JPH08226798A - 誘導飛しょう体 - Google Patents
誘導飛しょう体Info
- Publication number
- JPH08226798A JPH08226798A JP3547095A JP3547095A JPH08226798A JP H08226798 A JPH08226798 A JP H08226798A JP 3547095 A JP3547095 A JP 3547095A JP 3547095 A JP3547095 A JP 3547095A JP H08226798 A JPH08226798 A JP H08226798A
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- JP
- Japan
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- wing
- guided
- blade
- wind turbine
- developing
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 折りたたみ展開翼をもつ飛しょう体におい
て、翼展開のための動力として、ロケットモータの燃焼
ガス圧力や飛しょう時の空気力などを利用することによ
り、展開機構を排除、もしくは小型化し、飛しょう体本
体の大きさを制限すること無く、発射筒に収納できる飛
しょう体を得ることを目的とする。さらに、飛しょう時
の抵抗を減らし、良好な空力特性を得ることを目的とす
る。 【構成】 折りたたみ展開翼の展開リンク機構8をピス
トン7に接続し、ピストン7を燃焼ガス流入装置10の
内部に配し、ロケットモータの燃焼ガスの圧力で翼を展
開する。また燃焼ガス圧力に替えて、機体の制御による
慣性力、飛しょう時の空気力などを利用できる構成とす
る。
て、翼展開のための動力として、ロケットモータの燃焼
ガス圧力や飛しょう時の空気力などを利用することによ
り、展開機構を排除、もしくは小型化し、飛しょう体本
体の大きさを制限すること無く、発射筒に収納できる飛
しょう体を得ることを目的とする。さらに、飛しょう時
の抵抗を減らし、良好な空力特性を得ることを目的とす
る。 【構成】 折りたたみ展開翼の展開リンク機構8をピス
トン7に接続し、ピストン7を燃焼ガス流入装置10の
内部に配し、ロケットモータの燃焼ガスの圧力で翼を展
開する。また燃焼ガス圧力に替えて、機体の制御による
慣性力、飛しょう時の空気力などを利用できる構成とす
る。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】この発明は誘導飛しょう体の折り
たたみ展開翼に関するものである。
たたみ展開翼に関するものである。
【0002】
【従来の技術】図8(a)は従来の誘導飛しょう体の一
例の概略図で、1の操舵翼が折りたたみ展開式になって
いる。図8(b)は操舵翼1の拡大図で、図中2および
3は折りたたみ展開式の操舵翼上部および下部、4は展
開バネである。
例の概略図で、1の操舵翼が折りたたみ展開式になって
いる。図8(b)は操舵翼1の拡大図で、図中2および
3は折りたたみ展開式の操舵翼上部および下部、4は展
開バネである。
【0003】図8(c)は、発射筒に収納された飛しょ
う体を後ろから見た図である。発射前の飛しょう体は、
5の発射筒の大きさの制限のために操舵翼が折りたたま
れて収納されている。
う体を後ろから見た図である。発射前の飛しょう体は、
5の発射筒の大きさの制限のために操舵翼が折りたたま
れて収納されている。
【0004】飛しょう体が発射筒5を離脱すると、操舵
翼は拘束が解けて展開バネ4の作用で展開してロック
し、本来の翼スパンを有する飛しょう体となって飛しょ
うを続ける。
翼は拘束が解けて展開バネ4の作用で展開してロック
し、本来の翼スパンを有する飛しょう体となって飛しょ
うを続ける。
【0005】展開バネ4は、発射時に翼が受けると予想
される風荷重等に打ち勝って翼を展開するために、大き
なバネ定数を有している。そのため、バネ自体もそれな
りの大きさとなり、翼の上部と下部の境に、大きな展開
機構を備えていた。その結果、飛しょう体本体が十分な
大きさをとることができず、推薬量や機器搭載の制限を
招いていた。そのうえ飛しょう中の飛しょう体の抵抗も
大きくなり、翼自体も十分なスパンをとることができ
ず、空力的な問題も生じていた。
される風荷重等に打ち勝って翼を展開するために、大き
なバネ定数を有している。そのため、バネ自体もそれな
りの大きさとなり、翼の上部と下部の境に、大きな展開
機構を備えていた。その結果、飛しょう体本体が十分な
大きさをとることができず、推薬量や機器搭載の制限を
招いていた。そのうえ飛しょう中の飛しょう体の抵抗も
大きくなり、翼自体も十分なスパンをとることができ
ず、空力的な問題も生じていた。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】以上説明したとおり、
従来の誘導飛しょう体は限られた大きさの発射筒に効率
的に収納するためには翼を折りたたむ必要があり、また
翼を展開するための動力としてバネ等を翼に組み込む必
要があり、翼構造が大型となり、これにより、(1)飛
しょう体本体の大きさが制限され必要な機器を搭載でき
ない、(2)飛しょう体の空力特性が劣化する、等の課
題があった。
従来の誘導飛しょう体は限られた大きさの発射筒に効率
的に収納するためには翼を折りたたむ必要があり、また
翼を展開するための動力としてバネ等を翼に組み込む必
要があり、翼構造が大型となり、これにより、(1)飛
しょう体本体の大きさが制限され必要な機器を搭載でき
ない、(2)飛しょう体の空力特性が劣化する、等の課
題があった。
【0007】この発明はこのような課題を解決するため
になされたもので、飛しょう体本体の大きさを制限する
ことなく飛しょう体を発射筒に収納できる折りたたみ展
開翼を得ることを目的とする。
になされたもので、飛しょう体本体の大きさを制限する
ことなく飛しょう体を発射筒に収納できる折りたたみ展
開翼を得ることを目的とする。
【0008】
【課題を解決するための手段】この発明の実施例1によ
る誘導飛しょう体は、機体のロールを制御することによ
って生じる慣性力により翼を展開する構造とした。
る誘導飛しょう体は、機体のロールを制御することによ
って生じる慣性力により翼を展開する構造とした。
【0009】また、この発明の実施例2による誘導飛し
ょう体は、ロケットモータの燃焼ガスの一部を折りたた
み翼展開のための動力として利用するものである。
ょう体は、ロケットモータの燃焼ガスの一部を折りたた
み翼展開のための動力として利用するものである。
【0010】また、この発明の実施例3による誘導飛し
ょう体は、たたまれた翼面が飛しょう時の空気力を受け
て展開するようにしたものである。
ょう体は、たたまれた翼面が飛しょう時の空気力を受け
て展開するようにしたものである。
【0011】また、この発明の実施例4による誘導飛し
ょう体は、展開翼の舵角を制御することにより翼を展開
するものである。
ょう体は、展開翼の舵角を制御することにより翼を展開
するものである。
【0012】また、この発明の実施例5による誘導飛し
ょう体は、展開翼の展開部分付近に飛しょう時の空気力
を受けて回転する風車を配したものである。
ょう体は、展開翼の展開部分付近に飛しょう時の空気力
を受けて回転する風車を配したものである。
【0013】また、この発明の実施例6による誘導飛し
ょう体は、翼展開後、上記風車のピッチを零にするもの
である。
ょう体は、翼展開後、上記風車のピッチを零にするもの
である。
【0014】また、この発明の実施例7による誘導飛し
ょう体は、翼展開後、上記風車を投棄するものである。
ょう体は、翼展開後、上記風車を投棄するものである。
【0015】また、この発明の実施例8による誘導飛し
ょう体は、翼または翼展開用の部品を形状記憶合金で製
作するものである。
ょう体は、翼または翼展開用の部品を形状記憶合金で製
作するものである。
【0016】
【作用】この発明の実施例1によれば、飛しょう体発射
後、機体のロールを制御することによって生じた慣性力
により折りたたみ展開翼を展開する。
後、機体のロールを制御することによって生じた慣性力
により折りたたみ展開翼を展開する。
【0017】また、この発明の実施例2によれば、ロケ
ットモータの燃焼ガスの一部を容器内に流入させ、容器
内に配されたピストンをこのガス圧力で動かすことによ
り、ピストンに連結した翼展開のためのリンク機構を作
動させて、翼を折りたたみ状態から展開させる。
ットモータの燃焼ガスの一部を容器内に流入させ、容器
内に配されたピストンをこのガス圧力で動かすことによ
り、ピストンに連結した翼展開のためのリンク機構を作
動させて、翼を折りたたみ状態から展開させる。
【0018】また、この発明の実施例3によれば、展開
翼を折りたたむ折り線を機体に並行ではなく斜めにする
ことにより、たたまれた翼面上部が飛しょう時の空気力
を受けて展開する。
翼を折りたたむ折り線を機体に並行ではなく斜めにする
ことにより、たたまれた翼面上部が飛しょう時の空気力
を受けて展開する。
【0019】また、この発明の実施例4による誘導飛し
ょう体は、折りたたまれた翼面上部が展開する方向に常
時空気力を受けることが出来るように展開翼の舵角を制
御する。
ょう体は、折りたたまれた翼面上部が展開する方向に常
時空気力を受けることが出来るように展開翼の舵角を制
御する。
【0020】また、この発明の実施例5による誘導飛し
ょう体は、展開翼の展開部分付近に配した風車が、飛し
ょう時の空気力を受けて回転し、その動力をギアを介し
て翼に伝えて翼を展開する。
ょう体は、展開翼の展開部分付近に配した風車が、飛し
ょう時の空気力を受けて回転し、その動力をギアを介し
て翼に伝えて翼を展開する。
【0021】また、この発明の実施例6によれば、翼展
開後、上記風車のピッチを零にして、風車による抵抗増
加を小さくする。
開後、上記風車のピッチを零にして、風車による抵抗増
加を小さくする。
【0022】また、この発明の実施例7によれば、翼展
開後、上記風車を投棄して抵抗をさらに小さくする。
開後、上記風車を投棄して抵抗をさらに小さくする。
【0023】また、この発明の実施例8によれば、形状
記憶合金で作られたバネを介して展開翼とロケットモー
タノズルとが連結しており、ロケットモータが点火する
と、ノズルが熱くなりバネが縮む。この力で翼が展開す
る。
記憶合金で作られたバネを介して展開翼とロケットモー
タノズルとが連結しており、ロケットモータが点火する
と、ノズルが熱くなりバネが縮む。この力で翼が展開す
る。
【0024】
実施例1.図1はこの発明の一実施例を示す説明図であ
り、飛しょう体を後方から見たところである。折りたた
み展開翼は、ヒンジ6で折りたたまれている。発射後、
飛しょう体を一旦アの方向へロールさせ、その後、イの
方向へ切り返すと、折りたたみ展開翼上部2は慣性力に
よってヒンジ6を中心にウの方向へ回転し、ロックされ
る。発射直後のわずかな時間、展開翼を展開するために
ロール制御を実施しても、機体の飛しょうには影響がな
い。この方法によれば、折りたたみ翼を展開するための
動力源は全く不要である。
り、飛しょう体を後方から見たところである。折りたた
み展開翼は、ヒンジ6で折りたたまれている。発射後、
飛しょう体を一旦アの方向へロールさせ、その後、イの
方向へ切り返すと、折りたたみ展開翼上部2は慣性力に
よってヒンジ6を中心にウの方向へ回転し、ロックされ
る。発射直後のわずかな時間、展開翼を展開するために
ロール制御を実施しても、機体の飛しょうには影響がな
い。この方法によれば、折りたたみ翼を展開するための
動力源は全く不要である。
【0025】実施例2.図2はこの発明の一実施例を示
す説明図であり、7はピストン、8はリンク機構、9は
遅延バネ、10は燃焼ガス流入容器である。図2(b)
に翼展開の機構を示す。飛しょう体が発射されてロケッ
トモータが点火されると、10の燃焼ガス流入容器の中
に燃焼ガスの一部が流れこむ。その結果、ピストン7が
押されてリンク8が動き、遅延バネ9が伸びて、飛しょ
う体が発射筒を離脱した瞬間に折りたたみ展開翼上部2
はヒンジ6を中心に回転しロックされる。ロケットモー
タ点火と同時に展開機構が作用するのでタイミング設定
のための操作、または構造を必要としないという利点が
ある。
す説明図であり、7はピストン、8はリンク機構、9は
遅延バネ、10は燃焼ガス流入容器である。図2(b)
に翼展開の機構を示す。飛しょう体が発射されてロケッ
トモータが点火されると、10の燃焼ガス流入容器の中
に燃焼ガスの一部が流れこむ。その結果、ピストン7が
押されてリンク8が動き、遅延バネ9が伸びて、飛しょ
う体が発射筒を離脱した瞬間に折りたたみ展開翼上部2
はヒンジ6を中心に回転しロックされる。ロケットモー
タ点火と同時に展開機構が作用するのでタイミング設定
のための操作、または構造を必要としないという利点が
ある。
【0026】実施例3.図3はこの発明の一実施例を示
す説明図であり、折りたたみ展開翼は斜めに折りたたま
れている。このとき折りたたみ翼上部は気流に対して角
度を持っているので、飛しょう体発射後、空気力を受け
て展開しロックされる。飛しょう体の初速は零である
が、発射後数秒で超音速まで加速されるので、大きな空
気力を得ることができるため、これを利用したものであ
る。
す説明図であり、折りたたみ展開翼は斜めに折りたたま
れている。このとき折りたたみ翼上部は気流に対して角
度を持っているので、飛しょう体発射後、空気力を受け
て展開しロックされる。飛しょう体の初速は零である
が、発射後数秒で超音速まで加速されるので、大きな空
気力を得ることができるため、これを利用したものであ
る。
【0027】実施例4.図4はこの発明の別の実施例を
示すものである。図4(a)は外観を示し、折りたたみ
展開翼のヒンジ6に角度センサをいれる。角度センサか
らの角度信号に応じて翼の舵角を図4(b)のように制
御する。制御始めには、翼を折りたたんだ方向に翼の前
縁を向ける舵角を入れて、折りたたみ翼上部2が展開す
る方向に空気力を受けるようにする。翼の展開が進行し
て折りたたみ翼上部と下部のなす角が90°を超えたら
舵角を逆の方向に切り、翼上部2が引き続き展開する方
向に空気力を受けるように制御する。翼が完全に展開し
てロックしたら、翼展開のための舵角制御を中止し、機
体制御のための舵角制御に移行する。この方法によれ
ば、翼の折り線は機体と平行にとれるため、翼が折りた
たまれている状態での機体の径を実施例3より小さくす
ることができる利点がある。
示すものである。図4(a)は外観を示し、折りたたみ
展開翼のヒンジ6に角度センサをいれる。角度センサか
らの角度信号に応じて翼の舵角を図4(b)のように制
御する。制御始めには、翼を折りたたんだ方向に翼の前
縁を向ける舵角を入れて、折りたたみ翼上部2が展開す
る方向に空気力を受けるようにする。翼の展開が進行し
て折りたたみ翼上部と下部のなす角が90°を超えたら
舵角を逆の方向に切り、翼上部2が引き続き展開する方
向に空気力を受けるように制御する。翼が完全に展開し
てロックしたら、翼展開のための舵角制御を中止し、機
体制御のための舵角制御に移行する。この方法によれ
ば、翼の折り線は機体と平行にとれるため、翼が折りた
たまれている状態での機体の径を実施例3より小さくす
ることができる利点がある。
【0028】実施例5.図5はこの発明の一実施例を示
す説明図であり、(a)は飛しょう体の前方から、
(b)は後方から見たところである。11は風車、1
2、13はそれぞれギア1、ギア2である。飛しょう体
発射後、空力により風車が回転し、ギア1、2を介して
翼が回転してロックされる。
す説明図であり、(a)は飛しょう体の前方から、
(b)は後方から見たところである。11は風車、1
2、13はそれぞれギア1、ギア2である。飛しょう体
発射後、空力により風車が回転し、ギア1、2を介して
翼が回転してロックされる。
【0029】実施例6.実施例6では空気力を動力とし
て利用するための風車の翼ピッチを、翼が展開、ロック
した後ゼロになるようにした。図6は風車を飛しょう体
の進行方向の側面から見た図で、(a)は翼展開前、
(b)は翼展開後を示す。これにより、翼展開以降の飛
しょうにおいて風車の存在による抵抗増加を小さくし、
良好な空力特性を得ることができる。
て利用するための風車の翼ピッチを、翼が展開、ロック
した後ゼロになるようにした。図6は風車を飛しょう体
の進行方向の側面から見た図で、(a)は翼展開前、
(b)は翼展開後を示す。これにより、翼展開以降の飛
しょうにおいて風車の存在による抵抗増加を小さくし、
良好な空力特性を得ることができる。
【0030】実施例7.実施例7では、空気力を動力と
して利用するための風車を、翼が展開しロックした後投
棄するものである。これにより飛しょう体は実施例6よ
りもさらに抵抗を小さくすることができる。
して利用するための風車を、翼が展開しロックした後投
棄するものである。これにより飛しょう体は実施例6よ
りもさらに抵抗を小さくすることができる。
【0031】実施例8.図7はこの発明の別の実施例を
示すもので、14は形状記憶合金で出来たバネで、これ
とリンク機構8を介して展開翼上部2とロケットモータ
ノズル15とが連結されている。ロケットモータが点火
され飛しょう体が発射されると、ノズル15が熱くなり
バネ14が縮んでリンク8が動く。その結果、折りたた
み展開翼上部2はヒンジ6を中心に回転しロックされ
る。この実施例でも、ロケットモータの点火をきっかけ
に展開機構が作動する。
示すもので、14は形状記憶合金で出来たバネで、これ
とリンク機構8を介して展開翼上部2とロケットモータ
ノズル15とが連結されている。ロケットモータが点火
され飛しょう体が発射されると、ノズル15が熱くなり
バネ14が縮んでリンク8が動く。その結果、折りたた
み展開翼上部2はヒンジ6を中心に回転しロックされ
る。この実施例でも、ロケットモータの点火をきっかけ
に展開機構が作動する。
【0032】
【発明の効果】この発明は以下のような効果を奏する。
【0033】折りたたみ展開翼を展開する手段として機
体のロール制御による慣性力、ロケットモータの燃焼ガ
ス圧力、飛しょう時の空気力等を利用し、翼展開のため
の動力、展開機構を不要とする、もしくは小型化するこ
とにより、飛しょう体本体の大きさを増やすことができ
る。また、抵抗が小さくなるため、飛しょう性能が向上
する。
体のロール制御による慣性力、ロケットモータの燃焼ガ
ス圧力、飛しょう時の空気力等を利用し、翼展開のため
の動力、展開機構を不要とする、もしくは小型化するこ
とにより、飛しょう体本体の大きさを増やすことができ
る。また、抵抗が小さくなるため、飛しょう性能が向上
する。
【図1】 この発明の実施例1による折りたたみ翼の展
開機構を示す説明図である。
開機構を示す説明図である。
【図2】 この発明の実施例2による折りたたみ翼の展
開機構を示す説明図である。
開機構を示す説明図である。
【図3】 この発明の実施例3による折りたたみ翼の展
開機構を示す説明図である。
開機構を示す説明図である。
【図4】 この発明の実施例4による折りたたみ翼の展
開機構を示す説明図である。
開機構を示す説明図である。
【図5】 この発明の実施例5による折りたたみ翼の展
開機構を示す説明図である。
開機構を示す説明図である。
【図6】 この発明の実施例6による折りたたみ翼の展
開機構を示す説明図である。
開機構を示す説明図である。
【図7】 この発明の実施例8による折りたたみ翼の展
開機構を示す説明図である。
開機構を示す説明図である。
【図8】 従来の折りたたみ翼の展開機構の一例を示す
説明図である。
説明図である。
1 操舵翼、2 折りたたみ展開翼上部、3 折りたた
み展開翼下部、4 展開バネ、5 発射筒、6 ヒン
ジ、7 ピストン、8 リンク機構、9 遅延バネ、1
0 燃焼ガス流入容器、11 風車、12 ギア1、1
3 ギア2、14形状記憶合金のバネ、15 ロケット
モータノズル。
み展開翼下部、4 展開バネ、5 発射筒、6 ヒン
ジ、7 ピストン、8 リンク機構、9 遅延バネ、1
0 燃焼ガス流入容器、11 風車、12 ギア1、1
3 ギア2、14形状記憶合金のバネ、15 ロケット
モータノズル。
Claims (8)
- 【請求項1】 展開式の翼を持つ誘導飛しょう体におい
て、上記翼は機体のロールを制御することによって生じ
る慣性力により展開するような折りたたみ構造になって
いることを特徴とする誘導飛しょう体。 - 【請求項2】 展開翼を持つ誘導飛しょう体において、
ロケットモータの燃焼ガスの一部が流入するための容器
と、上記容器内に配置され、流入した燃焼ガス圧力によ
り動くピストンと、ピストンに連結し、上記翼を折りた
たみ状態から展開させるためのリンク機構とを備えたこ
とを特徴とする誘導飛しょう体。 - 【請求項3】 展開翼を持つ誘導飛しょう体において、
上記翼は、たたまれた翼面が飛しょう中の空気力を受け
て展開するような構造となっていることを特徴とする誘
導飛しょう体。 - 【請求項4】 展開翼を持つ誘導飛しょう体において、
上記翼は自身の舵角制御により空気力を受けて展開する
ような構造になっていることを特徴とする請求項3記載
の誘導飛しょう体。 - 【請求項5】 展開翼を持つ誘導飛しょう体において、
上記翼の展開部分付近に、飛しょう中の空気力を受けて
回転する風車を設け、風車の動力を翼展開のために伝達
できるようなギアを備えたことを特徴とする誘導飛しょ
う体。 - 【請求項6】 展開翼の展開完了後、翼ピッチがゼロに
なることを特徴とする請求項5記載の誘導飛しょう体の
風車。 - 【請求項7】 展開翼の展開完了後、投棄されることを
特徴とする請求項5記載の誘導飛しょう体の風車。 - 【請求項8】 展開翼を持つ誘導飛しょう体において、
上記翼あるいは翼の展開機構の部品は形状記憶合金で作
られ、これが飛しょう体発射時のロケットモータの燃焼
ガスの温度によって本来の形状に戻ることにより翼が折
りたたまれた状態から展開するような構造としたことを
特徴とする誘導飛しょう体。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP3547095A JPH08226798A (ja) | 1995-02-23 | 1995-02-23 | 誘導飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP3547095A JPH08226798A (ja) | 1995-02-23 | 1995-02-23 | 誘導飛しょう体 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH08226798A true JPH08226798A (ja) | 1996-09-03 |
Family
ID=12442674
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP3547095A Pending JPH08226798A (ja) | 1995-02-23 | 1995-02-23 | 誘導飛しょう体 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH08226798A (ja) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7118072B2 (en) | 2004-04-30 | 2006-10-10 | Japan Aerospace Exploration Agency | Method for reducing resistance of flying object using expandable nose cone |
CN105865271A (zh) * | 2016-05-27 | 2016-08-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种采用快速充气弹翼的便携式导弹 |
JP6064065B1 (ja) * | 2015-08-13 | 2017-01-18 | ワース リサーチ リミテッドWirth Research Limited | 無人航空機 |
CN114165355A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-11 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 基于形状记忆合金的智能尾喷管结构及排气*** |
-
1995
- 1995-02-23 JP JP3547095A patent/JPH08226798A/ja active Pending
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7118072B2 (en) | 2004-04-30 | 2006-10-10 | Japan Aerospace Exploration Agency | Method for reducing resistance of flying object using expandable nose cone |
JP6064065B1 (ja) * | 2015-08-13 | 2017-01-18 | ワース リサーチ リミテッドWirth Research Limited | 無人航空機 |
CN105865271A (zh) * | 2016-05-27 | 2016-08-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种采用快速充气弹翼的便携式导弹 |
CN114165355A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-11 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 基于形状记忆合金的智能尾喷管结构及排气*** |
CN114165355B (zh) * | 2021-10-20 | 2024-01-09 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 基于形状记忆合金的智能尾喷管结构及排气*** |
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