DE1924299A1 - Helicopter for high flight speeds - Google Patents

Helicopter for high flight speeds

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Dietrich Dziallas
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Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
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Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

68~B-020/Sm68 ~ B-020 / Sm

Vereinigte Flugtechnische Werke Gesellschaft mit beschränkter Haftung ' früher "Weser" Flugzeugbau/Focke-Wulf/Heinkel-FlugzeugbauUnited Flugtechnische Werke Limited Liability Company ' formerly "Weser" aircraft construction / Focke-Wulf / Heinkel aircraft construction

Hubschrauber für hohe PluggeschwindigkeitenHelicopter for high plug speeds

Die Erfindung betrifft einen Hubschrauber für hohe Pluggeschwindigkeiten mit einem Rotorsystem und einer Steuervorrichtung, welche die wirksamen Blattwinkel der Rotorblätter nach einem Steuerprogramm automatisch verstellt.The invention relates to a helicopter for high plug speeds with a rotor system and a control device, which the effective blade angle of the rotor blades automatically adjusted according to a control program.

Mit Hubschraubern lassen sich normalerweise nur geringe Pluggeschwindigkeiten erzielen, da die Pluggeschwindigkeit aus verschiedenen Gründen begrenzt wird. Diese Gründe sind vor allem in der Tatsache zu sehen, daß beim vorlaufenden Rotorblatt sich die Umfangsgeschwindigkeit mit der Vorwärt sgeschwindigkeit addiert, während sich beim rücklaufenden Rotorblatt die Vorwärtsgeschwindigkeit von der Umfangsgeschwindigkeit subtrahiert. Hierdurch ergeben sich aber im Vorlaufbereich hohe Anströmgeschwindigkeiten, die mit nachteiligen Machzahleneffekten verbunden sind. Im Rücklaufbereich ergeben sich dagegen mit wachsender Pluggeschwindigkeit ansteigende Rückanströmungen, so daß in der. Strömung Abreißgebiete entstehen können. Diese Tatsache hat aber zur Folge, daß der Auftriebsmittelpunkt im Profil der Rotorblätter stark wandert, so daß hohe Blattorsionsmomente entstehen. Außerdem entstehen Rollmomente, die sich nicht ausgleichen lassen und die einen Hubschrauber sogar zum Absturz bringen können.Normally only low plug speeds can be achieved with helicopters, because the plug speed is limited for various reasons. These reasons are mainly to be seen in the fact that when leading Rotor blade adds the peripheral speed to the forward speed, while it is reversed Rotor blade subtracts the forward speed from the peripheral speed. However, this results high flow velocities in the flow area, which are associated with disadvantageous Mach number effects. In the return area on the other hand, the reverse flow increases with increasing plug speed, so that in the. Flow demolition areas can arise. However, this fact has the consequence that the center of lift is in the profile of the rotor blades strongly migrates, so that high blade torsion moments arise. In addition, there are rolling moments that do not balance each other out and that can even crash a helicopter.

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Zur Vermeidung dieser nachteiligen Effekte sind bereits mehrere Gegenmaßnahmen vorgeschlagen worden, wie z. B. gegenläufige Rotoren» Rotorentlastung durch Zusatzschub, Blattwinkelsteuerung oder Schlaggelenke. Durch diese erwähnten Gegenmaßnahmen wird jedoch der Rotorkopf eines Hubschraubers noch komplizierter. Vor allem Schlaggelenke, Dämpfer usw. komplizieren den Rotorkopf eines Hubschraubers und erhöhen neben dem zusätzlichen Aufv/and auch noch das Hubschraubergewicht. Schlaggelenke werden jedoch oft benötigt um hohe Biegemomente an der Blattwurzel zu vermeiden, andererseits wird aber die Fluggeschwindigkeit eines Hubschraubers durch die Schlagbewegung der Rotorblätter begrenzt. To avoid these adverse effects, several countermeasures have already been proposed, such. B. counter-rotating rotors »rotor relief through additional thrust, blade angle control or flapping hinges. Through this mentioned Countermeasures, however, make the rotor head of a helicopter even more complicated. Especially flapping joints, Dampers etc. complicate the rotor head of a helicopter and, in addition to the additional effort, also increase that Helicopter weight. However, flapping hinges are often required to avoid high bending moments at the leaf root, on the other hand, however, the flight speed of a helicopter is limited by the flapping motion of the rotor blades.

Die Erfindung betrifft einen Hubschrauber für hohe Fluggeschwindigkeiten und vermeidet die geschilderten Nachteile dadurch, daß die Rotorblätter in einen inneren und einen äußeren Blattabschnitt aufgeteilt sind und der wirksame Blattwinkel der Blattabseliaitte derart gesteuert wird, daß im Vorlaufbereich der Rotorblätter die inneren Blattabschnitte einen entsprechend großen Auftrieb erzeugen und die äußeren Blattabschnitte einen·Auftrieb erzeugen, der betragsraäßig geringer und negativ ist.The invention relates to a high speed helicopter and avoids the disadvantages described in that the rotor blades in an inner and a outer blade section are divided and the effective blade angle of the Blattabseliaitte is controlled such that in the lead area of the rotor blades, the inner blade sections generate a correspondingly large lift and the outer blade sections generate a lift that the amount is lower and negative.

Die erfindungsgemäße Maßnahme bietet die Möglichkeit auf den Auftrieb des rücklaufenden Rotorblattes zu verzichten, da man bei vorgegebener Geometrie der Rotorblätter, der Fluggeschwindigkeit, der Blattzahl, der Drehzahl und des. Fluggewichtes Kräfte- und Momentengleichheit erzielen kann, wenn man die Rotorblätter entsprechend aufteilt. Fehlt aber der Auftrieb im Rücklaufbereich der Rotorblätter, dann entfallen auch die in diesem Bereich auftretenden Abreißerscheinungen und die damit verbundenen großen Wanderungen des Auftriebs- mittelpunktes, so daß gleichzeitig auch die großen Blatt- « belaetungen nicht mehr auftreten können. The measure according to the invention offers the possibility of dispensing with the lift of the retracting rotor blade, since with a given geometry of the rotor blades, the flight speed, the number of blades, the speed and the flight weight, equality of forces and torques can be achieved by dividing the rotor blades accordingly. But if there is no lift in the return area of the rotor blades, then the tear-off phenomena occurring in this area and the associated large migrations of the center of lift are eliminated, so that at the same time the large blade loads can no longer occur.

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Die Erfindung wird anhand der beiliegenden Zeichnung näher erläutert.The invention is explained in more detail with reference to the accompanying drawing.

Es· zeigen:Show it:

Pig. 1 die Auftriebsverteilung bei einem herkömmlichen Rotorblatt,Pig. 1 shows the lift distribution in a conventional Rotor blade,

Fig. 2 die Auftriebsverteilung eines erfindungsgemäßen Rotorblattes,2 shows the lift distribution of a rotor blade according to the invention,

Fig. 3 eine Draufsicht auf ein Rotorsystem und Fig. 4 eine Seitenansicht eines Rotorblattes.FIG. 3 shows a plan view of a rotor system and FIG. 4 shows a side view of a rotor blade.

In Fig. 1 ist die Auftriebsverteilung im Prinzip an einem herkömmlichen Rotorblatt für den Schwebeflug und den Vorwärtsflug dargestellt. Sowohl das vorwärtslaufende Rotorblatt als auch das rückwärtslaufende Rotorblatt 11 erzeugen gleichgroßen Auftrieb. Zum Fliegen des 'Hubschraubers muß die Summe aller Auftriebe gleich oder größer als das Fluggewicht sein. Reißt die Strömung am rücklaufenden Rotorblatt ab, so ist am rücklaufenden Rotorblatt kein Auftrieb mehr vorhanden und derIn Fig. 1, the lift distribution is in principle on one conventional rotor blades for hovering and forward flight. Both the forward-running rotor blade as well as the backward running rotor blade 11 produce the same size Boost. To fly the helicopter, the sum of all lifts must be equal to or greater than the flight weight. If the flow breaks off on the retreating rotor blade, there is no longer any lift on the retreating rotor blade and the

Hubschrauber kippt nach der Seite des rücklaufenden Rotorblattes. Helicopter tilts to the side of the retreating rotor blade.

Fig. 2 zeigt dagegen die Auftriebsverteilung eines Rotorblattes beim erfindungsgemäßen Rotorsystem, das in Fig. 3 zu sehen ist. Jedes Rotorblatt ist in einen inneren Abschnitt und einen äußeren Abschnitt 16 aufgeteilt. Jeder innere Blattabschnitt 15 erzeugt im Vorlaufbereich einen entsprechend großen Auftrieb A/ + \, während die äußeren Blattabschnitte einen geringeren und negativ gerichteten Auftrieb A/ \ erzeugen. Im Rücklaufbereich erzeugen die Abschnitte 15, 16 eines Rotorblattes keinen Auftrieb. Die geschilderte Auf-In contrast, FIG. 2 shows the lift distribution of a rotor blade in the rotor system according to the invention, which can be seen in FIG. 3. Each rotor blade is divided into an inner section and an outer section 16. Each inner blade section 15 generates a correspondingly large lift A / + \ in the lead area, while the outer blade sections generate a smaller and negatively directed lift A / \. In the return area, the sections 15, 16 of a rotor blade do not generate any lift. The described structure

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triebsverteilung nach Pig. 2 erzielt man dadurch, daß man dem inneren Blattabschnitt 15 mit Hilfe einer Steuer- öder Strahlklappe 17 einen positiven Anstellwinkel gibt, während man dem äußeren Blattabschnitt 16 ebenfalls mit Hilfe einer Steuer- oder Strahlklappe 18 einen negativen Anstellwinkel gibt. Während eines Blattumlaufs müssen die Steuer- oder Strahlklappen 17, 18 gleichzeitig nach einem bestimmten Steuerprogramm gesteuert werden.instinct distribution according to Pig. 2 is achieved by the inner blade section 15 with the aid of a control bar Jet flap 17 gives a positive angle of attack, while the outer blade portion 16 also with the help of a Control or jet flap 18 gives a negative angle of attack. During a sheet rotation, the control or Jet flaps 17, 18 are controlled simultaneously according to a specific control program.

Pig. 4 zeigt in einer Seitenansicht das Profil eines Rotorblattes, dem man mit Hilfe der Steuer- oder Strahlklappen 17» 18 den gewünschten Anstellwinkel geben kann.Pig. 4 shows the profile of a rotor blade in a side view, which you can give the desired angle of attack with the help of the control or jet flaps 17 »18.

Pur das erfindungsgemäße Rotorsystem gelten die folgenden physikalischen Grundgleichungen:The following apply to the rotor system according to the invention basic physical equations:

1) Momentengleichheit in bezug auf die Rotorachse A(+) · r(+) - A(-) . r(_} =01) Equal moments with respect to the rotor axis A ( + ) · r ( + ) - A (-). r ( _ } = 0

Dabei stellt A/ \ die Summe aller positiven Auftriebe eines inneren Blattabschnittes dar, der im Schwerpunkt der Auftriebsfläche 19 angreift. *7+\ ist der Abstand von der Rotorachse zum Schwerpunkt der Auftriebsfläche ig. A/ \ stellt die Summe aller negativen Auftriebe eines äußeren Blattabschnittes dar,.der im Schwerpunkt der Auftriebsfläche 20 angreift. Γ/ \ ist der Abstand von der Rotorachse zum Schwerpunkt der Auftriebsfläche 20.A / \ represents the sum of all positive lifts of an inner blade section which acts in the center of gravity of the lift surface 19. * 7 + \ is the distance from the rotor axis to the center of gravity of the lift surface ig. A / \ represents the sum of all negative lifts of an outer blade section, which acts in the center of gravity of the lift surface 20. Γ / \ is the distance from the rotor axis to the center of gravity of the lift surface 20.

2) Kräftegleichheit in Z-Richtung an einem Rotorblatt. A(+) - A(-) - Cv * G - ° 2) Equal forces in the Z direction on a rotor blade. A (+) - A (-) - C v * G - °

Hierbei stellen A/+\ und A/ \ wieder die Summe aller positiven bzw. negativen Auftriebe dar, während C . G den Gewichtsanteil des Hubschraubers darstellt, der auf ein Rotorblatt entfällt.Here A / + \ and A / \ again represent the sum of all positive and negative lifts, while C. G represents the weight fraction of the helicopter that is allotted to one rotor blade.

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3) Die Summe aller Blattauftriebe muß gleich oder größer als das Gesamtgewicht eines Hubschraubers sein.3) The sum of all blade lifts must be equal to or greater than the total weight of a helicopter.

η . G - y-> Cy .G = 0 Mit 0γ . G = Az+^ - A, ν alsη. G - y-> C y .G = 0 with 0 γ . G = Az + ^ - A, ν as

dem Auftrieb eines Rotorblattesj G dem Gesamtgewicht eines Hubschraubers und einem Faktor ns der die bei bestimmten Flugmanövern auftretende Lasterhöhung berücksichtigt. the lift of a rotor blade j G the total weight of a helicopter and a factor n s that takes into account the increase in load that occurs during certain flight maneuvers.

Aus diesen physikalischen Grundgleichungen kann man ersehen, daß man bei Erfüllung der in den Gleichungen enthaltenen Bedingungen wie bereits erwähnt auf den Auftrieb des rücklaufenden Rotorblattes verzichten kann. Damit ergeben sich gleichzeitig auch die bereits erwähnten "Vorteile»From these basic physical equations one can see that if the conditions contained in the equations are fulfilled as already mentioned, can do without the buoyancy of the retracting rotor blade. This results in at the same time the already mentioned "advantages»

Aus der in Fig. 2 dargestellten Auftriebsverteilung des erfindungsgemäßen Rotorsystems ergibt sich, daß die größte Laständerung eines Rotorblattes an der Stelle liegt, an der das Rotorblatt in die beiden Blattabschnitte 15» 16 aufgeteilt ist. Einen ähnlichen Verlauf wie die örtliche Auftriebsverteilung hat auch die Querkraft. Das Blattbiegemoment hat ebenfalls bei dem· Punkt, bei dem die Rotorblätter in die beiden Abschnitte 15, 16 aufgeteilt sind, seinen Maximalwert. Man kann aber erkennen, daß bei dem erfindungsgemäßen Rotorsystem das maximale Biegemoment nicht an der Blattwurzel eines Rotorblattes auftritt, wie das bei einem an der Blattwurzel fest eingespannten Rotorblatt der Fall wäre. Das bedeutet aber, daß die durch das Blattbiegemoment an der Blattwurzel hervorgerufenen Spannungen bei dem erfindungsgemäßen Rotorsystem kleiner sind. Hierdurch, ergibt sich die Möglichkeit, die Rotorblätter an der Blattwurzel leichter zu bauen und damit V/erkstoff einzusparen oder den erzielten Materialgewinn zur Aufnahme der Fliehkraft, die bei der Umlaufbewegung der Rotorblätter entsteht, zu verwenden.From the lift distribution of the invention shown in Fig. 2 Rotorsystems shows that the largest Load change of a rotor blade is at the point at which the rotor blade is divided into the two blade sections 15 »16 is. The transverse force also has a course similar to the local lift distribution. The leaf bending moment also has its at the point at which the rotor blades are divided into the two sections 15, 16 Maximum value. But it can be seen that in the rotor system according to the invention, the maximum bending moment is not at the Blade root of a rotor blade occurs, as is the case with a rotor blade firmly clamped at the blade root were. This means, however, that the stresses caused by the leaf bending moment at the leaf root at the rotor system according to the invention are smaller. This results in the possibility of the rotor blades at the blade root easier to build and thus save on fuel or the material gain achieved to absorb the centrifugal force, which arises during the orbital movement of the rotor blades to use.

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Bei dem erfindungsgemäßen Rotorsystem ist auch die Ver-• teilung der Spannungen günstiger. Denn dorts wo das Biegemoment seinen Maximalwert besitzt, ist die durch die Fliehkraft hervorgerufene Zugspannung geringer als an der Blattwurzel, so daß die Aufnahme der maximalen Biegespannung an dieser Stelle günstiger ist als an der Blattwurzel. Am vorlaufenden Rotorblatt entstehen aber auch Torsionsspannungen, die durch das Wandern des Auftriebsmittelpunktes von der 25 fo Linie des Rotorprofils nach hinten verursacht werden, und zwar dann, wenn die Anströmgeschwindigkeit sich der Schallgeschwindigkeit nähert, Fig. 4 zeigt in einer Seitenansicht das Profil eines Rotorblattes und die Tatsache, ™ daß der Auftriebsmittelpunkt mit zunehmender Anströmgeschwindigkeit nach hinten wandert. Da aber bei dem erfindungsgemäßen Rotorsystem sowohl der Auftriebsmittelpunkt ven A/ + \ als auch der von A/ \ nahezu gleichzeitig nach hinten v/andern und ihre Wirkungsriehtungen entgegengesetzt sind j so v/irken die entstehenden Torsionsmomente in entgegengesetzten Richtungen und das resultierende Torsionsmoment ist geringer als bei einem herkömmlichen Rotorblatt.In the rotor system according to the invention, the distribution of the stresses is also more favorable. Because s where the bending moment has its maximum value, the tensile stress caused by the centrifugal force is lower than at the blade root, so that the absorption of the maximum bending stress at this point is more favorable than at the blade root. On the leading rotor blade, however, torsional stresses also arise, which are caused by the migration of the center of lift from the 25 fo line of the rotor profile to the rear, namely when the flow velocity approaches the speed of sound the fact that the center of lift moves backwards with increasing flow velocity. But since in the rotor system according to the invention both the center of lift A / + \ and that of A / \ change almost simultaneously to the rear and their directions of action are opposite, the resulting torsional moments work in opposite directions and the resulting torsional moment is lower than with a conventional rotor blade.

Das Steuerprogramm zur Steuerung der wirksamen Blattwinkel für die Blattabschnitte 15 j 16 eines Rotorblattes wird durch die drei physikalischen Grundgleichungen bestimmt. Als Nebenbedingung kommt noch hinzu, daß ein bestimmter Anstellwinkel nicht überschritten werden darf, da sonst ein Abreißen der Strömung auch im Vorlaufbereich der Rotorblätter eintreten kann. Bei hoher Pluggeschwindigkeit, für die das erfindungsgemäße Rotorsystem vorgesehen ist, werden aber die Verhältnisse hinsichtlich der Anstellwinkelbegrenzung immer günstiger. Da das Steuerprogramm von mehreren Größen abhängt, ist es zweckmäßig eine automatisch geregelte Steuereinrichtung zu verv/enden.The control program for controlling the effective blade angle for the blade sections 15 and 16 of a rotor blade is determined by the three basic physical equations. as An additional condition is that a certain angle of attack must not be exceeded, otherwise it will tear off the flow also in the lead area of the rotor blades can occur. At a high plug speed, for which the rotor system according to the invention is intended, however the conditions with regard to the angle of attack limitation are becoming more and more favorable. Because the control program of several sizes depends, it is advisable to use an automatically regulated control device.

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Claims (5)

PatentansprücheClaims 1)' Hubschrauber für hohe Fluggeschwindigkeiten mit einem Rotorsystem und einer Steuervorrichtung, welche die ' " wirksamen Blattwinkel der Rotorblätter nach einem Steuerprogramm automatisch verstellt, dadurch gekennzeichnet , daß die Rotorblätter in einen inneren und einen äußeren Blattabschnitt aufgeteilt sind und der wirksame Blattwinkel der Blattabschnitte derart gesteuert wird, daß im Vorlaufbereich der Rotorblätter die inneren Blattabschnitte einen .entsprechend großen Auftrieb erzeugen und die äußeren Blattabschnitte einen Auftrieb erzeugen, der betragsmäßig geringer und negativ ist.1) 'Helicopter for high airspeeds with one Rotor system and a control device, which the '"effective blade angle of the rotor blades according to a Control program automatically adjusted, characterized in that the rotor blades are divided into an inner and an outer blade section and the effective blade angle of the blade sections is controlled in such a way that in the lead area of the rotor blades, the inner blade sections one . Generate correspondingly large lift and the outer blade sections generate a lift that is in terms of amount is lower and negative. 2) Hubschrauber nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß das in bezug auf die Rotorachse entstehende Moment der inneren Blattabschnitte gleich dem entgegengesetzt gerichteten Moment ist, das sich aus dem negativen Auftrieb der äußeren Blattabschnitte ergibt.2) Helicopter according to claim 1, characterized in that the with respect to the rotor axis resulting moment of the inner leaf sections is equal to the oppositely directed moment that is results from the negative buoyancy of the outer blade sections. 3) Hubschrauber nach Anspruch 1 oder 2 dadurch gekenn zeichnet , daß die Summe der an einem Rotorblatt angreifenden Kräfte folgender Gleichung genügt A/ + \ - A/ \ - C . G = 0, wobei A/ + n den Auftrieb des inneren Blattabschnittes, A/\ den negativ gerichteten Auftrieb des äußeren Blattabschnittes und C . G den auf ein Rotorblatt fallenden Gewichtsanteil des Hub-Bchraubers darstellt.3) Helicopter according to claim 1 or 2, characterized in that the sum of the forces acting on a rotor blade satisfies the following equation A / + \ - A / \ - C. G = 0, where A / + n is the lift of the inner blade section, A / \ is the negative lift of the outer blade section and C. G represents the weight fraction of the helicopter falling on a rotor blade. 009886/0105009886/0105 4) Hubschrauber nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet , daß die wirksamen Blattwinkel der äußeren und der inneren Blattabschnitte derart gesteuert werden, daß die Rotorblätter im Rücklaufbereich keinen Auftrieb erzeugen.4) Helicopter according to one of claims 1 to 3, characterized in that the effective blade angle the outer and inner blade sections are controlled in such a way that the rotor blades are in the return area do not generate any buoyancy. 5) Hubschrauber nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet , daß jeder Blattabschnitt eines Rotorblattes mit einer Steuerklappe oder einer Strahlklappe versehen ist, mit denen die wirksamen Blattwinkel der Blattabschnitte über die Steuervorrichtung einstellbar sind.5) Helicopter according to one of claims 1 to 4, characterized characterized in that each blade section of a rotor blade with a control flap or a Jet flap is provided with which the effective blade angle of the blade sections via the control device are adjustable. 009886/0 105009 886/0 105
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5328330A (en) * 1993-08-02 1994-07-12 Hudson Products Corporation Extruded aluminum fan blade

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5328330A (en) * 1993-08-02 1994-07-12 Hudson Products Corporation Extruded aluminum fan blade
EP0638726A1 (en) * 1993-08-02 1995-02-15 Hudson Products Corporation Fan blade
AU660876B2 (en) * 1993-08-02 1995-07-06 Hudson Products Corporation A fan blade

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