【原创文章】披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(中)

作者说

题图是军用航空发动机吧,非加力状态。咦,不对,喷口怎么黑乎乎?究竟什么鬼?其实这是魔改的J-2。在高性能且成熟可靠的J-2发动机基础上,洛克达因得到各方资助开展了各种探索,成为航天史上激情燃烧的精彩篇章!

本文作者:超级Loveovergold,作者授权发表

披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(中)

披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(中)

 

上篇《披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(上)》讲到在洛克达因工程师的不畏艰险、操盘手NASA背后支持下披荆斩棘,终于在6年内完成了J-2的研发,那么在实战任务中的表现究竟如何呢?

 

五、一切为了可靠性——然而…

由于被用于载人飞行,可靠性被认为是J-2的主要设计挑战。因此J-2执行了严格的规范要求,从设计、开发和最终评审,极端可靠性成为洛克达因工程师的工作主线。不差钱的J-2研发项目动用了38个引擎用于研发,在项目结束的时候在5个测试场进行了3000多次测试,其中为测试高空性能、发现外部环境对发动机运行影响,在田纳西州阿诺德工程开发中心(AEDC)的J-4测试室进行了极为重要的高空模拟测试。测试场直径约100英尺,深300英尺,模拟10万英尺(305000米)高空的低压低温环境,进行启动、运行、停止、滑行和重启的循环测试,解决了发动机致命的启动问题以及推力室点火检测、严重损坏喷管的侧向载荷等重大问题。

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图1. 田纳西州阿诺德工程开发中心(AEDC)的J-4测试室

在经历反复测试、解决问题定型后,1966年2月26日J-2终于在SA-201任务中首次登场!作为土星1B的二级主发动机发挥正常,宣告着J-2正式登上世界航天舞台!在随后进行的SA-203、SA-202、SA-501(土星5号火箭执行阿波罗4任务)、SA-204,J-2均顺利完成任务,尤其是在阿波罗4任务中,5台J-2不仅作为火箭2级,稍作修改的J-2还是其三级发动机,圆满完成重复点火任务。

是不是从此就一帆风顺?接下去的SA-502(阿波罗6号)是阿波罗计划中最后一次无人任务,其目的是为了模拟指挥舱再入系统在恶劣条件下从月球返回的能力。这算是地球轨道上的模拟大考,事实证明没有白练,因为J-2闯祸了!

这是一次多么晦气的任务啊!首先在110秒时,升空的土星5火箭开始经历pogo,也就纵向耦合振动,火箭振动频率与推进剂管路液流的频率接近或相等,相互推动放大这个震荡,显然会直接影响到宇航员乘坐舒适性。阿波罗6号POGO振荡频率为5.2~5.5Hz,在飞行约125秒时让火箭加速度波动达到±0.6 g的峰值!这比阿波罗4号大六倍,远高于早期载人飞行任务所允许的±0.25 g上限,好比是开车时一脚油门、一脚刹车,乘员前俯后仰非常狼狈,任何机组人员都无法忍受。如果阿波罗6号载有宇航员,任务只能被终止……人都受不了,火箭呢?跟踪土星5号的地面和机载摄像头注意到在飞行133秒后,有几片碎片从SLA(阿波罗飞船/登月舱适配器,详见《虽败犹荣,力挽狂澜的阿波罗13号太空营救行动》介绍)部位脱落。遥测读数的变化表明,其中一个SLA面板的外蒙皮已经脱离火箭并与火箭分离。幸运的是,SLA保持了整体结构的完整性,从而使任务得以持续。

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图2. 险象环生的阿波罗6号任务,剧烈的POGO把SLA的蒙皮也震掉了

阴霾开始逐渐笼罩阿波罗6号任务!紧接着,在发射后约3分45秒,二级开始出现异常,在5分18秒时,2号发动机的推力燃料流量突然增加,混合比下降导致推力减小,随着发动机温度的升高,2号发动机在6分52秒关机,但意想不到的是1.3秒钟后3号发动机也停机了,五台发动机两台退服!神奇的是火箭居然保持镇定,在损失了两台J-2发动机之后,土星5号火箭制导系统尽了最大的努力来应付这种情况,剩余的三个发动机多工作了58秒,燃烧到接近推进剂耗尽来补偿两个发动机掉链子带来的冲量损失,但阿波罗6号的速度比预期的要慢102.3米/秒,轨道也偏离正常值。

随后的三级首次点火表现正常。然而还没来得及庆幸死里逃生,一波未平一波又起,在停泊轨道旋转两圈后,J-2发动机重启未成功!!!

尽管阿波罗6号的飞行任务凭借登月服务舱/指令舱出色的应变发挥得以挽救,但事后调查发现了的许多潜在的严重问题:

1、乌龙1:土星5号一级5台发动机需要被调谐到5.5赫兹附近的不等的频率,避免共振,但两个F-1引擎被无意中调整为相同的频率,从而增强了POGO效应。

2、J-2娘胎里的病根:J-2发动机采用了增强型火炬点火器(ASI),ASI安装在喷注器面板上,需要有液氢和液氧管路提供推进剂后混合并采用电点火激发,产生的火焰点燃J-2推力室内的推进剂,详见《LIGHT ME UP——如何点燃液体火箭发动机?》。在地面测试的时候,空气液化进入柔性波纹管的凹陷部分形成了阻尼效应,弱化了震动带来的疲劳,掩盖了燃料管断裂的隐患;不过在真空中没有空气冷凝,无法产生阻尼,在震动下点火器燃料管断裂,点火器腔室内液氢断供,局部形成富氧燃烧氛围引起高温直至腔室破损。发动机检测到压力突然下降后执行停机指令。

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图3. 注意图中地面环境下水在波纹管凹陷处形成的阻尼作用

土星5号二级2号发动机ASI液氢管路因为这个原因在接近真空的条件下振动时破裂;三级的J-2发动机重新点火失败也归因于ASI液氢管路断裂泄漏液氢冻结了附近的液压管路,造成液压系统无法正常工作,J-2无法重启。

3、乌龙2:2级2号发动机和3号发动机推进剂阀控制开关接线交叉,本应该关闭2号缺关闭了3号。

阿波罗6号的事故被当天马丁·路德·金在田纳西州的孟菲斯被刺杀、林登·约翰逊总体不再谋求连任两个热点新闻掩盖,民众知之甚少。航天征途从来不是一帆风顺!

虽然J-2发动机进行了大大小小、各种场景下的测试,然而百密一疏,由于无法完全复制真空环境,在地面测试中找不到故障模式,ASI燃料管线问题被掩盖,这算是J-2交给液氢的最后一笔学费!后续点火器燃料管路进行了重新设计,取消了波纹管并作了管路设计优化,J-2的阿喀琉斯之踝在实战中被发现并得以根治,终于在阿波罗7号任务的土星IB和阿波罗8号任务中取得圆满,并在后续的飞行中百发百中,阿波罗计划得以顺利完成!

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图4.点火器燃料管路进行了重新设计,取消了波纹管并作了管路设计优化

 

六、J-2换心记

50多年前的洛克达因并不像现在的浑身大企业病、动不动就伸手要钱,而是朝阳、充满活力!有着一颗没有困难创造困难也要上的雄心!洛克达因工程师常年在加州圣费尔南多山谷的圣苏珊娜外场测试实验室(SSFL,Santa Susana Field Laboratory)荒郊野岭驻点,风餐露宿,然而斗志激昂,无怨无悔!甚至有员工留下名句:“I’d like my ashes scattered over the contaminated hills beneath Rocketdyne. It’s both where I grew up and where I learned to love the bomb.”我希望把我的骨灰撒在洛克达因受污染的山下(洛克达因曾经在圣苏珊娜外场测试实验室搞出过严重的核泄漏),在这里我成长并爱上了这些炸弹.

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图5.洛克达因工程师常年在SSFL荒郊野岭驻点,无怨无悔

 

J-2的设计简朴皮实可靠,推力处于黄金段——百吨级,对于初代J-2的不足1964年洛克达因自筹资金对J-2作升级,改进复杂娇气的启动方式(上期复杂的点火时序大家一定留有印象)、进一步提高发动机比冲、简化发动机生产。在这样的背景下升级换代迅速启动,研发了非常独特的发动机J-2S!

(一)首创抽气循环的独特方式

最主要的改动是将燃气发生器循环换成抽气循环(tap-off cycle),即把推力室内中靠近喷注器的燃气引出用作驱动涡轮泵的工质,取代了燃气发生器,结构简单,重量轻,并可以简化启动操作。

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图6. 抽气循环示意图

但从推力室引出的燃气也有要求,燃气温度要适合于涡轮叶片的工作温度,不能太高,在J-2喷注器最外侧边缘布有255个0.055英寸直径的气氢喷口用作燃烧室室壁的气膜冷却,大树底下好乘凉,因此J-2S选择了在推力室靠近喷注器边缘略下方部位抽出燃气,并汇入液氢降温稀释以控制燃气温度和富燃氛围,和J-2一样,高温燃气串行驱动氢涡轮泵、氧涡轮泵,然后从喷管腰部三角缝隙汇入发动机排气。

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图7. 在靠近喷注器边缘部位抽出燃气

抽气循环工作模式下,推力室室压和驱动涡轮泵的燃气压力不再是“对立面”,而是室压驱动涡轮泵,同心同德!这降低了发动机启动时序设定和操作的难度,并妥善地协调了推进剂泵压系统上下游关系。 

抽气循环的验证发动机起名叫J-2X(不同于下篇要讲的J-2X),测试了10,756秒,成为J-2S开发计划成功的关键因素。另外从涡轮的设计来说,也要留有一定冗余度防止意外发生,洛克达因在J-2X上练级涡轮叶片耐烧蚀功夫。

抽气循环是燃气发生器循环的改进,不过依旧存在性能损失,同时涡轮工质作功能力受限,也限制了燃烧室压力的进一步提高!J-2S推力室室压较J-2的5.38MPa有提高,但仅为8.59MPa。

(二)采用火药启旋的多次启动方式

用作土星5号三级的J-2发动机,为了确保再次启动的时候有有足够能量驱动液氢和液氧泵涡轮旋转,除了从推力室冷却夹套引出气氢,还从增强型火炬点火器燃料管线中引出液氢注满起动箱,通过环境温度汽化液氢获得足够压力,但这样一来,再次启动不能太快,因为液氢还没充分汽化;再次启动也不能太晚,因为液氢充分汽化高压超过阀值泄压,损失能量。因此J-2的重复启动等待时间控制在90分钟到6小时,束手束脚的重启对于载人航天任务来说降低了应变能力。新的设计取消了气体启动箱系统,取而代之的是带有固体火药涡轮起动器(SPTS,Solid Propellant Turbine Starters)系统,一共开发了两个版本:用于一次启动能力的土星二级,和用于最多需要三次启动需求的土星三级,密封的固体火药包绑在燃料泵周围(见下图红色数字),燃气歧管连接到涡轮启旋,具备多次、任意时间重启的能力。

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图8. 背了三个炸药包的J-2S,可以满足三次启动需求的土星三级

 

(三)新增节流功能和“怠速模式”(Idle Mode)

新增节流功能,节流是通过简单地下调从推力室抽气的阀门开启角度,进而减少驱动涡轮的工质,在测试中实现了6:1的节流能力验证。另外新增低推力操作的功能,称为“怠速模式”,通过怠速模式阀仅向喷注器内圈喷嘴供氧,在2.5的混合比下提供22.2kN(5千磅力)的推力,可用于在轨机动或启动前的推进剂沉底。

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图9. J-2/J-2S发动机对比图

其他改进还包括采用了离心涡轮泵来代替J-2的轴流氢泵,降低失速门限,从而扩大了工作范围;喷管扩张比增加到40,从数据对比来看,推力和真空比冲均较J-2有增加。

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图10. J-2S性能较J-S有提升

洛克达因生产了六台样机,从1965年到1972年在6项飞行配置发动机中进行了273次测试,总运行经验为30,858秒(主级工作持续时间为21,400秒,低推力怠速模式运行时间为6,600秒)。发动机寿命达到12000秒,大修之间可启动30次。

1972年洛克达因提出了J-2S发动机认证需求,打算在SA-518任务中作为土星5号火箭的三级发动机。但由于严重的预算削减,1972年美国决定不再生产土星5号运载火箭,该发动机的认证也告一段落。

J-2S也曾被考虑用于其他用途,在替代航天飞机概念(ASSC)研究中,格鲁曼波音联合体就曾提出用土星火箭贮箱以及J-2S用作主发动机的一级半架构航天飞机,但也因为土星火箭生产线关闭方案终止,不过J-2S的基因在各种变种发动机上流传下去。

 

七、J2S发动机脱胎换骨变“瓶塞”——环形气动塞式喷管

喷管除抗争高温、减重外,最重要是和围压和解!普通的钟型喷管,只能选取一个特定高度进行折中设计,让喷管出口压力等于围压,也就是下图中间的完美形态形成最佳性能。

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图11.过膨胀、完全膨胀、欠膨胀三种状态

当火箭在低于设计高程的低空工作时, 喷管出口静压低于围压产生相当可观的负推力。别以为火箭发动机的推力牛逼哄哄的,喷管出口由于高速流动的燃气,压力其实是低的,比如SSME的喷管出口面积4.49平米,但喷管出口静压仅为6psi(0.41个大气压),在海平面1个大气压氛围内活生生变成大号吸尘器,海平面负推力达到188kN,这就是火箭发动机海平面比冲低的主要原因!另外喷管出口处燃气过膨胀,燃气从喷管壁面流动分离,而且反复出现脱壁和贴壁,对结构引起强烈的共振耦合产生应力,造成推力和效率下降。

而当火箭在高于设计高程的高空工作时, 喷管出口处燃气欠膨胀,燃气未得到完全膨胀霸气侧漏,侧向膨胀(也即径向,垂直于火箭的轴向)的能量未充分发挥在轴向造成动量损失。就像迈克尔∙杰克逊(Michael Jackson )在《Gonna Be Startin’ Somethin’》这首歌写的:“And too high to get over,And too low to get under,You’re stuck in the middle,And the pain is thunder”(到上面去太高,到下面去太低,你被钉在当中,痛苦是电光火石)。

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图12.猎鹰9火箭一级发射时内敛拘束的火焰到高空变的发散凌乱

有没有办法摆脱喷管固定扩张比的限制?上世纪50年代罗罗公司的A.A.Griffith申请的专利首次将塞式喷管应用于火箭推进,美国不少航空航天公司都对此开展了研究,1959年洛克达因已通过实验和理论来评估气动塞式喷管几何参数。为了减重并减小几何尺寸,塞式喷管一般会如下图把塞锥锯短,保留仅20%左右,这种塞式喷管叫做气动塞式喷管(为什么叫做气动?这个原因后面会讲)。

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13.塞式喷管一般会截短减重,短一号的叫做气动塞式喷管

在有了J-2发动机这个好苗子之后,空军、NASA和洛克达因一拍即合,把塞式喷管的研究推向高潮。空军授予先进低温火箭发动机气动塞式喷管概念研究合同( AF04(611)-11399),主要针对原型设计及应用研究,并和NASA的NAS8-19号合同共同开展工程样机制造和测试,攻克喷注器、推力室冷却等关键难题。

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图14.气动塞式喷管典型的工作过程

围压在低于完全膨胀高度扮演了“空气喷管”的角色!气动塞式发动机最特别的是小推力室成一定夹角“互怼”(有研究表明60度的夹角较为理想,实际工程实现还要考虑各种因素),海平面附近较高的围压会压缩内八字形喷嘴主射流外边界层,从之前“拆台”的角色变成帮手,超音速喷射流服服帖帖的在塞锥和边界层反复出现压缩和膨胀,射流的径向分量都作用在塞锥壁面,塞锥壁面压力增加从而产生推力!

要提醒的是在低于完全膨胀高度塞锥下方会留有开放空隙,叫做开尾迹(OPEN WAKE),底部压强大致等于围压,这就不会像传统钟型发动机形成负推力。因此在完全膨胀高度前,“空气喷管”张弛有度实现高度自动补偿,相比钟型喷管,塞式喷管在低空的喷管效率最多可提高20%~30%

到了设计的完全膨胀高度或者更高的高度,气动塞式喷管的工作模式可以用一句“气垫做靴踏云霄”来形容!这个时候围压很低,常规钟型喷管的射流已经膨胀的不行,然而气动塞式喷管的两股主射流膨胀并在塞锥底部交叉形成再压缩尾激波,塞锥底部的尾迹闭合形成一个空气锥,这也是气动塞式(aerospike)叫法的由来!空气锥内部压力不受外界环境的影响,大约是一个大气压的几分之一,高于前方接近真空的围压,从而产生一个作用于喷管底部的正推力,其量不可小觑;如果在闭尾迹工况下将二次流(区别于主射流)引入底部区时,底部压力会进一步增加,伴随高度的增加围压降低,这种推力增大,起到了高度自动补偿的作用,并弥补了塞锥截短的影响,把高空低围压造成的燃气膨胀变废为宝!

另外二次流概念安排了涡轮泵废气的好去处,这非常适合燃气发生器循环、抽气循环这类开式循环发动机!早在1959年开始,洛克达因就在分析二次流对喷管效率的影响,现在又有空军和NASA的资助,因此迅速把性能更为优异的J-2S的推力室抽气循环、改进的涡轮泵系统拿来搭台,在此基础上魔改探索!这也契合了合同期仅有17个月(后来增加到20个月)的时限要求。

气动塞式喷管分为环形和直排型,洛克达因也是有自己的算盘,拟将更先进的气动塞式喷管研究成果用于土星火箭,因此先选择了环形气动塞式喷管外加模块式推力室设计方向,满足上面级飞行任务的需要,这个型号的工程样机在坊间被命名为J-2T(T表示环形,torroidal)。

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图15.J-2S的绝活统统拿来成就气动塞式喷管探索

在解密的美国国防部项目总结文件里面,洛克达因首先借鉴了J-2S更简单,更轻便的抽气循环,在节流范围内有更好的启动特性和更高的性能。气动塞式喷管燃烧室有连续式和模块式两类结构, 后者是由多个结构相同的小发动机模块组合而成,相对比较容易分段制造,洛克达因采用了40小推力室在圆圈边缘围成一圈,小推力室内部打孔引流(见下图红色箭头),抽出燃气并行驱动氢泵和氧泵。选择并联涡轮机分流循环,摒弃了J-2/J-2S的迂回燃气管路,这样更简单、更轻便。用尽的废气排入塞锥底部用作二次流。整个发动机仅用两个阀门作为控制点,满足推力和混合比调整的要求,一个阀用于控制抽气循环的气体流量,另一个阀用于控制氧化剂涡轮气体流量,并不需要复杂的闭环控制,简单的开环控制就可以达到设定目标。

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图16.J-2T结构图,红色箭头标识抽气循环用气来源

其次J-2T工程样机最难的要属推力室束管再生冷却夹套的选型、制造。环形气动塞式喷管较传统钟型喷管相比直径要大许多,洛克达因在J-2推力室研究基础上进一步考虑在300次重复使用基础上,探索导热率、塑性应变、减重等方面更优的解决方案。对了几种候选管材料,包括镍200,镍270,无氧硼铜,铍铜合金10,347型不锈钢和Hastelloy-X合金进行了反复测试,镍200经受住了315个启动关闭周期,承受了827度的高温。最后喷管内壁由4240根镍管(材料为镍200)钎焊而成,管壁厚度仅为0.012英寸,其中2120根是从底部向上一直延伸到40个小推力室喉部下方4.0英寸处用于冷却;气动塞式喷管外罩主体由4400根0.010英寸镍管钎焊而成。燃料主泵泵出的液氢,通过集液器向束管注入液氢,自下而上冷却塞锥外壁,再对40个小推力室冷却后通过外罩冷却束管注入互击喷注器。

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图17. 图为25万磅推力的J-2T-250K工程样机,注意底部用于二次流的出口

根据合同要求“…在任何海拔高度都能高效重启…” J-2气氢启动箱构造是用不上了,洛克达因用了一个燃气启动器(hot-gas igniter,HGI),在燃料和氧化剂主阀前引流点燃形成热燃气驱动液氢、液氧泵的涡轮,实现轻便、无限次启动。在启动时序上,由于冷却夹套的束管直径很细,因此冷却夹套容积比钟型喷管还小,加之采用了两级离心氢泵,推力建立的时间短、时序操作简单;不过燃气启动器需要时间达到190psi的额定启旋压力,在海平面需要4.4秒、真空下为2.6秒,一定程度上拉长了推力建立时间,测算在海平面启动后T+5.6秒达到90%的推力。

在2.5K、20K磅力推力的缩比模型做了无数冷流和点火试验,对各种构型做了非常详尽的论证,为250K磅力的工程样机实验打下了基础,测试是在内华达测试场进行。

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图18.也就是题图,J-2T-250K工程样机在内华达测试场进行通道壁冷却效果测试

项目总结报告中列出了023、027、028三次测试的数据,包括喷管效率和底部压力特征等,但测试时间最长的仅为0.8秒,而且后两次测试受到了冷却剂泄漏到燃烧室引发的干扰,燃烧效率和比冲是偏低。洛克达因通过估计泄漏的影响进行校正,认为比冲可以达到预期。项目总结报告提到J-2T-250K工程样机的设计满足了所有要求,认为在1500 psi的燃烧室压力和6:1混合比下可以达到456.1秒真空比冲,并可在1969年末为开发高性能、灵活、长寿命的实战发射发动机提供基础。

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图19. 项目总结报告中列出了023、027、028三次测试的数据

用于实战发射的气动塞式发动机预研充分采用焊接技术减重并提高可靠性,各个部件布局更为紧凑,在整体直径100英寸不变情况下,高度从56.55英寸减少到48.3英寸,重量从3950磅减少到2939磅,喷管扩张比从74.1:1增加到75.8:1。

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图20.用于飞行的气动塞式发动机模型,顶上细管为抽气循环的引气管

气动塞式喷管性能优异,在喷管扩展比相同时长度远比钟型喷管短,重量可以减轻;塞锥内部可以用来安装涡轮泵、布局管路、设置涡轮气体排放口,结构紧凑。但由于较高的热通量和较大的待冷却面积,对冷却的要求较高,存在结构复杂、重量较重的问题且制造困难,可行但可靠性依旧待验证。

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图21. 60年代洛克达因公司LOGO,热血喷张、积极向上

不可否认的是,60年代的洛克达因公司,就像当时的红色LOGO,敦厚皮实、热血喷张、积极向上,杀出了一条前所未有的低温液体火箭发动机的新路!这条路在现在看来依旧是前无古人后无来者……

 

(未完待续)

 

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