“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”的EDL試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)及啟示

郭璠 李群智 饒煒 孫澤洲

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

由于火星表面同時(shí)存在稀薄大氣和較大引力，探測器在火星表面軟著陸時(shí)，像地球返回器單靠氣動和降落傘減速，或像月球著陸器單靠動力減速和著陸緩沖都無法實(shí)現(xiàn)，需依次進(jìn)行大氣進(jìn)入、氣動減速、降落傘減速、動力下降和著陸緩沖，該過程稱為進(jìn)入、下降與著陸(Entry, Descent and Landing，EDL)過程[1-2]。EDL過程是火星著陸任務(wù)最為關(guān)鍵的階段，直接決定著整個(gè)探測任務(wù)的成敗。四十多年來，蘇聯(lián)、美國、歐洲先后共計(jì)進(jìn)行了17次火星著陸嘗試，完全成功的僅有7次[3]，成功率不足50%，而5次任務(wù)失敗都發(fā)生在EDL過程中，包括：蘇聯(lián)的火星-2(降落程序設(shè)計(jì)錯(cuò)誤，降落傘未能及時(shí)打開，探測器墜毀)、火星-6(降落傘成功打開，但在落地前幾秒探測器失聯(lián))，美國的“火星極地著陸器”(計(jì)算機(jī)軟件錯(cuò)誤判定觸火關(guān)機(jī)信號，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)提前關(guān)機(jī)，探測器墜毀)，歐洲的獵兔犬2號(著陸后太陽翼未展開，可能原因是著陸器的結(jié)構(gòu)變形或降落傘/氣囊沒能與著陸器充分分離，阻礙了太陽翼展開)和“斯基亞帕雷利”(未考慮EDL極端環(huán)境，導(dǎo)致著陸器過早執(zhí)行拋傘和發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)，著陸器墜毀)，很大程度上均是由于EDL的技術(shù)驗(yàn)證不充分。

美國的火星EDL技術(shù)在世界遙遙領(lǐng)先，7次成功著陸均是由美國完成的，包括海盜-1、海盜-2，“火星探路者”、勇氣號、機(jī)遇號、鳳凰號和“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”(Mars Science Laboratory，MSL)，尤其是2012年“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”的成功著陸，更加鞏固了美國在火星著陸/巡視探測領(lǐng)域的領(lǐng)先地位。我國已掌握了月地高速再入返回、月球軟著陸等技術(shù)，但距離掌握火星EDL技術(shù)還存在一定差距，仍然缺乏適用于火星的EDL驗(yàn)證方法，尤其是地面試驗(yàn)方法的相關(guān)研究。

本文介紹了MSL的EDL驗(yàn)證體系，同時(shí)分析了我國火星EDL試驗(yàn)驗(yàn)證的基礎(chǔ)及不足，并針對薄弱環(huán)節(jié)，依據(jù)MSL的驗(yàn)證體系提出了相應(yīng)的試驗(yàn)解決方案，以為我國火星著陸任務(wù)的EDL試驗(yàn)驗(yàn)證提供建議。

1 美國MSL的EDL驗(yàn)證技術(shù)概述

MSL的EDL驗(yàn)證體系自海盜號起不斷經(jīng)過完善，已能夠完成全飛行過程驗(yàn)證，并支持系統(tǒng)從設(shè)計(jì)到在軌運(yùn)行的全周期。MSL的驗(yàn)證體系可分為EDL飛行動力學(xué)、EDL飛行系統(tǒng)和EDL子系統(tǒng)3大部分[4]，如圖1所示。

1.1 EDL飛行動力學(xué)驗(yàn)證

關(guān)注探測器EDL過程中的“外部環(huán)境”，即探測器受火星大氣、火星地形等周圍環(huán)境的影響，由于環(huán)境難以通過試驗(yàn)?zāi)M，因此建立了探測器的驗(yàn)證模型，采用全過程各環(huán)節(jié)首尾相連(End-to-End)的仿真替代了全過程試驗(yàn)驗(yàn)證，仿真主要使用飛行軌跡優(yōu)化仿真程序II[5](Program to Optimize Simulated Traje-ctories II，POST II )，同時(shí)使用進(jìn)入、下降和表面著陸動力學(xué)仿真程序[6](Dynamics Simulator for Entry，Descent and Surface Landing，DSENDS)進(jìn)行佐證。各環(huán)節(jié)的仿真基于EDL事件驅(qū)動，參數(shù)在不同環(huán)節(jié)的仿真模型中進(jìn)行傳遞。模型精確性和真實(shí)性則通過對EDL飛行系統(tǒng)及子系統(tǒng)的驗(yàn)證進(jìn)行確認(rèn)，確保其符合相關(guān)實(shí)際的物理過程。

1.2 EDL飛行系統(tǒng)驗(yàn)證

關(guān)注EDL系統(tǒng)的“內(nèi)部表現(xiàn)”，即EDL過程中探測器內(nèi)部硬、軟件之間的作用及聯(lián)系。EDL飛行系統(tǒng)驗(yàn)證能夠直接利用實(shí)際的探測器硬、軟件系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)高保真度的驗(yàn)證，同樣基于EDL事件驅(qū)動，針對在軌經(jīng)歷的關(guān)鍵環(huán)節(jié)開展全物理試驗(yàn)。

1.3 EDL子系統(tǒng)驗(yàn)證

關(guān)注EDL系統(tǒng)的“核心元素”，即硬、軟件子系統(tǒng)和單元級的功能驗(yàn)證，如圖2所示，部分關(guān)鍵設(shè)備在系統(tǒng)集成后就無法充分測試，子系統(tǒng)驗(yàn)證能夠確保硬件設(shè)備的驗(yàn)證充分；更重要的是在研制設(shè)計(jì)階段，子系統(tǒng)驗(yàn)證的結(jié)果能夠?yàn)镋DL飛行動力學(xué)驗(yàn)證的仿真提供真實(shí)且關(guān)鍵的數(shù)據(jù)支持，例如探測器和降落傘的氣動特性、大底與背罩分離的彈射特性等。EDL子系統(tǒng)驗(yàn)證采取試驗(yàn)+仿真相結(jié)合的方式，試驗(yàn)中盡可能模擬了EDL真實(shí)狀態(tài)及過程，尤其是模擬主要物理特性，例如飛行速度、外形特征等；針對試驗(yàn)中難以模擬的參數(shù)，需進(jìn)行參數(shù)的敏感性試驗(yàn)[4]，通過數(shù)據(jù)分析修正仿真模型，建立仿真結(jié)果與試驗(yàn)的關(guān)系。

基于上述驗(yàn)證體系，MSL的仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證項(xiàng)目在氣動減速及傘減速過程中的分布分別如圖3和圖4所示。其中，MSL借助了部分歷史數(shù)據(jù)，其中較為關(guān)鍵的是海盜號時(shí)期的氣球發(fā)射減速系統(tǒng)試驗(yàn)[7](Balloon Launched Decelerator Test，BLDT)等項(xiàng)目。

1.4 MSL歷史數(shù)據(jù)來源的早期試驗(yàn)

在海盜號研制時(shí)期，美國曾進(jìn)行了21次的降落傘超聲速、低動壓開傘試驗(yàn)研究，以了解和掌握降落傘在高馬赫數(shù)、低動壓下的工作特性。

(1)行星進(jìn)入降落傘計(jì)劃[8](Planetary Entry Parachute Program，PEPP)，詳見表1，驗(yàn)證了1.5Ma下盤縫帶傘、環(huán)帆傘和十字傘的開傘情況，由于穩(wěn)定性問題后續(xù)試驗(yàn)不再關(guān)注十字傘；

(2)超聲速行星進(jìn)入減速器計(jì)劃[9](Supersonic Planetary Entry Decelerator Program，SPED)，詳見表2，驗(yàn)證了較PEPP相同動壓、更高馬赫數(shù)下，盤縫帶傘的開傘情況；

(3)超聲速高空降落傘試驗(yàn)[10](Supersonic High Altitude Parachute Experiment，SHAPE)，詳見表3，驗(yàn)證了較SPED更高的馬赫數(shù)下，環(huán)帆傘和盤縫帶傘的開傘情況；

(4)大鈍頭體后的開傘試驗(yàn)[11](Parachute Deployed Behind A Bluff Body，PDBABB)，詳見表4，驗(yàn)證了盤縫帶傘在大鈍頭體后的開傘情況；

(5)氣球發(fā)射減速系統(tǒng)試驗(yàn)[7](Balloon Launched Decelerator Test，BLDT)，驗(yàn)證了海盜號設(shè)計(jì)狀態(tài)的開傘(表5)及拋大底(表6)情況，分為跨聲速、亞聲速、超聲速3個(gè)工況，均采用正式降落傘、彈射裝置以及全尺寸氣動外形的模型，能夠完全模擬探測器開傘及大底分離的狀態(tài)及所處環(huán)境。

以上試驗(yàn)方案可分為3種，①PEPP、SPED和SHAPE均采用了固體火箭助推方案，使用火箭將試驗(yàn)?zāi)Ｐ退椭令A(yù)定高度，并達(dá)到預(yù)定速度，試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c助推火箭分離，然后依次展開降落傘等動作；②PDBABB采用了固體火箭助推+氣動展開前錐方案，在固體火箭助推方案的基礎(chǔ)上借助可展開的氣動前錐模擬大底外形；③PEPP、BLDT采用了氣球方案，通過氣球?qū)⒃囼?yàn)?zāi)Ｐ蜕令A(yù)定的高度，試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c氣球分離，通過試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕系陌l(fā)動機(jī)將試驗(yàn)?zāi)Ｐ图铀僦令A(yù)定的速度，然后依次完成降落傘開傘等動作。各試驗(yàn)程序如圖5所示。

表1 PEPP項(xiàng)目試驗(yàn)情況統(tǒng)計(jì)表Table 1 Test parameters and data of project PEPP

表2 SPED項(xiàng)目試驗(yàn)情況統(tǒng)計(jì)表Table 2 Test parameters and data of project SPED

表3 SHAPE項(xiàng)目試驗(yàn)情況統(tǒng)計(jì)表Table 3 Test parameters and data of project SHAPE

表4 PDBABB項(xiàng)目試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)情況Table 4 Test parameters and data of project PDBABB

表5 BLDT項(xiàng)目開傘試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)情況Table 5 Test parameters and data of project BLDT’s Parachute

表6 BLDT項(xiàng)目拋底試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)情況Table 6 Test parameters of heatshield separation in project BLDT

2 我國火星EDL試驗(yàn)驗(yàn)證的基礎(chǔ)及不足分析

2.1 試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)基礎(chǔ)

通過實(shí)施探月工程，我國已掌握了月地高速再入返回、月球軟著陸等技術(shù)，具備了一定的EDL地面試驗(yàn)驗(yàn)證基礎(chǔ)，能夠針對以下EDL環(huán)節(jié)直接開展地面試驗(yàn)驗(yàn)證工作。

1)氣動減速技術(shù)驗(yàn)證

可充分繼承嫦娥五號月地高速再入返回飛行試驗(yàn)器已突破的氣動減速技術(shù)的設(shè)計(jì)及驗(yàn)證方法，通過適應(yīng)性修改探測器外形和風(fēng)洞參數(shù)，開展縮比模型的亞跨超聲速測力、測壓風(fēng)洞試驗(yàn)，高超聲速激波風(fēng)洞測熱試驗(yàn)等氣動專項(xiàng)試驗(yàn)[12]，驗(yàn)證與確認(rèn)探測器的氣動外形、靜態(tài)氣動特性、動態(tài)穩(wěn)定性和氣動熱環(huán)境等關(guān)鍵參數(shù)。

2)傘減速技術(shù)驗(yàn)證

可充分繼承嫦娥五號月地高速再入返回飛行試驗(yàn)器已突破的傘減速技術(shù)的設(shè)計(jì)及驗(yàn)證方法，分別開展彈傘、充氣強(qiáng)度、充氣后減速性能的驗(yàn)證工作。縮比傘與全尺寸傘在風(fēng)洞試驗(yàn)中的性能無明顯差異，穩(wěn)定狀態(tài)下的阻力系數(shù)僅相差4%[13]，充氣后減速性能相似，因此可利用縮比風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證充氣后減速性能，主要是適應(yīng)性修改傘型和風(fēng)洞參數(shù)；利用空投試驗(yàn)驗(yàn)證充氣強(qiáng)度，主要是適應(yīng)性修改投放質(zhì)量、開傘時(shí)間和高度；而彈傘由于射速快、時(shí)間短，因此試驗(yàn)中可忽略火星環(huán)境差異。

3)動力下降、著陸技術(shù)驗(yàn)證

可充分繼承嫦娥三號已突破的動力減速技術(shù)、腿式著陸緩沖技術(shù)的設(shè)計(jì)及驗(yàn)證方法，開展專門的懸停、避障及緩速下降驗(yàn)證試驗(yàn)和著陸穩(wěn)定性試驗(yàn)，主要是適應(yīng)性修改重力環(huán)境模擬參數(shù)。

2.2 現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)所面臨的問題

由于火星大氣的稀薄特性，火星進(jìn)入采用的氣動外形、在不同進(jìn)入?yún)^(qū)域所呈現(xiàn)的氣動特征等與地球再入不同，我國現(xiàn)有的試驗(yàn)技術(shù)距達(dá)到驗(yàn)證火星EDL技術(shù)的目的，面臨如下新問題。

1)傘充氣過程環(huán)境惡劣且復(fù)雜

傘充氣過程是指傘衣從傘包內(nèi)的收攏狀態(tài)經(jīng)充氣膨脹至完全打開狀態(tài)的過程。在地球返回任務(wù)中，降落傘均為亞聲速開傘減速。而對于火星EDL，火星的大氣較地球更為稀薄(表面大氣密度和壓強(qiáng)平均值僅為地球的1%和6%)且不穩(wěn)定，降落傘必須在超音速、低密度、低動壓、前體尾流條件下開傘充氣，如何在地面同時(shí)模擬傘充氣過程中的火星大氣環(huán)境和降落傘狀態(tài)是試驗(yàn)驗(yàn)證的難點(diǎn)。

2)減速下降動作多，大底、背罩分離過程內(nèi)外環(huán)境耦合

在地球返回任務(wù)中，返回器的拋大底、傘分離等動作均在接近或到達(dá)前地面完成，且動作較少。而在火星EDL過程中，從降落傘彈出開始，需依次完成彈傘、降落傘充氣展開、氣動減速、拋防熱大底，敏感器測高、拋背罩等一系列全自主執(zhí)行的動作，不僅環(huán)環(huán)相扣，而且拋防熱大底、拋背罩過程中由于探測器處于高速飛行狀態(tài)，外部氣動影響不可忽略，導(dǎo)致探測器系統(tǒng)與外部環(huán)境耦合。如何在地面模擬減速下降過程中環(huán)環(huán)相扣的動作和模擬探測器內(nèi)外環(huán)境的耦合作用是試驗(yàn)驗(yàn)證的難點(diǎn)。

綜上所述，試驗(yàn)驗(yàn)證的難點(diǎn)主要是氣動減速和傘減速過程所面臨的“新環(huán)境”和“新狀態(tài)”?！靶颅h(huán)境”指模擬探測器在火星大氣中高速飛行的環(huán)境；“新狀態(tài)”指火星EDL過程中繁多且環(huán)環(huán)相扣的動作?；诂F(xiàn)有的試驗(yàn)手段，不能解決以上問題。

3 建立我國火星EDL試驗(yàn)驗(yàn)證體系的建議

MSL的驗(yàn)證體系主要是基于仿真驗(yàn)證而搭建起來的，一方面是因?yàn)槊绹贛SL之前開展了大量的地面和在軌飛行驗(yàn)證工作，積累了寶貴的測試數(shù)據(jù)，能確保仿真模型的精確性；另一方面是因?yàn)榉抡婺軌虼蟠罂s短驗(yàn)證周期和節(jié)約經(jīng)費(fèi)。試驗(yàn)雖然在體系中扮演著不可或缺的角色，既是EDL飛行動力學(xué)仿真的重要輸入，又是EDL飛行系統(tǒng)驗(yàn)證以及EDL子系統(tǒng)驗(yàn)證的關(guān)鍵途徑，但由于試驗(yàn)的局限性，仿真的重要性已經(jīng)超過試驗(yàn)驗(yàn)證而占據(jù)了EDL驗(yàn)證的主導(dǎo)地位。

基于我國EDL試驗(yàn)驗(yàn)證的不足，可借鑒MSL的驗(yàn)證體系，重點(diǎn)針對體系中氣動減速和傘減速階段的試驗(yàn)驗(yàn)證的新環(huán)境、新狀態(tài)，梳理試驗(yàn)項(xiàng)目，明確出適合我國國情的EDL試驗(yàn)驗(yàn)證內(nèi)容和方案。建議開展的試驗(yàn)項(xiàng)目詳見圖6，圖中明確了試驗(yàn)驗(yàn)證內(nèi)容、途徑及其與仿真的聯(lián)系。其中大部分試驗(yàn)方法均能夠繼承月地高速再入返回相關(guān)驗(yàn)證技術(shù)。需新增3項(xiàng)試驗(yàn)，分別是高空開傘試驗(yàn)、大底分離試驗(yàn)和背罩分離試驗(yàn)。

3.1 開展高空開傘試驗(yàn)驗(yàn)證傘充氣過程

從海盜號至MSL研制期間，NASA再沒有開展高空超聲速開傘飛行試驗(yàn)，主要原因是由于試驗(yàn)費(fèi)用過高，超出后續(xù)探測器的研制預(yù)算，而后續(xù)型號均以海盜號試驗(yàn)結(jié)果為指導(dǎo)開展傘設(shè)計(jì)[14]。MSL主要開展了流固耦合(Fluid Structure Interaction，F(xiàn)SI)仿真驗(yàn)證，雖然沒有開展試驗(yàn)，但仍充分利用了海盜號降落傘的高空開傘試驗(yàn)數(shù)據(jù)。在2014年，NASA為獲得更高的火星表面大質(zhì)量軟著陸能力，啟動了“低密度超聲速減速器”項(xiàng)目[15]，由于使用的傘型為環(huán)帆傘，不同于之前所有火星著陸器任務(wù)使用的盤縫帶傘，因此時(shí)隔40年又再次開展了高空超聲速開傘飛行試驗(yàn)，也可見高空開傘試驗(yàn)的重要性。我國首次開展火星軟著陸，開展高空開傘試驗(yàn)也是極為必要的。

美國的3種高空開傘的試驗(yàn)方案對比詳見表7。雖然“固體火箭助推+可展開氣動前錐”方案的目標(biāo)很全面，但在實(shí)際實(shí)施時(shí)，由于彈頭的分離動作，導(dǎo)致在開傘前對試驗(yàn)?zāi)Ｐ彤a(chǎn)生很大擾動，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁霈F(xiàn)較大的姿態(tài)變化[16]，方案有較大缺陷，可行性較低，不建議采用。固體火箭助推試驗(yàn)技術(shù)相對簡單，可以模擬降落傘開傘需要的動壓和馬赫數(shù)；氣球+火箭試驗(yàn)方案載質(zhì)量較大，可以模擬降落傘需要的動壓和馬赫數(shù)，以及氣動前錐對開傘的影響，但技術(shù)相對復(fù)雜。PEPP試驗(yàn)結(jié)果表明，降落傘是否在氣動前錐后開傘僅有很小的差別，并且降落傘在氣動前錐后工作的穩(wěn)定性問題可采用地面風(fēng)洞試驗(yàn)完成。綜合考慮試驗(yàn)效果及經(jīng)濟(jì)可行性，建議我國基于固體火箭助推方案，開展高空開傘試驗(yàn)。

表7 3種試驗(yàn)方案對比情況Table 7 Comparison of three parachute deployment test high above ground

3.2 開展拋大底、拋背罩試驗(yàn)驗(yàn)證減速下降的關(guān)鍵環(huán)節(jié)

為驗(yàn)證拋大底、拋背罩過程，MSL采用了以仿真為主，地面試驗(yàn)為輔的驗(yàn)證方式，借助BLDT項(xiàng)目的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，確保了仿真的真實(shí)和準(zhǔn)確。試驗(yàn)方面，僅針對近距離分離過程，對大底的分離硬件系統(tǒng)進(jìn)行了驗(yàn)證，并沒有模擬真實(shí)的EDL飛行環(huán)境及過程?？陀^上說，我國理應(yīng)開展類似BLDT的試驗(yàn)，才能真實(shí)模擬大底、背罩的分離環(huán)境及條件，但該試驗(yàn)需專門研制直徑上百米的氣球，且還需地面測控等大系統(tǒng)支持，綜合考慮試驗(yàn)效果及試驗(yàn)費(fèi)用，因此建議采用仿真+地面試驗(yàn)相結(jié)合的方式。

以大底為例，可借鑒MSL的驗(yàn)證體系，提出的試驗(yàn)方案如圖7所示。首先開展EDL子系統(tǒng)驗(yàn)證，獲取大底分離過程中探測器和降落傘的氣動特性、大底分離彈射特性等，并同步開展仿真，必要時(shí)通過參數(shù)敏感性試驗(yàn)修正仿真結(jié)果；而后開展大底分離全過程動力學(xué)仿真，考慮各子系統(tǒng)的特性，分析并獲得探測器與大底的受力特性。大底分離過程的實(shí)際受力狀態(tài)如圖8(a)所示，探測器受到的力包括火工品彈射力Fah、降落傘的拉力Aa、艙體的火星大氣阻力及力矩(含降落傘對艙體的拉力Fpa、火星大氣對艙體的軸向阻力Aa、火星大氣對艙體的法向阻力Na和艙體受到的氣動轉(zhuǎn)矩Camzg)、大底/背罩的火星大氣阻力及力矩(含火星大氣對大底的軸向阻力Ah、火星大氣對大底的法向阻力Nh和大底受到的氣動轉(zhuǎn)矩Gh)、大底/背罩的火星重力(含艙體受到的火星重力Ga、大底受到的火星重力Chmzg)等。試驗(yàn)時(shí)僅模擬大底與探測器間的相對受力關(guān)系，并簡化到探測器對稱平面內(nèi)，等效為大底相對探測器的加速度變化；最后將相對加速度轉(zhuǎn)化為力，獲得試驗(yàn)所需加載在模擬大底質(zhì)心處的軸向力A、法向力N和法向轉(zhuǎn)矩Fhmzg3個(gè)力分量，通過試驗(yàn)施加，如圖8(b)所示。

4 結(jié)論

(1)我國已掌握了月地高速再入返回、嫦娥三號軟著陸等技術(shù)，在氣動減速技術(shù)、傘減速技術(shù)、動力下降技術(shù)和著陸技術(shù)試驗(yàn)驗(yàn)證能力有良好基礎(chǔ)，但仍面臨傘充氣過程環(huán)境更加惡劣，下降過程動作多、內(nèi)外環(huán)境耦合等“新環(huán)境”和“新狀態(tài)”，現(xiàn)有的試驗(yàn)技術(shù)存在不足。

(2)介紹了MSL的EDL驗(yàn)證體系，其分為EDL飛行動力學(xué)、EDL飛行系統(tǒng)和EDL子系統(tǒng)3大領(lǐng)域開展；介紹了在MSL之前開展的相關(guān)試驗(yàn)內(nèi)容，MSL的體系雖主要基于仿真建立，但仍充分利用了早期的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

(3)基于我國EDL試驗(yàn)驗(yàn)證的不足，借鑒MSL的驗(yàn)證體系，綜合考慮試驗(yàn)?zāi)康?、試?yàn)可行性等，梳理了適合我國的火星EDL驗(yàn)證體系，明確了高空開傘試驗(yàn)和拋大底、背罩試驗(yàn)的試驗(yàn)方案。其中，建議采用基于固體火箭助推的方案開展高空開傘試驗(yàn)，并提出一種仿真+試驗(yàn)結(jié)合方法驗(yàn)證拋大底、背罩過程。

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