舰载飞机机体主传力结构拦阻冲击动力学试验与仿真分析_张浩成.pdf

振 动 与 冲 击 第 39 卷第 8 期JOURNAL OF VIBRATION AND SHOCKVol.39 No. 8 2020 基金项目 国家自然科学基金11672110;11702098 收稿日期 2019 -06 -25 修改稿收到日期 2019 -10 -13 第一作者 张浩成 男,硕士,工程师,1992 年生 舰载飞机机体主传力结构拦阻冲击动力学试验与仿真分析 张浩成1, 刘晓明1, 李翀伦2, 姚小虎3, 熊文强3, 张 闰3 1. 成都飞机工业集团有限责任公司,成都 610000; 2. 海军研究院 空中作战系统研究所,北京 100000; 3. 华南理工大学 土木与交通学院,广州 510000 摘 要舰载飞机拦阻着舰过程中,在多系统相互耦合条件下复杂的拦阻动载荷通过拦阻钩作用于机体结构,对 机体结构安全性提出挑战。 研究此过程中拦阻动载荷在结构上的传播规律及主传力结构的动响应特性具有极为重要的 意义。 通过地面拦阻冲击模拟试验,对舰载飞机拦阻减速过程中机体主传力结构动响应进行分析研究,并基于刚柔耦合 动力学模型对试验过程进行数值模拟仿真分析。 研究得到了拦阻过载和应力应变在结构上的响应特征,获取了过载和应 变峰值沿机体传力路径的分布规律,可以作为舰载飞机结构强度设计的重要参考依据。 研究表明拦阻冲击过载峰值沿主 传力路径顺航向,呈现出明显的衰减趋势。 靠近拦阻钩接头结构过载峰值较高,但由于冲击时间短,应变响应较小,不会 对机体结构造成损伤和破坏。 拦阻载荷在机翼隔离框位置会产生应力集中效应,结构设计时应注意对相应结构作局部 加强。 关键词 舰载飞机;拦阻着舰;冲击试验;动响应分析;刚柔耦合模型 中图分类号 V215. 2;V216. 2;O347. 1 文献标志码 ADOI10. 13465/ j. cnki. jvs. 2020. 08. 011 Impact dynamic test and simulation analysis on main force transmission structures of carrier-based aircraft fuselage ZHANG Haocheng1, LIU Xiaoming1, LI Chonglun2, YAO Xiaohu3, XIONG Wenqiang3, ZHANG Run3 1. Chengdu Aircraft Industry Group Co. , Ltd. , Chengdu 610000, China; 2. Research Institute of Air Combat Systems, Naval Academy, Beijing 100000, China; 3. School of Civil Engineering and Transportation, South China University of Technology, Guangzhou 510000, China Abstract The fuselage structures were subjected to complex dynamic loads through the arresting hook, in the process of arresting of a Carrier-based Aircraft. In order to avoid impact damage to the structure, it was necessary to obtain the dynamic response characteristics of the main force transmission structures and find out the propagation and response law of the dynamic load on the structures. In this paper, the dynamic response in the main force transmission structures during the process of arresting the Carrier-based Aircraft was studied through the simulation of ground arresting impact tests. Meanwhile, a rigid-flexible coupling dynamic model was established to simulate the real test state. The structural response characteristics of impact acceleration and stress-strain were obtained, as well as the distribution of acceleration and stress-strain peak along the main force transmission structures, which can be used as a reference for structural strength design of the Carrier-based Aircraft. The results show that the peak of impact acceleration decreases along the main force transmission path, showing an obvious attenuation trend. It will not cause damage to the structures due to short impact time and small strain response, although the impact acceleration peak near the blocking joint is high.The stress concentration effect will be caused by the arresting load at the position of the wing isolation frame, and the corresponding structure should be strengthened locally in the structural design. Key wordscarrier-based aircraft; arrest landing; impact test; dynamic response analysis; rigid-flexible coupling model 起降技术是影响舰载机设计的关键技术,也是影 响航空母舰战斗力的重要因素,舰载机能否迅速、可 靠、安全的起降是航母战斗力的最主要技术保证之 一[1 -2]。 拦阻着舰因便于实现飞机短距制动,诞生至 ChaoXing 今一直是舰载飞机首选着舰方式。 在拦阻着舰过程 中,拦阻钩钩住拦阻索,通过拦阻索带动航母拦阻装 置,使飞机得以迅速减速[3 - 4]。 这一过程具有典型 的复杂多系统耦合特性,分析中需考虑拦阻系统工 作原理、拦阻钩载荷的确定、飞机着舰速度和姿态的 影响等多项动力学问题[5 - 6]。 由于飞机拦阻时间及 制动距离短,较大拦阻动载荷通过拦阻钩短时间内 作用于机体结构,给结构带来不利影响,威胁飞机着 舰安全[7 - 8]。 因此,拦阻过程中的结构强度问题显 得尤为突出。 由于舰载机着舰拦阻动力学的技术敏感性,国外 公开发表的舰载机阻拦技术相关研究的文章很少,相 关试验报告也较为罕见。 国内在这一领域研究虽起步 较晚,但迄今为止也取得了相当多的成果。 在已有的 研究中,Billec[9]对 Mark7-1 型拦阻装置配备有不同尺 寸的绳索导航滑轮和不同甲板跨度下的拦阻动力学性 能进行实验分析;Fisher 等[10]针对前起落架摆震、起落 架的主动控制和操作仿真研究进行了综述;通过总结 大量试验研究成果,美国在其军用标准中对拦阻钩载 荷做了相关阐释和规定,如美军标 MIL-STD-2066 给出 了不同拦阻系统中拦阻钩载荷随着飞机质量和速度的 变化规律[11];Pervan[12]利用有限元的方法建立了舰载 机阻拦过程的动力学模型,并进行了阻拦仿真试验;胡 孟权等[13]提出了舰载飞机非对称、偏心着舰时拦阻力 的计算方法,考虑了拦阻挂钩可在拦阻索上滑动的情 况,建立了舰载飞机着舰动力学模型;刘瑜等[14]构建了 包括航空母舰甲板、拦阻系统和舰载机的动力学分析 模型,对舰载机着舰拦阻整个过程进行动力学仿真,并 对不同着舰姿态角下舰载机起落架轴向过载结果进行 了详细的分析;贾忠湖等[15]运用数学分析方法对拦阻 过程中起落架减震支柱进行受力分析,建立飞机起落 架拦阻着舰动力学模型,计算得到了多种工况下起落 架支柱载荷变化情况;杨全伟[16]采用应变法实测了 某舰载飞机着舰时拦阻钩载荷,并总结了所获得的 载荷规律;刘成玉等[17]建立了基于 MK7-3 拦阻装置 和某型号舰载机的舰载机 - 拦阻器刚柔耦合动力学 模型,提出了一种舰载机 - 拦阻器联合仿真分析的 方法,研究了拦阻过程中拦阻装置的动态响应;何敏 等[18]利用试验和仿真相结合的方法对舰载机弹射 过程机体结构动强度进行了分析,使用刚柔耦合动 力学方法进行仿真分析,并验证了仿真结果和试验 结果的一致性。 从已有研究来看,国内外学者大多关注拦阻装置 的工作原理和耦合系统的载荷响应,而对机体结构动 响应的研究相对较少;已有针对强度的研究大多关注 起落架和拦阻钩,针对机体结构动响应的研究鲜有涉 及;已有研究大多依赖仿真方法,大量研究结果缺乏相 关试验验证。 本文以舰载飞机机体结构为研究对象, 通过开展着舰拦阻地面冲击模拟试验,分析在地面拦 阻冲击加载下,机体主传力结构承受冲击载荷的能力, 研究拦阻动载荷在结构上的传播和响应规律。 通过数 值仿真和试验结果对比分析,验证计算结果的准确性 和刚柔耦合动力学分析方法的可行性,为拦阻着舰过 程中飞机结构动响应预测、计算分析提供依据,并为结 构设计和优化提供数据支撑。 1 试验研究 本研究设计并搭建了舰载飞机地面拦阻模拟冲击 试验装置。 选取与实物尺寸 1 ∶ 1 的等比例中机身机体 结构作为试验对象,考虑到拦阻冲击过程中,后机身、 机翼、拦阻钩系统和燃油等部件惯性载荷对试验中机 身结构动响应结果的影响,设计了与后机身、机翼、拦 阻钩系统、燃油等部件等质量、同质心位置的对应假 件,保证试验件和假件的总质量与质心位置和真实结 构保持一致。 地面模拟拦阻冲击加载试验示意图如图 1 所示, 试验现场如图 2 所示。 在左、右机翼假件上分别设置 弹性支座,安装于立柱 C、D,模拟主起落架支撑作用。 拦阻钩在拦阻过程中绕接头转动,同时压缩缓冲作动 器,当其与航向夹角为 4时,拦阻载荷达到峰值。 为了 模拟拦阻过程中机身受载最恶劣工况,设置拦阻钩与 水平面夹角为 4,拦阻钩与试验件拦阻接头采用旋转 接头连接。 基于最不利条件,不考虑拦阻缓冲作动筒 的缓冲作用。 选用 MTS - 复杂加载系统进行试验,试 验开始时,安装于立柱 A 的作动筒缓慢加载,载荷通过 张力销传给立柱 B,这个过程中试验件不受拦阻力作 用。 当加载到达张力销断裂载荷,张力销剪断,载荷瞬 间传递给拦阻钩装置,以此模拟拦阻钩挂索后受到的 冲击作用。 在拦阻钩钩头位置安装有 PSD-30tSJTT 载 荷传感器用于测量施加到拦阻钩的真实拦阻冲击载荷 数据。 试验件在末端框通过角板螺栓与转接盒段连接, 转接盒段通过承力主螺栓固定在承力墙上。 由于拦阻 过程是一个瞬态冲击伴随瞬态振动过程,结构最严重 时刻处于冲击峰值点,这个过程时间较短,从惯性作用 考虑,边界条件对结构响应影响不大。 试验件在设计 上通过设置前机身框位的过渡段,进一步削弱固定边 界条件的影响。 固定约束边界与真实工况相比,基于 强度考虑更为保守,而极大简化了试验方案。 37第 8 期 张浩成等 舰载飞机机体主传力结构拦阻冲击动力学试验与仿真分析 ChaoXing 图 1 地面模拟拦阻冲击加载试验示意图 Fig. 1 Schematic chart of ground simulated barrier impact loading test 图 2 地面模拟拦阻冲击加载试验现场 Fig. 2 Ground simulated impedance impact loading test site 通过控制张力销断裂载荷和作动筒加载载荷极 值,可以实现拦阻载荷峰值的准确控制加载。 为了研 究拦阻载荷峰值对结构动响应的影响,经过多轮低载 预试试验,最终确定两种拦阻冲击载荷峰值分别进行 了多次试验。 由于生产制造等问题,张力销剪断载荷 有 6的容差,真实试验载荷峰值与目标值有所偏差。 对两种状态下试验数据进行重复性检查后,针对两种 拦阻载荷峰值各选择一次试验结果进行分析,分别编 号 CASE-1、 CASE-2, 其中 CASE-2 拦阻载荷峰值比 CASE-1 高 16。 两次试验拦阻钩装置实测拦阻载荷 时程曲线见图 3。 从图中可以看出,整个冲击加载过程 分为三个阶段载荷上升阶段图 3 中 A、载荷保持阶 段图 3 中 B以及载荷下降阶段图 3 中 C。 载荷上 升阶段时长 0. 1 0. 2 s,载荷保持阶段时长 0. 15 0. 25 s,载荷下降阶段时长 0. 15 0. 25 s。 为了获取拦阻载荷时程曲线规律,前期采用与飞 机等质量的刚性小车,做了模拟拦阻挂索试验,通过测 量质心处过载时程曲线,反推实际拦阻着舰过程中拦 阻载荷时程曲线。 通过对文献[11,16]和我们采用刚 性小车间接测得的试验结果进行分析,可以看出真实 拦阻载荷与拦阻系统、飞机质量、拦阻速度等因素相 关,拦阻载荷持续时间在 1. 5 3. 5 s。 从这点来看,我 们试验载荷曲线与真实拦阻载荷曲线有所差别。 但 是,这不会影响本文研究,原因是综合分析可以看出 拦阻载荷先经过一个较短时间的上升段,达到峰值后, 再经历一个较长时间缓慢衰减过程。 拦阻载荷对机体 结构冲击作用主要由初始上升段载荷脉冲引起,冲击 作用与拦阻载荷峰值大小和上升段时间相关。 这两个 因素作为主要变量,在试验前通过大量预试试验摸索 变化规律,最终实现准确控制,与刚性小车模拟试验结 果一致。 图 3 拦阻钩上实测拦阻载荷时程曲线 Fig. 3 Time history curve of blocking load measured on blocking hook 2 仿真计算 计算多体动力学研究按建模方式可分为多刚体系 统、柔性多体系统和刚柔耦合多体系统模型。 刚柔耦 合在兼顾计算效率的基础上,可准确获得柔性体过载、 应力、应变等结果,在动强度分析中具有显著优势。 本 项目基于 ADAMS 动力学仿真平台,联合建模软件 CATIA、HYPERMESH 和有限元软件 NASTRAN 建立试 验系统刚柔耦合仿真分析模型。 试验件和机翼假件采 用柔性体建模,利用有限元软件 Nastran 计算模型的固 有频率和对应的模态,基于模态叠加法获得结构变形。 47振 动 与 冲 击 2020 年第 39 卷 ChaoXing 模态阻尼比根据相关文献设置,频率低于 100 Hz 模态 阻尼比取 0. 01,频率介于100 1 000 Hz 模态阻尼比取 0. 1,频率大于 1 000 Hz 模态阻尼比取 1。 柔性机体结 构主要材料参数如表 1,模型部分模态如表 2。 后机身 假件、拦阻钩等采用刚性体建模,保证重量重心与真实 状态一致。 将 Nanstran 分析得到的试验件柔性体模态 中性文件导入 ADAMS,利用运动副与刚体连接,并在 末端框站位施加固定约束,在机翼假件主起落架位置 施加垂向约束。 试验系统刚柔耦合动态响应仿真分析 模型如图 4 所示。 表 1 机体结构材料性能数据 Tab. 1 Material perance data of body structure 部件材料弹性模量/ MPa泊松比破坏应力/ MPa 接头 30CrMnSiNiA191 0000. 301 080 框梁7250T745170 0000. 33510 蒙皮LY1667 7000. 33372 表 2 柔性机体结构部分模态与频率 Tab. 2 Modal and frequency of flexible body structures 第 5 阶 f 18. 8 Hz第 14 阶 f 51. 2 Hz 第 21 阶 f 75. 1 Hz 第 30 阶 f 98. 9 Hz 第 42 阶 f 126. 2 Hz第 50 阶 f 136. 2 Hz 第71 阶 f 164.6 Hz 第78 阶 f 171.1 Hz 第100 阶 f 194.9 Hz 图 4 试验系统刚柔耦合动态响应仿真分析模型 Fig. 4 Simulation analysis model of rigid-flexible coupling dynamic response of test system 根据图3 的载荷曲线,采用 CUBSPL 插值函数在拦 阻钩钩头施加实测拦阻载荷。 基于仿真与试验过程中 加速度传感器采样频率的一致性设置仿真分析步长为 0. 000 1 s,进行动力学分析。 3 过载分析 3. 1 过载测点分布 根据中机身试验件的实际构造结构,在中机身结 构与拦阻钩接头连接处,通过设置上下两道纵梁作为 上下主传力路径,实现纵向荷载沿机身方向的传递。 沿着上、下传力路径布置航向过载传感器,如图 5 所 示。 拦阻钩接头连接处设置 1 个测点,上传力路径和 下传力路径分别设置 5 个测点。 下传力路径包含测点 21、1、2、3、4、5,上传力路径包含测点 21、6、7、8、9、10, 其中 21 号测点位于拦阻接头。 每个测点传感器左右 对称各安装一个,验证对称性后,取左侧测点数据进行 分析。 图 5 过载测量点分布 Fig. 5 Distribution of overload measurement points 3. 2 过载响应时程 分别提取 CASE-1 和 CASE-2 试验 21 号,1 号,6 号 测点纵向过载试验和仿真时程响应数据,绘制成曲线 如图 6 图 11 所示。 分析时,为了充分考虑拦阻冲击 激发的结构局部高频响应,没有对过载采用滤波器进 行降噪滤波处理。 可以看出,开始加载时,过载在 0. 003 0. 008 s 时间内达到峰值,并在约 0. 05 s 内迅 速衰减,符合瞬态冲击特点。 仿真值和试验值变化趋 势具有显著的一致性,特别是衰减趋势。 3. 3 过载峰值分析 提取各个测点试验和仿真过载响应峰值,沿上、下 传力路径分布绘制成曲线如图 12 图 15 所示。 可见 过载峰值沿着上、下传力路径衰减趋势明显。 拦阻接 头过载峰值最高,距离拦阻接头越远,过载峰值越低。 从图 12、图 14 可见,CASE-1 状态拦阻接头处 21 号测 点过载峰值最高,沿下传力路径到达 5 号测点,过载峰 值衰减了 88. 9;当沿上传力路径到达 10 号测点,过 载峰值衰减了 91. 5。 从图13、图15 可见,CASE-2 状 态同样是拦阻接头处过载峰值最高,沿下传力路径到 达 5 号测点,过载峰值衰减了 86. 1;当沿上传力路径 到达 10 号测点,过载峰值衰减了 84. 2。 同时可以看 出,仿真值与试验值趋势一致,数值相对误差不超 过 10。 57第 8 期 张浩成等 舰载飞机机体主传力结构拦阻冲击动力学试验与仿真分析 ChaoXing 图 6 CASE-1 试验和仿真过载响应 时程曲线21 号测点 Fig. 6 CASE-1 test and simulation of overload response time history curve point 21 图 7 CASE-1 试验和仿真过载响应 时程曲线1 号测点 Fig. 7 CASE-1 test and simulation of overload response time history curve point 1 图 8 CASE-1 试验和仿真过载响应 时程曲线6 号测点 Fig. 8 CASE-1 test and simulation of overload response time history curve point 6 图 9 CASE-2 试验和仿真过载响应 时程曲线21 号测点 Fig. 9 CASE-2 test and simulation of overload response time history curve point 21 图 10 CASE-2 试验和仿真过载响应 时程曲线1 号测点 Fig. 10 CASE-2 test and simulation of overload response time history curve point 1 图 11 CASE-2 试验和仿真过载响应 时程曲线6 号测点 Fig. 11 CASE-2 test and simulation of overload response time history curve point 6 图 12 CASE-1 试验和仿真过载峰值 下传力路径 Fig. 12 CASE-1 test and simulation overload peak lower path 图 13 CASE-2 试验和仿真过载峰值 下传力路径 Fig. 13 CASE-2 test and simulation overload peak lower path 图 14 CASE-1 试验和仿真过载峰值 上传力路径 Fig. 14 CASE-1 test and simulation overload peak upload path 图 15 CASE-2 试验和仿真过载峰值上传力路径 Fig. 15 CASE-2 test and simulation overload peak upload path 4 应变分析 4. 1 应变测点分布 在上、下传力路径上布置应变测量点,如图 16 所 示。 上传力路径包括点 8、9、10、11、12,下传力路径包 含点 1、2、3、4、5、6、7。 应变片沿着传力方向粘贴于结 构件缘条或筋条上,采样频率5 000 Hz。 应变峰值分析 时,试验测得应变峰值通过线弹性本构关系换算为测 点位置轴向应力。 每个测点应变片左右对称各粘贴一 个,验证对称性后,取左侧测点数据进行分析。 图 16 应变测点分布 Fig. 16 Distribution of strain measuring points 4. 2 应变响应时程 CASE-1 和 CASE-2 拦阻冲击试验 6 号应变片应变 时程响应曲线和对应拦阻冲击载荷时程曲线对比如图 17、图 18 所示。 由图可见,测量应变时间历程曲线变 化和载荷曲线趋势一致。 在载荷上升阶段,应变值随 67振 动 与 冲 击 2020 年第 39 卷 ChaoXing 冲击载荷同步增加,最大应变出现在张力销剪断后 0. 1 0. 12 s 内。 值得一提的是,应变峰值和载荷峰值 出现时刻并不相同,应变峰值时刻晚于载荷峰值。 在 载荷保持阶段,应变存在一个小幅度波动,波动幅值约 1 000 με。 CASE-2 和 CASE-1 状态对比来看,应变峰值 和冲击载荷峰值相关,冲击载荷峰值越大,应变响应峰 值越大。 图 17 CASE-1-6 号测点应变时程响应曲线 Fig. 17 Strain time-history response curve at measuring point 6 of CASE-1 图 18 CASE-2-6 号测点应变时程响应曲线 Fig. 18 Strain time-history response curve at measuring point 6 of CASE-2 4. 3 应变峰值分析 拦阻冲击测量应变按照线弹性本构关系转化为测 点轴向应力,将 CASE-1 和 CASE-2 各测量点应力响应 峰值沿下、上传力路径分布绘制成曲线,如图 19、图 20 所示。 可以看出,两次试验应力峰值沿着下传力路径 分布趋势一致,CASE-2 各测点应力峰值高于 CASE-1, 与“4. 2”节分析现象一致。 从图 19 可以看出,对于下传力路径,离拦阻钩连 接点 最 近 的 1 号 测 点 应 力 峰 值 较 高, 最 高 达 到 250 MPa。 在 2 号测点,因为隔板分载效应,应力峰值 较低,低至 25 MPaCASE-1。 沿着下腹部梁从后往前 3 6 号测点,应力峰值先逐渐减小,但是到达 6 号测点 时,应力水平突然增大,最大达到 333 MPaCASE-2, 再往前到达 7 号测点,应力峰值又急剧减小。 产生这 种现象的原因是拦阻力水平分量引起的弯矩作用到该 位置,产生应力集中效应。 从图 20 可以看出,对于上传力路径,靠近拦阻接 头的拦阻斜梁上 8 号、9 号测点应力峰值较低,比拦阻 横梁应力峰值低 84,表明拦阻冲击载荷主要通过下 传力路径向前传递。 然而,在 10 号测点位置,应力峰 值急剧增加,达到 112 MPa,这也是由于拦阻力水平分 量引起的弯矩产生的应力集中。 图 19 拦阻冲击各测点轴向应力响应峰值沿下 传力路径分布 Fig. 19 Distribution of axial stress response peaks along downward force transfer path 图 20 拦阻冲击各测点轴向应力响应峰值沿上 传力路径分布 Fig. 20 Distribution of axial stress response peaks along upload force transfer path 综合来看,虽然拦阻冲击在结构某些部位产生的 过载峰值较高,但传力路径结构应力峰值并不高,均在 材料破坏应力值范围内。 值得一提的是,由于机翼安 装导致的隔断,拦阻冲击在机翼隔离框位置会产生明 显的应力集中效应,结构设计时应注意对相应结构作 局部加强。 5 结 论 通过舰载飞机机体主传力结构拦阻冲击模拟试验 和仿真分析,可以得出以下结论 77第 8 期 张浩成等 舰载飞机机体主传力结构拦阻冲击动力学试验与仿真分析 ChaoXing 1 在张力销剪断后,通过拦阻钩上载荷传感器 采集拦阻冲击载荷,用该载荷模拟拦阻着舰过程中拦 阻索对拦阻钩产生的拦阻冲击作用是可行的,利用传 感器测得机体主传力结构冲击动态响应数据可以充分 反映了结构动态冲击下的真实响应。 2 利用地面模拟拦阻冲击试验实测拦阻冲击载 荷作为输入,开展动力学仿真分析,仿真结果和试验结 果基本吻合,有效地说明了采用刚柔耦合模拟方法来 研究相关动力学问题是可行的,本研究可以为相关虚 拟试验技术开发提供了可行性支撑。 3 通过过载分析可知,拦阻冲击试验过程中,从 时间历程上看,过载峰值出现在拦阻加载后的 10 ms 内,并在80 ms 内迅速衰减;从传力路径上看,过载峰值 沿上、下传力路径顺航向递减,呈现出明显的衰减趋 势。 结构动响应强度与拦阻冲击载荷峰值相关,载荷 峰值越高,冲击越剧烈,过载峰值越高。 4 通过应变分析可知,从时间历程上看,拦阻冲 击应变时程和拦阻冲击载荷时程趋势一致,应变峰值 出现在载荷峰值之前;从应力峰值上看,各测点应力峰 值均低于航空材料的许用值,在机翼隔离框位置会产 生应力集中效应,结构设计时应注意对相应结构作局 部加强。 结合过载分析,可知虽然局部位置过载峰值 较高,但由于冲击时间短,应变响应较小,不会对机体 结构造成损伤和破坏。 参 考 文 献 [ 1 ] 弋沛琦, 高瑞乾. 飞机着陆系统的现状与发展[J]. 海军 航空工程学院学报,2005, 204 461 -464. 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