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M88 vs EJ-200


DEFA550
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1. Introduction

Les critiques sur le M88 étant récurrentes, et souvent sur le seul fondement d'une réputation forgée par les concurrents, je suis parti à la recherche d'informations auprès de sources dignes de foi afin de donner aux plus courageux de quoi se forger une opinion en connaissance de cause, et aux autres matière à réflexion pour couper court aux préjugés et autres conclusions hâtives.

Le sujet est complexe parce que la conception d'un moteur est avant tout une affaire de compromis, de choix techniques répondant à des besoins souvent spécifiques et qui n'ont rien d'évident. Cette large palette d'options reste malheureusement invisible dans les plaquettes publicitaires, lesquelles ne donnent pratiquement en pâture qu'une poussée maximale uniquement valable en laboratoire (sur un banc d'essai, avec des conditions d'humidité, de pression et de température bien précises) et laissant dans l'ombre un nombre considérable d'inconnues. Mais puisqu'il faut bien un point de départ, voici donc les données officiellement rendues publiques :

[/td] M88-2 EJ-200

Poids 897 kg 989

Longueur 3538 mm 3988 mm

Modules 21 15

Durée de vie Selon état Selon état

Poussée PG sec 50 kN 60 kN

Poussée PG PC 75 kN 90 kN

Conso spécifique PG sec 0,8 kg/daN.h 0,75-0,83 kg/daN.h

Conso spécifique PG PC 1,7 kg/daN.h 1,69-1,76 kg/daN.h

Débit d'air 65 kg/s 75 kg/s

Diamètre d'entrée 696 mm 737 mm

Diamètre maximal 770 mm 850 mm

Température Entrée Turbine 1850 K 1800 K

Taux de dilution 0,3 0,4

Taux compression total 24,5 26

Surface frontale 0,380 m2 0,426 m2

Vitesse débitante 140 m/s 144 m/s

Poussée spécifique 1154 m/s 1201 m/s

Poussée frontale 197 kN/m2 211 kN/m2

Rapport poussée/poids 8,52 9,28

Les cinq dernières données sont calculées :

- Surface frontale : Surface apparente du compresseur BP, obtenue à partir du diamètre d'entrée.

- Vitesse débitante : Rapport du débit d'air sur la surface frontale.

- Poussée spécifique : Poussée maximale rapportée au débit d'air. Elle traduit l'efficacité thermodynamique globale du moteur.

- Poussée frontale : Poussée maximale rapportée à la surface frontale. Elle traduit l'efficacité du moteur relativement à son encombrement.

- Rapport poussée/poids : Poussée maximale rapportée au poids du moteur.

NB: J'ai volontairement retenu pour l'EJ-200 le plus faible débit d'air publié puisque c'est celui qui maximise la poussée spécifique et la poussée frontale.

Ces calculs, aussi empiriques soient-ils, font apparaître que ces deux moteurs sont d'un niveau comparable avec un léger avantage pour l'EJ-200 qui peut probablement s'expliquer par un cahier des charges différents. Le M88 conserve à priori un avantage technologique en raison de sa taille inférieure (à niveau de performance donnée, le plus petit moteur est celui qui demande un niveau technologique supérieur) mais aussi d'une température d'entrée de turbine un peu plus élevée (traduisant peut-être une longévité supérieure).

Evidemment, tout ce qui est basé sur la poussée maximale telle que précisée dans la plaquette n'est valable qu'au banc d'essai, dans des conditions atmosphériques bien précises (conditions ISA). L'évolution des performances du moteur dans tout le domaine de vol (en fonction de la vitesse de l'avion et de l'altitude du vol) reste une variable inaccessible qui dépend à la fois de l'avion (conception des entrées d'air) et du moteur lui-même (choix techniques retenus en fonction des objectifs à atteindre). De fait, l'écart constaté au banc entre deux moteurs peut tout aussi bien s'accroître que se réduire en vol dans des proportions non négligeables, sans qu'il soit possible d'en apprécier à priori l'amplitude (pourtant certains continuent de parler du rapport poids/poussée d'un avion complet, avec une poussée réelle qui est donc inconnue). Il arrive même que la hiérarchie dégagée au sol se trouve totalement inversée en haute altitude et/ou en supersonique, mais ce n'est certainement pas le cas ici.

2. La genèse

Quoiqu'on en dise, ces deux moteurs ont été conçus pour un usage bien précis et cet usage implique des priorités, des optimisations, et des choix techniques particuliers. Un rapide aperçu de leur genèse permet de lever le voile sur certaines caractéristiques voulues dès l'origine, et éclaire d'un jour nouveau les différences constatées jusque là en comparant les plaquettes officielles.

Les études françaises lancées par les industriels, en particulier SNECMA et Dassault Aviation, sous l'égide du Centre de Prospective et d'Evaluations ont permis de figer, dès 1978, le portrait robot du futur moteur militaire. Les deux missions essentielles considérées dans le cadre de ces études, à savoir "pénétration" et "supériorité aérienne", avec leurs exigences différentes (faible consommation kilométrique pour la première et forte poussée spécifique pour la seconde), sont à l'origine des compromis techniques réalisés. Dès cette époque les caractéristiques principales du M88 étaient définies : double corps/double flux, taux de compression élevé en restant compatible avec de bonnes performances à Mach élevé, température d'entrée de turbine aussi élevée que le permet l'utilisation de nouveaux matériaux.

Tous les composants du moteur ont fait l'objet d'un programme de démonstration technologique : MINOS pour la validation aérodynamique dès le début des années 1970, DEXTRE pour la validation thermique et mécanique de la turbine de 1979 à 1983, le compresseur HP et la chambre de combustion à partir de 1982, le compresseur BP en 1983, le corps HP de 1983 à 1987, SYREN pour la régulation numérique en 1981 puis RENPAR en 1987. La compatibilité entre tous ces modules était quant à elle démontrée par le démonstrateur M88 lancé en 1982 qui tournait au banc dès 1984 (1).

En 1984 Rolls-Royce lançait sur la base d'études préliminaires conduites depuis 1982 le développement d'un démonstrateur technologique, le XG-40, optimisé pour le vol supersonique (Mach 0.9 à 1.6) à une altitude voisine de 35000 ft. A l'automne 1985, l'Allemagne, l'Italie, l'Espagne et la Grande Bretagne entraient dans la phase de définition d'un nouveau moteur, l'EJ-200, inspiré en partie du démonstrateur XG-40 (ressemblance qualifiée d' "heureuse coïncidence" par Rolls-Royce en 1987 (5)) et destiné à équiper l'Eurofighter Typhoon. Les objectifs initiaux portaient sur :

- une optimisation pour le rôle de chasseur

- un rapport poussée/poids supérieur aux moteurs de l'époque

- conçu pour être à la fois très performant et à faibles coûts de possession

- durée de vie, maintenance et inspections améliorées/facilitées

- sans contraintes d'utilisation dans tout le domaine de vol

- avec un potentiel d'évolution de 15%

Le cahier des charges né des besoins des 4 nations conduisait Eurofighter et Eurojet à concevoir un avion capable de répondre à 11 missions différentes, avec 8 critères de performance à atteindre. Sur ces 11 missions, 2 orientaient la conception à savoir :

- la supériorité aérienne

- l'interception supersonique en un minimum de temps

chacune de ces deux missions consommant approximativement 75% du carburant soit en subsonique, soit en supersonique. Ces deux conditions ont un besoin diamétralement opposé en ce qui concerne l'un des paramètres principaux du moteur : la poussée spécifique. En d'autres termes, le taux de compression du compresseur BP devait être largement inférieur à 4 pour la mission de supériorité aérienne, mais supérieur à 4,5 pour la mission d'interception supersonique. La résolution de ce conflit d'intérêt a conduit à choisir un taux de compression de 4,2 pour le compresseur BP (2). De plus, les critères de rapport poussée/poids et de coûts de possession militaient pour une conception la plus simple possible (5)(6) afin de réduire au maximum le poids du moteur, et donc les coûts afférents.

Côté français, l'essentiel des études concernant l'ensemble des composants d'un moteur moderne fait suite au lancement à la fin des années 70 des programmes ACF, ACT 92, ACM et ECA.  A cette époque, les trois partenaires de Turbo Union (Rolls-Royce, MTU et Avio) poursuivent le développement du RB-199 équipant le Tornado alors que les programmes multi-nationaux s'enchaînent à un rythme quasi-annuel (ECA, ECF, ACA puis EFA). C'est avec l'ACA, soutenu à bout de bras par la Grande Bretagne, que Rolls-Royce commence en 1982 à défricher les éléments constitutifs d'un nouveau moteur dont le démonstrateur sera lancé en 1984, peu après le début du projet F/EFA qui succédait à l'ACA.

En 1985, les désaccords autour de l'EFA sont évidents. Le compromis sur le poids à vide de l'avion a été trouvé dans la douleur, mais d'autres arguments sont mis en avant pour diminuer la part française sur le programme et imposer le moteur XG-40 de Rolls-Royce au motif que le M88 sera insuffisant (1)(3). Pour autant, SNECMA démontre la même année sa maîtrise des technologies d'un moteur moderne dont les performances sont supérieures à celles des moteurs existants dans la même gamme de poussée (F404 et RB-199), alors que le XG-40 ne tournera au banc que l'année suivante.

Il est assez amusant de voir les caractéristiques du M88 publiées par la presse anglo-saxonne de l'époque (exemple), qui se garde bien de préciser qu'il s'agit au mieux du démonstrateur technologique, et non du moteur de série. En résumé ce M88 est présenté comme un équivalent du F-404, mais en plus gros ce qui n'est évidemment pas flatteur.

Il ressort aussi de toutes ces lectures d'époque le sentiment que la Grande Bretagne s'est retrouvée en position de faiblesse au moment de négocier (ECA, ECF, EFA), avec les mains vides faute d'avoir autre chose à montrer que le Tornado. Vu sous cet angle, la tentation de tout faire pour évincer les français et retrouver une position plus confortable au sein d'un consortium dérivé de Panavia devait être particulièrement forte. Les accrochages ultérieurs avec les Allemands, notamment en ce qui concerne le partage du programme Eurofighter, procèdent à priori du même principe...

3. Les compresseurs

3.1 Compresseur basse pression

M88-2 EJ-200

Débit d'air 65 kg/s 75 kg/s

Diamètre d'entrée 696 mm 737 mm

Nombre d'étages 3 3

Taux compression 3,5 4,2

Calage variable 1 VIGV -

Surface frontale 0,380 m2 0,426 m2

Le compresseur basse pression axial à 3 étages du M88 comprend une directrice d'entrée dégivrable à calage variable (VIGV - Variable Inlet Guide Vane) (4). Le nombre de disques aubagés monoblocs (BLISK) est non spécifié.

Il est développé par MTU, avec l'aide de Rolls-Royce, et entièrement constitué de BLISK dans ses dernières versions (soudage des aubes par friction linéaire).

Comme expliqué plus haut, le choix du taux de compression du compresseur BP procède d'une optimisation particulière liée aux missions principales envisagées pour l'avion. En l'occurrence, le choix retenu pour l'EJ-200 permet une réduction de la consommation de carburant en post-combustion et optimise donc le moteur pour un usage en supersonique. A contrario, le M88 privilégie une poussée spécifique plus faible pour augmenter le rayon d'action en croisière subsonique.

3.2 Compresseur haute pression

M88-2 EJ-200

Nombre d'étages 6 5

Taux compression 7 6,2

Calage variable 1 VIGV + 2 VSV 1 VIGV

Taux de dilution 0,3 0,4

Débit d'air flux primaire 50 kg/s 53,6 kg/s

Débit d'air flux secondaire 15 kg/s 21,4 kg/s

Le compresseur haute pression axial à 6 étages du M88 comprend une directrice d'entrée à calage variable, ainsi que deux stators à calage variable (VSV - Variable Stator Vane) sur les deux premiers étages. Le prélèvement d'air avionneur est disponible en sortie du 6ème étage (4). Le nombre de BLISK est non spécifié, mais les deux premiers étages au moins seraient concernés. Disques fabriqués par métallurgie des poudres (superalliage N18).

Il est développé par MTU avec l'aide de Rolls-Royce, avec les 3 premiers étages constitués de BLISK. Une prise d'air après le troisième étage permet le refroidissement de la turbine BP. Le dernier disque est en Inconel.

3.3 Compresseur complet

Le taux de compression global s'établit à 26:1 pour l'EJ-200 et 24,5:1 pour le M88. Dans un cas comme dans l'autre la limite est imposée par la température en sortie de compresseur HP, laquelle dépend aussi des conditions en entrée de compresseur. Le M88 semble ici plus conservateur, mais la perspective de devoir supporter de longs vols en TBA n'y est probablement pas étrangère même si le choix du taux de compression total est aussi une question de compromis lié à l'équilibre général du moteur ou à sa longévité (température réduite).

Le compresseur de l'EJ-200 étant plus chargé en raison d'un taux de compression plus élevé sur chaque étage, il est moins sensible aux distorsions de la veine d'air et offre probablement une marge au pompage supérieure. Dès lors, la suppression de la directrice d'entrée du compresseur BP et des stators variables sur le compresseur HP afin de réduire le poids du moteur et répondre au critère de simplicité est plus facilement envisageable. Par ailleurs, le positionnement des entrées d'air du Typhoon participe peut-être aussi à la qualité de la veine d'air (que ce soit à forte incidence ou lors d'un dérapage).

Le FADEC peut éventuellement jouer un rôle important dans la gestion du compresseur, en particulier lors des changements de position de la manette des gaz. En maintenant les modifications de régime moteur sous contrôle, les instabilités au niveau du compresseur peuvent être maintenues à des niveaux acceptables et ainsi garantir un fonctionnement normal du moteur dans tout le domaine de vol sans attention particulière de la part du pilote (carefree handling). Cette caractéristique, accompagnée d'une pilotabilité et de temps de réponse remarquables, est particulièrement mise en avant lorsqu'il s'agit du M88. Les éléments à calage variable (directrices d'entrée et stator) participent sans aucun doute au fonctionnement optimal du compresseur quel que soit le régime ou les conditions rencontrées, ce qui limite d'autant le rôle régulateur du FADEC.

Il y a sans doute là une différence de philosophie entre les deux conceptions. D'un côté l'EJ-200 favorise une conception simple et légère quitte à exploiter le FADEC pour arrondir les angles, de l'autre le M88 dont les choix sont guidés par l'encombrement et le poids, mais sans pour autant se priver d'éléments passifs favorisant l'exploitation du potentiel moteur dans toutes les conditions.

En ce qui concerne les BLISK, la technologie est maîtrisée des deux côtés mais leur emploi reste apparemment subordonné à des critères particuliers. Le gain de poids et l'élimination de fuites au niveau du pied des aubes constituent un avantage, mais c'est au détriment d'une sensibilité accrue aux vibrations (rigidité) et du coût occasionné en cas de dégâts (ingestion de débris, collisions volatile, etc).

4. Parties chaudes

4.1 Chambre de combustion

Les deux moteurs possède une chambre de combustion non polluante.

4.2 Turbine haute pression

M88-2 EJ-200

Nombre d'étages 1 1

Température Entrée Turbine 1850 K 1800 K

Aubes et distributeur élaborés par solidification monocristalline (superalliage AM1), disque en métallurgie des poudres (superalliage N18 à base de nickel). Barrière thermique des aubes de turbine en céramique.

Turbine développée par Rolls-Royce. Aubes monocristallines en alliage de nickel, barrière thermique en céramique.

4.3 Turbine basse pression

M88-2 EJ-200

Nombre d'étages 1 1

Turbine développée par Avio.

Technologies probablement identiques/similaires à celles utilisées pour la turbine HP (le distinguo est rarement fait entre les deux turbines)

5. Canal d'éjection

M88-2 EJ-200

Post-combustion Radial Radial

Tuyère Convergente (flux chaud) Convergente/divergente

Volets froids en matériau composite à matrice céramique. La double convergence obtenue sur le flux chaud et le flux froid revient à émuler une tuyère convergente/divergente puisque l'expansion des gaz chauds en sortie des volets chauds est canalisée par les volets froids. Cette partie du moteur participe à la réduction de la signature EM (matériau des volets froids) mais aussi IR (dilution du flux chaud).

Tuyère classique développée par Avio et ITP.

6. Conclusion

Sur un plan purement technologique, aucun des deux moteurs ne semble se détacher nettement. Les différences constatées sont essentiellement dues à des optimisations différentes répondant à des objectifs différents. D'une façon plus générale, on retrouve dans ces deux moteurs les traits caractéristiques des avions qu'ils équipent : exclusivité de la mission principale pour l'un, polyvalence pour l'autre.

Néanmoins, on reste frappé par le côté parfois très pointu des papiers publiés au sujet de certains éléments du M88, en particulier en ce qui concerne les matériaux nouveaux. Par opposition, la littérature sur l'EJ-200 paraît plus basique et s'étend davantage sur les choix techniques ou la conception.

Le tableau général brossé à partir de tous ces éléments sort sans aucun doute le M88 de la fange où il est régulièrement plongé par méconnaissance ou simple médisance. Si l'EJ-200 est indiscutablement un très bon moteur pour un chasseur, le M88 n'a pas à rougir de ses capacités et il est tout aussi indiscutablement le moteur qu'il faut au Rafale.

7. Sources

(1) COMAERO : Les moteurs, page 107 et suivantes

(2) Design of a new Fighter Engine - the dream in an engine man's life

(3) New Scientist, 13 june 1985

(4) http://ftp.rta.nato.int/public//PubFulltext/AGARD/CP/AGARD-CP-593///12chap07.pdf

(5)(6) Flight International, 18 juillet 1987, page 28 et 29

Autres sources / lectures complémentaires :

Design improvements of the EJ 200 HP compressor

Flight International, 17 august 1985

Flight International, 12 april 1986 page 25 et 26

Flight International, 9 july 1988, page 23 et 24

Les principes et les méthodes de conception des turboréacteurs aéronautiques militaires

Integrated multidisciplinary design of high pressure multistage compressor systems

Le turboréacteur, moteur des avions à réaction

Development of repair techniques for compressors bladed disks (BLISK)

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Je ne suis pas d'accord..

Il manque des choses importantes !

Je n'ai pas vu le M88 à la plage, Le M88 en forêt, Le M88 fait du ski, Le M88 à la ferme, Le M88 en espagne, le M88 contre Dracula...etc...

Bon c'est bon je -------->[]

C'est fou les mordus de technique que vous etes ! Moi je suis largué avec tout ces chiffres ! :P

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un poste très intéressant et très instructif.  =)

J'aimerais revenir sur les pales à hautes température. Dans les cours que l'on as eu à l'école, on nous parlais (dans le cas du M-88) de :

-> lames monocristalines (en super alliage titane nickel et d'autres)

-> barrière thermique en céramique (Alumine Zircone yttriée) (un peut plus compliqué que ça mais j'ai pas trop le temps de m'étaler)

-> refroidissement interne à la lame par des conduites de réfrigérant moulées dans la structure de la lame

apparemment, le m-88 intègre une partie de ces technologies. Aurais tu plus de détails sur ce champs?

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D'après ces chiffres, le M88 consomme autant ... mais avec 20% de poussée en moins.

Pas terrible, non (même si le différentiel de poids - un petit quintal - joue en sa faveur) ?

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Reste plus qu'à traduire tout ça en Anglais !

J'ai pense la meme chose.

D'après ces chiffres, le M88 consomme autant ... mais avec 20% de poussée en moins.

Pas terrible, non (même si le différentiel de poids - un petit quintal - joue en sa faveur) ?

Sauf si je dis une betise, conso egale a pousse egale donc la "fantastique" puissance du EJ-200 demande donc une conso superieure.

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D'après ces chiffres, le M88 consomme autant ... mais avec 20% de poussée en moins.

Pas terrible, non (même si le différentiel de poids - un petit quintal - joue en sa faveur) ?

C'est la consommation spécifique, qui est rapport à la poussée en fait.

A consommation spécifique équivalente, le réacteur qui pousse 20% de plus consommera 20% de plus. (Corrigez moi si je me trompe hein!)

Les chiffres de conso spécifique plein gaz sec et pleine PC permettent de comparer les 2 moteurs, mais pas forcément la comparaison des avions. Pour cela il faudrait des courbes plus complètes, prenant en compte la consommation spécifique sur toute la gamme de poussée, qui ne sont pas publiques.

Par exemple, il est possible que pour voler à une altitude donnée à Mach 0,9 avec 2 bidons supersoniques et 6 missiles air-air le Typhoon ait besoin de 60% de sa poussée sèche maximale, alors que le Rafale dans les mêmes conditions aura besoin de 70% de sa poussée sèche maximale.

La CS n'étant pas la même selon le moteur et la poussée demandée, difficile de dire que tel appareil consomme plus que tel autre, cela dépend du profile de vol, de la charge emportée etc.

L'exemple ci-dessus est fictif je précise, c'est juste pour illustrer.

Mais au final, le Rafale reste un avion plus léger et qui emporte malgré tout plus de carburant. D'après les chiffres qui sont ici donnés par DEFA (merci à lui!), le Rafale conserve quand même une nette marge de supériorité sur le Typhoon en matière d'autonomie de vol, alors que son rapport poussée/poids n'est pas vraiment si éloigné de celui du Typhoon.

EDIT: Grillé!

Pour réagir sur une des phrases de DEFA en début d'article, qui disait de se méfier des chiffres au banc d'essai pour les réacteurs, car cela peut nettement varier une fois en vol, selon l'altitude et la vitesse. On peut l'illustrer par le fait que le Mirage 2000 avec son M53 poussait effectivement moins fort qu'un F-16 au décollage, mais qu'il prenait le dessus en poussée brute à haute altitude et haut mach.

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Heu. Les conso spécifiques étant similaires, tout ce qu'on peut dire c'est que pour la même poussée, chacun demande autant de carburant que l'autre.

Sauf que l'EJ200 peut pousser 20% plus fort. C'est tout...

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Heu. Les conso spécifiques étant similaires, tout ce qu'on peut dire c'est que pour la même poussée, chacun demande autant de carburant que l'autre.

Sauf que l'EJ200 peut pousser 20% plus fort. C'est tout...

Les CS sont similaires en plein gaz sec. Est-ce que ça veut dire qu'elles sont similaires sur toute la gamme de poussée?

Reformulé: Est-ce qu'un M88 PGS qui pousse 50kN va consommer autant (en valeur absolue) qu'un EJ200 à 85% de poussée qui pousse donc lui aussi à 50kN?

J'avoue que je n'en sais rien du tout, c'était surtout ça la question que je me posais (maladroitement) dans mon post précédent.

Mais je pense comme toi que la différence ne doit pas être énorme. Je doute que la CS varie énormément entre 50% de poussé et PGS par exemple, mais peut-être que je me trompe.

Quelqu'un en saurait-plus?

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nono, il y a pleins d'exemples de démo de foufoune sans bidon

ouais , ya plein de démos de typhoon sans bidons , qui durent pas plus de 7 minutes d'après toutes les démos que je viens de me taper sur youtube , comparé a une démo Raf sans bidon non plus qui dure plus de 9 .. ça en dit long sur la conso ?!

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ouais , ya plein de démos de typhoon sans bidons , qui durent pas plus de 7 minutes d'après toutes les démos que je viens de me taper sur youtube , comparé a une démo Raf sans bidon non plus qui dure plus de 9 .. ça en dit long sur la conso ?!

L'EF2000 est pas avantagé sur l'autonomie, il est plus lourd et a moins de kero interne, de plus a basse altitude il est prossible que sa grosse entrée d'air et peut etre le reste de son aérodynamique traine plus que le Rafale. Pour les démo qui alterne beaucoup d'accélération a basse vitesse, la masse de l'avion doit peser treeeees lourd sur la conso. D'un autre coté opérationnellement les missions de l'EF2000 sont assez éloigné du contexte démo... alors que le Rafale est plus dans son domaine a basse altitude et a vitesse "modéré", ca plus sa masse contenue permettant de doper les accélération, lui donne un avantage net en meeting.

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Et puis y'a pas à chercher mille an: le Rafale pousse moins, donc consomme moins, tout en ayant plus de carbu interne. A démo "équivalente" (ie. avec une utilisation similaire de la PC), le Rafale tient plus longtemps, point barre.

Et comme ce genre de démos ne reflètent en rien des configurations opérationnelles, on s'en fiche un peu, c'est juste du spectacle.

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