると、後記の表1に示すようになる。
ここで、第1の配設パターンとは、図5(a)に示すように、1枚の整流板が希釈孔の中央を横断するようなパターンのことをいい、第2の配設パターンとは、図5(b)に示すように、2枚の整流板が希釈孔の両側を通るようなパターンのことをいい、第3の配設パターンは、図5(c)に示すように、4枚の整流板が希釈孔を横断するようなパターンのことをいい、図5(d)に示すように、第4の配設パターンとは、2枚の整流板が希釈孔の両側を通りかつ3枚の整流板が希釈孔を横断するようなパターンのことをいい、各配設パターンにおいて、整流板は流れ方向に対して平行になっている。また、吸込み渦の旋回速度低減率とは、整流板を配設しない場合における吸込み渦の旋回速度に対する、整流板を配設することによる吸込み渦の旋回速度の低下量の割合のことをいう。
表1に示すように、第2の配設パターンに基づいて整流板を配設した場合においては、吸込み渦の旋回速度低減率が小さいか(10%未満)又は吸込み渦の旋回速度が上昇しているのに対して、第1の配設パターン、第3の配設パターン、及び第4の配設パターンに基づいて整流板を配設した場合には、吸込み渦の旋回速度低減率が大きく(10%以上)なっており、特に、希釈孔の直径に対する整流板の高さのを0.2〜0.8に設定した場合には、吸込み渦の旋回速度低減率が20%以上になっていることが判明した。つまり、本願の発明者は、整流板が希釈孔を横断するように配設された場合には、希釈孔の入口側における吸込み渦の希釈孔の強度を弱めて、その吸込み渦の旋回速度を十分に小さくすることができ、特に、希釈孔の直径(等価直径)に対する整流板の高さの比が0.2〜0.8に設定された場合には、希釈孔の入口側における吸込み渦の旋回速度をより十分に小さくすることができるという、新規な知見を得ることができた。
本発明の第1の特徴は、ガスタービンに用いられ、燃料と空気(一次空気と希釈空気)との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービン燃焼器であって、内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有した中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、前記燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射弁と、一次空気を前記燃焼室内に導入するための一次空気導入部と、を具備し、前記燃焼器ライナの周部に二次空気として希釈空気を前記燃焼室内に導入するための複数の希釈孔(二次空気導入孔)が周方向に沿って間隔を置いて設けられ、前記燃焼器ライナの周部の表面における各希釈孔の入口側に整流板が各希釈孔を横断するように配設されていることを要旨とする。
なお、「燃焼器ライナの周部」とは、アニュラ型の低NOx燃焼器の場合には燃焼器ライナの外周部又は内周部のことをいい、カン型の低NOx燃焼器の場合には燃焼器ライナの外周部のことをいう。また、前記燃焼器ライナの周部に複数の前記希釈孔が形成される他に、希釈空気を燃焼室内に導入するための別の希釈孔が形成されても構わない。
第1の特徴によると、前記燃料噴射弁によって前記燃焼室内に燃料が噴射されると共に、前記一次空気導入部から一次空気が前記燃焼室内に導入されることにより、前記燃焼室内において燃料と一次空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成する。続いて、複数の前記希釈孔から希釈空気(二次空気)が前記燃焼室内に導入されることにより、前記燃焼室内において燃焼ガスと希釈空気の混合気を酸素過剰状態で希薄燃焼させる。これにより、火炎温度を下げてNOx(窒化酸化物)の発生量の低減を図りつつ、燃焼ガスを生成して前記燃焼器ライナの出口側から排出することができる。
ここで、前記燃焼器ライナの周部の表面における各希釈孔の入口側に前記整流板が各希釈孔を横断するように配設されているため、前述の新規な知見を適用すると、前記希釈孔の入口側に吸込み渦が発生しても、前記希釈孔の入口側における吸込み渦の強度を弱めて、その吸込み渦の旋回速度を十分に低下させることができる。これにより、前記ガスタービン燃焼器の運転中、前記燃焼室内において燃焼ガスと希釈空気の混合を十分に促進することができる。
本発明の第2の特徴は、第1の特徴に加えて、前記希釈孔の等価直径に対する前記整流板の高さの比が0.1〜1.0に設定されていることを要旨とする。
ここで、前記希釈孔の等価直径とは、前記希釈孔が円形の場合には、前記希釈の直径のことをいい、前記希釈孔が円形でない場合には、水力直径(4×前記希釈孔の面積/周長)のことをいう。
本発明の第3の特徴は、第1の特徴に加えて、本発明の前記希釈孔の等価直径に対する前記整流板の高さの比が0.2〜0.8に設定されていることを要旨とする。
第3の特徴によると、本発明の前記希釈孔の等価直径に対する前記整流板の高さの比が0.2〜0.8に設定されているため、前述の新規な知見を適用すると、前記希釈孔の入口側における吸込み渦の旋回速度をより十分に低下させることができる。これにより、前記ガスタービン燃焼器の運転中、前記燃焼室内において燃焼ガスと希釈空気の混合をより十分に促進することができる。
本発明によれば、前記ガスタービン燃焼器の運転中、前記燃焼室内において燃焼ガスと希釈空気の混合を十分に促進できるため、前記ガスタービン燃焼器の出口側(換言すれば、タービンの入口側)における温度分布を均一な状態に近づけることができ、タービン翼等のタービン部品の焼損を十分に防止すると共に、前記燃焼室内に局所的に火炎温度が高い箇所が生じることを抑えて、NOxの発生量を十分に低減することができる。
本発明の実施形態について図1から図3を参照して説明する。なお、図面中、「F」は、前方向(上流側)、「R」は、後方向(下流側)をそれぞれ指してある。
図1及び図3に示すように、本発明の実施形態に係るガスタービン燃焼器1は、航空用ガスタービン(図示省略)に用いられることの多い所謂アニュラ型の燃焼器であって、燃料と空気(一次空気、希釈空気)との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するものである。そして、本発明の実施形態に係るガスタービン燃焼器1の具体的な構成は、以下のようになる。
ガスタービン燃焼器1は、中空環状の燃焼器ケース3を具備しており、この燃焼器ケース3は、環状のアウタケース5と、このアウタケース5の内側に航空用ガスタービンのガスタービン軸心Cを中心とした同心円状に設けられた環状のインナケース7とを備えている。また、燃焼器ケース3の入口側は、航空用ガスタービンにおける圧縮機(図示省略)からの空気(圧縮空気)を導入可能である。
燃焼器ケース3内には、中空環状の燃焼器ライナ9が同心状に設けられており、この燃焼器ライナ9は、環状のアウタライナ11と、このアウタライナ11の内側に同心状に設けられた環状のインナライナ13と、上流側(前側)にアウタライナ11とインナライナ13を連結するように設けられた環状の隔壁15とを備えている。また、アウタライナ11とインナライナ13との間には、環状の燃焼室17が区画形成されており、換言すれば、燃焼器ケース3は、内側に、燃料と空気(一次空気、希釈空気)との混合気を燃焼させるための環状の燃焼室17を有している。更に、アウタライナ11、インナライナ13、及び隔壁15には、フィルム冷却等を行うための複数の冷却孔(図示省略)が形成されている。
隔壁15には、燃焼室17内に燃料を円錐状の噴霧流Sとして噴霧する複数の燃料噴射弁(燃料噴射ノズル)19が周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料噴射弁19は、中央(中心部)に、燃料を噴霧可能な噴射孔(ノズル孔)19hを有している。また、アウタケース5には、燃料を供給可能な複数の燃料供給管21が周方向に沿って間隔を置いて設けられており、各燃料供給管21の先端部は、対応する燃料噴射弁19の基部に接続されている。そして、隔壁15における各燃料噴射弁19の周りには、燃焼室17内に一次空気を旋回流として導入する一次空気導入部としてのスワラ23が設けられている。更に、アウタケース5の適宜位置には、燃焼室17内で燃料に着火(点火)する複数の点火栓(図示省略)が燃焼室17側へ突出して設けられている。
アウタライナ11(燃焼器ライナ9の外周部)には、二次空気としての希釈空気を燃焼室17内に導入するための円形の複数のアウタ希釈孔25が周方向に沿って間隔を置いて設けられている。同様に、インナライナ13(燃焼器ライナ9の内周部)には、希釈空気を燃焼室17内に導入するための円形(アウタ希釈孔25と同径)の複数のインナ希釈孔27が周方向に沿って間隔を置いて設けられている。
なお、アウタ希釈孔25及びインナ希釈孔27が円形を呈する代わりに、楕円形等、円形以外の形状を呈しても構わなく、アウタ希釈孔25とインナ希釈孔27は、同径でなくても構わない。
図2(a)(b)に示すように、アウタライナ11の外周面(燃焼器ライナ9の外周部の表面)における各アウタ希釈孔25の入口側には、矩形の3枚のアウタ整流板29が各アウタ希釈孔25を横断するように配設されており、各アウタ整流板29は、流れ方向(空気の流れ方向)に対して平行になっている。同様に、インナライナ13の外周面(燃焼器ライナ9の内周部の表面)における各インナ希釈孔27の入口側には、矩形(アウタ整流板29と同じ高さ)の3枚のインナ整流板31が各インナ希釈孔27を横断するように配設されており、各インナ整流板31は、アウタ整流板流れ方向に対して平行になっている。ここで、アウタ希釈孔25(インナ希釈孔27)の直径Dに対するアウタ整流板29(インナ整流板31)の高さHの比(H/D)は、0.1〜1.0、好ましくは、0.2〜0.8に設定されている。
なお、アウタ整流板29及びインナ整流板31の枚数の変更は適宜に可能であって、アウタ整流板29及びインナ整流板31を前述の第1の配設パターン(図5(a)参照)、第3の配設パターン(図5(c)参照)、及び第4の配設パターン(図5(d)参照)に基づいて配設されるようにしても構わない。また、アウタ整流板29とインナ整流板31は、同じ高さでなくても構わない。
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
複数の燃料噴射弁19によって燃焼室17内に燃料が円錐状の噴霧流Sとして噴射されると共に、複数のスワラ23から一次空気が旋回流として燃焼室17内に導入されることにより、燃焼室17内において燃料と一次空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成する。続いて、複数のアウタ希釈孔25及び複数のインナ希釈孔27から希釈空気(二次空気)が燃焼室17内に導入されることにより、燃焼室17内において燃焼ガスと希釈空気の混合気を酸素過剰状態で希薄燃焼させる。これにより、火炎温度を下げてNOx(窒化酸化物)の発生量の低減を図りつつ、燃焼ガスを生成して燃焼器ライナ9の出口側から排出することができる。なお、燃焼器ライナ9から排出された燃焼ガスは、ガスタービン燃焼器1の下流側に配設されたタービン(図示省略)を駆動するようになっている。
ここで、アウタライナ11の外周面における各アウタ希釈孔25の入口側に3枚のアウタ整流板29が各アウタ希釈孔25を横断するように配設され、インナライナ13の外周面における各インナ希釈孔27の入口側に3枚のインナ整流板31が各インナ希釈孔27を横断するように配設されているため、前述の新規な知見を適用すると、アウタ希釈孔25の入口側及びインナ希釈孔27の入口側に吸込み渦が発生しても、アウタ希釈孔25の入口側及びインナ希釈孔27の入口側における吸込み渦の強度を弱めて、それらの吸込み渦の旋回速度を十分に低下させることができる。特に、アウタ希釈孔25(インナ希釈孔27)の直径Dに対するアウタ整流板29(インナ整流板31)の高さHの比(H/D)が0.2〜0.8に設定されている場合には、アウタ希釈孔25の入口側及びインナ希釈孔27の入口側における吸込み渦の旋回速度をより十分に低下させることができる。これにより、ガスタービン燃焼器1の運転中、燃焼室17内において燃焼ガスと希釈空気の混合をより十分に促進することができる。
従って、本発明の実施形態によれば、ガスタービン燃焼器1の出口側(換言すれば、タービンの入口側)における温度分布を均一な状態に近づけることができ、タービン翼等のタービン部品(図示省略)の焼損を十分に防止すると共に、燃焼室17内に局所的に火炎温度が高い箇所が生じることを抑えて、NOxの発生量を十分に低減することができる。
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えばアニュラ型のガスタービン燃焼器1に適用した技術的思想を、筒状の燃焼器ケース(図示省略)及び筒状の燃焼器ライナ(図示省略)を具備したカン型のガスタービン燃焼器(図示省略)に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
1:ガスタービン燃焼器、3:燃焼器ケース、5:アウタケース、7:インナケース、9:燃焼器ライナ、11:アウタライナ、13:インナライナ、15:隔壁、17:燃焼室、19:燃料噴射弁、21:燃料供給管、23:スワラ(一次空気導入部)、25:アウタ希釈孔、27:インナ希釈孔、29:アウタ整流板、31:インナ整流板
Claims (3)
- ガスタービンに用いられ、燃料と空気との混合気を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービン燃焼器であって、
内側に混合気を燃焼させるための燃焼室を有した中空環状又は筒状の燃焼器ライナと、
前記燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射弁と、
一次空気を前記燃焼室内に導入するための一次空気導入部と、を具備し、
前記燃焼器ライナの周部に二次空気として希釈空気を前記燃焼室内に導入するための複数の希釈孔が周方向に沿って間隔を置いて設けられ、前記燃焼器ライナの周部の表面における各希釈孔の入口側に整流板が各希釈孔を横断するように配設されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 - 前記希釈孔の等価直径に対する前記整流板の高さの比が0.1〜1.0に設定されていることを特徴とする請求項1に記載のガスタービン燃焼器。
- 前記希釈孔の等価直径に対する前記整流板の高さの比が0.2〜0.8に設定されていることを特徴とする請求項1に記載のガスタービン燃焼器。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013207314A JP2015072077A (ja) | 2013-10-02 | 2013-10-02 | ガスタービン燃焼器 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013207314A JP2015072077A (ja) | 2013-10-02 | 2013-10-02 | ガスタービン燃焼器 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2015072077A true JP2015072077A (ja) | 2015-04-16 |
Family
ID=53014570
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2013207314A Pending JP2015072077A (ja) | 2013-10-02 | 2013-10-02 | ガスタービン燃焼器 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2015072077A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110822477A (zh) * | 2018-08-07 | 2020-02-21 | 通用电气公司 | 用于燃气涡轮发动机燃烧器的稀释结构 |
CN111043624A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-04-21 | 新奥能源动力科技(上海)有限公司 | 一种燃烧室及燃气轮机 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2113377A (en) * | 1982-01-15 | 1983-08-03 | Rolls Royce | Improvements in or relating to flame tubes |
US5209067A (en) * | 1990-10-17 | 1993-05-11 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. | Gas turbine combustion chamber wall structure for minimizing cooling film disturbances |
-
2013
- 2013-10-02 JP JP2013207314A patent/JP2015072077A/ja active Pending
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2113377A (en) * | 1982-01-15 | 1983-08-03 | Rolls Royce | Improvements in or relating to flame tubes |
US5209067A (en) * | 1990-10-17 | 1993-05-11 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. | Gas turbine combustion chamber wall structure for minimizing cooling film disturbances |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110822477A (zh) * | 2018-08-07 | 2020-02-21 | 通用电气公司 | 用于燃气涡轮发动机燃烧器的稀释结构 |
US11255543B2 (en) | 2018-08-07 | 2022-02-22 | General Electric Company | Dilution structure for gas turbine engine combustor |
CN111043624A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-04-21 | 新奥能源动力科技(上海)有限公司 | 一种燃烧室及燃气轮机 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6637905B2 (ja) | バーナ、燃焼器、及びガスタービン | |
US10415479B2 (en) | Fuel/air mixing system for fuel nozzle | |
JP6335903B2 (ja) | 火炎シート燃焼器ドーム | |
JP2009133599A (ja) | 燃焼システム内における逆火/保炎を減少させるのを可能にする方法及びシステム | |
US20080078183A1 (en) | Liquid fuel enhancement for natural gas swirl stabilized nozzle and method | |
JP6812240B2 (ja) | 低排出ガスタービン燃焼器用の空気燃料予混合機 | |
CN110056906B (zh) | 用于气态燃料燃烧室的同轴分级旋流和掺混一体化头部 | |
JP5802059B2 (ja) | 燃料噴射ノズル本体上の火炎安定化用のディンプル付き/グルーブ付き面及び関連する方法 | |
JP6723768B2 (ja) | バーナアセンブリ、燃焼器、及びガスタービン | |
JP2009074706A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
JP2015096794A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
US9810427B2 (en) | Fuel nozzle with hemispherical dome air inlet | |
JP2016023916A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
US20160281978A1 (en) | Fuel Nozzle With Multiple Flow Divider Air Inlet | |
CN203671652U (zh) | 一种用于燃气轮机燃烧室的分散式进气的帽罩 | |
JP6840468B2 (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
JP2019215138A (ja) | マルチノズルバーナ及び燃焼器 | |
JP4861910B2 (ja) | 拡散燃焼式ガスタービン燃焼器 | |
JP2015072077A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
CN104266226A (zh) | 一种贫燃料多孔喷射燃烧系统 | |
JP2013174367A (ja) | 予混合燃焼バーナ、燃焼器及びガスタービン | |
US11015810B2 (en) | Combustor nozzle assembly and gas turbine having the same | |
JP5978750B2 (ja) | RQL方式の低NOx燃焼器 | |
JP2016084961A (ja) | 燃焼器、ガスタービン | |
JP2017072271A (ja) | ガスタービン燃焼器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20160825 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20170530 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20170531 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20171205 |