RU2260704C1 - Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine - Google Patents
Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2260704C1 RU2260704C1 RU2004104110/06A RU2004104110A RU2260704C1 RU 2260704 C1 RU2260704 C1 RU 2260704C1 RU 2004104110/06 A RU2004104110/06 A RU 2004104110/06A RU 2004104110 A RU2004104110 A RU 2004104110A RU 2260704 C1 RU2260704 C1 RU 2260704C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- air
- engine
- nozzle
- annular channel
- Prior art date
Links
Landscapes
- Spray-Type Burners (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для использования при полетах летательных аппаратов в воздушном пространстве.The invention relates to jet propulsion systems and is intended for use when flying aircraft in airspace.
Известен способ реактивного движения, осуществляемый с применением прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором предварительное сжатие воздуха перед подачей его в камеру сгорания осуществляют скоростным напором с использованием диффузора, который устанавливают у входного отверстия двигателя, сжатый воздух прямым потоком направляют в камеру сгорания, где в сжатом воздухе сжигают горючее, а продукты сгорания направляют в сопло, при этом прямоточное движение поступившего в двигатель воздуха и образуемого в пределах двигателя газа остается неизменным (см. "Политехнический словарь" под ред. А.Ю.Ишлинского, изд. "Советская энциклопедия", М. - 1980, стр.420-421). [1]A known method of jet propulsion, carried out using a ramjet engine, in which the air is pre-compressed before it is supplied to the combustion chamber is carried out by a high-pressure head using a diffuser, which is installed at the engine inlet, the compressed air is directed by direct flow into the combustion chamber, where fuel is burned with compressed air, and the combustion products are sent to the nozzle, while the direct-flow movement of the air entering the engine and generated within the engine A gas remains unchanged (see "Technical Dictionary" edited Ishlinskii ed "Soviet encyclopedia", M. -... 1980 str.420-421). [1]
Недостатком этого способа реактивного движения является то, что только при скорости полета, равной 2-3,5 скорости звука, удельный расход топлива достигает минимума и прямоточный воздушно-реактивный двигатель становится экономичнее, чем турбореактивный двигатель (ТРД), являющийся разновидностью воздушно-реактивного двигателя (ВРД).The disadvantage of this method of jet propulsion is that only at a flight speed of 2-3.5 the speed of sound, the specific fuel consumption reaches a minimum and the ramjet engine becomes more economical than a turbojet engine (turbojet engine), which is a type of air jet engine (WFD).
Наиболее близким по совокупности признаков с заявленным изобретением является способ реактивного движения, при котором сжатие воздуха в реактивном двигателе производят скоростным напором при полете летательного аппарата. Из поступающего во входное отверстие двигателя воздуха со скоростью, соответствующей скорости полета летательного аппарата, создают встречные потоки воздуха. Сжигание горючего производят в сжатом воздухе и направляют продукты сгорания в сопло для создания реактивной тяги (см. патент РФ 2127819, кл. F 02 К 7/10, 20.03.99). [2]The closest in combination of features with the claimed invention is a method of jet propulsion, in which air is compressed in a jet engine by a high-pressure head during flight of an aircraft. Oncoming air flows from the air entering the engine inlet at a speed corresponding to the flight speed of the aircraft. Combustion of the fuel is carried out in compressed air and the combustion products are sent to the nozzle to create jet thrust (see RF patent 2127819, class F 02 K 7/10, 03.20.99). [2]
Недостатком этого способа реактивного движения является неполное использование при его осуществлении кинетической энергии поступающего в двигатель воздуха для его сжатия в камере сгорания с целью повышения экономичности и создаваемой двигателем реактивной тяги.The disadvantage of this method of jet propulsion is the incomplete use in its implementation of the kinetic energy of the air entering the engine to compress it in the combustion chamber in order to increase the economy and the jet thrust generated by the engine.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий корпус, диффузор, камеру сгорания и реактивное сопло, в котором сжатие воздуха осуществляют скоростным напором (см. [1], стр.420-421).Known ramjet engine (ramjet), comprising a housing, a diffuser, a combustion chamber and a jet nozzle in which air is compressed by high-speed pressure (see [1], p. 420-421).
Недостатком этого ПВРД является то, что его экономичное использование обеспечивается только при скорости полета, равной 2-3,5 скорости звука.The disadvantage of this ramjet is that its economical use is ensured only at a flight speed of 2-3.5 sound speeds.
Наиболее близким по совокупности признаков к заявленному изобретению является концевой воздушно-реактивный двигатель, используемый преимущественно для приведения во вращение несущего винта вертолета. Двигатель содержит корпус с входным отверстием, установленный в передней части корпуса внутренний объемный элемент в виде вкладыша, выполненного в виде обтекаемого в передней части тела, вершина которого направлена к входному отверстию, кольцевой канал для прохода воздуха между внутренней поверхностью корпуса и вкладышем, камеру сгорания, обращенную в пределы камеры сгорания форсунку с возможностью распыления горючего непосредственно в пределы объема камеры сгорания и сопло [2].The closest set of features to the claimed invention is the terminal jet engine, used primarily for driving the rotor of the helicopter. The engine comprises a housing with an inlet installed in front of the housing an internal volumetric element in the form of a liner, made in the form of a streamlined in front of the body, the apex of which is directed to the inlet, an annular channel for air passage between the inner surface of the housing and the liner, a combustion chamber, the nozzle facing the limits of the combustion chamber with the possibility of atomizing fuel directly within the limits of the volume of the combustion chamber and the nozzle [2].
Указанный двигатель не обеспечивает возможность использования кинетической энергии воздушного потока для дополнительного сжатия воздуха непосредственно в камере сгорания и содержит три размещенные последовательно одна в другой круговые поверхности (корпус, кожух, камера сгорания), что увеличивает габаритные размеры двигателя.The specified engine does not provide the possibility of using the kinetic energy of the air flow for additional air compression directly in the combustion chamber and contains three circular surfaces placed sequentially in one another (housing, casing, combustion chamber), which increases the overall dimensions of the engine.
Предлагаемое изобретение по способу реактивного движения и устройству по его осуществлению в виде бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя позволяет получить технический результат, заключающийся в существенном уменьшении скорости полета летательного аппарата с обеспечением при этом эффективной работы указанного двигателя с высокой экономичностью, сравнимой с известными ТРД и ВРД. Это достигается достаточной степенью сжатия воздуха в камере сгорания при умеренных скоростях полета. Вместе с тем, обеспечивается возможность уменьшения габаритных размеров двигателя с соответствующим повышением его габаритной мощности.The invention according to the method of jet propulsion and a device for its implementation in the form of an uncompressed jet engine allows to obtain a technical result consisting in a significant reduction in the flight speed of the aircraft while ensuring the efficient operation of the specified engine with high efficiency, comparable with the known turbojet engines and engine. This is achieved by a sufficient degree of air compression in the combustion chamber at moderate flight speeds. At the same time, it is possible to reduce the overall dimensions of the engine with a corresponding increase in its overall power.
Указанный технический результат по способу реактивного движения достигается тем, что сжатие воздуха в реактивном двигателе производят скоростным напором при полете летательного аппарата. Из поступающего во входное отверстие двигателя воздуха со скоростью, соответствующей скорости полета летательного аппарата, создают встречные потоки воздуха. Сжигание горючего производят в сжатом воздухе и направляют продукты сгорания в сопло для создания реактивной тяги. Согласно изобретению встречные потоки сталкивают непосредственно в камере сгорания с взаимным погашением кинетической энергии и встречной скорости их движения, где при этом осуществляют основное сжатие воздуха, в котором производят сжигание горючего.The specified technical result according to the method of jet propulsion is achieved in that the air is compressed in the jet engine by a high-pressure head during flight of the aircraft. Oncoming air flows from the air entering the engine inlet at a speed corresponding to the flight speed of the aircraft. Combustion of the fuel is carried out in compressed air and the combustion products are directed into the nozzle to create reactive thrust. According to the invention, the oncoming streams collide directly in the combustion chamber with mutual cancellation of kinetic energy and the oncoming speed of their movement, whereby the main air is compressed in which the fuel is burned.
Бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, обеспечивающий осуществление указанного выше способа реактивного движения, содержит корпус с входным отверстием, установленный в передней части корпуса внутренний объемный элемент в виде вкладыша, выполненного в виде обтекаемого в передней части тела, вершина которого направлена к входному отверстию, кольцевой канал для прохода воздуха между внутренней поверхностью корпуса и вкладышем, камеру сгорания и обращенную в пределы камеры сгорания форсунку с возможностью распыления горючего непосредственно в пределы объема камеры сгорания. Согласно изобретению поверхность дна вкладыша обращена в сторону сопла, при этом площадь дна вкладыша сопоставима по величине с площадью выходного отверстия из камеры сгорания в сторону сопла. Задняя часть корпуса двигателя выполнена в виде симметричной линии оси двигателя полусферической поверхности, внутренняя полость которой образует камеру сгорания между дном вкладыша и выходным отверстием из камеры сгорания. Камера сгорания по внешней окружности сообщается с кольцевым каналом. Кривизна внутренней полусферической поверхности задней части корпуса выполнена с возможностью равномерного отклонения потока воздуха из кольцевого канала в радиальных концентрических направлениях в сторону центральной части камеры сгорания, обеспечивая при этом взаимное торможение поступающих из кольцевого канала концентрических встречных потоков воздуха и его сжатие за счет погашения кинетической энергии при столкновении в камере сгорания.The uncompressed jet engine, which implements the aforementioned method of jet propulsion, comprises a housing with an inlet, an internal volumetric element in the form of a liner made in the form of a streamlined stream in the front of the body, the apex of which is directed toward the inlet, an annular channel for air passage between the inner surface of the housing and the liner, the combustion chamber and the nozzle facing the limits of the combustion chamber with the possibility of spraying fuel directly within the volume of the combustion chamber. According to the invention, the surface of the bottom of the liner is turned towards the nozzle, while the bottom area of the liner is comparable in magnitude with the area of the outlet from the combustion chamber toward the nozzle. The rear part of the engine housing is made in the form of a symmetrical line of the axis of the engine of a hemispherical surface, the inner cavity of which forms a combustion chamber between the bottom of the liner and the outlet of the combustion chamber. The combustion chamber on the outer circumference communicates with the annular channel. The curvature of the inner hemispherical surface of the rear of the housing is made with the possibility of uniformly deflecting the air flow from the annular channel in radial concentric directions towards the central part of the combustion chamber, while ensuring mutual braking of the concentric oncoming air flows coming from the annular channel and its compression due to the cancellation of kinetic energy at collision in the combustion chamber.
Между кольцевым каналом и камерой сгорания установлены направляющие поверхности в виде концентрических одного или нескольких профилированных ободов, симметрично охватывающих камеру сгорания и обеспечивающих возможность более точного радиального направления потока воздуха из кольцевого канала в центральную часть камеры сгорания.Between the annular channel and the combustion chamber, guide surfaces are installed in the form of concentric one or more profiled rims, symmetrically covering the combustion chamber and providing more accurate radial direction of air flow from the annular channel to the central part of the combustion chamber.
На приведенном чертеже в разрезе по осевой фронтальной плоскости показано в общем виде осуществление способа реактивного движения на примере соответствующего устройства в виде бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя. Стрелками на чертеже показано направление движения воздуха и продуктов сгорания.In the drawing, in a section along the axial frontal plane, a general view is given of the implementation of the jet propulsion method using the example of a corresponding device in the form of an unpressor jet engine. The arrows in the drawing show the direction of movement of air and combustion products.
Предложенный способ реактивного движения характеризуется применением устройства для его осуществления в виде приведенного ниже бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя, на примере работы которого будет дано описание этого способа.The proposed method of jet propulsion is characterized by the use of a device for its implementation in the form of an unpressorless jet engine below, an example of which will describe this method.
Бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель содержит корпус 1 с входным отверстием 2, установленный в передней части корпуса внутренний объемный элемент в виде вкладыша 3, выполненного в виде обтекаемого в передней части тела, вершина которого направлена к входному отверстию, кольцевой канал 4 для прохода воздуха между внутренней поверхностью корпуса и вкладышем, камеру сгорания 5 и обращенную в пределы камеры сгорания форсунку 6 с возможностью распыления горючего непосредственно в пределы объема камеры сгорания, и сопло 7. Поверхность дна 8 вкладыша 3 обращена в сторону сопла 7, при этом площадь дна вкладыша сопоставима по величине площади с площадью выходного отверстия 9 из камеры сгорания в сторону сопла. Задняя часть корпуса 1 двигателя выполнена в виде симметричной линии оси О-О двигателя полусферической поверхности 10, внутренняя полость которой образует камеру сгорания между дном 8 вкладыша 3 и выходным отверстием 9 из камеры сгорания 5. Камера сгорания по внешней окружности сообщается с кольцевым каналом 4, кривизна внутренней полусферической поверхности 10 задней части корпуса 1 выполнена с возможностью равномерного отклонения потока воздуха из кольцевого канала 4 в радиальных концентрических направлениях в сторону центральной части камеры сгорания 5, обеспечивая при этом взаимное торможение поступающих из кольцевого канала концентрических встречных потоков воздуха и его сжатие за счет погашения кинетической энергии при столкновении в камере сгорания.The uncompressed jet engine contains a housing 1 with an inlet 2, an internal volumetric element in the form of a liner 3 made in the form of a streamlined in the front of the body, the apex of which is directed to the inlet, the annular channel 4 for air passage between the internal the surface of the housing and the liner, the combustion chamber 5 and the nozzle 6 facing the limits of the combustion chamber with the possibility of spraying fuel directly within the volume of the combustion chamber, and the nozzle 7. Surface the bottom 8 of the insert 3 faces towards the nozzle 7, the bottom area of the liner is comparable in magnitude with the square area of the outlet 9 of the combustion chamber toward the nozzle. The rear part of the engine casing 1 is made in the form of a symmetrical line of the axis O-O of the engine of the hemispherical surface 10, the inner cavity of which forms a combustion chamber between the bottom 8 of the liner 3 and the outlet 9 from the combustion chamber 5. The combustion chamber is connected with the annular channel 4 along the outer circumference, the curvature of the inner hemispherical surface 10 of the rear of the housing 1 is made with the possibility of uniform deviation of the air flow from the annular channel 4 in radial concentric directions towards the Central part 5 amers combustion, while providing mutual inhibition coming from the annular channel concentric colliding air flows and its compression due to the maturity of the kinetic energy in the collision in the combustion chamber.
Между кольцевым каналом 4 и камерой сгорания 5 установлены направляющие поверхности 11 в виде концентрических одного или нескольких профилированных ободов, симметрично охватывающих камеру сгорания и обеспечивающих возможность более точного радиального направления потока воздуха из кольцевого канала в центральную часть камеры сгорания.Between the annular channel 4 and the combustion chamber 5, guide surfaces 11 are installed in the form of concentric one or more profiled rims, symmetrically covering the combustion chamber and providing more accurate radial direction of air flow from the annular channel to the central part of the combustion chamber.
Приведенное устройство в виде бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя осуществляет предложенный способ реактивного движения следующим образом.The device in the form of a compressorless jet engine implements the proposed method of jet propulsion as follows.
При полете летательного аппарата встречный воздух попадает во входное отверстие 2 двигателя и далее в кольцевой канал 4. При этом скорость воздуха относительно входного отверстия будет равна скорости полета летательного аппарата относительно окружающего воздуха. При движении в кольцевом канале 4 воздух равномерно охватывает со всех сторон боковые поверхности вкладыша 3, сжимается за счет частичной потери скорости движения и попадает на внутренние полусферические поверхности 10 задней части корпуса 1 двигателя и профилированные ободы 11 направляющих поверхностей, которые совместно изменяют направление движения одинакового со всех сторон потока воздуха из кольцевого канала 4 в радиальных направлениях в сторону центральной части камеры сгорания 5, где осуществляется взаимное полное торможение поступающих концентрично встречных потоков воздуха и его максимальное сжатие за счет взаимного погашения кинетической энергии потоков воздуха с противоположными направлениями движения. В пределы камеры сгорания из форсунки 6 производят распыление горючего и обеспечивают его сгорание в сжатом воздухе с созданием максимального давления продуктов сгорания на окружающие поверхности камеры сгорания. Давление продуктов сгорания на дно 8 вкладыша 3 и их истечение с ускорением через сопло 7 создает реактивную тягу и осуществляет реактивное движение.When the aircraft is flying, the oncoming air enters the engine inlet 2 and then into the annular channel 4. In this case, the air velocity relative to the air inlet will be equal to the aircraft’s flight speed relative to the surrounding air. When moving in an annular channel 4, the air uniformly covers on all sides the side surfaces of the liner 3, is compressed due to a partial loss of speed and falls on the inner hemispherical surfaces 10 of the rear of the engine housing 1 and shaped rims 11 of the guide surfaces, which together change the direction of movement of the same of all sides of the air flow from the annular channel 4 in radial directions towards the central part of the combustion chamber 5, where mutual complete braking occurs upayuschih concentrically colliding air flows and its maximum compression due to the mutual maturity kinetic energy of air flows with opposite directions of movement. Within the combustion chamber, fuel is atomized from the nozzle 6 and is combusted in compressed air to create maximum pressure of the combustion products on the surrounding surfaces of the combustion chamber. The pressure of the combustion products at the bottom 8 of the liner 3 and their expiration with acceleration through the nozzle 7 creates a jet thrust and carries out a jet movement.
В камеру сгорания 5 потоки воздуха равномерно поступают во встречных направлениях и сжатие воздуха в камере сгорания при указанных условиях происходит при скоростном напоре, примерно в два раза превышающем аналогичный показатель, достижимый при реальной скорости полета летательного аппарата, снабженного известными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Исходя из этого следует, что предложенный бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель будет работать с высокой эффективностью при скоростях полета, существенно меньших по сравнению с известными прямоточными воздушно-реактивными двигателями, и с меньшим удельным расходом горючего.In the combustion chamber 5, air flows evenly in opposite directions and air compression in the combustion chamber under these conditions occurs at a high-speed head that is approximately two times higher than that achieved at a real flight speed of an aircraft equipped with known ramjet engines. Proceeding from this, it follows that the proposed uncompressed jet engine will operate with high efficiency at flight speeds significantly lower compared to the known ramjet engines and with a lower specific fuel consumption.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004104110/06A RU2260704C1 (en) | 2004-02-13 | 2004-02-13 | Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004104110/06A RU2260704C1 (en) | 2004-02-13 | 2004-02-13 | Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004104110A RU2004104110A (en) | 2005-07-27 |
| RU2260704C1 true RU2260704C1 (en) | 2005-09-20 |
Family
ID=35843186
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004104110/06A RU2260704C1 (en) | 2004-02-13 | 2004-02-13 | Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2260704C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2796735A (en) * | 1956-08-20 | 1957-06-25 | Jr Albert G Bodine | Acoustic jet engine with flow deflection fluid pumping characteristics |
| US3010678A (en) * | 1959-07-31 | 1961-11-28 | Phillips Petroleum Co | Ramjet motor powered helicopter |
| US3055178A (en) * | 1960-02-01 | 1962-09-25 | Donald G Phillips | Ramjet ignition system |
| RU2066426C1 (en) * | 1993-12-14 | 1996-09-10 | Саратовская научно-производственная фирма "Растр" | Detonation chamber |
| RU2066779C1 (en) * | 1993-06-10 | 1996-09-20 | Саратовская научно-производственная фирма "Растр" | Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body |
| RU2127819C1 (en) * | 1997-06-23 | 1999-03-20 | Весенгириев Михаил Иванович | Tip-mounted air-jet engine |
-
2004
- 2004-02-13 RU RU2004104110/06A patent/RU2260704C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2796735A (en) * | 1956-08-20 | 1957-06-25 | Jr Albert G Bodine | Acoustic jet engine with flow deflection fluid pumping characteristics |
| US3010678A (en) * | 1959-07-31 | 1961-11-28 | Phillips Petroleum Co | Ramjet motor powered helicopter |
| US3055178A (en) * | 1960-02-01 | 1962-09-25 | Donald G Phillips | Ramjet ignition system |
| RU2066779C1 (en) * | 1993-06-10 | 1996-09-20 | Саратовская научно-производственная фирма "Растр" | Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body |
| RU2066426C1 (en) * | 1993-12-14 | 1996-09-10 | Саратовская научно-производственная фирма "Растр" | Detonation chamber |
| RU2127819C1 (en) * | 1997-06-23 | 1999-03-20 | Весенгириев Михаил Иванович | Tip-mounted air-jet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004104110A (en) | 2005-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6786038B2 (en) | Duplex mixer exhaust nozzle | |
| US3830431A (en) | Abating exhaust noises in jet engines | |
| CA1087405A (en) | Combined guide vane and mixer for a gas turbine engine | |
| US2575682A (en) | Reaction propulsion aircraft power plant having independently rotating compressor and turbine blading stages | |
| US3027710A (en) | Methods and apparatus for suppressing jet noise | |
| US6786036B2 (en) | Bimodal fan, heat exchanger and bypass air supercharging for piston or rotary driven turbine | |
| CN101523041B (en) | Jet engine nacelle for an aircraft and aircraft comprising such a nacelle | |
| US2477683A (en) | Compressed air and combustion gas flow in turbine power plant | |
| CN107013268B (en) | Compression fairing for jet engine exhaust | |
| JP2002180903A (en) | Rectangular vane-shaped part exhaust nozzle | |
| GB439805A (en) | Improvements in jet propulsion apparatus for aircraft, projectiles and turbine apparatus | |
| CN109028147A (en) | Toroidal throat rotates detonating combustion device and corresponding propulsion system | |
| US7412832B2 (en) | Method and apparatus for operating gas turbine engines | |
| US9422887B2 (en) | Device for reducing the noise emitted by the jet of an aircraft propulsion engine | |
| US20160090174A1 (en) | Reaction drive blade tip with turning vanes | |
| RU2260704C1 (en) | Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine | |
| US10377475B2 (en) | Nozzles for a reaction drive blade tip with turning vanes | |
| CN114738796A (en) | Air atomizing nozzle with rotary oil pipe | |
| RU2465481C2 (en) | Vortex propeller | |
| RU2134215C1 (en) | Flying vehicle | |
| US20230151765A1 (en) | Tangential turbofan propulsion system | |
| RU2259493C1 (en) | Method of and turbojet engine for creating reactive thrust | |
| GB1211192A (en) | Improvements in low drag exhaust nozzle and nacelle arrangement for turbofan engines | |
| GB2447291A (en) | A turbojet engine having a bypass flow through the engine core | |
| RU2280778C2 (en) | Method of and device for creating reactive thrust in form of combination air jet engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090214 |