RU2602130C1 - Executive supersonic aircraft - Google Patents
Executive supersonic aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2602130C1 RU2602130C1 RU2015127503/11A RU2015127503A RU2602130C1 RU 2602130 C1 RU2602130 C1 RU 2602130C1 RU 2015127503/11 A RU2015127503/11 A RU 2015127503/11A RU 2015127503 A RU2015127503 A RU 2015127503A RU 2602130 C1 RU2602130 C1 RU 2602130C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- aircraft
- engines
- supersonic
- engine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C30/00—Supersonic type aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/20—Rotorcraft characterised by having shrouded rotors, e.g. flying platforms
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится преимущественно к административным (деловым) самолетам большой дальности полета со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета, предназначенным для совершения деловых поездок руководителями государств, муниципальных органов, крупных предприятий, бизнесменов и т.д., а также для экстренной доставки приоритетных грузов.The invention primarily relates to administrative (business) long-range aircraft with supersonic cruising speeds intended for business trips by heads of state, municipal authorities, large enterprises, businessmen, etc., as well as for emergency delivery of priority cargoes.
Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разработанного в ОКБ им. П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК "Логос, 1995 г.). Как указывается в источнике, С-21 имеет взлетный вес около 52 тонн и рассчитан на перевозку 8…10 пассажиров, на дальность до 7400 км. Самолет имеет аэродинамическую компоновку, содержащую фюзеляж, значительно выступающий перед крылом с двойной стреловидностью по передней кромке, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение, однокилевое вертикальное оперение и три мотогондолы, две из которых расположены под крылом, а третья - в хвостовой части фюзеляжа.The famous project of the supersonic administrative aircraft S-21, developed in the Design Bureau. BY. Sukhoi jointly with the American company Gulfstream (see Moscow International Aerospace Salon, Moscow, Afrus publishing house, Logos IPTK, 1995). As indicated in the source, the S-21 has a take-off weight of about 52 tons and is designed to carry 8 ... 10 passengers, at a range of up to 7400 km, the aircraft has an aerodynamic layout containing a fuselage that protrudes significantly in front of the wing with a double sweep along the leading edge, a fully rotatable front horizontal tail, a single-tail vertical tail and three engine nacelles, two of which are found on the rear under the wing, and the third - in the rear fuselage.
Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент США №4828204, 1989 г.), содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако требуют местное усиление конструкции для восприятия сосредоточенных нагрузок. Разнесенные мотогондолы увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих мотогондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.Also known is a supersonic plane with a large sweep wing (see US patent No. 4828204, 1989), containing a fuselage, the front section of which is located in front of the wing, the central section is structurally integrated with the wing, the rear fuselage section extends beyond the rear edge of the wing. Two engine nacelles mounted on the lower surface of the wing on both sides of the fuselage have air intakes located behind the front edge of the wing. The engine nacelles of the spaced apart wingspan partially unload the wing, however, they require local reinforcement of the structure to absorb concentrated loads. Spaced engine nacelles increase by approximately 20% the wave drag and approximately 40% friction drag of the nacelles, which is associated with the shape of the nacelles themselves (the mid-section of the nacelle of the nacelle is approximately 1.5 times the entrance area to the air intake) and the increase in their wetted surface compared to the layout of the engines in a single integrated nacelle. In addition, the use of spaced engine nacelles complicates the task of balancing the aircraft in the event of failure of one of the engines.
Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент РФ №2100253, 1997 г.), содержащий фюзеляж, который плавно сопрягается с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, при этом воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки находятся на расстоянии 0,6-0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка.Also known is a supersonic plane with a large sweep wing (see RF patent No. 2100253, 1997), containing a fuselage that smoothly mates with the wing and the upper part of the engine nacelle and does not protrude beyond the engine nozzles, while the air intakes are located under the wing and their front the edges are at a distance of 0.6-0.8 of the length of the fuselage, counting from its toe.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является проект сверхзвукового административного самолета С-21, разработанного в ОКБ им. П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК «Логос», 1995 г.). Описанный проект принят за прототип изобретения.The closest to the claimed technical solution in terms of technical nature and the technical result achieved is the design of the supersonic administrative aircraft S-21, developed in OKB im. BY. Sukhoi jointly with the American company Gulfstream (see Moscow International Aerospace Salon, Moscow, Afrus Publishing House, IPTC Logos, 1995). The described project is taken as a prototype of the invention.
Недостатком прототипа является проблема обеспечения необходимой центровки самолета, при размещении в районе центра тяжести пассажирской кабины и необходимого запаса топлива. Для самолета весом 52 тонны необходимо порядка 25÷28 тонн керосина, это топливо займет объем порядка 30÷35 м3, что потребует существенного увеличения миделевого сечения самолета и таким образом увеличит лобовое сопротивление. Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) повышает эффективность механизации задней кромки крыла самолета, но вследствие относительно небольшой площади ПГО рост эффективности недостаточный, что не позволяет эффективно уменьшить взлетно-посадочные скорости. Для достижения необходимой подъемной силы на режимах взлета посадки необходимо придавать крылу достаточно большой угол атаки, что вызывает необходимость увеличения высоты стоек шасси, с целью исключить возможность касания хвостовой частью фюзеляжа за поверхность аэродрома. Высокие стойки шасси увеличивают вес конструкции.The disadvantage of the prototype is the problem of ensuring the necessary alignment of the aircraft when placed in the vicinity of the center of gravity of the passenger cabin and the necessary fuel supply. For an airplane weighing 52 tons, about 25–28 tons of kerosene is needed; this fuel will take a volume of about 30–35 m 3 , which will require a significant increase in the mid-section of the airplane and thus increase drag. The all-rotating front horizontal tail (PF) increases the efficiency of mechanization of the trailing edge of the wing of the aircraft, but due to the relatively small area of PF, the efficiency increase is insufficient, which does not allow to effectively reduce takeoff and landing speeds. To achieve the necessary lifting force during landing take-off modes, it is necessary to give the wing a sufficiently large angle of attack, which necessitates increasing the height of the landing gear, in order to exclude the possibility of the tail of the fuselage touching the surface of the airfield. High landing gears increase the weight of the structure.
Технической задачей изобретения является снижение посадочной скорости самолета, исключение влияния отказа одного из двигателей на балансировку самолета, уменьшение веса конструкции, повышение аэродинамического качества на сверхзвуковой скорости полета.An object of the invention is to reduce the landing speed of the aircraft, eliminating the effect of a failure of one of the engines on balancing the aircraft, reducing the weight of the structure, increasing the aerodynamic quality at supersonic flight speed.
Технический результат состоит в сохранении относительно малой площади смачиваемой поверхности самолета, низкого уровня волнового сопротивления и относительного малого веса конструкции.The technical result consists in maintaining a relatively small area of the wetted surface of the aircraft, a low level of wave impedance and the relative low weight of the structure.
Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, двигатели разнесены по оконечностям фюзеляжа, причем передний двигатель расположен под кабиной экипажа и снабжен центральным воздухозаборником, задний двигатель с воздухозаборником размещен на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка обеспечивает сохранение осесимметричной тяги при отказе одного из двигателей.The task is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double sweep swept wing with mechanization of the trailing edge, a power plant consisting of two or more engines, the engines are spaced at the ends of the fuselage, and the front engine is located under the cockpit and is equipped with a central air intake, the rear engine with an air intake is located on the upper surface of the rear of the fuselage. This arrangement ensures the conservation of axisymmetric traction in the event of failure of one of the engines.
Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, каждый двигатель снабжен устройством поворота вектора тяги на 90° вниз, известной конструкции тем самым обеспечивается прирост подъемной силы самолета, равный примерно максимальной тяге двух двигателей, поворот вектора тяги двух двигателей выполняется на режиме посадки, причем продольная балансировка самолета выполняется при помощи дифференциального отклонения поворотных устройств. Поворот вектора тяги переднего двигателя обеспечивает подъем носовой части фюзеляжа для обеспечения взлетного угла атаки самолета.The problem is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double-sweep swept wing with trailing edge mechanization, a power plant consisting of two or more engines, each engine is equipped with a thrust vector rotation device 90 ° down, a known design thereby provides an increase the lift force of the aircraft, which is approximately equal to the maximum thrust of two engines, the rotation of the thrust vector of two engines is performed in the landing mode, and the aircraft is longitudinally balanced using differential deflection of rotary devices. The rotation of the thrust vector of the front engine provides a lift to the nose of the fuselage to ensure the takeoff angle of attack of the aircraft.
Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, опоры шасси разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем хвостовые опоры, размещенные в гондолах на стабилизаторе, имеют минимальную высоту, которая гарантированно исключает касание хвостовой части фюзеляжа за поверхность аэродрома, высота носовой опоры определяется безопасным расстоянием от нижней кромки воздухозаборника до поверхности аэродрома.The problem is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double sweep swept wing with mechanization of the trailing edge, a power plant consisting of two or more engines, landing gear spaced along the fuselage and carry approximately equal load, and the tail supports placed in the nacelles on the stabilizer, have a minimum height, which guaranteed to exclude the tail of the fuselage from touching the surface of the airfield, the height of the nose support is determined by the safe distance from the lower air ducts to the airfield surface.
Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, внешние законцовки киля-стабилизатора от гондол шасси выполнены поворотными относительно оси X и имеют на хвостовых частях отклоняемые рули. Причем на дозвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены горизонтально, и отклоняемые рули выполняют функцию рулей высоты, на сверхзвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены вертикально и отклоняемые рули выполняют функцию рулей направления.The problem is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double-sweep swept wing with mechanization of the trailing edge, a power plant consisting of two or more engines, the external ends of the stabilizer keel from the landing gears are rotatable with respect to the X axis and have tail sections tilt steering wheels. Moreover, at subsonic speed, the rotary keels-stabilizers are located horizontally, and the tilted steering wheels act as elevators, at supersonic speed, the rotary keels-stabilizers are vertical and the tilted rudders serve as rudders.
Таким образом, указанный результат достигается за счет разных групп признаков: установка двигателей максимально разнесенных вдоль фюзеляжа в переднюю и хвостовую часть, причем передний двигатель имеет осесимметричный воздухозаборник, а задний клиновой воздухозаборник на верхней поверхности фюзеляжа, передний и задний двигатели имеют поворотные устройства для отклонения вектора тяги известной конструкции, опоры шасси также разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем задние опоры размещены в гондолах на неподвижной консоли стабилизатора, снаружи гондол шасси шарнирно установлены поворотные кили-стабилизаторы, которые выполняют разные функции в зависимости от скорости полета.Thus, this result is achieved due to different groups of signs: installing engines maximally spaced along the fuselage in the front and rear, the front engine having an axisymmetric air intake, and the rear wedge air intake on the upper surface of the fuselage, the front and rear engines have rotary devices for vector deflection rods of a known design, landing gears are also spaced along the fuselage and carry approximately equal load, with the rear supports placed in gondolas on hydrochloric console stabilizer outside the chassis gondolas pivotally mounted pivoting keels stabilizers that perform different functions depending on the flight speed.
Заявленная группа технических решений иллюстрируется графическими материалами, где:The claimed group of technical solutions is illustrated by graphic materials, where:
на рис. 1 показаны позиции основных конструктивных элементов самолета,in fig. 1 shows the positions of the main structural elements of the aircraft,
на рис. 2 - вид сверху, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,in fig. 2 is a top view, in a variant of flight at supersonic speed,
на рис. 3 - вид сбоку, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,in fig. 3 is a side view, in a version of the flight at supersonic speed,
на рис. 4 - вид спереди, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,in fig. 4 is a front view, in a version of the flight at supersonic speed,
на рис. 5 - общий вид самолета в варианте полета на сверхзвуковой скорости.in fig. 5 is a general view of the aircraft in a version of flight at supersonic speed.
Самолет имеет крыло двойной стреловидности 1 (фиг. 1), фюзеляж большого удлиннения 2, оперение 3, силовую установку из двух турбореактивных двигателей в носовой 4 и хвостовой 5 частях самолета, каждый двигатель оснащен поворотным соплом 6, парные носовые стойки 7 убираются в полете в обтекатели по бокам передней мотогондолы 8, хвостовые опоры шасси 9 убираются в гондолы на законцовках неподвижной части стабилизатора 10, поворотные кили-стабилизаторы 11 шарнирно крепятся к гондолам шасси, топливные баки 12 и 13, основной вход в пассажирскую кабину через центральный откидной трап 14, который располагается в задней части пассажирской кабины, поворотные кили 15 с рулями 16.The aircraft has a double sweep wing 1 (Fig. 1), a
Крыло 1 двойной стреловидности имеет минимальную относительную толщину не более 2%, что обеспечивает максимальное аэродинамическое качество на сверхзвуковой скорости.Wing 1 double sweep has a minimum relative thickness of not more than 2%, which ensures maximum aerodynamic quality at supersonic speed.
Фюзеляж 2 относительно большого удлинения (λ,ф≥10) цилиндрической формы эллиптического сечения высота прохода пассажирской кабины 1650 мм ширина кабины 1550 мм. Это позволяет расположить 18 кресел по схеме 1+1 с проходом шириной 381 мм. В кабине экипажа пилоты размещены по схеме тандем, что обеспечивает снижение лобового сопротивления. Фюзеляжные топливные баки 12 и 13 размещены спереди и сзади пассажирской кабины и имеют примерно равную емкость, что обеспечивает стабильную балансировку самолета при любом остатке топлива, возможна балансировка самолета за счет перекачки топлива между баками. Откидной трап 14 пассажирской кабины обеспечивает пассажирам комфортный доступ в кабину и не требует специального наземного трапа.The
Хвостовое оперение состоит из неподвижного стабилизатора 3 и двух поворотных килей-стабилизаторов 15, на которых размещены рули 16. В полете со сверхзвуковой скоростью кили-стабилизаторы 15 расположены вертикально и способствуют повышению продольной устойчивости по каналу рысканья, рули 16 управление по рысканью. На дозвуковой скорости кили-стабилизаторы располагаются горизонтально и способствую повышению путевой устойчивости по каналу тангажа.The tail unit consists of a
Силовая установка состоит из двух турбореактивных двигателей 4 и 5, каждый из которых имеет поворотное сопло 6. Тяга двигателей направлена горизонтально на режимах взлета, полета на дозвуковой и сверхзвуковой скоростях; на режиме посадки поворотные сопла создают вертикальную тягу и тем самым способствуют снижению посадочной скорости вплоть до минимально допустимой; также частичное параллельное отклонение сопел в пределах 10°-15° может быть использовано для увеличения высоты полета. При отклонении сопел по отдельности их можно использовать для продольной балансировки самолета без потери качества от отклонения рулей.The power plant consists of two
Схема шасси на двух передних 7 и двух задних опорах 9 с равномерным распределением нагрузок по опорам обеспечивает взлетно-посадочные характеристики, движение по аэродрому и буксировку тягачом по аэродрому, количество и размеры колес выбраны по принципу минимального размера в лобовой проекции. Отрыв носовых стоек в конце разбега обеспечивается не за счет отклонения руля высоты, как на обычных самолетах, но за счет отклонения сопла носового двигателя. Носовые стойки убираются по полету в обтекатели 8 по бортам мотогондолы, хвостовые стойки убираются в обтекатели 10.The chassis layout on two
Разработанная схема самолета обеспечивает малую скорость сваливания самолета благодаря отсутствию разворачивающего момента при отказе одного из двух двигателей. Кроме того, поворотные сопла двигателей при повороте на 90° создают вертикальную тягу, которая при работе двигателей на максимальном режиме способна увеличить подъемную силу самолета, что и обеспечивает снижение посадочной скорости до величины эволютивной скорости элеронов. Стойки шасси, разнесенные по оконечностям самолета, обеспечивают "чистую" конструкцию крыла, без нарушения аэродинамики крыла, что способствует повышению величины аэродинамического качества самолета.The developed scheme of the aircraft provides a low stall speed due to the absence of a turning moment when one of the two engines fails. In addition, the rotary nozzles of the engines when turning through 90 ° create vertical thrust, which, when the engines are operating at maximum speed, can increase the lift of the aircraft, which reduces the landing speed to the magnitude of the aileron evolving speed. The landing gear, spaced at the ends of the aircraft, provide a "clean" wing structure, without disturbing the aerodynamics of the wing, which helps to increase the aerodynamic quality of the aircraft.
Таким образом, удается создать сверхзвуковой административный самолет вместимостью до 20 человек с повышенным уровнем безопасности полета за счет не чувствительности системы управления самолета к отказу одного из двигателей, а также за счет снижения посадочной скорости до величины эволютивной скорости элеронов. Эволютивная скорость элеронов для данного варианта компоновки может составлять величину порядка 100 км/час.Thus, it is possible to create a supersonic administrative aircraft with a capacity of up to 20 people with an increased level of flight safety due to the insensitivity of the aircraft control system to the failure of one of the engines, as well as by reducing the landing speed to the value of the aileron evolving speed. The evolutive speed of ailerons for this layout option can be about 100 km / h.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015127503/11A RU2602130C1 (en) | 2015-07-08 | 2015-07-08 | Executive supersonic aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015127503/11A RU2602130C1 (en) | 2015-07-08 | 2015-07-08 | Executive supersonic aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2602130C1 true RU2602130C1 (en) | 2016-11-10 |
Family
ID=57278291
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015127503/11A RU2602130C1 (en) | 2015-07-08 | 2015-07-08 | Executive supersonic aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2602130C1 (en) |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3606210A (en) * | 1969-11-06 | 1971-09-20 | Ralph E Busby | Engine mounting for vtol aircraft and the like |
FR2899200B1 (en) * | 2006-03-28 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | AIRCRAFT WITH REDUCED ENVIRONMENTAL IMPACT |
-
2015
- 2015-07-08 RU RU2015127503/11A patent/RU2602130C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3606210A (en) * | 1969-11-06 | 1971-09-20 | Ralph E Busby | Engine mounting for vtol aircraft and the like |
FR2899200B1 (en) * | 2006-03-28 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | AIRCRAFT WITH REDUCED ENVIRONMENTAL IMPACT |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR102627026B1 (en) | Wing tilt drive system for electric vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft | |
CN111619785B (en) | Multi-rotor aircraft suitable for vertical take-off and landing | |
RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
EP1167183B1 (en) | Blended wing and multiple-body airplane configuration | |
RU180474U1 (en) | Vertical takeoff and landing airplane | |
US7854409B2 (en) | Canarded deltoid main wing aircraft | |
US20200354050A1 (en) | Convertiplane | |
CN105564633A (en) | Wing flap lift enhancement type joined-wing airplane with approximately horizontal rotation propellers | |
US12017770B2 (en) | Electric-propulsion aircraft comprising a central wing and two rotatable lateral wings | |
US20060016931A1 (en) | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft | |
CN205203366U (en) | Approximate level is rotated propeller wing flap lift -rising and is connected wing aircraft | |
RU2486105C1 (en) | Aircraft (versions) | |
RU2602130C1 (en) | Executive supersonic aircraft | |
RU112154U1 (en) | MULTI-PURPOSE PLANE | |
RU2321526C1 (en) | Launch vehicle recoverable booster | |
WO2015016731A1 (en) | Aircraft (variants) | |
RU2714176C1 (en) | Multi-purpose super-heavy transport technological aircraft platform of short take-off and landing | |
US2998209A (en) | Multi-purpose, jet propelled aircraft | |
US10654556B2 (en) | VTOL aircraft with wings | |
RU2335430C1 (en) | High-capacity aircraft | |
RU2562259C1 (en) | Airborne vehicle | |
RU2607037C1 (en) | Aircraft | |
RU2789425C1 (en) | Aircraft with a hybrid power plant | |
RU2146210C1 (en) | Aircraft "sokol" | |
RU72198U1 (en) | AIRCRAFT WITH HIGH AERODYNAMIC QUALITY |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200709 |