CN114455106A - 一种热控结构及包括该热控结构的卫星 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种热控结构及包括该热控结构的卫星，该热控结构包括泵组件；通过管路与泵组件连通的旁路组件；通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的热控组件；以及通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的辐射散热器；热控组件包括：第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板；第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板均包括板体，板体包括形成于板体上的接入口和接出口，以及形成于板体内的流体通道；接入口和接出口分别与流体通道连通；第一舱板的流体通道和第二舱板的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第一流体回路；所述第三舱板的流体通道和第四舱板的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第二流体回路。

Description

一种热控结构及包括该热控结构的卫星

技术领域

本发明涉及航天技术领域。更具体地，涉及一种热控结构及包括该热控结构的卫星。

背景技术

传统卫星的热控设计是热控和结构分别独立地进行设计、计算、生产和组装，这种独立化的研制模式使卫星研制周期很难缩短。并且传统的热控、结构一体化设计，无非是在舱板内预埋热管、在表面实施热控涂层或多层隔热材料、并粘贴补偿加热器等方式。由于不同功能的卫星载荷差异性较大，导致热管存在差异化设计、加热器的位置也不同，因此这些热控方式没有达到标准化、模块化的要求，并且热控总装周期长、工艺复杂，无法实现几百、上千、上万颗卫星的批量化生产，并且传统的热控方式已经无法满足小型、大功率卫星的散热需求。

因此，要实现大功率卫星高度模块化和批生产的能力，采用新型的热控结构，是未来主流技术途径之一。

发明内容

针对上述问题，本发明提供一种热控结构，该热控结构提升了整星热控的可靠性，简化了舱板加工流程，缩短了舱板加工周期，简化了热控结构总装工艺步骤，缩短了整星研制周期，适于卫星的批量生产。

为实现上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明提供一种热控结构，包括：

泵组件；

通过管路与泵组件连通的旁路组件；

通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的热控组件；以及

通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的辐射散热器；

所述热控组件包括：

第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板；

所述第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板均包括板体，所述板体包括形成于板体上的接入口和接出口，以及形成于板体内的流体通道；所述接入口和接出口分别与流体通道连通；

所述第一舱板的流体通道和第二舱板的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第一流体回路；

所述第三舱板的流体通道和第四舱板的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第二流体回路。

此外，优选地方案是，所述热控组件包括用以配置于卫星顶部的第一舱板；用以配置于卫星两相对侧部的两个第二舱板；用以配置于卫星另外的两相对侧部的两个第三舱板；以及用以配置于卫星底部的第四舱板。

此外，优选地方案是，所述泵组件与其中一个第二舱板的接入口连通，该第二舱板的接出口与第一舱板的接入口连通；所述第一舱板的接出口与另一个第二舱板的接入口连通，另一个第二舱板的接出口与旁路组件连通；

所述第四舱板还包括与第四舱板的流体通道连通的分流接口；所述泵组件与第四舱板的接入口连接；所述旁路组件与第四舱板的接出口连接；所述第四舱板的流体通道通过分流接口分别与两个第三舱板的流体通道连接。

此外，优选地方案是，所述第一舱板的流体通道包括分流部以及对称设置于分流部两侧的两个汇流部；所述分流部的水平截面呈六边形；两个汇流部的远离汇流部的一端分别与接入口和接出口连接。

此外，优选地方案是，所述第二舱板的流体通道包括对称设置的两个S型流道；所述S型流道的两端分别与接入口和接出口连接。

此外，优选地方案是，所述第三舱板的流体通道包括与第三舱板的接入口连接的接入流道以及与第三舱板的接出口连接的接出流道；所述接入流道包括两条支路，每一条支路均包括三个并联的螺旋状流道；全部螺旋状流道均与接出流道连通。

此外，优选地方案是，所述第三舱板的流体通道包括与第三舱板的接入口连接的接入流道以及与第三舱板的接出口连接的接出流道；所述接入流道包括两条支路，每一条支路均包括三个并联的第三扰流结构件；全部第三扰流结构件均与接出流道连通。

此外，优选地方案是，所述第四舱板的流体通道包括与第四舱板的接入口连接的第一主管路，与第四舱板的接出口连接的第二主管路，与第一主管路连接的第一分支管路，以及与第二主管路连接的第二分支管路；第一分支管路上包括有三个并联的第四扰流结构件；全部第四扰流结构件通过第二分支管路与第二主管路连通；所述第一主管路远离接入口的端部与分流接口连通；所述第二主管路远离接出口的端部与分流接口连通。

此外，优选地方案是，所述所述第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板均包括有与接入口一体成型的第一连接管，以及与接出口一体成型的第二连接管。

本发明还提供一种卫星，该卫星包括包括如上所述的热控结构。

本发明的有益效果为：

本发明提供的热控结构，其中流体通道与舱板为3D打印形成的一体式结构，避免了流体管路与舱板分开制作带来的一系列设计和装配问题，并且节省了流体管路与舱板分开制作在装配时所需的胶、导热脂等耗材，极大的减轻了整星重量。由于本发明不采用预埋、表贴热管，不粘贴电加热器，可以有效缩短卫星舱板加工周期，简化热控总装及改装工艺流程、缩短卫星研制周期，通用性强，可实现卫星的批量化生产。

各个舱板的流体通道连接在一起，可以提高卫星各个舱板、整星的等温性，提高卫星设备的可靠性，延长使用寿命。由于不采用热管、电加热器等传统热控措施，可有效避免热管不启动、加热片脱落、烧坏等问题的发生，避免了使用管路转接头带来的漏液等风险。且通过不同舱板的功能性划分、复杂流体回路的设计，可控制不同流体通道的工质温度，进而满足不同设备的不同区间的工作温度的要求。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1是本发明的热控结构的工作流程图。

图2是本发明的热控结构的结构示意图。

图3是本发明的第三舱板和第四舱板的配合示意图。

图4是本发明的第一舱板的内部结构示意图。

图5是本发明的第二舱板的内部结构示意图。

图6是本发明的第三舱板的内部结构示意图之一。

图7是本发明的第三舱板的内部结构示意图之二。

图8是本发明的第四舱板的内部结构示意图。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。

以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。

对于相关领域普通技术人员已知的技术和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术和设备应当被视为说明书的一部分。

在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

为了提高卫星热控可靠性，简化舱板加工流程，缩短舱板加工周期，简化热控结构总装工艺步骤，缩短整星研制周期。本发明提供一种热控结构，结合图1至图8所示，具体地所述热控结构包括：泵组件；通过管路与泵组件连通的旁路组件；通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的热控组件；以及通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的辐射散热器；所述热控组件包括：平台设备舱板组件；以及载荷设备舱板组件；平台设备舱板组件包括第一舱板10和第二舱板20；载荷设备舱板组件包括第三舱板30和第四舱板40；所述第一舱板10、第二舱板20、第三舱板30和第四舱板40均包括板体，所述板体包括形成于板体上的接入口和接出口，以及形成于板体内的流体通道；所述接入口和接出口分别与流体通道连通；所述第一舱板10的流体通道和第二舱板20的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第一流体回路；所述第三舱板30的流体通道和第四舱板40的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第二流体回路。第一流体回路和第二流体回路形成对整星的热量收集，保证满足不同设备对工作温度的需求，能够很好的适用于大功率小型卫星的热控。

具体地，舱板用以围合形成的卫星舱体，整块舱板通过3D打印成型；上述舱板均为铝蜂窝舱板，且流体通道与舱板为采用3D打印制造的一体式结构，在舱板板体内部除流体通道外的其他区域均为3D打印的三维蜂窝结构，用于增加舱板自身的强度。

由于传统的舱板内预埋管路的方式由于工艺、装配等问题无法将流体回路的流道设计的更复杂，而本发明中提出的方法由于采用3D打印一体化制造技术，舱板内流体回路可以设计成复杂流道，能更有效的收集设备传导到舱板上的热量，并且对于舱内舱外设备较多的舱板，可以设计成双面集热的流体通道方式对舱内、舱外的大功率设备同时进行热量收集，同时管路之间的连接管为 3D打印一体成型，避免了使用管路转接头带来的漏液等风险。每块舱板根据舱板的不同功能，设计复杂程度不同，可用于流体回路不同位置；流体通道之间的串并联回路设计、流体通道的形式根据舱板上所安装设备的不同而分别进行针对性设计，第一舱板10和第二舱板20为平台设备舱板，平台设备舱板的流体通道较简单；第三舱板30和第四舱板40为载荷设备舱板，载荷设备舱板的流体通道较复杂。

在上述实施例中，所述第一舱板10、第二舱板20、第三舱板30和第四舱板40均包括有与接入口一体成型的第一连接管13，以及与接出口一体成型的第二连接管14。也就是说，每块舱板都具有流体回路的接入口、接出口，接入口、接出口处为柔性的金属连接管，金属连接管一端与舱板内部的流体通道相连，金属管口另一端带有快插接头，不同舱板间的快插接头对接可实现不同舱板之间的快速安装、拆卸，可快速实现流体回路的连通。

本发明的流体回路主要有六部分组成，分别是泵组件、旁路组件、第一流体回路、第二流体回路、辐射散热器及工质，工作原理如图1所示，热工质流经辐射散热器进行热量排散，经冷却后的工质进入泵组件，泵组件内部的阀门控制两条流体回路的流量。工质流经泵组件后，通过第一流体回路流经三块平台设备舱板(第一舱板10、第二舱板20)，通过第二流体回路流经三块载荷设备舱板(第三舱板30、第四舱板40)，最后均与旁路组件相连接，旁路组件根据泵组件入口处的温度调节流经辐射散热器的工质流量，实现对不同支路工质的温度控制，其工作温度范围为-45℃～+90℃，设计寿命大于15年，第一流体回路、第二流体回路可根据旁路组件的调节，设置不同的流体回路工作温度范围，可在卫星处于不同的工况时均能满足不同设备的工作温度需求。

需要说明的是，组成第二流体回路的流体通道设计在第三舱板30和第四舱板40上的固定位置，上述舱板为设备安装孔及安装孔埋件预留足够的位置，当载荷需求变化时，只需更换载荷设备即可，并不影响整星的热控与结构设计，可快速响应卫星的研制需求，适应性较强。

在一具体的实施例中，参照图2所示，所述热控组件包括用以配置于卫星顶部的第一舱板10；用以配置于卫星两相对侧部的两个第二舱板20；用以配置于卫星另外的两相对侧部的两个第三舱板30；以及用以配置于卫星底部的第四舱板40。

在一具体的实施例中，所述泵组件与一个第二舱板20的接入口连通，该第二舱板20的接出口与第一舱板10的接入口连通；所述第一舱板10的接出口与另一个第二舱板20的接入口连通，另一个第二舱板20的接出口与旁路组件连通；进一步地，泵组件通过快插接头与一个第二舱板20连通，该第二舱板20 通过快插接头与第一舱板10连通；第一舱板10通过快插接头与另一个第二舱板20连通，该第二舱板20与旁路组件通过快插接头连通。流体工质从泵组件流出后，先后经过一个第二舱板20、第一舱板10、另一个第二舱板20，最后流入旁路组件，上述三块舱板的流体通道为串联。

在一具体的实施例中，参照图3所示，所述第四舱板40还包括与第四舱板 40的流体通道连通的分流接口45；所述分流接口45用以与第三舱板30的接入口和接出口连接；所述泵组件与第四舱板40的接入口连接；所述旁路组件与第四舱板40的接出口连接；所述第四舱板40通过分流接口45分别与两个第三舱板30连接，分流接口45处均设置有第三连接管15，第三连接管15的一端为快插接头。

更具体地，第四舱板40可为对地面载荷设备舱板，泵组件通过快插接头与第四舱板40连通；旁路组件通过快插接头与第四舱板40连通；一个第三舱板 30通过快插接头与第四舱板40连通；另一个第三舱板30通过快插接头与第四舱板40连通。流体工质从泵组件流出后，由快插接头进入第四舱板40舱板。一部分工质流经对地面载荷设备舱板内部流体通道，最终汇集到旁路组件；其余流体工质从分流接口45分别流入两个第三舱板30，经过两块第三舱板30内部的流体通道，最终由快插接头、流出后再次流入对地面载荷设备舱板，最终汇集到旁路组件，上述三块舱板的流体回路为并联。

关于第一舱板10内的流体通道的结构，参照图4所示，所述第一舱板10 的流体通道包括分流部16以及对称设置于分流部16两侧的两个汇流部17；所述分流部16的水平截面呈六边形；两个汇流部的远离汇流部的一端分别与接入口和接出口连接。更具体地，第一舱板10内的流体通道为六边形流体通道，第一舱板10的C区域即分流部16围合形成的区域可以安装穿舱设备，为穿舱设备留出了穿舱空间。C区域的流道拐角处为钝角，减小了流阻；分流部16对应的舱板位置可以安装功耗较小的平台设备，A、B区域即汇流部17对应的位置可以安装功耗较大的平台设备。

关于第二舱板20内的流体通道的结构，参照图5所示，所述第二舱板20 的流体通道包括对称设置的两个S型流道21；所述S型流道21的两端分别与接入口和接出口连接。更具体地，第二舱板20的D、E区域可以安装舱内平台设备，由于平台设备相对功耗较小，因此D、E区域设计成简单的S型流道，减小流阻。一分为二的流道布局设计，可以避开穿舱设备的安装位置，预留出F 区域便于安装穿舱设备以及热耗较小的设备。

关于第三舱板30内的流体通道的结构，在一个实施例中，参照图6所示，所述第三舱板30的流体通道包括与第三舱板30的接入口连接的接入流道33以及与第三舱板30的接出口连接的接出流道34；所述接入流道33包括两条支路，每一条支路均包括三个并联的螺旋状流道31；全部螺旋状流道31均与接出流道34连通。具体地，第三舱板30的H、J区域可以安装载荷设备。H1、H2、H3、 J1、J2、J3为并联的流道区域。工质从接入口处进入第三舱板30，然后一分二，主路分为两条支路，一条支路分为H1、H2、H3，另一条支路又分为J1、J2、J3，并联流道的设计保证了每块区域的温度一致性。同时每块区域内流体通道的采用螺旋状设计，工质与第三舱板30热交换更充分、可以更有效地收集热量。每块区域内、区域间的较宽的流道间距为10mm，是在保证了流道密集程度、热交换充分程度的前提下，为第三舱板30埋件预留的安装间隙，便于安装各种尺寸大小的载荷设备。流经H1、H2、H3、J1、J2、J3共六块区域的工质最终汇集到第三舱板30的接出口处。

关于第三舱板30内的流体通道的结构，在另一个实施例中，参照图7所示，所述第三舱板30的流体通道包括与第三舱板30的接入口连接的接入流道33以及与第三舱板30的接出口连接的接出流道34；所述接入流道33包括两条支路，每一条支路均包括三个并联的第三扰流结构件32；全部第三扰流结构件32均与接出流道34连通。具体地，第三舱板30的H、J区域可以安装载荷设备。H1、 H2、H3、J1、J2、J3为并联的流道区域。工质从接入口处进入第三舱板30，然后一分二，主路分为两条支路，一条支路分为H1、H2、H3，另一条支路又分为J1、J2、J3，并联流道的设计保证了每块区域的温度一致性。同时每块区域内流道的采用扰流型设计，工质与第三舱板30热交换更充分、可以更有效地收集热量，在区域内较大的圆柱扰流结构直径为10mm，大圆柱和小圆柱交错排布的设计，既可以加强热交换，又便于安装多个不同尺寸大小的载荷设备。

可以理解的是，当需要装配两个及以上的第三舱板30时，第三舱板30的结构可以是上述两个实施例中的一种或者两种。

关于第四舱板40内的流体通道的结构，在一个实施例中，结合图8所示，所述第四舱板40的流体通道包括与第四舱板40的接入口连接的第一主管路46，与第四舱板40的接出口连接的第二主管路48，与第一主管路46连接的第一分支管路47，以及与第二主管路48连接的第二分支管路49；第一分支管路47上包括有三个并联的第四扰流结构件41；全部第四扰流结构件41通过第二分支管路49与第二主管路48连通；所述第一主管路46远离接入口的端部与分流接口45连通；所述第二主管路48远离接出口的端部与分流接口45连通。具体地，第四舱板内40可包括两个第一分支管路47和两个第二分支管路49，并分为上下两层流道区域，两层流道区域为并联设计，每层区域共划分六片热控区域，六片热控区域为并联流道设计，每片热控区域均可安装载荷设备，可实现舱内、舱外不同尺寸的载荷设备的安装需求，同时这种流道设计保证了十二片热控区域温度的一致性。如图8所示，工质从接入口进入第四舱板40内，根据合理的管路设计及管路内加节流孔的流阻设计，使部分工质流出分别进入两个第三舱板30，在第三舱板30内充分热交换后，再次流入第四舱板40，最终汇集到接出口；其余工质经第一分支管路47分别流入上下两层共十二片热控区域。每片热控区域均设有一个区域入口43和一个区域出口44，工质流经十二片热控区域的区域出口44最终汇集到第二管路，与从第三舱板30流入的工质汇集后再从接出口流出第四舱板40。每片热控区域内每隔一定距离设置直径10mm的扰流柱，便于安置设备安装孔的埋件，保证舱板内、外可以安装不同尺寸大小的载荷设备，小圆柱构成扰流区域，加强了工质与舱板的热交换。

本发明还提供一种卫星，该卫星包括如上所述的热控结构，该卫星的热控结构的具体结构参照上述实施例，由于该卫星采用了上述实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。

综上所述，本发明提供的热控结构，其中流体通道与舱板为3D打印形成的一体式结构，避免了流体管路与舱板分开制作带来的一系列设计和装配问题，并且节省了流体管路与舱板分开制作在装配时所需的胶、导热脂等耗材，极大的减轻了整星重量。由于本发明不采用预埋、表贴热管，不粘贴电加热器，可以有效缩短卫星舱板加工周期，简化热控总装及改装工艺流程、缩短卫星研制周期，可实现卫星的批量化生产。

各个舱板上的连接管一端为快插接头，具有极强通用性，当由于载荷需求发生变化时，可以使用具有相同快插接头的舱板直接替换掉原有的整块舱板，而不影响整星的热控设计，可以根据任务需求实现各个舱板的快速组装和快速拆卸，并且流体回路与舱板的一体化设计、各个舱板间快插接头互联能最大限度地实现各个舱板间的等温性，提升了整星热控系统以及设备的可靠性，同时，由于第三舱板、第四舱板预留了通用性强的载荷安装区域，可安装不同尺寸大小的载荷设备，因此，也可采用直接更换载荷设备而不影响整星热控设计的方法来满足不同卫星的研制需求，极大的缩短了同平台卫星的研制周期。

各个舱板的流体通道连接在一起，这种方案可以提高卫星各个舱板、整星的等温性，提高卫星设备的可靠性，延长使用寿命。由于不采用热管、电加热器等传统热控措施，可有效避免热管不启动、加热片脱落、烧坏等问题的发生。

通过不同舱板的功能性划分、复杂流体回路的设计，可控制不同流体回路的流体通道的工质温度，进而满足不同设备的不同区间的工作温度的要求，并且为不同的卫星载荷留有固定的安装区域，即同一卫星平台可满足搭载不同载荷的卫星的设计要求。当载荷需求变化时，只需更换载荷设备即可，并不影响整星的热控、结构设计，可快速响应卫星的研制需求。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (10)

1.一种热控结构，其特征在于，包括：

泵组件；

通过管路与泵组件连通的旁路组件；

通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的热控组件；以及

通过管路分别与泵组件和旁路组件连通的辐射散热器；

所述热控组件包括：

第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板；

所述第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板均包括板体，所述板体包括形成于板体上的接入口和接出口，以及形成于板体内的流体通道；所述接入口和接出口分别与流体通道连通；

所述第一舱板的流体通道和第二舱板的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第一流体回路；

所述第三舱板的流体通道和第四舱板的流体通道与泵组件和旁路组件连通形成第二流体回路。

2.根据权利要求1所述的热控结构，其特征在于，所述热控组件包括用以配置于卫星顶部的第一舱板；用以配置于卫星两相对侧部的两个第二舱板；用以配置于卫星另外的两相对侧部的两个第三舱板；以及用以配置于卫星底部的第四舱板。

3.根据权利要求2所述的热控结构，其特征在于，所述泵组件与其中一个第二舱板的接入口连通，该第二舱板的接出口与第一舱板的接入口连通；所述第一舱板的接出口与另一个第二舱板的接入口连通，另一个第二舱板的接出口与旁路组件连通；

所述第四舱板还包括与第四舱板的流体通道连通的分流接口；所述泵组件与第四舱板的接入口连接；所述旁路组件与第四舱板的接出口连接；所述第四舱板的流体通道通过分流接口分别与两个第三舱板的流体通道连接。

4.根据权利要求2所述的热控结构，其特征在于，所述第一舱板的流体通道包括分流部以及对称设置于分流部两侧的两个汇流部；所述分流部的水平截面呈六边形；两个汇流部的远离汇流部的一端分别与接入口和接出口连接。

5.根据权利要求2所述的热控结构，其特征在于，所述第二舱板的流体通道包括对称设置的两个S型流道；所述S型流道的两端分别与接入口和接出口连接。

6.根据权利要求2所述的热控结构，其特征在于，所述第三舱板的流体通道包括与第三舱板的接入口连接的接入流道以及与第三舱板的接出口连接的接出流道；所述接入流道包括两条支路，每一条支路均包括三个并联的螺旋状流道；全部螺旋状流道均与接出流道连通。

7.根据权利要求2所述的热控结构，其特征在于，所述第三舱板的流体通道包括与第三舱板的接入口连接的接入流道以及与第三舱板的接出口连接的接出流道；所述接入流道包括两条支路，每一条支路均包括三个并联的第三扰流结构件；全部第三扰流结构件均与接出流道连通。

8.根据权利要求3所述的热控结构，其特征在于，所述第四舱板的流体通道包括与第四舱板的接入口连接的第一主管路，与第四舱板的接出口连接的第二主管路，与第一主管路连接的第一分支管路，以及与第二主管路连接的第二分支管路；第一分支管路上包括有三个并联的第四扰流结构件；全部第四扰流结构件通过第二分支管路与第二主管路连通；所述第一主管路远离接入口的端部与分流接口连通；所述第二主管路远离接出口的端部与分流接口连通。

9.根据权利要求1所述的热控结构，其特征在于，所述所述第一舱板、第二舱板、第三舱板和第四舱板均包括有与接入口一体成型的第一连接管，以及与接出口一体成型的第二连接管。

10.一种卫星，其特征在于，包括如权利要求1-9中任一项所述的热控结构。

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