RU46241U1 - AIRCRAFT FUEL CONSUMPTION SYSTEM - Google Patents
AIRCRAFT FUEL CONSUMPTION SYSTEM Download PDFInfo
- Publication number
- RU46241U1 RU46241U1 RU2005102019/22U RU2005102019U RU46241U1 RU 46241 U1 RU46241 U1 RU 46241U1 RU 2005102019/22 U RU2005102019/22 U RU 2005102019/22U RU 2005102019 U RU2005102019 U RU 2005102019U RU 46241 U1 RU46241 U1 RU 46241U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- tank
- line
- aircraft
- engine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Measuring Volume Flow (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области топливных систем летательных аппаратов (ЛА), преимущественно беспилотных ЛА большой дальности с воздушно-реактивным маршевым двигателем.The utility model relates to the field of aircraft fuel systems (LA), mainly unmanned long-range unmanned aerial vehicles with an air-jet marching engine.
Предлагаемым техническим решением обеспечивается повышение точности измерения и регистрации секундного расхода топлива в двигатель ЛА.The proposed technical solution provides improved measurement accuracy and registration of the second fuel consumption in the aircraft engine.
Для достижения указанного технического результата в топливной системе ЛА, содержащей топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, клапаном и расходомером топлива, расходомер топлива выполнен в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, разделяющей полость емкости на воздушный и топливный объем, при этом воздушный объем мерной емкости сообщен с магистралью подачи газа наддува, а топливный с магистралью подачи топлива, снабженной датчиком давления, причем участок магистрали наддува от бака до места подсоединения линии сообщения с мерной емкостью выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии сообщения.To achieve the specified technical result in the fuel system of an aircraft containing a fuel tank, a gas source for boosting a fuel tank, a supply line for charging gas in a tank, a line for supplying fuel from a tank to an engine equipped with a fuel pump, a valve and a fuel flow meter, the fuel flow meter is configured as tanks with a movable partition dividing the cavity of the tank into air and fuel volume, while the air volume of the measured tank is in communication with the boost gas supply line, and the fuel volume with the supply line fuel, equipped with a pressure sensor, and the portion of the boost line from the tank to the connection point of the communication line with a measured capacity is made with a hydraulic resistance exceeding the hydraulic resistance of the communication line.
Description
Полезная модель относится к области топливных систем летательных аппаратов (ЛА), преимущественно беспилотных ЛА большой дальности с воздушно-реактивным маршевым двигателем, обладающим сравнительно малым секундным расходом топлива, а также позволяющим производить отбор воздуха с избыточным (по отношению к атмосферному) давлением, который необходим для работы топливной системы. Относительно малый секундный расход топлива в двигатель с одной стороны усложняет задачу его достоверного измерения, с другой стороны повышает актуальность решения этой задачи, в особенности на этапе летных испытаний ЛА при отработке маршевого двигателя, поскольку знание секундного расхода позволяет определить технико-экономические показатели двигателя, а его измерение в различных условиях позволяет оценить максимальную гарантированную дальность полета ЛА.The utility model relates to the field of fuel systems of aircraft (LA), mainly unmanned long-range unmanned aerial vehicles with an air-jet marching engine with a relatively low second fuel consumption, as well as allowing the selection of air with excess (relative to atmospheric) pressure, which is necessary for the operation of the fuel system. The relatively small second fuel consumption per engine complicates the task of its reliable measurement, on the one hand, and on the other hand increases the relevance of solving this problem, especially at the stage of flight tests of an aircraft during the development of a mid-flight engine, since knowledge of the second fuel consumption makes it possible to determine the technical and economic performance of the engine, and its measurement under various conditions allows us to evaluate the maximum guaranteed range of the aircraft.
Известна система измерения расхода топлива ЛА (Л.Б.Лещинер, И.Е.Ульянов "Проектирование топливных систем самолетов", Москва, "Машиностроение", 1975 г., стр.60, рис.4.5). При этом топливная система ЛА содержит топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, установленные за насосом клапан и расходомер топлива, размещенный в магистрали подачи топлива и содержащий турбину вращения.The known system for measuring fuel consumption of aircraft (LB Leshchiner, I.E. Ulyanov, "Designing the fuel systems of aircraft", Moscow, "Engineering", 1975, p. 60, Fig. 4.5). The fuel system of the aircraft contains a fuel tank, a source of gas for pressurizing the fuel tank, a line for supplying gas to the tank for charging, a line for supplying fuel from the tank to the engine equipped with a fuel pump, a valve and a fuel flow meter installed behind the pump, located in the fuel supply line and containing a turbine rotation.
Совпадающими признаками с известной топливной системой ЛА является то, что топливная система включает топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль Coincident with the known fuel system of an aircraft is that the fuel system includes a fuel tank, a gas source of pressurization of a fuel tank, a supply line to a gas tank of pressurization, a line
подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, установленным за насосом клапаном и расходомером топлива.supplying fuel from the tank to the engine, equipped with a fuel pump, a valve installed behind the pump and a fuel flow meter.
Недостатком такой системы при применении ее на ЛА, в особенности на беспилотных ЛА со сравнительно малыми секундными расходами топлива в двигатель, является низкая точность традиционно применяемых схем измерения расхода топлива в двигатель, которая связана с условиями, характерными при применении ее на ЛА - широким диапазоном изменения температур топлива и, как следствие, его вязкости, многообразными механическими воздействиями и т.д. Кроме того, такая система требует тарировки записываемого регистрирующей аппаратурой электросигнала расходомера для перевода его в расход топлива и вносит дополнительное гидравлическое сопротивление в магистраль подачи топлива в двигатель, которые увеличивают погрешность измерения расхода топлива.The disadvantage of such a system when used on an aircraft, especially on unmanned aircraft with relatively low second fuel consumption per engine, is the low accuracy of the traditionally used schemes for measuring fuel consumption in the engine, which is associated with the conditions typical for its application on an aircraft - a wide range of changes fuel temperatures and, as a result, its viscosity, various mechanical influences, etc. In addition, such a system requires calibration of the electric signal recorded by the recording equipment of the flowmeter to convert it to fuel consumption and introduces additional hydraulic resistance to the fuel supply line to the engine, which increase the error in measuring fuel consumption.
Предлагаемым техническим решением обеспечивается повышение точности измерения и регистрации секундного расхода топлива в двигатель ЛА.The proposed technical solution provides improved measurement accuracy and registration of the second fuel consumption in the aircraft engine.
Для достижения указанного технического результата в топливной системе ЛА, содержащей топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, клапаном и расходомером топлива, расходомер топлива выполнен в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, разделяющей полость емкости на воздушный и топливный объем, при этом воздушный объем мерной емкости сообщен с магистралью подачи газа наддува, а топливный с магистралью подачи топлива, снабженной датчиком давления, причем участок магистрали наддува от бака до места подсоединения линии сообщения с мерной емкостью выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии сообщения. Увеличение гидравлического сопротивления участка магистрали наддува от бака до места To achieve the specified technical result in the fuel system of an aircraft containing a fuel tank, a gas source for boosting a fuel tank, a supply line for charging gas in a tank, a line for supplying fuel from a tank to an engine equipped with a fuel pump, a valve and a fuel flow meter, the fuel flow meter is configured as tanks with a movable partition dividing the cavity of the tank into air and fuel volume, while the air volume of the measured tank is in communication with the boost gas supply line, and the fuel volume with the supply line fuel, equipped with a pressure sensor, and the portion of the boost line from the tank to the connection point of the communication line with a measured capacity is made with a hydraulic resistance exceeding the hydraulic resistance of the communication line. Increase in hydraulic resistance of the boost line section from the tank to the place
подсоединения линии сообщения с мерной емкостью может быть реализовано уменьшением диаметра участка или снабжением его дросселем.connecting a communication line with a measured capacity can be realized by reducing the diameter of the section or by supplying it with a choke.
Как наиболее экономичный вариант, обеспечивающий простоту конструкции, уменьшение ее веса и объема, а также улучшение ее технологичности, разделительная перегородка мерной емкости может быть выполнена в виде эластичной мембраны.As the most economical option, providing simplicity of design, reducing its weight and volume, as well as improving its manufacturability, the dividing wall of the measuring tank can be made in the form of an elastic membrane.
Отличительными признаками предлагаемой конструкции топливной системы с измерением секундного расхода топлива в двигатель от указанной выше известной является наличие расходомера топлива, выполненного в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, разделяющей полость емкости на воздушный и топливный объем, при этом воздушный объем мерной емкости сообщен с магистралью подачи газа наддува, а топливный - с магистралью подачи топлива, которая снабжена датчиком давления, причем участок магистрали наддува от бака до места подсоединения линии сообщения с мерной емкостью выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии сообщения. Кроме того, дополнительным отличительным признаком может быть выполнение разделительной перегородки в виде эластичной мембраны для разделения полости мерной емкости на два объема, что обеспечивает простоту и технологичность конструкции, уменьшение ее веса и объема.The distinctive features of the proposed design of the fuel system with measuring the second fuel consumption in the engine from the above known is the presence of a fuel flow meter made in the form of a measured tank with a movable partition separating the tank cavity into air and fuel volume, while the air volume of the measured tank is in communication with the supply line gas boost, and fuel - with a fuel supply line, which is equipped with a pressure sensor, and the section of the boost line from the tank to the connection point The communication with a measured capacity is made with a hydraulic resistance exceeding the hydraulic resistance of the communication line. In addition, an additional distinguishing feature may be the implementation of the dividing walls in the form of an elastic membrane for dividing the cavity of the measuring tank into two volumes, which ensures simplicity and manufacturability of the structure, reducing its weight and volume.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы), достигается следующий технический результат: обеспечивается уменьшение погрешности измерения секундного расхода топлива в двигатель ЛА. Кроме того, дополнительно:Due to the presence of these distinctive features in conjunction with the known (indicated in the restrictive part of the formula), the following technical result is achieved: a decrease in the measurement error of the second fuel consumption in the aircraft engine is ensured. In addition, additionally:
- не увеличивается гидравлическое сопротивление магистрали подачи топлива в двигатель ЛА;- the hydraulic resistance of the fuel supply line to the aircraft engine does not increase;
- упрощается конструкция расходомера топлива;- simplifies the design of the fuel flow meter;
- обеспечивается измерение расхода без ограничения вязкости жидкого топлива, в отличии от расходомеров турбинного типа, ограничивающих вязкость топлива ~100 сСт.- provides a flow measurement without limiting the viscosity of liquid fuels, in contrast to turbine flow meters that limit the viscosity of the fuel ~ 100 cSt.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации совокупность признаков, характеризующая предлагаемую систему измерения расхода топлива ЛА, имеющую в своем составе расходомер, выполненный в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, и датчик давления, не обнаружена. Таким образом, предлагаемая полезная модель соответствует критерию охраноспособности "новое".As a result of a search by sources of patent and scientific and technical information, a set of features characterizing the proposed aircraft fuel consumption measuring system, incorporating a flow meter made in the form of a measuring tank with a movable partition, and a pressure sensor were not detected. Thus, the proposed utility model meets the eligibility criteria “new”.
Предложенное техническое решение может найти применение в конструкциях топливных систем ЛА, преимущественно беспилотных ЛА большой дальности с воздушно-реактивным маршевым двигателем, обладающим относительно малым секундным расходом топлива.The proposed technical solution can be used in the design of aircraft fuel systems, mainly long-range unmanned aerial vehicles with an air-jet marching engine with a relatively low second fuel consumption.
Полезная модель поясняется рисунками - фиг.1 и фиг.2.The utility model is illustrated by drawings - figure 1 and figure 2.
На фиг.1 представлена пневмогидравлическая схема предлагаемого устройства. На фиг.2 представлен график изменения давления в мерной емкости устройства и в магистрали подачи топлива в двигатель ЛА в месте сообщения с мерной емкостью.Figure 1 presents the pneumohydraulic diagram of the proposed device. Figure 2 presents a graph of pressure changes in the measured capacity of the device and in the line for supplying fuel to the aircraft engine in the place of communication with the measured capacity.
Представленная на фиг.1 топливная система содержит топливный бак 1, сообщенный с источником 2 газа наддува магистралью 3 подачи газа и с магистралью 4 подачи топлива в двигатель, содержащей подкачивающий топливный насос 5 и клапан 6, а также установленные за насосом 5 датчик давления 7 и мерную емкость 8, содержащую подвижную перегородку 9, разделяющую мерную емкость 8 на два объема - топливный 10 и воздушный 11; при этом воздушный объем 11 сообщен линией 12 наддува с магистралью 3, а участок 13 магистрали 3 от бака 1 до места подсоединения линии 12 выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии 12 благодаря установленному на участке 13 дросселю 14. Эффект использования дросселя 14 может быть обеспечен и подбором The fuel system shown in FIG. 1 comprises a fuel tank 1 connected to a charging gas source 2 by a gas supply line 3 and a fuel supply line 4 to an engine comprising a fuel pump 5 and valve 6, as well as a pressure sensor 7 and measuring tank 8, containing a movable partition 9, dividing the measuring tank 8 into two volumes - fuel 10 and air 11; while the air volume 11 is communicated by the boost line 12 with the line 3, and the section 13 of the line 3 from the tank 1 to the point of connection of the line 12 is made with a hydraulic resistance exceeding the hydraulic resistance of the line 12 due to the throttle 14. The effect of using the throttle 14 can be provided with selection
диаметров или длин линии 12 и участка 13. Возможна также замена дросселя клапаном перепада давления.diameters or lengths of line 12 and section 13. It is also possible to replace the throttle with a differential pressure valve.
Устройство работает следующим образом. В начале работы топливной системы, после включения топливного насоса 5 мерная емкость 8 полностью заполняется топливом за счет работы подкачивающего топливного насоса 4, характеристики которого выбираются из условия обеспечения одновременно подачи топлива на заполнение мерной емкости и подачи топлива в двигатель ЛА с потребными напорами и расходами на всех режимах его работы. После заполнения мерной емкости 8 топливом подвижная перегородка 9 полностью переложена в сторону линии наддува мерной емкости 10, датчик давления 7 регистрирует давление в топливной системе P1 (см. фиг.2), равное сумме давления наддува топливного бака Р3 и напора, создаваемого топливным насосом 5.The device operates as follows. At the beginning of the operation of the fuel system, after the fuel pump 5 is turned on, the measuring tank 8 is completely filled with fuel due to the operation of the fuel pump 4, the characteristics of which are selected from the condition of simultaneously supplying fuel to fill the measuring tank and supplying fuel to the aircraft engine with the required head and costs all modes of his work. After filling the measuring tank 8 with fuel, the movable partition 9 is completely shifted towards the boost line of the measuring tank 10, the pressure sensor 7 registers the pressure in the fuel system P 1 (see Fig. 2), equal to the sum of the boost pressure of the fuel tank P 3 and the pressure generated by the fuel pump 5.
Во время полета ЛА на конкретных участках траектории и режимах работы маршевого двигателя, для которых необходимо измерить секундный расход топлива, по соответствующей команде происходит отключение топливного насоса 5 и подача топлива в двигатель в течение времени t1 будет осуществляться путем опорожнения мерной емкости 8 за счет давления ее наддува p2, Которое больше давления Р3 наддува топливного бака, поскольку участок 13 магистрали наддува выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии 12 сообщения магистрали 3 с воздушной полостью 11 мерной емкости 8. При этом магистраль 4, соединяющая мерную емкость 8 и насос 5, автоматически перекрывается обратным клапаном 6. Датчик давления 7 регистрирует давление в топливной системе Р2.During the flight of an aircraft in specific sections of the trajectory and operating modes of the main engine for which it is necessary to measure the second fuel consumption, the fuel pump 5 is switched off by the appropriate command and the fuel is supplied to the engine for a time t 1 by emptying the measuring tank 8 due to pressure boost its p 2 which is higher than the pressure P 3, the turbocharging the fuel tank, since pressurization line portion 13 is formed with flow resistance greater than the flow resistance line 12 with communication line 3 with the air cavity 11 measuring container 8. In this case, line 4 connecting the metering reservoir 8 and the pump 5, the check valve automatically overlaps 6. The pressure sensor 7 detects the fuel pressure P 2.
Сразу после окончания опорожнения мерной емкости, когда давление в магистрали подачи 4 будет определяться давлением наддува топливного бака р3, системой управления формируется сигнал на включение топливного насоса 5, который, одновременно с подачей топлива в маршевый двигатель, Immediately after the emptying of the measuring tank is completed, when the pressure in the supply line 4 is determined by the boost pressure of the fuel tank p 3 , the control system generates a signal to turn on the fuel pump 5, which, simultaneously with the fuel supply to the main engine,
вновь заполнит топливом мерную емкость 8, давление в топливной системе опять станет равным P1.again fill the measuring tank 8 with fuel, the pressure in the fuel system will again become equal to P 1 .
Таким образом контроль за выработкой мерной емкости и определение времени ее выработки t1 осуществляется по показаниям датчика давления 6. Определение секундного расхода топлива производится расчетом по формуле:Thus, the control over the development of the measured capacity and the determination of the time of its production t 1 is carried out according to the testimony of the pressure sensor 6. The second fuel consumption is determined by the calculation according to the formula:
V - объем мерной емкости;V is the volume of the measured capacity;
t1 - время опорожнения мерной емкости.t 1 - time emptying of the measured capacity.
Повышенная точность определения расхода предлагаемым устройством обеспечивается благодаря тому, что современная техника позволяет фиксировать время с высокой степенью точности, и погрешность измерения расхода будет в основном определяться точностью знания объема V мерной емкости 8, который может быть установлен на земле в стационарных условиях с возможным отклонением не более 1 см3. При этом максимальная погрешность измерения расходов топлива до 100 см3/с при объеме мерной емкости 8 - V=500 см3 составит:The increased accuracy of determining the flow rate of the proposed device is ensured by the fact that modern technology allows you to record time with a high degree of accuracy, and the error in measuring the flow rate will be mainly determined by the accuracy of knowing the volume V of the measured capacity 8, which can be installed on the ground in stationary conditions with a possible deviation not more than 1 cm 3 . In this case, the maximum error in measuring fuel consumption up to 100 cm 3 / s with a measured volume of 8 - V = 500 cm 3 will be:
Для сравнения - погрешность турбинных датчиков расхода типа ТПР, ТРД составляет ~1%, которая, в отличии от предлагаемого устройства, дополнительно возрастет за счет регистрации сигнала датчика на ЛА и передаче его телеметрической аппаратурой.For comparison, the error of the turbine flow sensors of the TPR and TRD type is ~ 1%, which, unlike the proposed device, will additionally increase due to the registration of the sensor signal on the aircraft and its transmission by telemetry equipment.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005102019/22U RU46241U1 (en) | 2005-01-28 | 2005-01-28 | AIRCRAFT FUEL CONSUMPTION SYSTEM |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005102019/22U RU46241U1 (en) | 2005-01-28 | 2005-01-28 | AIRCRAFT FUEL CONSUMPTION SYSTEM |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU46241U1 true RU46241U1 (en) | 2005-06-27 |
Family
ID=35837072
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005102019/22U RU46241U1 (en) | 2005-01-28 | 2005-01-28 | AIRCRAFT FUEL CONSUMPTION SYSTEM |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU46241U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111520233A (en) * | 2020-06-02 | 2020-08-11 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | Aviation oil supply system and oil supply control method |
| RU2802109C1 (en) * | 2022-12-30 | 2023-08-22 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Method for preparing gas for the pressurization system of fuel tanks and for the reactive control system of a reusable launch vehicle and a device for its implementation |
-
2005
- 2005-01-28 RU RU2005102019/22U patent/RU46241U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111520233A (en) * | 2020-06-02 | 2020-08-11 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | Aviation oil supply system and oil supply control method |
| CN111520233B (en) * | 2020-06-02 | 2023-08-22 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | Aviation oil supply system and oil supply control method |
| RU2802109C1 (en) * | 2022-12-30 | 2023-08-22 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Method for preparing gas for the pressurization system of fuel tanks and for the reactive control system of a reusable launch vehicle and a device for its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101346280B (en) | Aircraft auxiliary fuel tank system and method | |
| CN108680226B (en) | Accurate method for detecting current oil quantity of oil tank | |
| CN208383250U (en) | Mass flowmeter for small flow caliberating device | |
| CN203786110U (en) | Measurement device of coal seam methane content | |
| CN201607267U (en) | Dual-piston gas flow calibrator | |
| CN110017931A (en) | A kind of outer lateral earth pressure measuring device of shield tunnel | |
| CN107636299A (en) | For demarcating the portable instrument of diesel pump amount of fuel | |
| CN108627222B (en) | A kind of oil meter nucleus correcting system | |
| ES2544704T3 (en) | System and procedure for measuring injection processes in an internal combustion machine | |
| CN102295260B (en) | Vehicle-mounted high-precision fluid metering device and metering management system | |
| RU46241U1 (en) | AIRCRAFT FUEL CONSUMPTION SYSTEM | |
| CN102778268A (en) | Integrated measurement system for indirectly measuring oil consumption of vehicular fuel oil | |
| CN202092736U (en) | Sensor tester for fuel quantity of aircrafts | |
| CN107860434A (en) | A kind of fuel tank for automobile calibration system and scaling method | |
| CN106248160A (en) | The detecting system of fuel flowmeter and detection method | |
| KR101639033B1 (en) | Temperature and Volume Measuring System of Fuel Tank at Vehicle by using Gas Pump | |
| CN112504545A (en) | Oil pump pressure detection device and method | |
| RU2323365C1 (en) | Method, system and device for measuring fuel volume flow rate of internal combustion engine | |
| CN202442737U (en) | Fuel consumption measuring device for excavator | |
| CN202066544U (en) | Fuel consumption detector for diesel engines | |
| US6532813B1 (en) | Method and device for determining a fill level of liquid in a container | |
| CN209671185U (en) | A kind of booster measurement device of oil tempera | |
| CN105606174A (en) | High-precision measuring cup | |
| CN205370820U (en) | PT pump sprayer fuel oil metering system | |
| CN110397534A (en) | The ultrasonic measuring device and measurement method of differential pressure type single injection of fuel quality |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ND1K | Extending utility model patent duration |
Extension date: 20180128 |
|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20160129 |