JP4619814B2 - Two-stage thrust rocket motor - Google Patents
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Description
本発明は、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータに関するものである。 TECHNICAL FIELD The present invention relates to a two-stage thrust rocket motor used in a portable guided bullet system that obtains flight thrust by firing a main rocket after a predetermined delay time after being launched from an injection mechanism with thrust of the injection rocket. It is.
従来の射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る方式の携行型ロケットモータは、主ロケットモータの機軸後方に射出用ロケットモータを配置した構造である。
該方式のロケットモータは、射手に対する安全性確保の観点から、射出機構から発射される際、射出ロケットは射出機構内で燃焼を完了させ、ある一定距離を慣性飛行した後、主ロケットの点火が行われ、飛翔推力を得ることが望ましい。
このため、射出ロケットの性能は高推力を発生させると共に短時間で燃焼を完了させることが要求され、且つ射出から主ロケットの点火までにはある一定の延時時間を持つことが要求される。
A portable rocket motor that obtains flight thrust by igniting the main rocket after being launched from the injection mechanism with the thrust of the conventional injection rocket has a structure in which an injection rocket motor is arranged behind the main rocket motor axis. It is.
From the viewpoint of ensuring safety for the shooter, the rocket motor of this type, when launched from the injection mechanism, the injection rocket completes combustion in the injection mechanism, and after the inertial flight over a certain distance, the main rocket is ignited. It is desirable to obtain flight thrust.
For this reason, the performance of the injection rocket is required to generate high thrust and complete combustion in a short time, and to have a certain delay time from injection to ignition of the main rocket.
さらに、人員が携行することを考慮すると、小型軽量であることが望まれるが、機軸方向に主ロケットモータと射出ロケットモータを直列に配置する場合、更なる小型軽量化を行うには特に機軸方向の短小化に限界があった。
なお、他の用途で使われるロケットではあるが、２つの燃焼室を持つロケット構造としては、例えば特許文献１にあるような主燃焼室内に副燃焼室を挿入し、副燃焼室をブリードモータとして使用することを特徴とした方法も考案されている。
更に、特許文献２では、中心ロケットモータの外周に更にロケットモータを設け、中心ロケットのガス噴流と外周ロケットのガス噴流とを併用組み合わせて用いることを特徴とした方法も考案されている。
In addition, considering that personnel are carried, it is desirable to be small and light, but when the main rocket motor and the injection rocket motor are arranged in series in the axial direction, in order to further reduce the size and weight, especially in the axial direction There was a limit to the shortening.
In addition, although it is a rocket used for other applications, as a rocket structure having two combustion chambers, for example, a sub-combustion chamber is inserted into a main combustion chamber as disclosed in Patent Document 1, and the sub-combustion chamber is used as a bleed motor. A method characterized by use has also been devised.
Further, in Patent Document 2, a method is also devised in which a rocket motor is further provided on the outer periphery of the central rocket motor, and the gas jet of the central rocket and the gas jet of the outer peripheral rocket are used in combination.
前述の通り、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させる方式のロケットモータは、更なる小型軽量化を行うには、特に機軸方向長さの短小化に限界があった。
特許文献１及び特許文献２に見られる主燃焼室の中に副燃焼室を隔成する構造を用いると、機軸方向長さの短小化が図れるが、いずれの構造も密閉独立した副燃焼室を主燃焼室に挿入しているため、主燃焼室の燃焼ガスが副燃焼室前方の空間に入り込み、燃焼ガス圧力により副燃焼室が座屈を起こすことが予想される。座屈を防止するためには、副燃焼室の壁厚みを厚くする必要があり、機軸方向長さの短小化が図れる一方で質量が大きくなるという問題がある。
If the structure that separates the sub-combustion chamber is used in the main combustion chambers found in Patent Document 1 and Patent Document 2, the length in the axial direction can be shortened. Since it is inserted into the main combustion chamber, it is expected that the combustion gas in the main combustion chamber enters the space ahead of the sub-combustion chamber and the sub-combustion chamber buckles due to the combustion gas pressure. In order to prevent buckling, it is necessary to increase the wall thickness of the auxiliary combustion chamber, and there is a problem that the length in the machine axis direction can be reduced while the mass is increased.
本発明は、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる二段推力ロケットモータの更なる小型軽量化を目的とする。 The present invention provides a two-stage thrust rocket motor for use in a portable guided rocket system that obtains flight thrust by firing a main rocket after a predetermined delay time after launching from the injection mechanism with thrust of the injection rocket. The purpose is to become smaller and lighter.
本発明者は、前記の問題点を考慮し鋭意研究した結果、主モータケース内部へ筒状の副モータケースを前方を開放した状態で挿入することで２つの空間に区切り、１つの前部鏡板にて両モータケースを各々封止することで、独立した２つの燃焼室を形成すると同時に、副燃焼室の機軸前方に主燃焼室の燃焼ガスが入り込む空間が生じない構造を得ることで、主軸方向の短小化を図ると同時に軽量化を図ることが可能となることを見出し、本発明を達成した。 As a result of diligent research in consideration of the above-mentioned problems, the present inventor has divided a cylindrical sub motor case into the main motor case in a state where the front is opened, and is divided into two spaces, and one front end plate By sealing both the motor cases at the same time, two independent combustion chambers are formed, and at the same time, there is obtained a structure that does not create a space for the combustion gas of the main combustion chamber to enter the front axis of the auxiliary combustion chamber. The present invention has been achieved by discovering that it is possible to reduce the direction and reduce the weight at the same time.
すなわち、本発明は、下記の通りである。
１．射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る二段推力ロケットモータにおいて、主モータケース内側に前方端を開放した内筒モータケースを挿入し、外側の主モータケース及び内筒モータケースを１つの前部鏡板で封止することで１つの燃焼室を同心円管状に２つの燃焼室に区切り、一方の燃焼室を射出ロケット燃焼室、他方の燃焼室を主ロケット燃焼室としたことを特徴とする二室型二段推力ロケットモータ。
２．主ロケット点火機構に延時機能を持たすことで、１つの点火信号にて射出ロケット点火装置の作動から一定延時時間を設けた後、主ロケット点火装置を作動させることを特徴とする１．に記載の二段推力ロケットモータ。
３．射出ロケット燃焼室のノズル側に多孔板を用いることで、少なくとも１つ以上の小径の推進薬を射出ロケット推進薬として用いた射出ロケットモータを持つことを特徴とする１．又は２．に記載の二段推力ロケットモータ。
That is, the present invention is as follows.
1. After launching from the injection mechanism with the thrust of the injection rocket, in the two-stage thrust rocket motor that obtains flight thrust by igniting the main rocket, insert the inner cylinder motor case with the front end open inside the main motor case, By sealing the outer main motor case and inner cylinder motor case with one front end plate, one combustion chamber is concentrically divided into two combustion chambers, one combustion chamber being an injection rocket combustion chamber, and the other combustion A two-chamber type two-stage thrust rocket motor characterized in that the chamber is a main rocket combustion chamber.
2. 1. The main rocket ignition device is operated after a certain delay time is provided from the operation of the injection rocket ignition device by one ignition signal by providing the main rocket ignition mechanism with a delay function. The two-stage thrust rocket motor described in 1.
3. 1. By using a perforated plate on the nozzle side of the injection rocket combustion chamber, it has an injection rocket motor using at least one small-diameter propellant as the injection rocket propellant. Or 2. The two-stage thrust rocket motor described in 1.
本発明により、射出ロケットの推力にて射出機構から発射させた後、所定の延時時間後に主ロケットを点火させることで飛翔推力を得る、携行型誘導弾システムに用いられる、小型軽量の二段推力ロケットモータを得ることができる。 According to the present invention, a small and light two-stage thrust used in a portable guided bullet system that obtains a flying thrust by igniting the main rocket after a predetermined delay time after being launched from the ejection mechanism with the thrust of the ejection rocket A rocket motor can be obtained.
以下、本発明について、特にその好ましい態様を中心に、説明する。
本発明に用いる主モータケースは、高張力鋼、高張力アルミ、高張力チタン等の高張力金属により形成されることが好ましく、ほぼ円筒状の構造体であることが好ましい。また、機軸後方に燃焼室で発生した燃焼ガスを排出するための少なくとも1つ以上のノズルを持つが、主燃焼室用ノズルとして少なくとも1つ以上、且つ副燃焼室用ノズルとして少なくとも１つ以上の各々のノズルを持つことが望ましい。より望ましくは、主燃焼室用ノズル、及び副燃焼室用ノズルのそれぞれが機軸に対して対称であればなお良い。
Hereinafter, the present invention will be described with a focus on preferred embodiments.
The main motor case used in the present invention is preferably formed of a high-strength metal such as high-strength steel, high-strength aluminum, or high-tension titanium, and is preferably a substantially cylindrical structure. In addition, it has at least one or more nozzles for discharging combustion gas generated in the combustion chamber behind the axle, but at least one or more nozzles for the main combustion chamber and at least one or more nozzles for the auxiliary combustion chamber. It is desirable to have each nozzle. More desirably, the main combustion chamber nozzle and the sub-combustion chamber nozzle may be symmetrical with respect to the machine axis.
副モータケースは、高張力鋼、高張力アルミ、高張力チタン等の高張力金属により形成された前方が開放されたほぼ円筒状構造体であることが好ましく、必要に応じて内外両面若しくはいずれかの面にインシュレータを施工された後、主モータケースと中心軸を合わせて挿入されることで、副モータケース内部に副燃焼室、主モータケースと副モータケースの間の空間に主燃焼室を形成する。以下の説明では、外環の主燃焼室を主ロケット燃焼室、中央の副燃焼室を射出ロケット燃焼室とするが、外環の主燃焼室を射出ロケット燃焼室、中央の副燃焼室を主ロケット燃焼室として用いることもできる。 The auxiliary motor case is preferably a substantially cylindrical structure with a front opening formed of a high-strength metal such as high-strength steel, high-strength aluminum, or high-strength titanium. After the insulator is installed on the surface of the main motor case, the main motor case and the center axis are inserted together to insert the main combustion chamber in the space between the main motor case and the sub motor case. Form. In the following description, the outer ring main combustion chamber is the main rocket combustion chamber, and the central auxiliary combustion chamber is the injection rocket combustion chamber, but the outer annular main combustion chamber is the injection rocket combustion chamber and the central auxiliary combustion chamber is the main. It can also be used as a rocket combustion chamber.
主ロケット燃焼室内には、例えば、発射地点及び飛翔経路の秘匿性を考慮し、高燃焼速度、高比推力を持つ内孔面及び後方端面を燃焼面とする、副モータケース外径よりも十分に大きな内孔を持つ円柱状のダブルベース系の主ロケット推進薬を配置するが、特に秘匿性を要求されない場合は、同様の特性を持つコンポジット系の主ロケット推進薬を用いることもできる。
射出ロケット燃焼室内には、例えば、発射地点の秘匿性を考慮し、且つ高推力を得ると共に短時間で燃焼を完了させるために、高燃焼速度、高比推力を持つ全面燃焼型の内孔を持つ棒状のダブルベース系射出ロケット推進薬が配置されるが、特に秘匿性が要求されない場合は、同様の特性を持つコンポジット系の射出ロケット推進薬を用いることもできる。
In the main rocket combustion chamber, for example, considering the concealment of the launch point and flight route, the inner hole surface with a high combustion speed and high specific thrust and the rear end surface as the combustion surface are sufficiently larger than the outer diameter of the secondary motor case Although a cylindrical double-base main rocket propellant having a large inner hole is disposed at the center, a composite main rocket propellant having similar characteristics can also be used unless confidentiality is particularly required.
In the injection rocket combustion chamber, for example, in order to achieve the high thrust and complete the combustion in a short time in consideration of the secrecy of the launch point, a full combustion type inner hole having a high combustion speed and a high specific thrust is provided. A rod-shaped double-base injection rocket propellant is arranged, but a composite injection rocket propellant having the same characteristics can also be used when confidentiality is not particularly required.
小径推進薬を燃焼室内部に接着等の固定を行わずに配置する場合には、燃焼中の推進薬がノズルより外部へ飛散することを防止するために、多孔板がモータケースのノズル側に挿入される。多孔板は、例えば、金属製の円盤に少なくとも１つ以上の穴を開けたものであるが、モータケースと一体で形成することもできる。
前部鏡板は、主モータケース及び副モータケースの両者を封止する形で機軸前方に取り付けられ、内部に点火装置が組み込まれる。
When a small-diameter propellant is placed in the combustion chamber without fixing such as bonding, the perforated plate is placed on the nozzle side of the motor case to prevent the propellant during combustion from scattering outside the nozzle. Inserted. The perforated plate is, for example, a metal disc having at least one or more holes, but can also be formed integrally with the motor case.
The front end plate is attached in front of the axle so as to seal both the main motor case and the sub motor case, and an ignition device is incorporated therein.
前記点火装置は、例えば、主ロケット及び射出ロケットの各々で鈍感型の点火スクイブにより主点火薬に着火させ、更に推進薬に着火させるものであるが、主ロケット用の点火装置の点火スクイブと主点火薬の間に延時薬等を用いて延時機能を持たすことで、１つの点火信号により射出ロケット推進薬の着火後、一定延時時間をおいた後に主ロケット推進薬に着火することができる。 The ignition device, for example, ignites the main igniting agent with an insensitive ignition squib on each of the main rocket and the injection rocket, and further ignites the propellant. By providing a delay function by using a delay agent or the like between ignition agents, the main rocket propellant can be ignited after a certain delay time after the ignition rocket propellant is ignited by one ignition signal.
延時薬は、材質選定及び形状設計により主ロケット推進薬の着火延時時間を任意に設計することが可能であり、更に射出ロケット推進薬のグレイン設計と組み合わせることで、射出ロケット推進薬の燃焼と主ロケット推進薬の燃焼との相対時間を任意に設計することが可能となる。例えば、射出ロケット推進薬燃焼終了後、一定延時時間経過後に主ロケット推進薬を着火させることも可能であり、また例えば、射出推進薬燃焼終了直前に主ロケット推進薬を着火させることも可能である。
本発明により、直径150mm以下、機軸長さ300mm以下、質量2kg以下の携行型誘導弾システムに用いられる小型軽量の二段推力ロケットモータは言うまでもなく、直径50mm以下、機軸長さ200mm以下、質量1kg以下のさらに小型軽量の二段推力ロケットモータをも得ることができる。
It is possible to arbitrarily design the ignition delay time of the main rocket propellant by selecting the material and designing the shape, and combining it with the grain design of the injected rocket propellant, the combustion of the injected rocket propellant and the main It is possible to arbitrarily design the relative time with the rocket propellant combustion. For example, it is possible to ignite the main rocket propellant after a certain delay time after the injection rocket propellant combustion ends, and it is also possible to ignite the main rocket propellant immediately before the injection propellant combustion ends, for example. .
Needless to say, according to the present invention, a small and light two-stage thrust rocket motor used in a portable guided bullet system having a diameter of 150 mm or less, an axle length of 300 mm or less, and a mass of 2 kg or less, a diameter of 50 mm or less, an axle length of 200 mm or less, and a mass of 1 kg. The following smaller and lighter two-stage thrust rocket motor can also be obtained.
以下、本発明の実施例を図１及び図２に基づいて説明するが、本発明はこれらの実施例により限定されるものではない。
図１は本発明に基づくロケットモータの機軸方向断面図、図２は同ロケットモータの機軸に対して垂直方向断面図であり、１は主ロケットモータ、２は射出ロケットモータ、３はノズル部、４は点火装置である。
Examples of the present invention will be described below with reference to FIGS. 1 and 2, but the present invention is not limited to these examples.
FIG. 1 is a sectional view in the direction of the axis of a rocket motor according to the present invention, FIG. 2 is a sectional view in the direction perpendicular to the axis of the rocket motor, 1 is a main rocket motor, 2 is an injection rocket motor, 3 is a nozzle part, 4 is an ignition device.
主モータケース１０は、ノズル部３と一体で形成された直径40mm、長さ130mmの高張力鋼製の筒状構造体であり、ノズル部３には、ノズルブロック３０に主ロケット用ノズル３１及び射出ロケット用ノズル３６が形成されている。射出ロケット用ノズル３６はノズルブロック３０の中央部に、主ロケット用ノズル３１は射出ロケット用ノズル３６を挟む形で機軸を中心として対称に２個配置されており、ノズル３１及びノズル３６は各々ノズルクロージャ３２及びノズルクロージャ３７により封止されている。 The main motor case 10 is a cylindrical structure made of high-strength steel having a diameter of 40 mm and a length of 130 mm formed integrally with the nozzle portion 3. The nozzle portion 3 includes a nozzle block 30, a main rocket nozzle 31 and a main rocket nozzle 31. An injection rocket nozzle 36 is formed. The injection rocket nozzle 36 is arranged in the center of the nozzle block 30, and the main rocket nozzle 31 is arranged symmetrically with the injection rocket nozzle 36 in between so as to be centered on the machine axis. The nozzle 31 and the nozzle 36 are respectively nozzles. It is sealed with a closure 32 and a nozzle closure 37.
射出モータケース２０は、後方端に多孔板２２を一体で形成し、前方端は開口した直径20mm、長さ110mmの高張力鋼製の筒状構造体であり、内面にインシュレータ２３、外面にインシュレータ２４を施工した後、ノズルブロック３０の内側中央部、すなわち射出ロケット用ノズル３６の入口側に機軸を合わせて嵌合され、主ロケット燃焼室１３の内側に射出ロケット燃焼室２５を形成する。
主ロケット燃焼室１３内には、丸孔を持つ円柱状で、外面及び前方端面にレストリクタ１２を施工したダブルベース系の主推進薬１１が挿入される。射出ロケット燃焼室２５内には、短時間で高推力を得るために、丸孔を持つ棒状の全面燃焼型ダブルベース系の射出推進薬２１が７本挿入される。
The injection motor case 20 is a cylindrical structure made of high-tensile steel having a diameter of 20 mm and a length of 110 mm, with a porous plate 22 formed integrally at the rear end and an opening at the front end, and an insulator 23 on the inner surface and an insulator on the outer surface. Then, the injection rocket combustion chamber 25 is formed on the inner side of the main rocket combustion chamber 13 by being fitted to the inner central portion of the nozzle block 30, that is, the inlet side of the injection rocket nozzle 36.
A double-base main propellant 11 is inserted into the main rocket combustion chamber 13 and has a cylindrical shape with a round hole and has a restrictor 12 on the outer surface and the front end surface. In order to obtain a high thrust in a short time, seven rod-like full combustion type double-base injection propellants 21 having round holes are inserted into the injection rocket combustion chamber 25.
点火装置４は、前部鏡板４０の中心部に射出ロケット用の鈍感型の点火スクイブ４６及び主点火薬４７を配置し、周辺部に主ロケット用の鈍感型の点火スクイブ４１及び環状の主点火薬４２を配置したものであり、主ロケット用の点火スクイブ４１と主点火薬４２の間に延時薬４３を装填してある。また、前部鏡板４０の後方面には、射出モータケース２０の開放端と嵌合するように加工がなされている。
主モータケース１０及び射出モータケース２０の前方に、点火装置４を各々のモータケースに嵌合させ封止することにより、主ロケットモータ１の内部に射出ロケットモータ２を持つ、直径40mm、長さ145mm、質量500gの二室型二段推力ロケットモータを得ることができる。
The ignition device 4 includes an insensitive ignition squib 46 for injection rockets and a main igniting agent 47 in the center of the front end panel 40, and an insensitive ignition squib 41 for main rockets and an annular principal point in the periphery. An explosive 42 is arranged, and a delay charge 43 is loaded between an ignition squib 41 for the main rocket and the main igniter 42. Further, the rear surface of the front end plate 40 is processed so as to be fitted to the open end of the injection motor case 20.
The ignition device 4 is fitted in each motor case and sealed in front of the main motor case 10 and the injection motor case 20 so that the main rocket motor 1 has the injection rocket motor 2 and has a diameter of 40 mm and a length. A two-chamber two-stage thrust rocket motor with a mass of 145 mm and a mass of 500 g can be obtained.
続いて、同図を用いて本実施例によるロケットモータの作用について説明する。
図示しない外部からの１つの点火信号及び点火電力により、主ロケット用の点火スクイブ４１及び射出ロケット用の点火スクイブ４６が着火する。射出ロケット用の点火スクイブ４６は射出ロケット用の主点火薬４７に着火し、更に射出推進薬２１に着火する。また同時に主ロケット用の点火スクイブ４１は延時薬４３に着火する。
射出ロケット２は、射出推進薬２１の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力により射出ロケット用のノズルクロージャ３２を開放し、射出ロケット用ノズル３６から燃焼ガスを排出することで推力を発生させ、該ロケットは図示しない射出機構から発射される。
Subsequently, the operation of the rocket motor according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
The ignition squib 41 for the main rocket and the ignition squib 46 for the injection rocket are ignited by one external ignition signal and ignition power (not shown). The ignition squib 46 for the injection rocket ignites the main igniter 47 for the injection rocket, and further ignites the injection propellant 21. At the same time, the ignition squib 41 for the main rocket ignites the delay charge 43.
The injection rocket 2 opens the nozzle closure 32 for the injection rocket by the pressure of the combustion gas generated by the combustion of the injection propellant 21, and generates a thrust by discharging the combustion gas from the injection rocket nozzle 36. Is fired from an injection mechanism (not shown).
図示しない射出機構から発射された後、該ロケットが慣性飛行を継続する間に、延時薬４３の燃焼完了時、すなわち点火信号から一定延時時間経過後、延時薬４３は主ロケット用の主点火薬４２に着火し、更に主推進薬１１に着火する。
主ロケット１は、主推進薬１１の燃焼により発生する燃焼ガスの圧力により主ロケット用のノズルクロージャ３７を開放し、主ロケット用ノズル３１から燃焼ガスを排出することで推力を発生させ、該ロケットは飛翔を行う。
図３は、該ロケットの性能の１つを示す時間−推力曲線であり、射出ロケットの射出推力を得た後、一定の延時時間経過後に主ロケットの飛翔推力が得られることが分かる。
After firing from an unillustrated injection mechanism, while the rocket continues inertial flight, the delay charge 43 is the main ignition charge for the main rocket when the combustion of the delay charge 43 is completed, that is, after a certain delay time has elapsed from the ignition signal. 42 is ignited, and the main propellant 11 is further ignited.
The main rocket 1 opens the nozzle closure 37 for the main rocket by the pressure of the combustion gas generated by the combustion of the main propellant 11 and discharges the combustion gas from the nozzle 31 for the main rocket, thereby generating a thrust. Will fly.
FIG. 3 is a time-thrust curve showing one of the performances of the rocket, and it can be seen that the flight thrust of the main rocket is obtained after a certain delay time has elapsed after obtaining the injection thrust of the injection rocket.
本発明は、携行型誘導弾システムに用いられる小型軽量の二段推力ロケットモータとして好適に利用できる。 The present invention can be suitably used as a small and light two-stage thrust rocket motor used in a portable guided bullet system.
１・・・・・・・主ロケットモータ
２・・・・・・・射出ロケットモータ
３・・・・・・・ノズル部
４・・・・・・・点火装置
１０・・・・・・主モータケース
１１・・・・・・主推進薬
１２・・・・・・レストリクタ
１３・・・・・・主燃焼室
２０・・・・・・射出モータケース
２１・・・・・・射出推進薬
２２・・・・・・多孔板
２３、２４・・・インシュレータ
２５・・・・・・射出燃焼室
３０・・・・・・ノズルブロック
３１、３６・・・ノズル
３２、３７・・・ノズルクロージャ
４０・・・・・・前部鏡板
４１、４６・・・点火スクイブ
４２、４７・・・主点火薬
４３・・・・・・延時薬
1 .... Main rocket motor 2 .... Injection rocket motor 3 .... Nozzle part 4 .... Ignition device 10 .... Main Motor case 11 ... Main propellant 12 ... Restrictor 13 ... Main combustion chamber 20 ... Injection motor case 21 ... Injection propellant 22 .... Perforated plate 23, 24 ... Insulator 25 ...... Injection combustion chamber 30 ...... Nozzle block 31,36 ... Nozzle 32, 37 ... Nozzle closure 40 ··· Front panel 41, 46 ··· Ignition squib 42, 47 · · · Main ignition agent 43 ···
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