CN104252004A - 利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统,包括:导航接收机、天线、自旋卫星以及导航卫星;其中,所述导航接收机设置在所述自旋卫星的星体内部;所述天线设置在自旋卫星的星体顶面且设置的自旋卫星自旋主轴的侧面;所述自旋卫星通过导航接收机跟踪好接收多颗导航卫星的信号。导航接收机采用可单独或集成接收美国GPS、俄罗斯GLONASS、欧洲伽利略和中国北斗卫星导航定位系统信号的星载导航设备。本发明还提供相应的测量方法。本发明中利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态,仅需要一个天线就可对近地轨道高度低于20000km的自旋卫星进行姿态确定,具有质量轻、低能耗,以及避免整周模糊度计算等优点。
Description
技术领域
本发明涉及航天领域,具体地,涉及一种利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统及方法。
背景技术
随着小卫星技术不断发展与应用,因其具有质量轻、体积小、成本低、发射灵活等特点而受到很多国家的重视。采用全球定位系统对小卫星进行姿态确定相比传统采用星敏感器、太阳敏感器、地球地平敏感器等姿态测量原件的方法,具有质量轻、精度高、连续性、误差不随时间积累等特点。我国某“十二五”背景型号项目论证中包括两颗微小自旋卫星,若利用传统导航接收机方法对其定姿,通过测量各个天线对间的基线在参考坐标系中的向量来表示卫星本体相对于参考坐标系的姿态,则至少需要3个天线并跟踪2颗导航卫星。而且,采用该方法不但需要求解载波相位整周模糊度,而且对多颗卫星进行信号接收,需要多通道处理。而较多的通道对接收机硬件提出了更高的要求,从而增加了卫星的重量和功耗。
发明内容
针对现有技术中的缺陷,本发明的目的在于研究一种新的利用导航敏感器对自旋卫星姿态进行确定的方法,以减少天线的数量,降低导航接收机的技术复杂度,从而降低对卫星质量和功耗资源的需求。
根据本发明的一个方面提供的利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统,包括:导航接收机、天线、自旋卫星以及导航卫星;
其中,所述导航接收机设置在所述自旋卫星的星体内部且电气连接所述天线;所述天线设置在自旋卫星的星体顶面且设置在自旋卫星自旋主轴的侧面;所述自旋卫星通过导航接收机跟踪和接收多颗导航卫星的信号。
优选地,导航接收机采用能够单独或集成接收美国GPS、俄罗斯GLONASS、欧洲伽利略和中国北斗卫星导航定位系统信号的星载导航设备。
根据本发明的另一个方面提供的一种利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统测量自旋卫星姿态的方法,包括如下步骤:
步骤1:建立本体坐标系;
步骤2:在本体坐标系中计算天线到导航卫星的距离ρas;
步骤3:计算天线接收到信号的相位φc(t);
步骤4:建立离散载波相位模型并计算载波相位差yn;
步骤5:联立ρas、φc(t)和yn计算出本体坐标系下自旋卫星指向导航卫星矢量的角度θs和角度ψs。
优选地,所述步骤1包括如下步骤:
-以卫星自旋轴的方向为zb轴,垂直于zb轴的自旋卫星表面作为xbyb平面,并在其中定义相互垂直的xb和yb轴。
优选地,在本体坐标系中天线到导航卫星的距离ρas为:
其中,ρs为自旋卫星到导航卫星的距离,ra为天线的安装半径,ωa为自旋卫星的自旋角速度,ψa为天线与本体坐标系xb轴的夹角,ψs为赤道惯性坐标系中矢量rs在xbyb平面内的投影与xb轴的夹角,θs为矢量rs和xbyb平面的夹角,t为数据接收时间。
优选地,所述步骤3包括如下步骤:
步骤3.1:由于(ra/ρs)<<1,则天线接收到的信号相位φc(t)表示为:
其中,ωc是信号传播的频率,c为光速,ρas(t)为接收机天线到导航卫星的距离,constant为接收机天线与导航卫星非径向相对运动产生的相位差的总和,φDopp(t)是导航接收机、天线和导航卫星之间相对运动产生的多普勒频率形成的相位值;
步骤3.2:将(1)式代入(2)式得到:
φc(t)=ωct+φDnr(t)+xccos(ωat+ψa)+xssin(ωat+ψa) (3)
其中,φDnr(t)为自旋卫星和导航卫星相对运动形成的多普勒相位;xccos(ωat+ψa)+xssin(ωat+ψa)为由天线绕自旋卫星主轴自旋运动产生的多普勒相位,xc和xs为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数;
步骤3.3:通过(4)、(5)式计算出矢量rs的角度θs和ψs的计算式:
ψs=arctan2(xs,xc) (6)
优选地,所述步骤4包括如下步骤:
步骤4.1:设导航接收机产生的伪随机噪声码环开始和结束在时间节点t0、t1、t2、……tn的载波相位模型为:
其中,时间间隔Δtn-1=tn-tn-1,频率ωre(n-1)为从tn-1到tn内导航接收机估计载波相位的变化率,状态量xp=φdnr-φre+ωat为自旋卫星与导航卫星整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加,状态量为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率加上自旋卫星的自旋角速度;状态量为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率的变化率,Wn为随机噪声;为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率,为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率的变化率;
步骤4.2:计算载波相位差,具体为,由导航接收机中的载波环鉴别器输出的载波相位差yn表示为:
yn=-arctan2(Qn,In) (10)
其中,In为导航接收机的延迟锁定环路的同相信号,Qn为导航接收机的延迟锁定环路的正交信号;
对于自旋卫星,在导航接收机的跟踪环路锁定状态下,从tn-1时刻到tn时刻的平均载波相位差yn表示为:
其中,xp(t)为自旋卫星与导航卫星整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加值随时间的变化;xc(t)和xs(t)为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数随时间的变化;
步骤4.3:将(8)式代入(10)式整理得:
优选地,所述步骤5包括如下步骤:
步骤5.1:从导航接收机的载波环鉴别器输出端直接获得在式(11)中载波相位差yn;
步骤5.2:根据步骤5.1中已知的yn通过式(8)和式(12)计算出参数xc和xs;
步骤5.3:根据参数xc和xs通过式(6)和(7)计算出在本体坐标系下表示自旋卫星指向导航卫星矢量的角度θs和ψs。
与现有技术相比,本发明具有如下的有益效果:
本发明中利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态,仅需要一个天线就可对近地轨道高度低于20000km的自旋卫星进行姿态确定,具有质量轻、低能耗,以及避免整周模糊度计算等优点。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
图1为本发明导航接收机载波跟踪环原理图;
图2为本发明自旋卫星姿态测量原理图;
图3为本发明的步骤流程图。
图中:
1为导航卫星;
2为自旋轴;
3为自旋卫星;
4为接收天线。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明,但不以任何形式限制本发明。应当指出的是,对本领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明构思的前提下,还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
在本实施例中,如图1和图2所示,本发明提供的利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统,包括:在自旋卫星的星体内部设置有导航接收机且电气连接所述天线;天线设置于自旋卫星星体的顶面,且安装位置不能与卫星自旋主轴重合。天线的数量仅为1个。通过导航接收机跟踪和接收两颗或更多导航卫星信号利用双矢量定姿技术即可确定自旋卫星自旋轴在空间惯性坐标系下的姿态。导航信号的接收与解调由导航接收机完成,姿态确定由星载综合电子计算机完成。
卫星的自旋运动将会引起导航接收机载波相位周期性的变化,通过导航接收机的载波环鉴别器输出载波相位差,可推导出自旋卫星的自旋轴指向矢量信息,从而确定其姿态。姿态确定精度主要与载波相位测量误差、自旋角速率测量误差等因素有关,其中载波相位测量误差相对于自旋角速率测量误差对姿态确定的影响是主要因素。另外,天线在自旋卫星的顶面上安装半径越大,姿态确定精度越高,自旋卫星旋转角速度对姿态确定精度没有明显影响。
如图1所示,导航接收机初始捕获过程建立了对导航信号频率和代码相位参数的粗校准。导航接收机跟踪的目的是进行细调,以便能以精确的代码相位和频率信息解调出导航数据。由于受多普勒频率、卫星频偏、采样时钟频偏等多种因素的影响,导航接收机必须能够复现导航卫星的载波信号,以使其与导航卫星的信号载频相匹配;否则,在距离域内的信号相关过程将因导航接收机频率响应的滚降特性而受到严重的衰减,使导航接收机不能正确捕获到卫星信号。因此,导航接收机首先搜索导航卫星的载波多普勒频率,然后跟踪这颗卫星的载波多普勒状态,以便在载波多普勒频域内完成载波剥离过程;同时导航接收机还必须能够复现导航卫星发射的伪码,然后移动复现码的相位,直到与导航卫星的伪码发生相关为止。码相关的过程通过被相移的复现码与输入的卫星码实时相乘,然后积分和累加处理而实现。当接收机的复现码的相位与自旋卫星的码相位相匹配时,得到最大相关。当两者相位偏移超过一个基码时,得到最小相关。用于姿态确定的载波相位差信息从导航接收机的载波环鉴别器直接输出。
如图2所示,
步骤1:建立本体坐标系,具体为,卫星自旋轴方向为zb轴,垂直于zb轴的自旋卫星表面作为xbyb平面,并在其中定义相互垂直的xb和yb轴。
步骤2:计算天线到导航卫星的距离ρas,
其中,ρs为自旋卫星到导航卫星的距离,ra为天线的安装半径,ωa为自旋卫星的自旋角速度,rs为自旋卫星指向导航卫星矢量,ψa为天线与本体坐标系xb轴的夹角,ψs为赤道惯性坐标系中矢量rs在xbyb平面内的投影与xb轴的夹角,θs为矢量rs和xbyb平面的夹角,t为数据接收时间。
步骤3:计算天线接收到信号的相位,具体为,由于在实际情况中(ra/ρs)<<1,则天线接收到的信号相位φc(t)可表示为:
其中,ωc是信号传播的频率,c为光速。ρas(t)为接收机天线到导航卫星的距离,constant为接收机天线与导航卫星非径向相对运动产生的相位差的总和,φDopp(t)是天线和导航卫星间相对运动产生多普勒频率形成的相位值。φDopp(t)包括两部分,一部分为由自旋卫星整体与导航卫星相对运动产生的多普勒相位,另一部分为由天线绕自旋卫星主轴自旋运动产生的多普勒相位。
将(1)式代入(2)式整理得:
φc(t)=ωct+φDnr(t)+xccos(ωat+ψa)+xssin(ωat+ψa) (3)
其中,
φDnr(t)表示自旋卫星整体和导航卫星相对运动形成的多普勒相位;xccos(ωat+ψa)+xssin(ωat+ψa)由天线绕自旋卫星主轴自旋运动产生的多普勒相位;和为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数。
通过(4)、(5)式则可计算矢量rs的角度θs和ψs的计算式:
ψs=arctan2(xs,xc) (6)
步骤4:建立离散载波相位模型,具体为,设导航接收机产生的伪随机噪声码(Pseudo-Random Noise,PRN码)环开始和结束在时间节点t0、t1、t2、……tn的载波相位模型表示如下:
φDopp(tn)=φre(tn)+xp(n)+xc(n)cos(ωatn+ψa)+xs(n)sin(ωatn+ψa) (9)
其中,时间间隔为Δtn-1=tn-tn-1,频率ωre(n-1)为从tn-1到tn时刻的取值,即一段时间内导航接收机估计载波相位的变化率,状态量xp=φdnr-φre+ωat,表示自旋卫星与导航卫星实际整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO(numerically controlledoscillator,数字控制振荡器)估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加,状态量表示自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率加上自旋卫星的自旋角速度;状态量表示自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率的变化率,Wn为随机噪声。
上述模型的数据来源于导航接收机延迟锁定环路中同相信号In和正交信号Qn单位周期内的积分输出,该输出经过载波环鉴别器得到载波相位差,即导航接收机跟踪环路本地生成的载波相位与实际信号载波相位的差值。
步骤5:计算载波相位差,具体为,载波环鉴别器输出的载波相位差yn可以表示为:
yn=-arctan2(Qn,In) (10)
对于自旋卫星,在导航接收机跟踪环路锁定状态下,从tn-1时刻到tn时刻的平均载波相位差yn表示为:
其中,xp(t)为自旋卫星与导航卫星整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加值随时间的变化;xc(t)和xs(t)为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数随时间的变化。
将(8)式代入(10)式整理可得:
其中,Cc(n-1)、Cs(n-1)为代式。
在导航接收机跟踪环路中需要通过载波环鉴别器输出的载波相位差估计给载波NCO输入的多普勒频率ωre,并且计算的ωre必须使得载波相位差趋向并稳定在零值附近,否则接收到的信号和本地生成信号不能很好地相关导致导航接收机的跟踪环路失锁。本发明中采用的ωre控制率如下:在tn+2时刻预估计载波相位差等于tn时刻计算值的α倍,α是载波环中调节参数的经验值,取值范围在0<α≤1之间,本发明中α的取值0.92。ωre(n+1)的计算公式如下:
步骤5:计算导航卫星矢量的两个角度θs和ψs,具体为,在式(11)中,载波相位差yn能够从导航接收机载波环鉴别器输出端直接获得,为已知量,然后通过式(8)和(12)可以不断计算出参数xc和xs,则再通过式(6)、(7)计算出在本体坐标系下表示自旋卫星指向导航卫星矢量的两个角度θs和ψs,进而确定自旋卫星在空间的姿态。
导航卫星和自旋卫星在赤道惯性坐标系下的位置信息为已知量,前者可以通过导航电文解算,后着可通过导航星座定位确定。则自旋卫星通过导航接收机同时捕获并跟踪两颗或以上的导航卫星,利用双矢量定姿技术可获得其自旋轴矢量在空间惯性坐标系下的投影,即确定自旋卫星在空间的姿态。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改,这并不影响本发明的实质内容。
Claims (8)
1.一种利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统,其特征在于,包括:导航接收机、天线、自旋卫星以及导航卫星;
其中,所述导航接收机设置在所述自旋卫星的星体内部且电气连接所述天线;所述天线设置在自旋卫星的星体顶面且设置在自旋卫星自旋主轴的侧面;所述自旋卫星通过导航接收机跟踪和接收多颗导航卫星的信号。
2.根据权利要求1所述的利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统,其特征在于,导航接收机采用能够单独或集成接收美国GPS、俄罗斯GLONASS、欧洲伽利略和中国北斗卫星导航定位系统信号的星载导航设备。
3.一种使用权利要求1或2所述的利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统测量自旋卫星姿态的方法,其特征在于,包括如下步骤:
步骤1:建立本体坐标系;
步骤2:在本体坐标系中计算天线到导航卫星的距离ρas;
步骤3:计算天线接收到信号的相位φc(t);
步骤4:建立离散载波相位模型并计算载波相位差yn;
步骤5:联立ρas、φc(t)和yn计算出本体坐标系下自旋卫星指向导航卫星矢量的角度θs和角度ψs。
4.根据权利要求3所述的测量自旋卫星姿态的方法,其特征在于,所述步骤1包括如下步骤:
-以卫星自旋轴的方向为zb轴,垂直于zb轴的自旋卫星表面作为xbyb平面,并在其中定义相互垂直的xb和yb轴。
5.根据权利要求3或4所述的测量自旋卫星姿态的方法,其特征在于,在本体坐标系中天线到导航卫星的距离ρas为:
其中,ρs为自旋卫星到导航卫星的距离,ra为天线的安装半径,ωa为自旋卫星的自旋角速度,ψa为天线与本体坐标系xb轴的夹角,ψs为赤道惯性坐标系中矢量rs在xbyb平面内的投影与xb轴的夹角,θs为矢量rs和xbyb平面的夹角,t为数据接收时间。
6.根据权利要求5所述的测量自旋卫星姿态的方法,其特征在于,所述步骤3包括如下步骤:
步骤3.1:由于(ra/ρs)<<1,则天线接收到的信号相位φc(t)表示为:
其中,ωc是信号传播的频率,c为光速,ρas(t)为接收机天线到导航卫星的距离,constant为接收机天线与导航卫星非径向相对运动产生的相位差的总和,φDopp(t)是导航接收机、天线和导航卫星之间相对运动产生的多普勒频率形成的相位值;
步骤3.2:将(1)式代入(2)式得到:
φc(t)=ωct+φDnr(t)+xccos(ωat+ψa)+xssin(ωat+ψa) (3)
其中,φDnr(t)为自旋卫星和导航卫星相对运动形成的多普勒相位;xccos(ωat+ψa)+xssin(ωat+ψa)为由天线绕自旋卫星主轴自旋运动产生的多普勒相位,xc和xs为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数;
步骤3.3:通过(4)、(5)式计算出矢量rs的角度θs和ψs的计算式:
ψs=arctan2(xs,xc) (6)
7.根据权利要求6所述的测量自旋卫星姿态的方法,其特征在于,所述步骤4包括如下步骤:
步骤4.1:设导航接收机产生的伪随机噪声码环开始和结束在时间节点t0、t1、t2、……tn的载波相位模型为:
其中,时间间隔Δtn-1=tn-tn-1,频率ωre(n-1)为从tn-1到tn内导航接收机估计载波相位的变化率,状态量xp=φdnr-φre+ωat为自旋卫星与导航卫星整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加,状态量为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率加上自旋卫星的自旋角速度;状态量为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率的变化率,Wn为随机噪声;为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率,为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率的变化率;
步骤4.2:计算载波相位差,具体为,由导航接收机中的载波环鉴别器输出的载波相位差yn表示为:
yn=-arctan2(Qn,In) (10)
其中,In为导航接收机的延迟锁定环路的同相信号,Qn为导航接收机的延迟锁定环路的正交信号;
对于自旋卫星,在导航接收机的跟踪环路锁定状态下,从tn-1时刻到tn时刻的平均载波相位差yn表示为:
其中,xp(t)为自旋卫星与导航卫星整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加值随时间的变化;xc(t)和xs(t)为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数随时间的变化;
步骤4.3:将(8)式代入(10)式整理得:
8.根据权利要求7所述的测量自旋卫星姿态的方法,其特征在于,所述步骤5包括如下步骤:
步骤5.1:从导航接收机的载波环鉴别器输出端直接获得在式(11)中载波相位差yn;
步骤5.2:根据步骤5.1中已知的yn通过式(8)和式(12)计算出参数xc和xs;
步骤5.3:根据参数xc和xs通过式(6)和(7)计算出在本体坐标系下表示自旋卫星指向导航卫星矢量的角度θs和ψs。
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Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN104252004B (zh) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104749601A (zh) * | 2015-03-04 | 2015-07-01 | 华东师范大学 | 利用时钟同步gnss接收机相位缠绕计算航向角的方法 |
CN105676836A (zh) * | 2016-01-12 | 2016-06-15 | 上海卫星工程研究所 | 自旋卫星起旋阶段卫星模拟装置 |
CN111624633A (zh) * | 2020-04-29 | 2020-09-04 | 西南电子技术研究所(中国电子科技集团公司第十研究所) | 自旋载体导航信号的接收处理方法 |
CN112887244A (zh) * | 2021-04-29 | 2021-06-01 | 电子科技大学 | 一种基于空间位置点的安全通信系统 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0777128A1 (fr) * | 1995-12-01 | 1997-06-04 | Matra Marconi Space France | Procédé et dispositif de mesure d'attitude de satellite |
CN102230971A (zh) * | 2011-03-29 | 2011-11-02 | 哈尔滨工程大学 | Gps多天线测姿方法 |
-
2014
- 2014-09-11 CN CN201410461977.3A patent/CN104252004B/zh active Active
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0777128A1 (fr) * | 1995-12-01 | 1997-06-04 | Matra Marconi Space France | Procédé et dispositif de mesure d'attitude de satellite |
CN102230971A (zh) * | 2011-03-29 | 2011-11-02 | 哈尔滨工程大学 | Gps多天线测姿方法 |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
刘璐 等: ""一种新型单天线GPS测姿系统的研究"", 《控制技术与测试》 * |
刘璐: ""新型单天线GPS测姿系统的研究"", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 * |
蔡青春 等: ""单天线GPS接收机机载体姿态测量分析"", 《南京理工大学学报》 * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104749601A (zh) * | 2015-03-04 | 2015-07-01 | 华东师范大学 | 利用时钟同步gnss接收机相位缠绕计算航向角的方法 |
CN104749601B (zh) * | 2015-03-04 | 2017-04-19 | 华东师范大学 | 利用时钟同步gnss接收机相位缠绕计算航向角的方法 |
CN105676836A (zh) * | 2016-01-12 | 2016-06-15 | 上海卫星工程研究所 | 自旋卫星起旋阶段卫星模拟装置 |
CN105676836B (zh) * | 2016-01-12 | 2018-08-03 | 上海卫星工程研究所 | 自旋卫星起旋阶段卫星模拟装置 |
CN111624633A (zh) * | 2020-04-29 | 2020-09-04 | 西南电子技术研究所(中国电子科技集团公司第十研究所) | 自旋载体导航信号的接收处理方法 |
CN111624633B (zh) * | 2020-04-29 | 2022-06-14 | 西南电子技术研究所(中国电子科技集团公司第十研究所) | 自旋载体导航信号的接收处理方法 |
CN112887244A (zh) * | 2021-04-29 | 2021-06-01 | 电子科技大学 | 一种基于空间位置点的安全通信系统 |
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