变形误差

2024-05-14

变形误差（精选四篇）

变形误差篇1

1TBM护盾概述

TBM护盾是主机的主要组成部分, 紧挨刀盘。它由上护盾、左护盾、右护盾、底盾四部分组成。四部分护盾结构基本相似, 其中上护盾几何尺寸最大。安装完毕后所有护盾拼接成一个完整的圆环, 对TBM和作业人员起主要的保护作用。图纸要求单件护盾半径误差不超过2.5 mm, 护盾拼接后, 盾壳接缝处错台不超过3 mm, 要求精度极高。上护盾详细结构见图1, 上护盾、左护盾、右护盾拼装后结构见图2。

2误差原因分析

由于制造公司一直以加工常规隧道施工专用机械设备为主, 对厚板、大尺寸、深宽焊缝的TBM构件加工经验不足, 导致焊接后的外壳板严重向内弯曲变形, 最大处达到40 mm, 严重超差。德国WIRTH公司现场监理检测发现问题后, 立即要求停工整顿。

经现场仔细量测和观察后总结超差的原因如下:

1) 由于上护盾外壳的展开尺寸为6 668 mm×3 255 mm, 市场上购买不到宽度为3 m以上的钢板;联系到的外协厂家的卷板机也无法卷制宽度为3 255 mm的钢板, 因此只能用两块窄板分别卷制后再拼焊起来。从实际制作出发, 要求钢板卷制后半径大于图纸尺寸3 mm～5 mm, 不然一旦半径小于图纸尺寸, 极难撑开, 而将大于图纸的半径变小却比较容易实现。经过测量其他未拼焊的护盾外壳, 发现该护盾外壳未按照要求卷制;2) 焊接过程中未实现连续焊接, 交接班时焊接作业停顿时间较长, 甚至出现连续12 h无人焊接作业的现象;3) 焊接前未严格按照要求进行焊前预热, 或预热温度不够;4) 防止焊接变形做的加固支撑刚度不足, 发生焊接变形时撑不住, 无法阻止变形的发生;5) 焊后未进行有效的去除应力作业。

由于上述原因, 造成焊接完成后工件严重变形, 而如重新加工制作将给企业造成严重的经济损失并极大的延长工期。

3 纠正措施

1) 对盾壳拼接时产生的盾壳变形, 采用火焰校正的办法, 利用反变形消除;

2) 在外壳板两侧靠近与护盾中间体焊缝上方30 mm处, 利用炭弧气刨刨出两条深25 mm、宽20 mm的U形槽;

3) 沿圆周方向上护盾外壳的三等分线将护盾外壳从两端沿轴线方向割开至距离两条U形槽20 mm～30 mm处, 并倒出双边V形焊接坡口, 如图3所示;

4) 以护盾中间体上的加工面作为基准面, 调整水平, 利用机械千斤顶在护盾最外侧将护盾外壳顶出, 直至与铅垂线平行, 误差控制在1 mm以内, 见图4;

5) 点焊护盾外壳割开的缝隙, 利用厂内现有的边角余料 (20工钢) , 将护盾外壳支撑至足够牢固抵抗焊接变形;

6) 翻转护盾, 再次调整水平后用千斤顶撑开另一侧护盾外壳, 点焊后并支撑牢固;

7) 焊接所有刨出和割出的焊缝, 应注意先焊接开双边V形坡口的焊缝, 后焊U形槽的焊缝, 双边V形坡口焊缝应先堆焊一侧, 再堆焊另一侧直至仅剩2 mm～3 mm缝隙后才能焊接, 且护盾内外侧由两个焊工按照顺序同时进行焊接, 焊接顺序如图5所示, U形槽焊缝应在两边交替焊接;

8) 每焊一层后快速锤击焊缝消除焊接应力 (要求打出小麻坑) , 焊接完毕后进行去除应力的高温回火, 最后去除支撑筋, 磨平焊疤并打磨平焊缝。

图6为去除应力高温退火工艺:1) 采用退火窑进行退火;2) 升温速度按照100 ℃后100 ℃/h, 并保温0.5 h;3) 升温到最高温度650 ℃;4) 保温时间4 h;5) 降温速度:随炉冷却, 温度低于200 ℃后开炉取出。返工后, 在铸造平台上进行了上护盾、左右护盾的拼装检验, 半径误差基本控制在2.5 mm以内, 仅有弧长约1 m的一小段达到3 mm, 护盾拼接后, 盾壳接缝处错台在3 mm以内。说明经过返工, 构件制作变形达到了图纸要求。

4 结语

通过总结TBM大型焊接构件制作过程中较大误差产生原因, 提出了纠正措施, 达到了图纸要求。取得以下结论:

进行大型的厚板、深宽焊缝构件焊接成形时, 必须充分考虑焊接应力大小、加固防止焊接变形的支撑的刚度和采用良好的去除应力措施。否则因焊接变形导致工件报废将造成很大的损失。

摘要：针对辽宁省某工程TBM大型焊接构件制作后产生较大变形误差的实例, 分析了变形误差产生的原因, 提出了改正措施, 从而满足了图纸要求, 为今后同类问题的解决提供了经验和指导。

关键词：TBM护盾,焊接构件,变形误差

参考文献

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变形误差篇2

复合制导空空导弹中制导段目标截获是导弹实现成功拦截目标的前提[1,2,3,4,5,6]。由于末制导导引头体制不同,对目标截获特性的要求也存在很大的差异[6,7]。对发射后截获空空导弹而言,需减小武器系统各环节的误差使其满足设计要求,才能确保导弹在中、末交接段截获目标。

红外导引头视场角小,加之目标搜索需要较长的时间,因此在弹目距离达到导引头探测距离范围时目标必须处于导引头的视场角内才能保证导引头以高概率成功截获目标。目标截获概率与载机雷达误差、载机数据链周期大小、数据链信息精度、载机机翼变形误差、加速度计误差、陀螺误差、目标机动等误差因素有关[1,2,4,6,8]。由于红外型空空导弹在飞机上主要配挂于翼尖或机翼的外侧,而机翼是一个挠性体,飞机在飞行中会发生弹性变形,使载机主惯导与导弹子惯导惯性测量单元基座产生相对角位移,造成初始误差,从而影响导弹发射后对目标的截获。尤其当载机在大机动过程中发射导弹时,机翼的变形量大,如果不对机翼变形造成的角误差进行修正,导弹发射后将难于截获目标。机翼的弹性变形与很多因素相关,如飞机的飞行高度、速度、攻角、过载等,要对飞机飞行包线内的机翼变形造成的角误差进行补偿非常困难,但处理好该项误差,对空空导弹的使用意义重大。

针对机翼变形造成的主惯导与子惯导惯性测量单元基座之间的角误差对导弹发射后截获性能影响的问题,计算出在载机机动情况下主子惯导之间的角误差,重点研究了该误差对导弹发射后截获概率的影响,并针对减小该项误差提出补偿方法和解决途径,研究结果对空空导弹的工程研制具有参考价值。

1机翼变形误差的计算

机翼是一个挠性体,机翼的变形含有准静态挠曲和高频振动。准静态挠曲是飞机机动及武器投放载荷变化所引起的低频机翼弯曲。高频振动是由于大气湍流引起的结构振动。机翼的高频振动变形量小,如F—15飞机在强阵风干扰下,机翼的振动翘曲变形为5.18×10-4 m,振动翘曲速率为1.5×10-2 m/s,可见阵风产生的振动变形小,故其造成的误差可以忽略。因此主要考虑机翼的准静态挠曲变形误差对导弹发射后截获性能的影响。

导弹安装在飞机上,在静态情况下,第i个挂点的导弹弹体系相对飞机机体系有安装角,其值每个挂点不同。因此导弹挂装在飞机上后,动态情况下导弹弹体坐标系相对于飞机机体坐标系的变化关系可由以下关系确定。

$\begin{array}{l} θ_{i} = θ_{i 0} + Κ (Μ a 、 Η 、 α)_{i θ} n (1) \\ γ_{i} = γ_{i 0} + Κ (Μ a 、 Η 、 α)_{i γ} n (2) \\ ψ_{i} = ψ_{i 0} + Κ (Μ a 、 Η 、 α)_{i ψ} n (3) \end{array}$

式中θi0、γi0、ψi0分别为导弹在第i个挂点俯仰、横滚和偏航方向的安装角;K(Ma、H、α)iθ、K(Ma、H、α)iγ、F(Ma、H、α)iψ分别为导弹在第i个挂点俯仰、横滚、偏航方向的变形系数;n为载机过载。由此可见,导弹在俯仰、横滚、偏航方向的变形系数都是高度、速度、攻角的函数。

由于初始横滚角只影响导弹飞行姿态,进而影响导弹所受的气动力和导弹的控制,但对导引头位标器的空间指向不造成影响,故在导引头位标器空间指示误差中不考虑该项。因此导弹挂装飞机后,由载机机翼变形造成的导弹弹体系相对于飞机机体系的角误差可计算出导引头位标器空间指示误差的初始值。计算公式见式(4)。

$δ ϕ_{0} = \cos^{- 1} (\cos ψ_{i} \cos θ_{i}) (4)$

而导弹发射后,机翼变形造成的导引头空间指示初始误差随弹目距离的减小还要进一步增大,其计算公式见(5)式。

$δ ϕ = δ ϕ_{0} (\frac{D_{g}}{D_{t}} + 1) (5)$

式(5)中Dg为导弹中制导飞行距离;Dt为导引头探测距离。

2截获概率的计算

空空导弹在中、末制导交接时,导引头要完成对目标的截获必须是同时完成“距离截获”、“角度截获”和“速度截获”。由于红外型空空导弹不能测速和测距,故本文重点研究机翼变形角误差对导弹角度截获概率影响[7,8,9]。

目标指示误差如图1所示,中制导结束时导弹的纵轴为OX方向,导引头光轴指向为Rs(图中虚线表示导引头视场),它与导弹纵轴的夹角Φ为目标指示角。目标相对导弹的视线为Rm,则Rs与Rm的夹角ϕa即为目标指示的角度误差。设导引头视场角的宽度为±ω,如果ϕa<ω,则认为导引头角度截获目标。

将目标指示误差ϕa在导引头平台系的OXsYsZs内投影,得到OYs、OZs轴上的分量ϕay、ϕaz。假设随机变量ϕay、ϕaz服从均值为0的正态分布,其概率密度函数分别为:

${\begin{cases} f (φ_{a y}) = \frac{1}{\sqrt{2 π} σ_{a y}} \exp (- \frac{φ_{a y}^{2}}{2 σ_{a y}^{2}}) \\ f (φ_{a z}) = \frac{1}{\sqrt{2 π} σ_{a z}} \exp (- \frac{φ_{a z}^{2}}{2 σ_{a z}^{2}}) \end{cases} (6)$

式(6)中σ $_{a y}^{2}$ 、σ $_{a z}^{2}$ 分别为ϕay、ϕaz的方差。若认为ϕa在OYs、OZs轴的分量是相互独立的,则二维随机变量(ϕay、ϕaz)的概率密度函数为

$f (φ_{a y}, φ_{a z}) = \frac{1}{\sqrt{2 π} σ_{a y} σ_{a z}} \exp (- \frac{φ_{a y}^{2}}{2 σ_{a y}^{2}} - \frac{φ_{a z}^{2}}{2 σ_{a z}^{2}}) (7)$

如果取σay=σaz=σa,则

$f (φ_{a y}, φ_{a z}) = \frac{1}{\sqrt{2 π} σ^{2}} \exp (- \frac{φ_{a y}^{2} + φ_{a z}^{2}}{2 σ_{a}^{2}}) (8)$

由 $φ_{a} = \sqrt{φ_{a y}^{2} + φ_{a z}^{2}}$ ,易证φa服从瑞利分布[10],其分布函数为:

$F (φ_{a}) = 1 - \exp (- \frac{φ_{a}^{2}}{2 σ_{a}^{2}}) φ_{a} \geq 0 (9)$

因导引头视场宽度为±ω,因此对目标的截获概率为:

$Ρ = 1 - \exp (- \frac{ω^{2}}{2 σ_{a}^{2}}) (10)$

3仿真验证

为了分析机翼变形对导弹发射后截获性能的影响,计算得某型导弹挂装在飞机上导弹弹体坐标系相对于飞机机体坐标系相对角位移误差,结果见表1。从表中可见,随着载机机动过载增大,导弹弹体坐标系相对于飞机机体坐标系相对角位移误差增大。

/(°)

根据表1的数据,选取典型仿真条件评估机翼变形造成的角误差对导弹发射后截获概率的影响,仿真条件见表2。取5 km、10 km和15 km三个典型高度,15 km、30 km、40 km三个最大发射距离,导引头的截获距离取10km,导引头视场取±1.5°。

由机翼变形误差的初始值,可计算导引头位标器在导弹截获时刻的指示误差角和导引头截获概率,计算结果见表3,图2为导引头位标器指示误差曲线,图3为导引头截获概率曲线。

从表3可见,随着发射距离和载机机动过载的增大,导引头位标器的指示误差不断增大,导引头截获概率不断减小。当载机机动过载大于2时,导引头的截获概率小于0.7;当载机机动过载大于5时,在条件3的情况下,导引头的截获概率为零;当载机机动过载大于6时,三个条件下导引头的截获概率都为零。由此可见,载机机翼变形造成的角误差对导弹截获概率影响非常大,必须对其进行补偿,否则载机在大机动情况下发射导弹,导弹将不能截获目标。

对载机机动造成机翼变形引起的角误差,可对表1的数据进行拟合,得到式(11)—式(13),装订在载机火控系统中,对误差进行动态补偿,从而可消除主要误差量。如果补偿后残差较大,则需进行精对准,以消除补偿残差,但精对准时间较长,约需10s,对红外近距格斗空空导弹而言,易贻误战机。

θi=θi0+0.014n3-0.1n2+0.425n-0.143 (11)

γi=γi0+0.007n4-0.094n3+0.414n2-

0.517n+0.37 (12)

ψi=ψi0+0.019n4-0.283n3+1.388n2-

2.188n+1.09 (13)

如果补偿后残余误差仍较大,载机机动过载大于6时,可以采用长时周期对准的方式消除残差。载机升空后,导弹利用载机主惯导传来的参数,与导弹惯导系统相应的导航参数作比较,形成观测差,通过卡尔曼滤波器实时估计出当前导弹导航坐标系相对基准导航坐标系的失准角,用于姿态矩阵的实时更新。当失准角小于规定值时,即可认为对准完成。如果卡尔曼滤波器发散,则与载机主惯导重新对准,保证在空中导弹与载机一直处于对准好状态, 能够随时发射导弹,不致贻误战机。

4结论

本文研究了载机机翼变形误差对空空导弹发射后截获性能的影响。研究结果表明,载机机动发射导弹时机翼变形造成的角误差对导弹截获概率影响大,必须对该误差进行补偿,否则载机在大机动情况下发射导弹,导弹将不能截获目标。同时根据计算结果提出了补偿机翼变形误差的方法和解决途径,对空空导弹工程设计具有参考价值。

摘要：研究了机翼变形角误差对空空导弹发射后截获性能的影响。根据某型导弹挂机后计算的载机机体坐标系与导弹弹体坐标系的相对角误差量,仿真计算了机翼变形角误差对导弹发射后截获概率的影响。仿真结果表明,机翼变形角误差对导弹发射后截获性能影响大,必须对其进行补偿,否则载机在大机动情况下发射导弹,导弹将不能截获目标。并据此提出了对机翼变形角误差的补偿方法和解决途径。研究结果对空空导弹的工程研制具有参考价值。

关键词：机翼变形误差,中制导,发射后截获,导引头

参考文献

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变形误差篇3

关键词：矿山开采,地表变形监测,GPS,误差

1 矿山地表监测可行性分析

GPS监测,由于其高精度、全天候、高效率、多功能、操作简便、应用广泛等优点,近年来已逐渐应用于桥梁、边坡等岩土工程。但由于受矿山地形限制,现有的GPS矿山地表监测并不能取得很高精度的结果,因此GPS在这方面的应用很少。对于GPS而言,由于受到卫星分布不对称的影响,垂直位移的精度一般要远低于水平位移的测量。在以往的监测资料,即使是观测条件较好的点,虽然测量结果中误差能够达到2mm以内,但实际垂直位移的误差却可能会达到1-2cm,不能满足矿山地表变形分析所需的精度。为了研究我们采用了新的接收机、解算软件和严格控制的操作程序后,GPS测量精度满足了对矿山地表变形监测的要求。

2 矿山地表监测主要误差来源

2.1 多路径误差。

多路径误差主要依靠测站周围的反射物反射的卫星信号与原有卫星信号干涉产生,对GPS测量精度有很严重的影响。在矿山地表监测时,范围可能涉及到村庄、水塘、田地、建筑物等,而这些物体对于卫星信号均有不同程度的反射,从而影响到卫星定位的解算。多路径误差原理如图1所示:

如图所示,GPS天线接收到的信号是直接波和反射波产生干涉后的组合信号。天线A同时收到来自卫星的直接信号S和经地面反射后的反射信号S'。显然这两种信号所经过的路径长度是不同的,反射信号多经过的路径长度称为程差。

由于反射波一部分能量被反射面吸收、GPS接收天线为右旋极化结构,也抑制反射波的功能,所以反射波除了存在相位延迟外,信号强度一般也会减少。

因此,在实际监测中,我们往往采用以下的手段减小误差:

(1)选择合适的站址。①测站应远离大面积平静的水面。灌木丛、草和其他地面植被能较好地吸收微波信号的能量,是较为理想的设站地址。翻耕后的土地和其他粗糙不平的地面的反射能力也较差,也可选站。②测站不宜选择在山坡、山谷和盆地中,以避免反射信号从天线抑径板上方进入天线,产生多路径误差。③测站应离开高层建筑物。观测时,汽车也不要停放得离测站过近。

(2)对接收机天线的要求。①在天线中设置抑径板。为了减弱多路径误差,接收机天线下应配置抑径板。②接收天线对于极化特性不同的反射信号应该有较强的抑制作用。③由于多路径误差是时间的函数,所以在静态定位中经过较长时间的观测后,多路径误差的影响可大为削弱。

2.2 接收机的位置误差。

接收机天线相位中心相对测站标石中心位置的误差,叫接收机位置误差。这里包括天线的置平和对中误差,量取天线高误差。如当天线高度为1.6m时,置平误差为0.10时,可能会产生对中误差3mm。因此,在精密定位时,必须仔细操作,以尽量减少这种误差的影响。

2.3 天线相位中心位置的偏差。

在GPS测量中,观测时相位中心的瞬时位置(一般称相位中心)与理论上的相位中心特有所不同,这种差别叫天线相位中心的位置偏差。这种偏差的影响,可达数毫米至数厘米。而如何减少相位中心的偏移是天线设计中的一个重要问题。

在实际工作中,如果使用同一类型的天线,在相距不远的两个或多个观测站上同步观测了同一组卫星,那么,便可以通过观测值的求差来削弱相位中心偏移的影响。不过,这时各观测站的天线应按天线附有的方位标进行定向,使之根据罗盘指向磁北极。通常定向偏差应保持在30以内。

3 实际工作减小误差方法

(1)观测点布设时应注意周围环境的影响,尽量选择对卫星信号反射少的地点,并尽量远离对卫星信号有遮挡的地点,如围墙边,边坡坡脚或者山谷中,远离高压线50m以外,避免高压线的电磁辐射对信号的干涉。(2)对于观测天线的选择以零相位或微相位天线为宜,且实际监测时严格使用罗盘对北。实际监测工作进行时汽车要远离测点,基座要注意调平对中的操作,一个测点的调平应反复进行几次,达到最高的精度。在观测墩上进行标记,每次测量都于标记处量高,操作三次取平均值,减小量高不准的误差。

4 结束语

GPS静态定位的误差来源,分为卫星、信号传播和接收三部分,其中在静态观测中,大部分误差通过观测量求差的相对定位消除,实际应用中的误差主要来源多路径、接收机位置和天线相位中心误差。经过实验分析可知,现有的GPS监测在严格控制操作过程的前提下是能够满足矿山地表变形分析需要的。

参考文献

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变形误差篇4

近年来,国内数控铣床柔性化、高精度、高效率的迅速发展,对数控铣床的加工精度、精度稳定性和可靠度提出了更高要求,减少机床静态、动态的热变形误差已成为急待解决的课题之一。因数控铣床床身、导轨、滚珠丝杠等的热变形误差是直接影响精密加工过程中几何精度的重要因素,所以,热变形误差分析和补偿方法的综合研究,对提高加工精度、稳定产品质量有重要意义[1,2,3,4]。

1 热变形误差产生原因

在实际生产中,大多数的数控铣床由于不能确保在恒温、恒湿、无尘的工况下工作,从而形成工件的随机热误差。其主要原因包括:运转时在内、外热源的作用下发生热变形;被加工件、工装、夹具、机床工作台联接件的结合面等组件的热阻不同;热源随工况条件的不同,成非线性变化;机床外观表面散热状况差异形成不同的温度场等。

1.1 电器系统产生热量

数控铣床通常配备有大功率的变压器、变频器、接触器等电器元件,位于床身背后。长时间工作产生的热量使机床床身产生不可忽视的热变形。

1.2 动力源的能量损耗产生热量

电机、液压系统的发热也是数控铣床发热源之一,产生的热量随输出功率的大小而不断变化,属非恒定热源[5]。

1.3 运动副产生的摩擦热

运动副主要是指移动副、转动副和螺旋副。移动副运动速度一般较低,产生的摩擦热相对较少;转动副及其密封所产生的摩擦热相对较大,使旋转轴与旋转轴相配合的箱体产生非线性的温度场,导致旋转轴偏移和倾斜;螺旋副中滚珠丝杠虽然每节的热误差很小,但整根丝杠的累积热误差却较大,在精密加工中其线性变形量也是不能忽略的[6]。

1.4 切削热

零件在数控铣床上加工时,粗、精加工通常在同一台机床进行,粗加工的切削热往往较大。在切削过程中机械能转化为金属材料的变形能,伴生了大量的热量,其值的大小取决于切削用量、工件和刀具的材质。切削热分别传输到刀具、工件、切屑;其热量分配比例根据不同工况而定。在不加冷却液切削时,传给工件的热量一般不足三分之一,大量切削热被切屑带走,而切屑大量散落在工作台和床身上,对热变形的影响是显而易见,尤其对后续的精加工不能忽视[7-8]。

1.5 辐射热

数控铣床所受到的日光照射往往是局部的、单方向的、周转的,在照光部分与背光面出现温度差,导致机床产生热变形,进而引起周期性的变幅加工误差。另外机床周边其他热源的热辐射也是单向、随机的,所产生的热变形也是单向、随机的。

1.6 环境温度的影响

设备的环境温度随着气温和昼夜温差变化而变化。空气的冷热交换、空气流动使机床和被加工件的温度发生相应变化,其结果不仅影响机床的精度,还影响被加工件的位置精度和尺寸精度,这种现象在大型箱体零件加工过程中尤为突出。加工周期长、定位面、加工面多的工件,昼夜温差的影响易引起几何精度误差和表面粗糙度误差。

2 统计数据方法补偿热变形误差

减少、控制热变形误差可以通过改变硬件的方法来实现,比如采用较大的排风扇;加注润滑油减小摩擦;加大冷却液流量等。但相比而言,热变形误差补偿方法更经济、更易实施。热误差的补偿是通过建立不同工况条件下的温度场—热误差的模型实现的,最终的补偿效果取决于模型的合理性。故建立模型必须采集大量的温度信息和热误差以供分析研究[9]。

2.1 数据采集、统计

在X、Y、Z轴方向设置千分表测量热变形的系统误差值。每个方向均设置近零点、中部、远点三个测量点,统计出不同轴向变形量,归纳出系统热变形量误差,如图1、图2所示。

2.2 热误差补偿后比较

根据统计规律,在编程中将时间轴热误差示值带入叠加运算[10],便可降低热变形误差的幅值,达到提高定位精度目标;图3、图4是V600数控铣床热误差,通过修正补偿后的定位精度随环境温度变化的测试曲线。

3 结论

上图应用多元回归法,最小二乘法进行误差分析计算,与理论误差值进行拟合比对,综合机床系统变形误差因素,归类出V600立式数控铣床数种环境温度条件下的热误差统计规律曲线,为该类机床的工艺实践研究提供了有益数据。

4 结语

经过实践表明,V600数控铣床热变形误差综合补偿,能够大幅提高机床的加工精度和精度稳定性,从而保证被加工件的几何尺寸的精度、提高生产效率,为抑制、减少同类数控机床热误差提供初步尝试。

参考文献

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