GAS TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR CONNECTION UNIT
FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines (GTE) of aircraft application, namely to design of compressor and turbine rotor connection unit. Technical result is achieved by the fact that the known unit for connection of the low-pressure rotor shafts of the gas turbin...
Gespeichert in:
| Hauptverfasser: | , , |
|---|---|
| Format: | Patent |
| Sprache: | eng ; rus |
| Schlagworte: | |
| Online-Zugang: | Volltext bestellen |
| Tags: |
Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
|
| container_end_page | |
|---|---|
| container_issue | |
| container_start_page | |
| container_title | |
| container_volume | |
| creator | Dontsov Sergej Nikolaevich Uzbekov Andrej Valerevich Kikot Nikolaj Vladimirovich |
| description | FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines (GTE) of aircraft application, namely to design of compressor and turbine rotor connection unit. Technical result is achieved by the fact that the known unit for connection of the low-pressure rotor shafts of the gas turbine engine contains the low pressure compressor shaft, the low pressure turbine shaft, the journals of which are inserted into the intermediate shaft, wherein said shafts are fixed relative to each other in circumferential and axial directions, bushing rigidly connected to stator, piston installed in bushing with possibility of axial displacement and fixed relative to it in circumferential direction, wherein between the sleeve and the piston a cavity is formed, which is interconnected with the pressure gas or liquid main line with the bypass valve, a ball bearing, the external ring of which is rigidly connected to the stator, according to the present invention. Unit contains an additional intermediate shaft installed between a ball bearing and an intermediate shaft and fixed relative to the last in circumferential direction by means of a splined connection, and in axial direction by means of a radial ledge and a nut accordingly made and installed by means of a threaded connection on an intermediate shaft. On the nut there is a locking ring element, on ends of which there are axial ledges in circumferential direction, installed in corresponding blind slots in the end of the additional intermediate shaft, as well as in through slots in the nut end face. On the outer surface of the locking ring element between the adjacent end surfaces of the nut and the piston, there is a radial collar, between which and the first end surfaces of the first there are gaps, wherein in the gap between the radial collar of the locking ring element and the end surface of the nut an axial spring is installed. Piston is made with possibility of contact with the nut and radial collar of the ring safety element. Working surfaces of piston, nut and radial collar of locking ring element are conic relative to longitudinal axis of gas turbine engine, large bases of which are located on the side of low pressure compressor, note here that annular locking cover is rigidly fixed on said sleeve, while radial projection is made on outer surface of nut between adjacent end surfaces of annular stop cover and piston. Gaps are formed between said radial ledge and said end surfaces.EFFECT: higher safety of |
| format | Patent |
| fullrecord | <record><control><sourceid>epo_EVB</sourceid><recordid>TN_cdi_epo_espacenet_RU2682462C1</recordid><sourceformat>XML</sourceformat><sourcesystem>PC</sourcesystem><sourcerecordid>RU2682462C1</sourcerecordid><originalsourceid>FETCH-epo_espacenet_RU2682462C13</originalsourceid><addsrcrecordid>eNrjZDB1dwxWCAkNcvL0c1Vw9XMHUT7-4QoBQa7BwaFBrgpB_iH-QQrO_n5-rs4hnv5-CqF-niE8DKxpiTnFqbxQmptBwc01xNlDN7UgPz61uCAxOTUvtSQ-KNTIzMLIxMzI2dCYCCUAuRMnow</addsrcrecordid><sourcetype>Open Access Repository</sourcetype><iscdi>true</iscdi><recordtype>patent</recordtype></control><display><type>patent</type><title>GAS TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR CONNECTION UNIT</title><source>esp@cenet</source><creator>Dontsov Sergej Nikolaevich ; Uzbekov Andrej Valerevich ; Kikot Nikolaj Vladimirovich</creator><creatorcontrib>Dontsov Sergej Nikolaevich ; Uzbekov Andrej Valerevich ; Kikot Nikolaj Vladimirovich</creatorcontrib><description>FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines (GTE) of aircraft application, namely to design of compressor and turbine rotor connection unit. Technical result is achieved by the fact that the known unit for connection of the low-pressure rotor shafts of the gas turbine engine contains the low pressure compressor shaft, the low pressure turbine shaft, the journals of which are inserted into the intermediate shaft, wherein said shafts are fixed relative to each other in circumferential and axial directions, bushing rigidly connected to stator, piston installed in bushing with possibility of axial displacement and fixed relative to it in circumferential direction, wherein between the sleeve and the piston a cavity is formed, which is interconnected with the pressure gas or liquid main line with the bypass valve, a ball bearing, the external ring of which is rigidly connected to the stator, according to the present invention. Unit contains an additional intermediate shaft installed between a ball bearing and an intermediate shaft and fixed relative to the last in circumferential direction by means of a splined connection, and in axial direction by means of a radial ledge and a nut accordingly made and installed by means of a threaded connection on an intermediate shaft. On the nut there is a locking ring element, on ends of which there are axial ledges in circumferential direction, installed in corresponding blind slots in the end of the additional intermediate shaft, as well as in through slots in the nut end face. On the outer surface of the locking ring element between the adjacent end surfaces of the nut and the piston, there is a radial collar, between which and the first end surfaces of the first there are gaps, wherein in the gap between the radial collar of the locking ring element and the end surface of the nut an axial spring is installed. Piston is made with possibility of contact with the nut and radial collar of the ring safety element. Working surfaces of piston, nut and radial collar of locking ring element are conic relative to longitudinal axis of gas turbine engine, large bases of which are located on the side of low pressure compressor, note here that annular locking cover is rigidly fixed on said sleeve, while radial projection is made on outer surface of nut between adjacent end surfaces of annular stop cover and piston. Gaps are formed between said radial ledge and said end surfaces.EFFECT: higher safety of twin-engine aircraft in case of emergency situation in engine operation associated with low-pressure turbine shaft breakage, or in case of any damages requiring forced mechanical shutdown of the rotor, as well as wider field of application of this device.1 cl, 4 dwg
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является: повышение безопасности двухмоторного летательного аппарата при возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, связанной с обрывом вала турбины низкого давления, либо при еще каких-нибудь повреждениях, требующих принудительного механического останова ротора, а также расширение области применения данного устройства. Указанный технический результат достигается тем, что известный узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя содержит вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, согласно настоящему изобретению. Узел содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу. На гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки. На наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина. Поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента. Рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры. 4 ил.</description><language>eng ; rus</language><subject>AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS ; BLASTING ; COMBUSTION ENGINES ; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS ; GAS-TURBINE PLANTS ; HEATING ; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS ; LIGHTING ; MECHANICAL ENGINEERING ; WEAPONS</subject><creationdate>2019</creationdate><oa>free_for_read</oa><woscitedreferencessubscribed>false</woscitedreferencessubscribed></display><links><openurl>$$Topenurl_article</openurl><openurlfulltext>$$Topenurlfull_article</openurlfulltext><thumbnail>$$Tsyndetics_thumb_exl</thumbnail><linktohtml>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20190319&DB=EPODOC&CC=RU&NR=2682462C1$$EHTML$$P50$$Gepo$$Hfree_for_read</linktohtml><link.rule.ids>230,308,780,885,25563,76318</link.rule.ids><linktorsrc>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20190319&DB=EPODOC&CC=RU&NR=2682462C1$$EView_record_in_European_Patent_Office$$FView_record_in_$$GEuropean_Patent_Office$$Hfree_for_read</linktorsrc></links><search><creatorcontrib>Dontsov Sergej Nikolaevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Uzbekov Andrej Valerevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Kikot Nikolaj Vladimirovich</creatorcontrib><title>GAS TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR CONNECTION UNIT</title><description>FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines (GTE) of aircraft application, namely to design of compressor and turbine rotor connection unit. Technical result is achieved by the fact that the known unit for connection of the low-pressure rotor shafts of the gas turbine engine contains the low pressure compressor shaft, the low pressure turbine shaft, the journals of which are inserted into the intermediate shaft, wherein said shafts are fixed relative to each other in circumferential and axial directions, bushing rigidly connected to stator, piston installed in bushing with possibility of axial displacement and fixed relative to it in circumferential direction, wherein between the sleeve and the piston a cavity is formed, which is interconnected with the pressure gas or liquid main line with the bypass valve, a ball bearing, the external ring of which is rigidly connected to the stator, according to the present invention. Unit contains an additional intermediate shaft installed between a ball bearing and an intermediate shaft and fixed relative to the last in circumferential direction by means of a splined connection, and in axial direction by means of a radial ledge and a nut accordingly made and installed by means of a threaded connection on an intermediate shaft. On the nut there is a locking ring element, on ends of which there are axial ledges in circumferential direction, installed in corresponding blind slots in the end of the additional intermediate shaft, as well as in through slots in the nut end face. On the outer surface of the locking ring element between the adjacent end surfaces of the nut and the piston, there is a radial collar, between which and the first end surfaces of the first there are gaps, wherein in the gap between the radial collar of the locking ring element and the end surface of the nut an axial spring is installed. Piston is made with possibility of contact with the nut and radial collar of the ring safety element. Working surfaces of piston, nut and radial collar of locking ring element are conic relative to longitudinal axis of gas turbine engine, large bases of which are located on the side of low pressure compressor, note here that annular locking cover is rigidly fixed on said sleeve, while radial projection is made on outer surface of nut between adjacent end surfaces of annular stop cover and piston. Gaps are formed between said radial ledge and said end surfaces.EFFECT: higher safety of twin-engine aircraft in case of emergency situation in engine operation associated with low-pressure turbine shaft breakage, or in case of any damages requiring forced mechanical shutdown of the rotor, as well as wider field of application of this device.1 cl, 4 dwg
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является: повышение безопасности двухмоторного летательного аппарата при возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, связанной с обрывом вала турбины низкого давления, либо при еще каких-нибудь повреждениях, требующих принудительного механического останова ротора, а также расширение области применения данного устройства. Указанный технический результат достигается тем, что известный узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя содержит вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, согласно настоящему изобретению. Узел содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу. На гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки. На наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина. Поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента. Рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры. 4 ил.</description><subject>AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS</subject><subject>BLASTING</subject><subject>COMBUSTION ENGINES</subject><subject>CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS</subject><subject>GAS-TURBINE PLANTS</subject><subject>HEATING</subject><subject>HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS</subject><subject>LIGHTING</subject><subject>MECHANICAL ENGINEERING</subject><subject>WEAPONS</subject><fulltext>true</fulltext><rsrctype>patent</rsrctype><creationdate>2019</creationdate><recordtype>patent</recordtype><sourceid>EVB</sourceid><recordid>eNrjZDB1dwxWCAkNcvL0c1Vw9XMHUT7-4QoBQa7BwaFBrgpB_iH-QQrO_n5-rs4hnv5-CqF-niE8DKxpiTnFqbxQmptBwc01xNlDN7UgPz61uCAxOTUvtSQ-KNTIzMLIxMzI2dCYCCUAuRMnow</recordid><startdate>20190319</startdate><enddate>20190319</enddate><creator>Dontsov Sergej Nikolaevich</creator><creator>Uzbekov Andrej Valerevich</creator><creator>Kikot Nikolaj Vladimirovich</creator><scope>EVB</scope></search><sort><creationdate>20190319</creationdate><title>GAS TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR CONNECTION UNIT</title><author>Dontsov Sergej Nikolaevich ; Uzbekov Andrej Valerevich ; Kikot Nikolaj Vladimirovich</author></sort><facets><frbrtype>5</frbrtype><frbrgroupid>cdi_FETCH-epo_espacenet_RU2682462C13</frbrgroupid><rsrctype>patents</rsrctype><prefilter>patents</prefilter><language>eng ; rus</language><creationdate>2019</creationdate><topic>AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS</topic><topic>BLASTING</topic><topic>COMBUSTION ENGINES</topic><topic>CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS</topic><topic>GAS-TURBINE PLANTS</topic><topic>HEATING</topic><topic>HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS</topic><topic>LIGHTING</topic><topic>MECHANICAL ENGINEERING</topic><topic>WEAPONS</topic><toplevel>online_resources</toplevel><creatorcontrib>Dontsov Sergej Nikolaevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Uzbekov Andrej Valerevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Kikot Nikolaj Vladimirovich</creatorcontrib><collection>esp@cenet</collection></facets><delivery><delcategory>Remote Search Resource</delcategory><fulltext>fulltext_linktorsrc</fulltext></delivery><addata><au>Dontsov Sergej Nikolaevich</au><au>Uzbekov Andrej Valerevich</au><au>Kikot Nikolaj Vladimirovich</au><format>patent</format><genre>patent</genre><ristype>GEN</ristype><title>GAS TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR CONNECTION UNIT</title><date>2019-03-19</date><risdate>2019</risdate><abstract>FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines (GTE) of aircraft application, namely to design of compressor and turbine rotor connection unit. Technical result is achieved by the fact that the known unit for connection of the low-pressure rotor shafts of the gas turbine engine contains the low pressure compressor shaft, the low pressure turbine shaft, the journals of which are inserted into the intermediate shaft, wherein said shafts are fixed relative to each other in circumferential and axial directions, bushing rigidly connected to stator, piston installed in bushing with possibility of axial displacement and fixed relative to it in circumferential direction, wherein between the sleeve and the piston a cavity is formed, which is interconnected with the pressure gas or liquid main line with the bypass valve, a ball bearing, the external ring of which is rigidly connected to the stator, according to the present invention. Unit contains an additional intermediate shaft installed between a ball bearing and an intermediate shaft and fixed relative to the last in circumferential direction by means of a splined connection, and in axial direction by means of a radial ledge and a nut accordingly made and installed by means of a threaded connection on an intermediate shaft. On the nut there is a locking ring element, on ends of which there are axial ledges in circumferential direction, installed in corresponding blind slots in the end of the additional intermediate shaft, as well as in through slots in the nut end face. On the outer surface of the locking ring element between the adjacent end surfaces of the nut and the piston, there is a radial collar, between which and the first end surfaces of the first there are gaps, wherein in the gap between the radial collar of the locking ring element and the end surface of the nut an axial spring is installed. Piston is made with possibility of contact with the nut and radial collar of the ring safety element. Working surfaces of piston, nut and radial collar of locking ring element are conic relative to longitudinal axis of gas turbine engine, large bases of which are located on the side of low pressure compressor, note here that annular locking cover is rigidly fixed on said sleeve, while radial projection is made on outer surface of nut between adjacent end surfaces of annular stop cover and piston. Gaps are formed between said radial ledge and said end surfaces.EFFECT: higher safety of twin-engine aircraft in case of emergency situation in engine operation associated with low-pressure turbine shaft breakage, or in case of any damages requiring forced mechanical shutdown of the rotor, as well as wider field of application of this device.1 cl, 4 dwg
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является: повышение безопасности двухмоторного летательного аппарата при возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, связанной с обрывом вала турбины низкого давления, либо при еще каких-нибудь повреждениях, требующих принудительного механического останова ротора, а также расширение области применения данного устройства. Указанный технический результат достигается тем, что известный узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя содержит вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, согласно настоящему изобретению. Узел содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу. На гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки. На наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина. Поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента. Рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры. 4 ил.</abstract><oa>free_for_read</oa></addata></record> |
| fulltext | fulltext_linktorsrc |
| identifier | |
| ispartof | |
| issn | |
| language | eng ; rus |
| recordid | cdi_epo_espacenet_RU2682462C1 |
| source | esp@cenet |
| subjects | AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS BLASTING COMBUSTION ENGINES CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS GAS-TURBINE PLANTS HEATING HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS LIGHTING MECHANICAL ENGINEERING WEAPONS |
| title | GAS TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR CONNECTION UNIT |
| url | https://sfx.bib-bvb.de/sfx_tum?ctx_ver=Z39.88-2004&ctx_enc=info:ofi/enc:UTF-8&ctx_tim=2025-01-11T06%3A21%3A29IST&url_ver=Z39.88-2004&url_ctx_fmt=infofi/fmt:kev:mtx:ctx&rfr_id=info:sid/primo.exlibrisgroup.com:primo3-Article-epo_EVB&rft_val_fmt=info:ofi/fmt:kev:mtx:patent&rft.genre=patent&rft.au=Dontsov%20Sergej%20Nikolaevich&rft.date=2019-03-19&rft_id=info:doi/&rft_dat=%3Cepo_EVB%3ERU2682462C1%3C/epo_EVB%3E%3Curl%3E%3C/url%3E&disable_directlink=true&sfx.directlink=off&sfx.report_link=0&rft_id=info:oai/&rft_id=info:pmid/&rfr_iscdi=true |