DE1194264B - Safety device on a transformation aircraft - Google Patents

Description

Sicherheitseinrichtung an einem Verwandlungsflugzeug Die Erfindung bezieht sich auf eine Sicherheitseinrichtung an einem unter steilem Winkel startenden und als Drehflügler landenden Flugzeug, das einen am Flugzeugrumpf angebrachten entriegelbaren Tragflügel aufweist, der in seinem Innern ausfahrbare Rotorblätter enthält und im entriegelten Zustand bei ausgefahrenen Rotorblättern als vorzugsweise rückstoßgetriebener Rotor dient.Safety device on a convertible aircraft The invention refers to a safety device at a starting at a steep angle and as a rotary wing landing airplane that has one attached to the fuselage Has unlockable hydrofoil, the rotor blades extendable in its interior contains and in the unlocked state with extended rotor blades as preferred recoil driven rotor is used.

Es ist bekannt, die Rotoren an Drehflügelflugzeugen so auszubilden, daß sie wahlweise in der Längs- oder Querrichtung des Flugzeuges verriegelt und durch Einfahren der Rotoraußenblätter in ihrer Länge verändert werden können. Die Rotoren derartiger Drehflügelflugzeuge werden vorzugsweise durch mitumlaufende Strahltriebwerke angetrieben und durch Schubumkehr dieser Triebwerke zum Verriegeln stillgesetzt.It is known to design the rotors on rotary wing aircraft so that it locks either in the longitudinal or transverse direction of the aircraft and can be changed in length by retracting the rotor outer blades. the Rotors of such rotary wing aircraft are preferably driven by rotating jet engines driven and shut down by reversing the thrust of these engines for locking.

Des weiteren ist es bekannt, Flugzeuge so auszubilden, daß die Montage oder Demontage wichtiger Bauteile, z. B. der Triebwerke, schnell und einfach erfolgen kann, Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verwandlungsflugzeug mit einer Sicherheitseinrichtung zu versehen, die es ermöglicht, die Besatzung und gegebenenfalls vorhandene Nutzlast bei insbesondere während der Start- und Steigphase auftretenden Betriebsstörungen an den für den marschtriebwerksgetriebenen Vorwärtsflug zusätzlich erforderlichen Einrichtungen unversehrt zu landen.It is also known to train aircraft so that the assembly or dismantling of important components, e.g. B. the engines, can be done quickly and easily The object of the invention is to provide a transformation aircraft with a safety device to be provided that allows the crew and any payload available in the event of malfunctions occurring in particular during the start and climb phase the additional required for the march engine-powered forward flight Land facilities intact.

Die Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der Flugzeugrumpf aus drei in an sich bekannter Weise im Fluge gleichzeitig voneinander trennbaren Teilen besteht, an dessen mittlerem die Besatzung und gegebenenfalls vorhandene Nutzlast enthaltenden Teil der entriegelbare Tragflügel befestigt ist, während in den äußeren Teilen neben zumindest einzelnen für den marschtriebwerksgetriebenen Vorwärtsflug zusätzlich erforderlichen Einrichtungen der für den genannten Flugbetrieb vorgesehene Treibstoff untergebracht ist, wobei der mittlere Teil des Flugzeugrumpfes zusammen mit dem entriegelbaren Trab flügel nach Ablösen der äußeren Teile gleit- und kraftflugfähig bleibt.The object is achieved according to the invention in that the aircraft fuselage of three that can be separated from one another simultaneously in flight in a manner known per se Parts consists, at the middle of which the crew and any existing ones Payload containing part of the unlockable wing is attached while in the outer parts in addition to at least some for the march engine-driven Forward flight additionally required facilities of the flight operations mentioned provided fuel is housed, wherein the middle part of the aircraft fuselage together with the unlockable trotting wing after detaching the outer parts and remains capable of flying.

Gestartet wird das Verwandlungsflugzeug unter steilem Winkel mit verriegeltem Tragflügel. Hierbei erfolgt der Auftrieb im wesentlichen direkt durch den Strahl des Marschtriebwerks. An der Auftriebserzeugung mitbeteiligt sind je nach Anstiegswinkel der verriegelte Tragflügel sowie der Flugzeugrumpf mit seitlich an diesem angebrachten Zusatztragflügeln. Während des Horizontalfluges und beim Wiedereintauchen des Flugzeuges in dichtere Luftschichten sind es die genannten aerodynamisch wirkenden Teile, die das Flugzeug tragen. Nach Verminderung der Fluggeschwindigkeit auf Werte, bei denen der verriegelte Tragflügel und der Flugzeugrumpf mit den Zusatztragflügeln das Flugzeug nicht mehr zu tragen vermögen, wird der Tragflügel entriegelt und in Rotation versetzt, wobei gleichzeitig die Rotor-Blätter ausfahren. Auf diese Weise erfolgt die Landung des Flugzeuges als Drehflügler: Da im Flugzeugbau immer ein möglichst niedriges Rüstgewicht von Flugzeugen angestrebt wird, dieses Ziel hauptsächlich durch Vermeidung unnötiger Überdimensionierungen erreicht wird, ist auch hier der Rotor, der normalerweise nur zur Landung dient, so ausgelegt, daß er einen Auftrieb nur von der Größe erzeugen kann, der dem maximalen Landegewicht des Flugzeuges entspricht. Das gleiche gilt auch für das Fahrwerk, das nur für die Erfordernisse der Senkrechtlandung ausgelegt ist.The transformation aircraft is started at a steep angle with a locked Hydrofoil. In this case, the buoyancy occurs essentially directly through the jet of the cruise engine. Are involved in the generation of lift, depending on the angle of rise the locked wing and the fuselage attached to the side of this Additional wings. During level flight and when the aircraft re-submerges in denser layers of air it is the aerodynamically acting parts mentioned that carry the plane. After reducing the airspeed to values at which the locked wing and the fuselage with the additional wings the aircraft are no longer able to carry, the wing is unlocked and set in rotation, at the same time the rotor blades extend. This is how the landing takes place of the airplane as a rotorcraft: Since in airplane construction it is always as low as possible Set-up weight of aircraft is sought, this goal mainly by avoidance unnecessary oversizing is achieved here, too, is the rotor that normally serves only for landing, designed in such a way that it generates lift only of the size that corresponds to the maximum landing weight of the aircraft. The same goes for also for the landing gear, which is only designed for the requirements of vertical landing is.

In der Regel kann deshalb ein Flugzeug so lange nicht landen, wie das tatsächliche Fluggewicht das maximale Landegewicht übersteigt. Im Fall einer vorzeitig erforderlichen Landung wird deshalb normalerweise die Gewichtsdifferenz in Form von Treibstoff abgelassen. Treten jedoch Betriebsstörungen am Marschtriebwerk oder an dessen Treibstoffanlage in geringer Flughöhe, insbesondere während der Start-oder der daran anschließenden Steigphase auf, so erfolgt die Gewichtsabnahme auf herkömmliche Art in Form des Treibstoffablassens zu langsam, um eine sichere Landung zu ermöglichen.As a rule, therefore, an aircraft cannot land for as long as the actual flight weight exceeds the maximum landing weight. In the case of one Landing required prematurely is therefore usually the difference in weight drained in the form of fuel. However, malfunctions occur on the cruise engine or at its fuel system at low altitude, especially during takeoff or the subsequent climbing phase, the weight loss takes place in a conventional manner Kind of deflating too slowly to allow a safe landing.

Dagegen wird nach den kennzeichnenden Merkmalen der Erfindung im Fall einer Betriebsstörung an den genannten Einrichtungen unter den genannten Umständen das Bug- und das Heckteil des Rumpfes, die den Treibstoff für das Marschtriebwerk enthalten, abgelöst, während zur gleichen Zeit der Tragflügel entriegelt und in Rotation versetzt wird, wodurch die Rotorblätter ausfahren. Hier erfolgt somit die Gewichtsabnahme spontan. Gleichzeitig erzeugt der angetriebene Rotor, für dessen Antrieb im Mittelteil des Rumpfes Treibstoff vorrätig ist, einen beträchtlichen Auftrieb, der das Mittelteil aus dem gefährdenden Bereich der Bodennähe anhebt. Daraufhin kann das Mittelteil, das auch horizontalflugfähig ist, an einem für die Landung geeigneten Ort unbeschädigt zu Boden gebracht werden.On the other hand, according to the characterizing features of the invention in the case a malfunction at the named facilities under the named circumstances the bow and stern sections of the fuselage, which provide the fuel for the cruise engine included, detached, while at the same time the wing is unlocked and in Rotation is offset, whereby the Extend the rotor blades. here weight loss thus occurs spontaneously. At the same time the driven one generates One rotor, for the drive of which fuel is available in the middle part of the fuselage considerable buoyancy, which removes the middle part from the hazardous area close to the ground raises. Then the middle part, which can also fly horizontally, can be attached to a place suitable for landing must be brought to the ground undamaged.

In vorteilhafter Weise ermöglicht zudem die Trennbarkeit des Rumpfes in drei Einzelteile ein leichtes Auswechseln des Marschtriebwerkes und dessen Treibstoffanlage vor dem Start.The fuselage can also be separated in an advantageous manner easy replacement of the cruise engine and its fuel system in three individual parts before the start.

Beispielsweise kann auf diese Weise die Treibstoffzuladung dem vorgesehenen Flugprogramm schnellstens angepaßt werden.In this way, for example, the fuel charge can be as intended Flight program can be adjusted as soon as possible.

Falls das Marschtriebwerk mit Treibstoffen betrieben wird, für deren Lagerung bestimmte äußere Bedingungen, z. B. bezüglich der Lagertemperatur, erfüllt sein müssen, bietet die Trennbarkeit des Rumpfes einen weiteren Vorteil. Dieser ist darin zu sehen, daß das Bug- und Heckteil des Rumpfes mit gefüllten Treibstoffbehältern in Lagerräumen aufbewahrt werden können, in denen die Lagerbedingungen für den Treibstoff herrschen. Das Bug-und Heckteil wird dann unmittelbar vor dem Start des Flugzeuges am Mittelteil befestigt. Auf diese Weise ist ein derartiges Flugzeug in kurzer Zeit einsatzbereit.If the cruise engine is operated with fuel, for their Storage certain external conditions, e.g. B. with regard to the storage temperature must be, the separability of the fuselage offers a further advantage. This can be seen in the fact that the bow and stern part of the hull with filled fuel tanks can be kept in storage rooms in which the storage conditions for the fuel to rule. The bow and stern sections are then placed immediately before the aircraft takes off attached to the middle part. In this way, such an aircraft is in a short time ready to use.

Weitere Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus den Zeichnungen. Es zeigen F i g. 1 a, 1 b, 1 c ein Verwandlungsflugzeug gemäß der Erfindung in drei Ansichten, F i g. 2 a, 2 b, 2 c die Ausbildung des entriegelbaren Tragflügels in drei Ansichten, wobei F i g. 2 b eine Ansicht gemäß Linie II b-II b F i g. 2 a ist, F i g. 3 einen Dreiblattrotor mit dreieckförmigem Innenflügel.Further details of the invention emerge from the drawings. It shows F i g. 1 a, 1 b, 1 c a conversion aircraft according to the invention in three views, F i g. 2 a, 2 b, 2 c the design of the unlockable wing in three views, where F i g. 2 b a view along line II b-II b F i g. 2 a is, F i g. 3 a three-blade rotor with a triangular inner wing.

Der Rumpf des Verwandlungsflugzeuges besteht aus drei voneinander trennbaren Teilen: dem Vorderteil 1, dem Mittelteil 2 und dem Heckteil 4. Das Vorderteil 1 dient zur Aufnahme von z. B. flüssigem Sauerstoff oder einem Sauerstoffträger. Am Mittelteil 2 ist der entriegelbare Tragflügel 3 befestigt. Es dient zur Aufnahme der Besatzung und gegebenenfalls vorhandenen Nutzlast. Das Heckteil 4 nimmt weitere Treibstoffbehälter auf und ist mit dem Teil 5 verschraubt. Dieses Teil s enthält das Marschtriebwerk, z. B. ein Raketentriebwerk für den Flug mit verriegeltem Tragflügel, und trägt außen ein Ringleitwerk 6. Außen am Rumpf sind Zusatztragflügel 7 von geringer Spannweite und großer Wurzeltiefe angebracht, welche dem Flugzeug eine im Grundriß rhombische Form geben. An der breitesten Stelle dieser Zusatztragflügel sind Querruder 7a in Dreiecksform angeordnet. Zur Höhen- und Seitensteuerung ist das am Heckteil befindliche Ringleitwerk 6 vorhanden, mit dessen Hilfe die Steuerung des Flugzeuges in bekannter Weise erfolgt.The fuselage of the conversion aircraft consists of three separable parts: the front part 1, the middle part 2 and the rear part 4. The front part 1 is used to hold z. B. liquid oxygen or an oxygen carrier. The unlockable wing 3 is attached to the middle part 2. It is used to accommodate the crew and any payload that may be present. The rear part 4 accommodates further fuel containers and is screwed to the part 5. This part s contains the cruise engine, e.g. B. a rocket engine for flight with a locked wing, and carries a ring tail 6 on the outside of the fuselage additional wings 7 of small span and large root depth are attached, which give the aircraft a rhombic shape in plan. Ailerons 7a are arranged in a triangular shape at the widest point of this additional wing. The ring tail unit 6 located on the tail section is provided for elevation and rudder control, with the aid of which the aircraft is controlled in a known manner.

Der Tragflügel 3 ist in F i g. 2 a, 2 b vergrößert herausgezeichnet. Er besteht aus dem entriegelbaren, im entriegelten Zustand drehbaren, in sich starren Innenflügel 8 mit den die Rotation anfachenden und gegebenenfalls unterhaltenden Raketentriebwerken 13 und den im Innenflügel 8 gelagerten aus diesem herausfahrbaren Rotorblättern 9 a, 9 b. Der Innenflügel 8 hat ein zur Vertikalen symmetrisches Profil, da eine Hälfte desselben im verriegelten Zustand entgegengesetzt zum entriegelten, als Drehflügler wirkenden Zustand angeströmt wird. Die Rotorblätter 9 a, 9 b haben unsymmetrisches Profil, das mit der Flügelnase in Umlaufrichtung zeigt, und sind mit ihren Führungswulsten 10 in den Führungsschienen 12a, 12b gleitend gelagert. 12b ist .die in Umlaufrichtung (Pfeilrichtung) vordere, 12 a die hintere Führungsschiene. Das Einfahren der Rotorblätter erfolgt mit Hilfe der Führungsseile 14 a, 14 b, die über die Seilumlenkungen 15 laufen und auf die Trommeln 16 aufgewickelt werden. Die Führungsseile 14 sind an den Führungswulsten 10 der Rotorblätter 9 a, 9 b befestigt. Jedes Rotorblatt 9 a, 9 b gleitet beim Ausfahren infolge der Fliehkraft mit seinem Führungswulst 10 in den Führungsschienen 12 a und 12 b nach außen und hat in der ausgefahrenen Stellung einen Anstellwinkel zur Autorotation. Es ist in dieser Steltung um die zapfenartige Verlängerung 10 a am Führungswulst 10 aufwärts schwenkbar. Durch weiteres Nachlassen des Führungsseiles 14 b hebt sich die Vorderkante an, so daß das Rotorblatt einen größeren Anstellwinkel für den Hubschrauberflug bekommt (9 b in F i g. 2 b und 2 c). In dieser Stellung ist das Rotorblatt durch eine nicht dargestellte Arretierung verriegelt.- Beim Wiedereinfahren wird das Rotorblatt mit Hilfe des Führungsseiles 14b wieder in die Tragschrauberstellung geschwenkt. Mit dem so verringerten Einstellwinkel läßt er sich durch gleichmäßiges Anziehen der Führungsseile 14a und 14 b ganz in den Innenflügel 8 einfahren (Stellung 9 a). Der Innenflügel 8 ist in sich starr und mittels des Kugelgelenkes 11 drehbar und schwenkbar am Rumpf aufgehängt. Es ist vorgesehen, mit Hilfe eines Verriegelungsstiftes 11 a, der in Bohrungen 11 b im rotierenden Teil des Kugelgelenkes 11 einrastet, den Rotor wahlweise in der Längsrichtung oder in der Querrichtung sowohl gegen Verdrehung wie gegen seitliche Neigung zu sichern, so daß ein auf diese Weise verriegelter Rotor einem in seiner Wirkungsweise starren Tragflügel entspricht. Die Steuerung des Rotors kann in üblicher Weise durchgeführt werden. Es ist jedoch zweckmäßig, abweichend von der üblichen Blattsteuerung die Kopfschiebesteuerung anzuwenden.The wing 3 is shown in FIG. 2 a, 2 b drawn out enlarged. It consists of the unlockable, in the unlocked state, rotatable, inherently rigid inner wing 8 with the rocket engines 13, which stimulate the rotation and possibly maintain it, and the rotor blades 9 a, 9 b mounted in the inner wing 8, which can be pulled out of this. The inner wing 8 has a profile that is symmetrical to the vertical, since a flow is flowed against one half of the same in the locked state in the opposite direction to the unlocked state, which acts as a rotary wing. The rotor blades 9 a, 9 b have an asymmetrical profile, which points with the wing nose in the direction of rotation, and are slidably mounted with their guide beads 10 in the guide rails 12 a, 12 b. 12b is the front guide rail in the direction of rotation (arrow direction), 12 a the rear guide rail. The rotor blades are retracted with the aid of the guide cables 14 a, 14 b, which run over the cable deflectors 15 and are wound onto the drums 16. The guide cables 14 are attached to the guide beads 10 of the rotor blades 9 a, 9 b. Each rotor blade 9 a, 9 b slides outward with its guide bead 10 in the guide rails 12 a and 12 b due to the centrifugal force and has an angle of incidence for autorotation in the extended position. In this position it can be pivoted upwards about the peg-like extension 10 a on the guide bead 10. As the guide rope 14b slackens further, the leading edge is raised so that the rotor blade has a greater angle of attack for helicopter flight (9b in FIG. 2b and 2c). In this position, the rotor blade is locked by a locking device (not shown). When retracting, the rotor blade is pivoted back into the gyroplane position with the aid of the guide cable 14b. With the setting angle reduced in this way, it can be retracted completely into the inner wing 8 (position 9 a) by evenly tightening the guide cables 14a and 14b. The inner wing 8 is rigid in itself and is suspended from the fuselage so that it can rotate and pivot by means of the ball joint 11. It is provided with the help of a locking pin 11 a, which engages in bores 11 b in the rotating part of the ball joint 11 , to secure the rotor either in the longitudinal direction or in the transverse direction both against rotation and against lateral inclination, so that a in this way locked rotor corresponds to a rigid wing in its mode of operation. The control of the rotor can be carried out in the usual way. However, it is advisable to use the head slide control as a departure from the usual sheet control.

Eine andere Ausführungsform eines entriegelbaren Tragflügels ist in F i g. 3 dargestellt. Hier ist der dreieckförmige Innenflügel 17 in gleicher Weise wie in F i g. 2 aufgehängt. An jeder der drei Ecken ist ein aus- und einfahrbares Rotorblatt 18 vorgesehen. Die Einfahrmechanik ist prinzipiell die gleiche wie in F i g. 2. Der verriegelte Innenflügel 17, in den die Rotorblätter 18 eingefahren sind, wirkt wie ein fester dreieckförmiger Tragflügel.Another embodiment of an unlockable wing is shown in FIG. 3 shown. Here the triangular inner wing 17 is in the same way as in FIG. 2 hung. An extendable and retractable rotor blade 18 is provided at each of the three corners. The retraction mechanism is basically the same as in FIG. 2. The locked inner wing 17, into which the rotor blades 18 are retracted, acts like a solid triangular-shaped airfoil.

Grundsätzlich sind auch Rotoren mit mehr als drei Blättern denkbar. Der Innenflügel muß dann ein regelbares Vieleck sein, wobei jede Ecke als Lager für ein herausfahrbares Rotorblatt dient.In principle, rotors with more than three blades are also conceivable. The inner wing must then be an adjustable polygon, with each corner as a bearing serves for a retractable rotor blade.

Claims (7)

Patentansprüche: 1. Unter steilem Winkel startendes und als Flachsitzer landendes Flugzeug mit einem am Flugzeugrumpf angebrachten entriegelbaren Tragflügel, der in seinem Innern ausfahrbare Rotorblätter enthält und im entriegelten Zustand bei ausgefahrenen Rotorblättern als vorzugsweise kennzeichnet, daß der Flugzeugrumpf aus rückstoßgetriebener Rotor dient, dadurch g edrei in an sich bekannter Weise im Fluge gleichzeitig voneinander trennbaren Teilen (1, 2, 4) besteht, an dessen mittlerem, (2), die Besatzung und gegebenenfalls vorhandene Nutzlast enthaltenden Teil der entriegelbare Tragflügel (3) befestigt ist, während in den äußeren Teilen (1, 4) neben zumindest einzelnen für den marschtriebwerksgetriebenen Vorwärtsflug zusätzlich erforderlichen Einrichtungen der für den genannten Flugbetrieb vorgesehene Treibstoff untergebracht ist, wobei der mittlere Teil (2) des Flugzeugrumpfes zusammen mit dem entriegelbaren Tragflügel nach Ablösen der äußeren Teile (1, 4) gleit-und kraftflugfähig bleibt. Claims: 1. Starting at a steep angle and as a flat seater landing aircraft with an unlockable wing attached to the fuselage, which contains extendable rotor blades in its interior and in the unlocked state when the rotor blades are extended, it is preferred that the aircraft fuselage serves from a recoil-driven rotor, thereby g edrei in a manner known per se in flight at the same time separable parts (1, 2, 4), at its middle, (2), containing the crew and any payload that may be present Part of the unlockable wing (3) is fixed, while in the outer parts (1, 4) in addition to at least some for forward flight powered by the march engine any additional equipment required for the flight operations mentioned Fuel is housed, the middle part (2) of the aircraft fuselage together with the unlockable wing after detaching the outer parts (1, 4) and sliding remains airworthy. 2. Verwandlungsflugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitwerk (6) für die Steuerung des gesamten Flugzeuges während des Vorwärtsfluges am ablösbaren Heckteil (4) des Rumpfes angeordnet ist. 2. Transformation aircraft according to claim 1, characterized in that that the tail unit (6) for the control of the entire aircraft during the forward flight is arranged on the detachable rear part (4) of the fuselage. 3. Verwandlungsflugzeug nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß das für den Vorwärtsflug des gesamten Flugzeuges vorgesehene Marschtriebwerk im ablösbaren Heckteil. (4) des Rumpfes angeordnet ist. 3. Transformation aircraft after Claim 1 and 2, characterized in that for the forward flight of the entire The aircraft's intended marching engine in the removable tail section. (4) of the fuselage arranged is. 4. VerwandlungsYlugzeug nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß bei mehr als zweiblättriger Ausführung des Rotors der Tragflügel (17) die Gestalt eines der Blattzahl entsprechenden regelmäßigen Vieleckes besitzt. 4. Transformation aircraft according to claim 1 to 3, characterized in that if the rotor is more than two-bladed, the wing (17) has the shape has a regular polygon corresponding to the number of sheets. 5. Verwandlungsflugzeug nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß am Rumpf der Auftriebserzeugung und der Stabilisierung dienende Zusatztragflügel (7) angeordnet sind. 5. Transformation aircraft according to claims 1 to 4, characterized in that the buoyancy is generated on the hull and additional wings (7) serving for stabilization are arranged. 6. Verwandlungsflugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatztragflügel (7) dreieckförmig mit großer Wurzeltiefe gegenüber der Quererstreckung ausgebildet sind. 6. Transformation aircraft according to claim 5, characterized in that the additional wings (7) are triangular are formed with a large root depth compared to the transverse extent. 7. Verwandlungsflugzeug nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß Querruder (7a), die sich von der Spitze der Zusatztragflügel (7) bis zu deren Wurzel erstrecken, in der halben Tiefe derselben angeordnet sind. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 436 341; französische Patentschrift Nr. 1131494; USA.-Patentschrift Nr. 2 448 862.7. Transformation aircraft according to claim 6, characterized in that ailerons (7a) extending from the tip the additional wing (7) extend to the root, in half the depth of the same are arranged. Publications considered: German Patent No. 436,341; French Patent No. 1131494; U.S. Patent No. 2,448,862.