CN115355906B - 一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，包括：步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；步骤S3：构建组合导航系统模型：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量构建状态方程；以观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程；步骤S4：利用滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，并利用获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯性导航进行修正。本发明的方法解决了现有技术中根据星光折射信息对惯导修正存在导航精度不高的弊端。

Description

一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法
技术领域
本发明涉及导航技术领域，具体涉及一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法。
背景技术
临近空间飞行器是指运行于临近空间的一类飞行器，包括飞艇、高空气球、高空无人机、滑翔飞行器等。临近空间飞行器具有覆盖范围广、反应时间短、续航时间久等独特优势，在环境探测、灾害评估等领域具有广泛的应用前景。自主导航技术是临近空间飞行器自动化、智能化运行的关键，对于增强临近空间飞行器的任务执行能力具有重要意义。
目前常用飞行器自主导航技术主要包括惯性导航和卫星导航。惯性导航具有完全自主性的独特优势，但惯性导航的系统误差会随运行时间不断增大，无法独立支持临近空间飞行器的长期自主运行。卫星导航可以提供高精度的导航定位服务，但由于卫星导航信息易被干扰，导致其不具备完全的自主性。
因此，将惯性导航和卫星导航相结合的组合导航技术应运而生。现有组合导航技术中，利用星光折射信息对惯导加速度计偏差（即加速度计偏置）进行修正。但是，由于星光折射信息受大气模型误差影响较大，难以提供精准的惯导修正信息，使得组合导航系统的精度受到严重制约。
综上所述，急需一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法以解决现有技术中存在的问题。
发明内容
本发明目的在于提供一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，旨在解决现有组合导航技术采用星光折射信息对惯导进行修正，存在导航精度不高的问题，具体技术方案如下：
一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，包括以下步骤：
步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；
步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；
步骤S3：构建组合导航系统模型：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量构建状态方程；以观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程；
步骤S4：利用滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，并利用获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯性导航进行修正。
以上技术方案中优选的，所述步骤S2具体是：根据观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向，计算得出观测空间目标的天球坐标，记为
Figure 51443DEST_PATH_IMAGE001
；
则观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量
Figure 155665DEST_PATH_IMAGE002
表示为：
Figure 108578DEST_PATH_IMAGE003
，
其中，
Figure 640053DEST_PATH_IMAGE004
为观测空间目标k时刻的赤经，
Figure 170260DEST_PATH_IMAGE005
为观测空间目标k时刻的赤纬。
以上技术方案中优选的，利用观测图像中的背景恒星与恒星星表进行匹配，获得星敏感器光轴在惯性空间中的指向。
以上技术方案中优选的，所述步骤S1中，观测的空间目标在已知空间目标编目数据库中的编号为已知。
以上技术方案中优选的，所述步骤S3中，状态方程的构建具体如下：
以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量X，则状态量
Figure 609332DEST_PATH_IMAGE006
，
Figure 354434DEST_PATH_IMAGE007
表示飞行器三轴位置，
Figure 994494DEST_PATH_IMAGE008
表示飞行器三轴速度，
Figure 621785DEST_PATH_IMAGE009
表示飞行器三轴姿态，
Figure 67809DEST_PATH_IMAGE010
表示惯导加速度计三轴偏置，
Figure 119948DEST_PATH_IMAGE011
表示陀螺仪三轴漂移；
则构建的状态方程为：
Figure 789964DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 842233DEST_PATH_IMAGE013
为系统状态转移函数，
Figure 29632DEST_PATH_IMAGE014
为系统过程噪声，
Figure 749326DEST_PATH_IMAGE015
为k时刻的状态量。
以上技术方案中优选的，测量方程的构建如下：
以观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量
Figure 855823DEST_PATH_IMAGE016
为观测量，测量方程如下：
Figure 319690DEST_PATH_IMAGE017
，
其中，
Figure 107517DEST_PATH_IMAGE018
为飞行器位置，
Figure 744035DEST_PATH_IMAGE019
为已编目空间目标的位置，
Figure 631219DEST_PATH_IMAGE020
为测量噪声。
以上技术方案中优选的，所述步骤S4中，采用无迹卡尔曼滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值；其中，状态方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的时间更新步骤，测量方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的测量更新步骤。
以上技术方案中优选的，步骤S4获得的导航状态量估计值中：飞行器的位置、速度和姿态的估计值作为输出，加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值则用于对惯性导航中的系统状态转移函数
Figure 720398DEST_PATH_IMAGE021
进行修正。
应用本发明的技术方案，具有以下有益效果：
本发明的组合导航方法，利用星敏感器对已编目的空间目标进行观测，并以观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程，然后利用估计获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯导进行修正；即本发明中利用已编目空间目标的方向矢量对惯导偏差进行修正，可有效克服惯导定位误差随时间增大的缺点，从而显著提高组合导航的位置估计精度，并且由于空间目标方向矢量测量模型的精度远高于恒星星光折射测量模型，解决了现有技术中根据星光折射信息对惯导修正存在导航精度不高的弊端。
本发明组合导航的信息来源为惯导和已编目的空间目标，惯导具有高可靠性和高动态性，而已编目的空间目标数量多，分布广，其光学观测信号不易被干扰，使得该组合导航方法具有很强的可靠性和自主性。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法的系统框架图；
图2是仿真应用案例中飞行器的定位结果图。
具体实施方式
为了便于理解本发明，下面将对本发明进行更全面的描述，并给出了本发明的较佳实施例。但是，本发明可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本发明的公开内容的理解更加透彻全面。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。
实施例1：
参见图1，一种基于惯导（即惯性导航）和方向矢量的组合导航方法，包括以下步骤：
步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；
空间目标包括绕地球飞行的卫星、空间碎片等物体，现有空间态势感知系统已经可以对大部分空间目标进行编目，构建其轨道信息数据库并定期更新。本实施例中观测的空间目标在已知空间目标编目数据库中的编号为已知，因此观测空间目标的轨道位置信息可以直接获取，本实施例的导航方法中空间目标为卫星，即步骤S1观测的是星历已知的卫星；其中，星敏感器是搭载于飞行器上。
将空间目标在第k个时刻的星敏感器像平面坐标记为
Figure 967709DEST_PATH_IMAGE022
，其中
Figure 661995DEST_PATH_IMAGE023
为水平方向坐标，
Figure 844715DEST_PATH_IMAGE024
为垂直方向坐标。
步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；
所述步骤S2具体是：根据观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标
Figure 30977DEST_PATH_IMAGE025
以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向
Figure 957344DEST_PATH_IMAGE026
，计算得出观测空间目标的天球坐标（计算天球坐标的方法请参见现有技术），记为
Figure 427509DEST_PATH_IMAGE027
；
则观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量
Figure 781130DEST_PATH_IMAGE028
表示为：
Figure 720267DEST_PATH_IMAGE029
，
其中，
Figure 450325DEST_PATH_IMAGE030
为观测空间目标k时刻的赤经，
Figure 853625DEST_PATH_IMAGE031
为观测空间目标k时刻的赤纬。
进一步优选的，本实施例中利用观测图像中的背景恒星与恒星星表进行匹配，获得星敏感器光轴在惯性空间中的指向
Figure 768360DEST_PATH_IMAGE032
。
步骤S3：构建组合导航系统模型：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量构建状态方程；以观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程；
进一步的，状态方程的构建具体如下：
以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量X，则状态量
Figure 257110DEST_PATH_IMAGE033
，
Figure 56439DEST_PATH_IMAGE034
表示飞行器三轴位置，
Figure 314245DEST_PATH_IMAGE035
表示飞行器三轴速度，
Figure 885035DEST_PATH_IMAGE036
表示飞行器三轴姿态，
Figure 923398DEST_PATH_IMAGE037
表示惯导加速度计三轴偏置，
Figure 198522DEST_PATH_IMAGE038
表示陀螺仪三轴漂移；
则构建的状态方程为：
Figure 494855DEST_PATH_IMAGE039
，
Figure 626759DEST_PATH_IMAGE040
为系统状态转移函数，
Figure 824522DEST_PATH_IMAGE041
为系统过程噪声，
Figure 841020DEST_PATH_IMAGE042
为k时刻的状态量。
测量方程的构建如下：
以观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量
Figure 807839DEST_PATH_IMAGE043
为观测量，测量方程如下：
Figure 376223DEST_PATH_IMAGE044
，
其中，
Figure 982654DEST_PATH_IMAGE045
为飞行器位置，
Figure 599580DEST_PATH_IMAGE046
为已编目空间目标的位置，
Figure 748802DEST_PATH_IMAGE047
为测量噪声。
步骤S4：利用滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，并利用获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯性导航进行修正。
具体的，由于导航系统的状态方程和测量方程均为非线性，因此可以采用无迹卡尔曼滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，即获得飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值；其中，状态方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的时间更新步骤，测量方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的测量更新步骤。
进一步的，步骤S4获得的导航状态量估计值中：飞行器的位置、速度和姿态的估计值作为输出，加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值则用于对惯性导航中的系统状态转移函数
Figure 425771DEST_PATH_IMAGE048
进行修正，具体修正方式请参见现有技术。
本领域人员知晓，无迹卡尔曼滤波算法为本领域的公知技术，例如申请号为CN201910784120.8的专利申请、《王建琦,曹喜滨,孙兆伟.基于UKF算法的航天器自主导航研究[J].飞行力学,2004(02):41-44.》、《李璟璟. 基于自适应UKF及位速测量辅助的大椭圆轨道卫星自主导航[D].哈尔滨工业大学,2012.》、《杨文博,李少远.基于强跟踪UKF的航天器自主导航间接量测滤波算法[J].系统工程与电子技术,2011,33(11):2485-2491.》以及《桂先洲,李志豪,黎胜亮.基于X射线脉冲星自主导航中UKF滤波算法的仿真研究[J].航天控制,2010,28(06):33-37.DOI:10.16804/j.cnki.issn1006-3242.2010.06.008.》等现有技术文献均对无迹卡尔曼滤波算法进行了详细说明。因此，状态方程如何用于无迹卡尔曼滤波算法中的时间更新，测量方程如何用于无迹卡尔曼滤波算法中的测量更新，本实施例中无需进行详细说明。
惯性导航的具体构成请参见现有技术，其中包括加速度计、陀螺仪和解算模块；方向矢量导航的具体构成同样请参见现有技术，其中通过定姿模块解算星敏感器光轴在惯性空间中的指向
Figure 535809DEST_PATH_IMAGE049
，通过方向矢量处理模块解算观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量
Figure 753164DEST_PATH_IMAGE050
。
本实施例还提供了上述组合导航方法的仿真应用案例，具体详情如下：
（1）仿真条件
在仅考虑飞行器质心运动的条件下，对本实施例中的组合导航方法进行验证。假设飞行器初始位置为[-4397.65km; -4091.42km; -2652.72km]，初始速度为[-6.139km/s;3.489 km/s; 2.262km/s]，初始位置误差为[1km; 1km; 1km]，初始速度误差为[1m/s; 1m/s; 1m/s]。飞行器所搭载星敏感器测角误差为0.5角秒，卫星星历三轴位置误差均为50m。星敏感器依次对三个低轨卫星进行观测，观测计划如表1所示，各卫星的初始轨道根数如表2所示。
表1 已知卫星观测计划
Figure 694575DEST_PATH_IMAGE051
表2 已知卫星初始轨道根数
Figure 729396DEST_PATH_IMAGE052
表2中，a为半长轴；e为偏心率；i为轨道倾角；Ω为升交点赤经；ω为近地点纬度幅角；f为真近点角。
（2）仿真应用案例中UKF滤波计算流程如下：
①滤波初始化
设k-1时刻系统状态变量和相应方差矩阵的初值为
Figure 389048DEST_PATH_IMAGE053
和
Figure 410093DEST_PATH_IMAGE054
。
②构造Sigma采样点和权重
通过比例对称采样来构造Sigma点集合
Figure 471590DEST_PATH_IMAGE055
Figure 896886DEST_PATH_IMAGE056
(0.1)
其中，n是系统的状态量维数，
Figure 106151DEST_PATH_IMAGE057
，
Figure 868571DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 971525DEST_PATH_IMAGE059
；
Figure 957935DEST_PATH_IMAGE060
为
Figure 326600DEST_PATH_IMAGE061
的Cholesky因子的第
Figure 564814DEST_PATH_IMAGE062
行。相应的权重系数取为：
Figure 600903DEST_PATH_IMAGE063
(0.2)
其中，
Figure 758215DEST_PATH_IMAGE064
的取值与状态先验分布有关。若系统状态的分布为高斯，则
Figure 804056DEST_PATH_IMAGE065
。
③时间更新
时间更新是指根据系统前一时刻的状态，根据状态方法，对系统当前时刻的状态进行预测；
Figure 908278DEST_PATH_IMAGE066
(0.3)
Figure 861191DEST_PATH_IMAGE067
(0.4)
Figure 392666DEST_PATH_IMAGE069
为状态预测值；
Figure 408027DEST_PATH_IMAGE070
(0.5)
Figure 112678DEST_PATH_IMAGE071
(0.6)
Figure 779151DEST_PATH_IMAGE072
(0.7)
Figure 278266DEST_PATH_IMAGE073
为预估测量量，由测量方程计算得到。
④量测更新
测量更新是指利用当前时刻的实际测量值（来自于传感器）以及预估测量值，对系统当前时刻的预测状态进行修改，并最终得到当前时刻系统状态的估计值；
Figure 108818DEST_PATH_IMAGE074
（0.8）
Figure 23685DEST_PATH_IMAGE075
（0.9）
Figure 623293DEST_PATH_IMAGE076
（0.10）
Figure 745839DEST_PATH_IMAGE077
（0.11）
Figure 513288DEST_PATH_IMAGE078
（0.12）
（3）仿真结果
飞行器定位结果如图2，由图可知，仅采用惯性导航时，飞行器定位误差会随时间增大，当采用本实施例中的组合导航方法时，飞行器的位置估计误差可收敛至小于100m。由此可知，该组合导航方法可为临近空间飞行器提供高精度的自主导航服务。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；
步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；
步骤S3：构建组合导航系统模型：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量构建状态方程；以观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程；
步骤S4：利用滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，并利用获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯性导航进行修正。
2.根据权利要求1所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，所述步骤S2具体是：根据观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向，计算得出观测空间目标的天球坐标，记为
Figure 390110DEST_PATH_IMAGE001
；
则观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量
Figure 375383DEST_PATH_IMAGE002
表示为：
Figure 888404DEST_PATH_IMAGE003
，
其中，
Figure 224707DEST_PATH_IMAGE004
为观测空间目标k时刻的赤经，
Figure 481376DEST_PATH_IMAGE005
为观测空间目标k时刻的赤纬。
3.根据权利要求2所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，利用观测图像中的背景恒星与恒星星表进行匹配，获得星敏感器光轴在惯性空间中的指向。
4.根据权利要求1所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，所述步骤S1中，观测的空间目标在已知空间目标编目数据库中的编号为已知。
5.根据权利要求1-4任意一项所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，所述步骤S3中，状态方程的构建具体如下：
以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量X，则状态量
Figure 321156DEST_PATH_IMAGE006
，
Figure 270658DEST_PATH_IMAGE007
表示飞行器三轴位置，
Figure 94257DEST_PATH_IMAGE008
表示飞行器三轴速度，
Figure 138306DEST_PATH_IMAGE009
表示飞行器三轴姿态，
Figure 98171DEST_PATH_IMAGE010
表示惯导加速度计三轴偏置，
Figure 218574DEST_PATH_IMAGE011
表示陀螺仪三轴漂移；
则构建的状态方程为：
Figure 263891DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 862362DEST_PATH_IMAGE013
为系统状态转移函数，
Figure 942314DEST_PATH_IMAGE014
为系统过程噪声，
Figure 968038DEST_PATH_IMAGE015
为k时刻的状态量。
6.根据权利要求5所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，测量方程的构建如下：
以观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量
Figure 500651DEST_PATH_IMAGE016
为观测量，测量方程如下：
Figure 155011DEST_PATH_IMAGE017
，
其中，
Figure 89469DEST_PATH_IMAGE018
为飞行器位置，
Figure 286095DEST_PATH_IMAGE019
为已编目空间目标的位置，
Figure 306003DEST_PATH_IMAGE020
为测量噪声。
7.根据权利要求5所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，所述步骤S4中，采用无迹卡尔曼滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值；其中，状态方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的时间更新步骤，测量方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的测量更新步骤。
8.根据权利要求5所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，步骤S4获得的导航状态量估计值中：飞行器的位置、速度和姿态的估计值作为输出，加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值则用于对惯性导航中的系统状态转移函数
Figure 246278DEST_PATH_IMAGE021
进行修正。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5508932A (en) * 1992-05-19 1996-04-16 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Method and device for earth acquisition using the pole star for a three-axis stabilized satellite in a low inclination orbit
RU2012127092A (ru) * 2012-06-28 2014-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации
CN110672128A (zh) * 2019-11-05 2020-01-10 中国人民解放军国防科技大学 一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法
CN113551668A (zh) * 2021-07-21 2021-10-26 北京航空航天大学 一种航天器惯性/恒星星光矢量/星光折射组合导航方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6622970B2 (en) * 2000-01-04 2003-09-23 The Johns Hopkins University Method and apparatus for autonomous solar navigation

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5508932A (en) * 1992-05-19 1996-04-16 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Method and device for earth acquisition using the pole star for a three-axis stabilized satellite in a low inclination orbit
RU2012127092A (ru) * 2012-06-28 2014-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации
CN110672128A (zh) * 2019-11-05 2020-01-10 中国人民解放军国防科技大学 一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法
CN113551668A (zh) * 2021-07-21 2021-10-26 北京航空航天大学 一种航天器惯性/恒星星光矢量/星光折射组合导航方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Influence of IMU parameters on navigation performance in network-based collaborative navigation scenarios;P. Schuler 等;《2022 DGON Inertial Sensors and Systems (ISS)》;20220914;第1-17页 *
一种航天飞行器的INS/CNS自主导航方案;杨淑洁等;《中国惯性技术学报》;20141231;第22卷(第06期);第728-733页 *
基于X射线脉冲星的深空探测自主导航方法;郑伟等;《中国空间科学技术》;20081031(第05期);第1-6页 *

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