JPS5893938A - ガスタービンエンジン圧縮機用エアインテーク - Google Patents
ガスタービンエンジン圧縮機用エアインテークInfo
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- JPS5893938A JPS5893938A JP57203522A JP20352282A JPS5893938A JP S5893938 A JPS5893938 A JP S5893938A JP 57203522 A JP57203522 A JP 57203522A JP 20352282 A JP20352282 A JP 20352282A JP S5893938 A JPS5893938 A JP S5893938A
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- Japan
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- air intake
- turbine engine
- duct
- gas turbine
- wall portion
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- 229910001234 light alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 241001391944 Commicarpus scandens Species 0.000 claims description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 238000003486 chemical etching Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/022—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising bird or foreign object protections
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0293—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turboprop engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンエンジンの為のエアインテーク（
空気取入装＃）、特にガスタービンエンジンの圧縮機に
空気が入る前に鳥のような重い吸込異物を、通過する空
気から除去するようにされたエアインテークに関する。
空気取入装＃）、特にガスタービンエンジンの圧縮機に
空気が入る前に鳥のような重い吸込異物を、通過する空
気から除去するようにされたエアインテークに関する。
烏のよって重い異物をガスタービンエンジンが吸込むと
重大な損傷を生ずる恐れがあり、場合によりエンジンの
完全停止を招くことになる。重い異物の吸込みの問題に
対する一つの解決は、物体の慣性力を利用する慣性分離
器をエンジンのエアインテークに設けて物体をエンジン
・バイパスダクトに振向け、そこから放出することであ
った。
重大な損傷を生ずる恐れがあり、場合によりエンジンの
完全停止を招くことになる。重い異物の吸込みの問題に
対する一つの解決は、物体の慣性力を利用する慣性分離
器をエンジンのエアインテークに設けて物体をエンジン
・バイパスダクトに振向け、そこから放出することであ
った。
しかしこの方法はバイパスダクトに恒久的な空気流を流
す必要があり、これはエンジン性能を下げるので好まし
くない。その上、そのようなバイパスダクトは製作費が
高くなる可能性もある。
す必要があり、これはエンジン性能を下げるので好まし
くない。その上、そのようなバイパスダクトは製作費が
高くなる可能性もある。
鳥のような重い吸込異物を、通過する空気流から、吸込
まれろ前に除去するようにされ、しかもエンジン性能を
損わないガスタービンエンジン・エアインテ−りを与え
ることが本発明の目的である。
まれろ前に除去するようにされ、しかもエンジン性能を
損わないガスタービンエンジン・エアインテ−りを与え
ることが本発明の目的である。
本発明によるガスタービンエンジン圧縮機用エアインテ
ークは空気取入口と空気排出口とを持つ１次ダクトを有
し、該空気排出口は該１次ダクトからエンジン圧縮機へ
空気を送るようにされており、該１次ダクトは少くとも
部分的に屈曲してい゛て、そのため空気取入口を通して
吸込まれた既定重量を超えろ異物が該１次ダクトの壁の
一部に衝突するようになっており、該内壁部分は割れ易
くて該１次ダクトと２次ダクトとの間の障壁を画成して
おり、かかる衝突する物体が該割れ易い壁部分を貫通し
て該２次ダクトに入り、その後肢１次ダクトから離れた
位置にて排出されるように該２次ダクトと該割れ易い壁
部分とが適合かつ配置されている。
ークは空気取入口と空気排出口とを持つ１次ダクトを有
し、該空気排出口は該１次ダクトからエンジン圧縮機へ
空気を送るようにされており、該１次ダクトは少くとも
部分的に屈曲してい゛て、そのため空気取入口を通して
吸込まれた既定重量を超えろ異物が該１次ダクトの壁の
一部に衝突するようになっており、該内壁部分は割れ易
くて該１次ダクトと２次ダクトとの間の障壁を画成して
おり、かかる衝突する物体が該割れ易い壁部分を貫通し
て該２次ダクトに入り、その後肢１次ダクトから離れた
位置にて排出されるように該２次ダクトと該割れ易い壁
部分とが適合かつ配置されている。
上記１次ダクトの上記壁部分は中に強度低減線を設ける
ことにより割れ易くされることが望ましく）。
ことにより割れ易くされることが望ましく）。
上記１次ダクトの上記壁部分は１枚の軽合金板により形
成され、上記強度低減線は上記板の厚さを薄くした区域
により構成されることができる。
成され、上記強度低減線は上記板の厚さを薄くした区域
により構成されることができる。
上記板の上記厚さを薄くした区域は、腰板が異物に貫通
された時に上記強度低減線の少くとも幾つかにそって分
裂して、各々が腰板に付いたままの複数のフラップ（た
れ板）を画成するように配置されることができる。
された時に上記強度低減線の少くとも幾つかにそって分
裂して、各々が腰板に付いたままの複数のフラップ（た
れ板）を画成するように配置されることができる。
上記１次ダクトの上記壁部分、該１次ダクトおよび上記
２次ダクトは上記異物が鳥であることができるような形
状および寸法を有することが望ましい。
２次ダクトは上記異物が鳥であることができるような形
状および寸法を有することが望ましい。
上記空気取入口はガスタービンエンジンの下１ｔｌに位
置するようにされることができろ。
置するようにされることができろ。
μ下に添付図面を参照しつつ、実施例により本発明を記
載する。
載する。
第１図を参照して、鎖線により全体を図解されたガスタ
ービンエンジンｌＯはプロペラ（図示せず）を駆動する
だめの出力駆動フランジ１２を持つ減速ギヤボックス１
１を設けられる。ガスタービンエンジンｌＯと減速ギヤ
ボックス１１とは一部が第１図に示されろナセル１３の
中に収容される。ナセル１３は空気取入口１５と空気排
出口 、１６とを持つ１次ダクト１４をも包ん
でいる。第２図でも見ることができる空気取入口１５は
近似楕円形の断面形を有し、減速ギヤボックス１１の下
方に配置される。空気排出口１６はほぼ環状形状を有し
、１次ダクト１４からエンジン１０の圧縮機１７へ空気
を送るようにされ℃いる。すなわち、１次ダクト１４は
空気取入口１５の近似楕円形から空気排出口１６のほぼ
環状形まで徐々に形状を変える。しかし、必要あれば、
空気暇人口１５を減速ギヤボックス１１の上方に配置す
ることもできることが判る。
ービンエンジンｌＯはプロペラ（図示せず）を駆動する
だめの出力駆動フランジ１２を持つ減速ギヤボックス１
１を設けられる。ガスタービンエンジンｌＯと減速ギヤ
ボックス１１とは一部が第１図に示されろナセル１３の
中に収容される。ナセル１３は空気取入口１５と空気排
出口 、１６とを持つ１次ダクト１４をも包ん
でいる。第２図でも見ることができる空気取入口１５は
近似楕円形の断面形を有し、減速ギヤボックス１１の下
方に配置される。空気排出口１６はほぼ環状形状を有し
、１次ダクト１４からエンジン１０の圧縮機１７へ空気
を送るようにされ℃いる。すなわち、１次ダクト１４は
空気取入口１５の近似楕円形から空気排出口１６のほぼ
環状形まで徐々に形状を変える。しかし、必要あれば、
空気暇人口１５を減速ギヤボックス１１の上方に配置す
ることもできることが判る。
空気取入口１５を減速ギヤボックス１１の下方に配置す
ることができるよりに、１次ダクト１４は第１図に見ら
れるように部分的に屈曲している。
ることができるよりに、１次ダクト１４は第１図に見ら
れるように部分的に屈曲している。
従ってエンジン圧縮機１７への途中で１次ダクト１４を
通過する空気は曲った径路を取るよ５に方向付けられる
。１次ダクト１４を通過する空気が異物を運び、該異物
が成る重量を超える場合には。
通過する空気は曲った径路を取るよ５に方向付けられる
。１次ダクト１４を通過する空気が異物を運び、該異物
が成る重量を超える場合には。
異物は空気流の径路を取ることなく１次ダクト１４の壁
１４ａの一部分１８に衝突するであろう。
１４ａの一部分１８に衝突するであろう。
成る重量を超えるそのような異物に衝突される壁１４ａ
の該部分１８はそのような物体に貫通されるように、こ
われ易い。より具体的には、第３図に詳細が見られる壁
部分１８は強度低減線１９を中に設けられることにより
弱められたアルミ合金板から作られる。強度低減線１９
は肉厚を局部的に減するように壁部分１８を化学腐食（
ケミカルエツチング）させることにより形成される。壁
部分１８の周辺２０に近い強度低減線１９は他の線より
も厚さが厚くなるように強度低減線が配置されている。
の該部分１８はそのような物体に貫通されるように、こ
われ易い。より具体的には、第３図に詳細が見られる壁
部分１８は強度低減線１９を中に設けられることにより
弱められたアルミ合金板から作られる。強度低減線１９
は肉厚を局部的に減するように壁部分１８を化学腐食（
ケミカルエツチング）させることにより形成される。壁
部分１８の周辺２０に近い強度低減線１９は他の線より
も厚さが厚くなるように強度低減線が配置されている。
これは、成る重量を超える異物が壁部分１８に衝突した
場合に第４図に見られるように分裂して、厚さの厚い強
度低減線１９がヒンジの役目を果すいっぽう、厚さの薄
い残りの強度低減線１９が破断して複数のフラップ２１
を画成するようにするためである。
場合に第４図に見られるように分裂して、厚さの厚い強
度低減線１９がヒンジの役目を果すいっぽう、厚さの薄
い残りの強度低減線１９が破断して複数のフラップ２１
を画成するようにするためである。
１次ダクト１４の屈曲度合と壁部分１８の強度低減ライ
ン１９の肉厚とは、既定重量を超える異物のみが壁部分
１８に衝突して貫通するように選択される。空気取入口
１５を通して吸込まれるとガスタービンエンジン１ｏを
損傷させる恐れのあるような重量を持つ異物が吸入され
た場合に、壁部分１８に衝突し貫通するように、この既
定重量の値が選択されている。ガスタービンエンジンが
遭遇し易い、そのような重量を持つ、最も普通の異物は
鳥類である。従って衝突されると、開放して鳥が通過し
得るのに充分な大きさの窓を画成するような寸法に壁部
分１８が作られている。
ン１９の肉厚とは、既定重量を超える異物のみが壁部分
１８に衝突して貫通するように選択される。空気取入口
１５を通して吸込まれるとガスタービンエンジン１ｏを
損傷させる恐れのあるような重量を持つ異物が吸入され
た場合に、壁部分１８に衝突し貫通するように、この既
定重量の値が選択されている。ガスタービンエンジンが
遭遇し易い、そのような重量を持つ、最も普通の異物は
鳥類である。従って衝突されると、開放して鳥が通過し
得るのに充分な大きさの窓を画成するような寸法に壁部
分１８が作られている。
壁部分１８はまた完全な状態では１次ダクト１４と２次
ダク）２１との間の障壁を画成する。
ダク）２１との間の障壁を画成する。
２次ダクトもまたナセル１３の中に内蔵され、ナセル１
３の下側に出口２２を設けられる。２次ダクト２１は下
方に傾斜しており、もしも異物が壁部分１８に衝突して
貫通した場合に、２次ダクト２１の中に入った後、出口
２２から排出するように寸法を決められる。
３の下側に出口２２を設けられる。２次ダクト２１は下
方に傾斜しており、もしも異物が壁部分１８に衝突して
貫通した場合に、２次ダクト２１の中に入った後、出口
２２から排出するように寸法を決められる。
従って鳥のような、成る規定重量を超える異物が空気取
入口１５に吸込まれると、それは壁部分１８に衝突して
貫通した後に２次ダクト２１を通してナセル１３から排
出されることが判る。壁部分１８の貫通は当然、空気取
入口１５に入る空気のバイパス流を生ずる。しかしこれ
は吸気性能、したがってガスタービンエンジン１ｏの性
能には極く僅かの影響しか与えない。よって、損傷した
壁部分１８は次の都合の好い機会に交換されることがで
きよう。
入口１５に吸込まれると、それは壁部分１８に衝突して
貫通した後に２次ダクト２１を通してナセル１３から排
出されることが判る。壁部分１８の貫通は当然、空気取
入口１５に入る空気のバイパス流を生ずる。しかしこれ
は吸気性能、したがってガスタービンエンジン１ｏの性
能には極く僅かの影響しか与えない。よって、損傷した
壁部分１８は次の都合の好い機会に交換されることがで
きよう。
本発明は軽合金材の強度低減板の形をとった、壊れ易い
壁部分１８を引用して記載されたけれども、必要あれば
、他の適当な、壊れ易い材料を用いることもできること
が判る。
壁部分１８を引用して記載されたけれども、必要あれば
、他の適当な、壊れ易い材料を用いることもできること
が判る。
第１図はガスタービンエンジンに取付けられる、本発明
によるエアインテークの側面断面図。 （９） 第２図は第１図のエアインテークの矢印Ａの方向から見
た図、 第３図は第１図のエアインテークの壊紅易い部分の図、 第４図は第３図に示される壊れ易い部分の、異物が貫通
した後の側面図、 第５図は第３図のＢ−Ｂ切断線に沿う図である。 １０・・・ガスタービンエンジン １４・・・−次ダクト １５・・・空気取入口１６
・・・空気排出口 １７・・・圧縮機１８・・・割
れ易い壁部分 ２１・・・二次ダクト特許出願人
ロールス・ロイス・リミテッド（１０）
によるエアインテークの側面断面図。 （９） 第２図は第１図のエアインテークの矢印Ａの方向から見
た図、 第３図は第１図のエアインテークの壊紅易い部分の図、 第４図は第３図に示される壊れ易い部分の、異物が貫通
した後の側面図、 第５図は第３図のＢ−Ｂ切断線に沿う図である。 １０・・・ガスタービンエンジン １４・・・−次ダクト １５・・・空気取入口１６
・・・空気排出口 １７・・・圧縮機１８・・・割
れ易い壁部分 ２１・・・二次ダクト特許出願人
ロールス・ロイス・リミテッド（１０）
Claims (6)
- （１）空気取入口および空気排出口を持つ１次ダクトと
２次ダクトとを有するガスタービンエンジン圧縮機用エ
アインテークにおいて、該空気排出口をマ該１次ダクト
からガスタービンエンジン圧縮機へ空気を送るようにさ
れており、該１次ダクトは少くとも部分的に屈曲した縦
断面形を有し、そのため空気取入口を通して吸込まれた
既定重量を超える異物が該１次ダクトの壁の一部に衝突
するようになっており、該内壁部分は割れ易くて該１次
ダクトと該２次ダクトとの間の障壁を画成しており、か
かる衝突する物体が該割れ易い壁部分を貫通して該２次
ダクトに入り、その後膣１次ダクトから離れた位置にて
該２次ダクトから排出されるように該２次ダクトと該割
れ易い壁部分とが適合かつ配置されている、ガスタービ
ンエンジン圧縮機用エアインテークっ - （２）上記１次ダクトの上記壁部分は中に強度低減線を
設けることにより割れ易くされる。特許請求の範囲第１
項に記載のガスタービンエンジン圧縮機用エアインテー
ク。 - （３）上記１次ダクトの上記壁部分は１枚の軽合金板に
より形成され、上記強度低減線は腰板の厚さケ薄くした
区域により構成される、特許請求の範囲第２項に記載の
ガスタービンエンジン圧縮機用エアインテーク。 - （４）上記板の上記厚さを薄くした区域は、腰板が異物
に貫通された時に上記強度低減線の少くとも幾つかにそ
って分裂して、各々が腰板に付いたままの複数のフラッ
プを画成するように配置されている、特許請求の範囲第
３項に記載のガスタービンエンジン圧縮機用エアインテ
ーク。 - （５）上記１次ダクトの上記壁部分、該１次ダクトおよ
び上記２次ダクトは上記異物が鳥であることができるよ
うな形状および寸法を有する、特許請求の範囲第１項に
記載のガスタービンエンジン圧縮機用エアインテーク。 - （６）上記空気取入口はガスタービンエンジンの下側に
位置決めされる、特許請求の範囲第１項に記載のガスタ
ービンエンジン圧縮機用エアインテーク。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8135122 | 1981-11-21 | ||
| GB8135122 | 1981-11-21 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5893938A true JPS5893938A (ja) | 1983-06-03 |
| JPS6340254B2 JPS6340254B2 (ja) | 1988-08-10 |
Family
ID=10526053
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57203522A Granted JPS5893938A (ja) | 1981-11-21 | 1982-11-19 | ガスタービンエンジン圧縮機用エアインテーク |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4713934A (ja) |
| JP (1) | JPS5893938A (ja) |
| CA (1) | CA1205295A (ja) |
| DE (1) | DE3242248C2 (ja) |
| FR (1) | FR2516979B1 (ja) |
| IT (1) | IT1153044B (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0198044U (ja) * | 1987-12-22 | 1989-06-29 | ||
| US5725180A (en) * | 1995-12-29 | 1998-03-10 | General Electric Company | Aircraft engine pitot plenum intake |
| USD433029S (en) * | 1999-06-10 | 2000-10-31 | Ross Eidson | Jet engine intake deflection guard |
| DE102012023718A1 (de) * | 2012-12-05 | 2014-06-05 | Eads Deutschland Gmbh | Einlauf für ein Triebwerk eines Luftfahrzeugs |
| US10589869B2 (en) | 2018-07-25 | 2020-03-17 | General Electric Company | Nacelle inlet lip fuse structure |
| US11499478B2 (en) * | 2020-11-19 | 2022-11-15 | Honeywell International Inc. | Asymmetric inlet particle separator for gas turbine engine |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2802618A (en) * | 1953-06-29 | 1957-08-13 | Gen Motors Corp | Foreign object separator |
| US3148043A (en) * | 1962-03-29 | 1964-09-08 | Boeing Co | Moisture and particle removing means for engines |
| US3329377A (en) * | 1965-10-11 | 1967-07-04 | United Aircraft Canada | Protection for aircraft engines against snow, ice and airborne particles |
| US3324999A (en) * | 1965-10-23 | 1967-06-13 | Reynolds Metals Co | Container and blanks for making same |
| US3952972A (en) * | 1974-12-24 | 1976-04-27 | United Aircraft Of Canada Limited | Inertial separator |
| US3971218A (en) * | 1974-12-26 | 1976-07-27 | Delaval Turbine Inc. | Means for preventing an engine turbocharger from being damaged by foreign objects |
| US4250703A (en) * | 1979-03-15 | 1981-02-17 | Avco Corporation | Swinging door particle separator and deicing system |
| US4354346A (en) * | 1979-05-24 | 1982-10-19 | British Aerospace | Intake ducts for aircraft jet propulsion plant |
| CA1116418A (en) * | 1979-07-18 | 1982-01-19 | Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited | Vane fairing for inertial separator |
| US4378069A (en) * | 1981-04-21 | 1983-03-29 | Magna Technologies, Inc. | Pouch with pour spout |
-
1982
- 1982-11-02 US US06/438,636 patent/US4713934A/en not_active Expired - Fee Related
- 1982-11-08 CA CA000415061A patent/CA1205295A/en not_active Expired
- 1982-11-15 DE DE3242248A patent/DE3242248C2/de not_active Expired
- 1982-11-16 IT IT24279/82A patent/IT1153044B/it active
- 1982-11-19 FR FR8219418A patent/FR2516979B1/fr not_active Expired
- 1982-11-19 JP JP57203522A patent/JPS5893938A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IT8224279A0 (it) | 1982-11-16 |
| CA1205295A (en) | 1986-06-03 |
| DE3242248C2 (de) | 1984-08-23 |
| FR2516979B1 (fr) | 1986-08-22 |
| DE3242248A1 (de) | 1983-06-01 |
| FR2516979A1 (fr) | 1983-05-27 |
| IT1153044B (it) | 1987-01-14 |
| JPS6340254B2 (ja) | 1988-08-10 |
| US4713934A (en) | 1987-12-22 |
| IT8224279A1 (it) | 1984-05-16 |
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|---|---|---|
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