Eine wirtschaftlich und technische sinnvolle Trägerrakete

Da die Diskussion in meinem Beitrag über Russland aufgekommen ist habe ich mich entschlossen das Thema mal wieder aufzugreifen, obwohl ich mir sicher bin, schon mal einen Blog darüber geschrieben zu haben. Zuerst mal eine Nachlese zu tp1024: Bei der Sojus muss technische Umsetzung und rationale Fertigung unterschieden werden. Für eine Trägerrakete ihrer Zeit (nicht vergessen: Bis zur Sojus 2 wurden nahezu unverändert alle Triebwerke seit Beginn der 60 er Jahre verwendet) hat sie gute technische Werte, was Voll/Leermasse betrifft, spezifischer Impuls oder beförderte Nutzlast gemessen am Startgewicht. Natürlich ist heute mehr drin wie die Sojus 2 zeigt wo die Nutzlast durch ein modernes Triebwerk nur in der letzten Stufe schon um 1000 kg anstieg.

Das Problem ist dass Koroljow die Gesamtleistung auf 20 Brennkammern verteilt hat. Auch Block I hat vier Brennkammern. Da die Brennkammern fest eingebaut sind benötigt die Rakete noch weitere 12 kleinere Triebwerke als Verniertriebwerke. In der Sojus gibt es so insgesamt 36 Brennkammern in zwei Stufen. Die Fertigung so vieler ist einfach teurer als weniger stärkerer Triebwerke.

Auf der anderen Seite sinken natürlich auch die Stückzahlen dann ab, wenn weniger Triebwerke produziert werden. Wenn eine Trägerrakete nur selten eingesetzt wird, ist zu überlegen ob sich die Investitionskosten in wenige Triebwerke die sehr leistungsfähig sind, lohnen oder es nicht auf längere Sicht preiswerter ist mehrere Triebwerke zu nehmen und mit höheren Produktionskosten zu leben. Auch hier gibt es ein Beispiel: Die Ariane 5 Entwicklung war bislang viermal teurer als die von Ariane 1-4, die bis zu 10 Triebwerke einsetzte, während es bei Ariane 5 maximal vier sind. Dafür ist die Rakete in der Produktion günstiger, auch wenn die ursprünglichen Ziele nicht erreicht wurden. Für einen Staat, der Trägerraketen nur für eigene Satelliten braucht, sollte daher die Gesamtsumme: Was zahle ich an Entwicklungskosten und Produktionskosten etwa über 20 Jahre vielleicht das Maß der Dinge sein. Leider scheint diese Einsicht sehr selten zu sein.

Ich will hier erneut ein Konzept vorstellen, dass ich seit ich mich für Raumfahrt interessiere im Kopf habe: Alle Trägerraketen von klein bis groß durch eine Familie zu ersetzen die nur wenige Triebwerke und Stufen einsetzt. Die Einsparungen kommen dann an vielen Ecken zusammen:

  • In der Entwicklung: Es müssen nur zwei Triebwerkstypen entwickelt werden. Aus diesen entstehen dann durch Kombination der Triebwerke und unterschiedlich große Treibstofftanks vier Stufen. Diese vier Stufen decken dann alle Nutzlasten ab, von einer Falcon 1 bis knapp zur Ares V.
  • In der Produktion: Da es nur zwei Triebwerke und vier Stufen gibt, resultieren sehr große Stückzahlen. Das macht die Produktion preiswert. Bei der Technik habe ich bewusst auf technischen „Schnick-Schnack“ verzichtet.

Es gilt dabei natürlich abzuwägen wo das Optimum ist. Ich glaube, wenn ich im Geiste die bisherigen Typen Revue passieren lasse, dass vier Triebwerke pro Stufe das Maximum sind, ab dem man darüber nachdenken sollte ein größeres Einzelnes zu nehmen. Es gibt nur wenige Träger die mehr Triebwerke einsetzen und bei allen gab es gute Gründe dafür. Es gibt aber zahlreiche Träger mit vier Triebwerken in der ersten Stufe. Daher kam ich zu folgendem Konzept

Die Triebwerke

Ich setzte voll auf Wasserstoff/Sauerstoff, da er es ermöglicht mit zwei Stufen einen Orbit zu erreichen und sogar noch eine gewisse Nutzlast in den GTO Orbit zu befördern. Mit drei Stufen kann Fluchtgeschwindigkeit erreicht werden. Zudem wird die Rakete so leichtgewichtiger, was die Anforderungen reduziert. Die Triebwerke erhalten römische Ziffern. Die Größe orientiert sich nach der minimalen Nutzlast und dem benötigten Stufenteiler.

  • Typ I: Ein Triebwerk mit Expander Cycle Technologie. Es hat 84 kN Schub und einen Vakuum Impuls von 4365 m/s. Es arbeitet mit einem Brennkammerdruck von 40 bar und wird mit zwei Düsen gefertigt. Eine mit einem Expansionsverhältnis von 20 für den Bodenbetrieb und daran angebracht eine radiativ gekühlte Verlängerung auf ein Expansionsverhältnis von 100 für Oberstufen. Es verbrennt Wasserstoff und Sauerstoff im Verhältnis 6:1
  • Typ II: Ein Triebwerk im Nebenstromverfahren. Es hat 1400 kN Schub und ebenfalls einen Vakuum Impuls von 4365 m/s. Es arbeitet mit einem Brennkammerdruck von 80 Bar und wird ebenfalls mit zwei Düsen gefertigt. Eine mit einem Expansionsverhältnis von 40 für den Bodenbetrieb und eine mit einer Verlängerung auf ein Expansionsverhältnis von 200. Es verbrennt Wasserstoff und Sauerstoff im Verhältnis 6:1

Verzichtet habe ich bewusst auf Hochdrucktriebwerke, hohe spezifische Impulse,. auch müssen die Triebwerke nicht wiederzündbar sein, obwohl das für das erste Triebwerk technisch leicht möglich ist.

Die Stufen

Aus diesen beiden Triebwerken entstehen vier Stufen. Jede Stufe wiegt genau das vierfache der vorherigen. Das ist bei zweistufigen Raketen nahe des idealen Stufenteilers. Aus Produktionstechnischen Gründen haben jeweils zwei Stufen den gleichen Durchmesser aber unterschiedlich lange Treibstofftanks. (So unetrscheiden sich die gefertigten Triebstofftanks nur in der Länge der Mittelstücke) Stufen bekommen Großbuchstaben als Bezeichnung:

  • Stufe A: 1 x Triebwerk I. Startgewicht: 5000 kg, Trockengewicht: 800 kg. Brennzeit: 218 s. Länge: 6,00 m, Durchmesser: 2,00 m nimmt 3600 kg LOX und 600 kg LH2 auf.
  • Stufe B: 4 x Triebwerk I: Startgewicht: 20.000 kg, Trockengewicht: 3.000 kg. Brennzeit: 221 s. Länge: 18,00 m, Durchmesser 2,00 m. Nimmt 14,5 t LOX und 2,5 t LH2 auf.
  • Stufe C: 1 x Triebwerk II: Startgewicht 80.000 kg, Trockengewicht: 8000 kg. Brennzeit: 224 s. Länge 15,00 m, Durchmesser: 5,00 m. Nimmt 61,7 t LOX und 10,3 t LH2 auf
  • Stufe D: 4 x Triebwerk II: Startgewicht: 320.000 kg, Trockengewicht: 30.000 kg. Brennzeit: 226 s. Länge: 42 m, Durchmesser: 5,00 m. Nimmt 248,5 t LOX und 41,5 t LH2 auf.

Dazu kommen dann noch zwei VEB im Durchmesser von 2,00 und 5,00 m und mindestens zwei Nutzlastverkleidungen ebenfalls im Durchmesser von 2,00 und 5,00 m.

Die Raketen

Es sind aus diesen erst mal drei Raketen sofort denkbar, die ideale Stufungen aufweisen:

  • Typ 1: 1 x Stufe B + 1 x Stufe A
  • Typ 2: 1 x Stufe C + 1 x Stufe B
  • Typ 3: 1 x Stufe D + 1 x Stufe C

Die beiden letzten Typen können auch dreistufig arbeiten:

  • Typ 2(A): 1 x Stufe C + 1 x Stufe B + 1 x Stufe A
  • Typ 3(B): 1 x Stufe D + 1 x Stufe C + 1 x Stufe B

Weiterhin sind einige Typen denkbar die nicht optimale Stufenteiler haben:

  • Typ 4 : 1 x Stufe C + 1 x Stufe A
  • Typ 5: 1 x Stufe D + 1 x Stufe B
  • Typ 6: 1 x Stufe D + 1 x Stufe B + 1 x Stufe A

Da alle Stufen so ausgelegt sind, dass sie genügend Schub haben, auch beim Betrieb beim Boden, entstehen weitere Typen einfach durch die Hinzunahme von weiteren Stufen als Boostern. Als Beispiel habe ich nur mal den Nutzlastbereich zwischen Typ 1 und 2 gewählt:

  • Typ 7: 2 x Stufe A + Stufe B + Stufe A
  • Typ 8: 3 x Stufe A + Stufe B + Stufe A

Es kann sich jeder leicht vorstellen, dass bei den größeren Typen durch mehr Möglichkeiten kleinere Booster zu kombinieren noch viel mehr Abstufungen möglich sind. Als letzten Typ will die größte Version vorstellen, sie erreicht fast Ares V Niveau (mehr als die Saturn V)

  • Typ 9: 4 x Stufe D + 1 x Stufe D + 1 x Stufe C

Die Daten dieser Raketen finden sie in der Tabelle unten. Ich habe mit einem Verlust von 1700 m/s gerechnet. Die reale Nutzlast ist etwas geringer, weil bei keinem Typ die VEB mit eingerechnet wird. Trotzdem ist so eine Palette von Trägern zwischen 1 t in einen LEO Orbit (Falcon 1e Niveau) und 52 t zum Mond (Ares V Niveau, entspricht rund 138 t im LEO Orbit) möglich. Das bedeutet dass vier Stufen mit zwei Triebwerken alle derzeit in Dienst befindlichen US Trägerraketen ersetzen könnten. Die USA betreiben derzeit 14 Trägerraketen mit noch mehr Subtypen und Stufen. (Das die Startkosten nicht so stark gesunken sind wie erwartet könnte meiner Meinung nach auch daran liegen, dass es in den 60 er Jahren noch fünf Typen waren (Scout, Thor, Atlas, Titan und Saturn) bei erheblich mehr Starts.

Meiner Meinung nach wäre das eine „vernünftige“ weil ökonomische Entwicklung, doch aus verschiedenen politischen und wirtschaftlichen Gründen wird sie nicht kommen.

Rakete: Typ 1

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
26621 1121 500 7800 1701
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 20000 3000 4365
2 5000 800 4365

Rakete: Typ 2

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
107020 6020 1000 7800 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 80000 8000 4365
2 20000 3000 4365

Rakete: Typ 2/A)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
109019 3019 1000 10250 1776
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 80000 8000 4365
2 20000 3000 4365
3 5000 800 4365

Rakete: Typ 3

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
432742 29742 3000 7800 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 320000 30000 4365
2 80000 8000 4365

Rakete: Typ 3(B)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
437913 14913 3000 10250 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 320000 30000 4365
2 80000 8000 4365
3 20000 3000 4365

Rakete: Typ 4

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
90458 4458 1000 7800 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 80000 8000 4365
2 5000 800 4365

Rakete: Typ 5

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
362361 19361 3000 7800 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 320000 30000 4365
2 20000 3000 4365

Rakete: Typ 6

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
356796 8796 3000 10250 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 320000 30000 4365
2 20000 3000 4365
3 5000 800 4365

Rakete: Typ 7

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
37453 1953 500 7800 1701
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 10000 1600 4365
2 20000 3000 4365
3 5000 800 4365

Rakete: Typ 8

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
42813 2313 500 7800 1701
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 15000 2400 4365
2 20000 3000 4365
3 5000 800 4365

Rakete: Typ 9

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
1742091 52091 10000 11000 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 1280000 120000 4365
2 320000 30000 4365
3 80000 8000 4365

5 thoughts on “Eine wirtschaftlich und technische sinnvolle Trägerrakete

  1. Für das Triebwerk Typ II würde sich das RD-0120 gut eignen. 😉

    Ja ich habe natürlich den Beitrag über oder gegen Russland gelesen.
    Deshalb auch der kleine Seitenhieb mit dem RD-0120.

    Das Problem ist das die Raketenfamilie die du vorschlägst einfach zu teuer werden würde. Für die leichten Raketen gibt es zu viel billige Konkurenz. Die Schweren würden sehr ambitionierte Weltraumprogramme vorraussetzen. Im Moment gibt es davon einige auf dem Papier, aber mal sehen was davon nach der Krise noch übrig bleibt.

    Auch der Seitenhieb mit dem RD-0120 hatte seinen ernsthaften Kern.
    Bei mittleren Raketen werden meist Feststoffbooster verwendet unter anderem aus Kostengründen. Deine Variante ist umweltfreundlicher und auch technisch schöner aber am Ende wahrscheinlich teurer. Als Beispiel würde ich die Ariane V und die Delta Heavy anführen.

  2. Das RD-0120 würde sich meiner Meinung nach nicht eignen, wenn ich an die hohen Kosten der Energija denke, dei sechsmal höher als bei anderen russischen Trägern war.

    Ich glaube auch nicht dass es zu teuer werden würde. Erst mal sind Feststoffbooster nicht per se billig, als Beispiele seien mal die Shuttle-SRB und Titan URSM genannt. Dann ist an die Gesamtbilanz zu denken: Wenn – wie jetzt die USA rund ein Dutzend Träger im Dienst haben, dann wird jede Stufe nur in kleinen Stückzahlen produziert. Wenn die technischen Anforderungen nicht zu hoch angesetzt werden können auch LH2 Triebwerke preiswert sein, sie Kostendebatte bei der Ares um RS-68/SSME. Da die ganze Rakete dann auch erheblich leichter wird, reduzieren sich auch die Kosten. Typ 4 wiegt z.B. nur 437 t und hat fast 15 t GTO Nutzlast Ariane 5 ohne Booster auch schon 220 t bei 9.6 t – da ist der Unterschied nicht mehr groß und es kommen noch die Booster als Kostenfaktor dazu. Berücksichtigt man dann noch die höheren Stückzahlen, dann glaube ich ist die Serie durchaus konkurrenzfähig. In jedem Falle bei kombinierten Entwicklungs/Produktionskosten.

  3. Die hohen Kosten bei Energija/Buran sind ein Thema für sich, weil es wahrscheinlich das komplexeste Raketenprojekt aller Zeiten war, zumindest bisher. Es wurde eine schwere Trägerrakete entwickelt, eine Raumfähre, und als Nebenprodukte vielen die Zenit an und später war die Sarjakapsel angedacht.
    Auch wurde vieles was man bei der N1 weggelassen hatte, und deren Misserfolg mit zur Folge hatte, nun gemacht.

    Die Kosten für das RD-0120 kenne ich nicht. Die Produktionskosten in den 80ern werden sich auch nicht mit den heute anfallenden Kosten vergleichbar sein. Auch wurde das Triebwerk schon seit einigen Jahren nicht mehr gefertigt, es ist also anzunehmen das es durch die Wiederaufnahme der Fertigung noch teurer wird. Und trotzdem bin ich der Meinung das eine Wiederaufnahme der Fertigung billiger sein würde als die Neuentwicklung eines Triebwerks und seiner Produktion in Westeuropa oder den USA. Wahrscheinlich würde es sogar billiger sein als die Verwendung des Vulcain 2 das du bestimmt für diese Rolle vorgesehen hast. Aber wir werden das, wie ich glaube, nie erfahren weil die Produktion vom RD-0120 nicht wieder aufgenommen wird.

    Wie schon angemerkt finde ich die Idee grundsätzlich gut.
    Es ist halt im Kern eine Art Wasserstoff-Angara. 😉
    Diesen Vergleich mache ich nicht ohne Grund, im letzten Abschnitt werde ich mehr dazu sagen.
    Das grundsätzliche Problem hast du selber genannt es rechnet sich wenn ausreichend davon gebaut werden.
    Und das hatte ich gemeint als schrieb: das es im leichten Segment ausreichend Billigkonkurenz gibt und im Schweren, wahrscheinlich die notwendigen Regierungsprogramme fehlen werden. Und im mittleren existieren schon einige: Delta Heavy, Ariane 5, … wobei die Ariane die wirtschaftslichste davon ist. Aus meiner Sicht tragen die Feststoffbooster zumindest bei der Ariane mit dazu bei.

    Wieso habe ich nun diese Raketenfamilie mit der Angara verglichen?
    Wie ich in diesem Blog schoneinmal geschrieben habe ist die Angara eine Rakete die, die Russische Raumfahrt im Moment nicht braucht.
    Wobei die Betonung auf im Moment liegt. Denn in Zukunft wird Russland eine kostenoptimierte Rakete wie die Angara brauchen. Die USA und die EU haben schon auf die örtlichen Gegebenheiten hin kostenoptimierte Raketen wie zum Beispiel die Ariane V.

    Im Vergleich zu deiner Raketenfamilie wird es auch für die Angara erstmal keine Schwerlasten in nächster Zukunft geben, also erstmal auch keine Angara 7.
    Im mittleren Segment wird die Angara aber auf lange Sicht billiger und zuverlässiger als die Zenit und die Proton sein. Die bessere Zuverlässigkeit ist erstmal nur angenommen, zum einen weil es mit Zenit und Proton desöfteren Probleme gab, und andererseits weil die andere russische Neuentwicklung, die Sojus 2, funktioniert. Desweiteren gibt es auch mit dem RD-180 weniger Probleme als mit dem RD-170 und man ähnliches fürs RD-190 annehmen kann.
    Bei den leichten Raketen wird die Angara genauso wie deine Raketenfamilie auch mit der Billigkonkurenz zu kämpfen haben, im Falle von Russland zudem aus dem eigenen Haus. Allerdings zeichnet sich schon jetzt eine kleine Erfolgsgeschichte im Ausland ab, so als erste Stufe in Südkorea und auch in Brasilien soll man Interesse an der Angara haben. Für viele Länder wird die Verwendung von Wasserstoff beim ersten nationalen Raketenprogramm zu teuer sein. Wie gesagt es geht um eher kleine Raketen. Am Ende stellt sich die Frage ob die Lange Marsch 5 und die Angara auf lange Zeit die letzten neuen „großen“ Raketen sein werden. China benötigt grundsätzlich eine Rakete wie die Lange Marsch 5 (für größere Nutzlasten) und Russland wird die Angara unter anderem aus Kostengründen brauchen.

  4. Triebwerk II entspricht vom Schub und Massenverhältnis dem von der Ariane 5 ECA bekannten Vulcain 2. Zu ergänzen wäre noch die beschriebene Düsenverlängerung, die ab ausreichend niedrigem Umgebungsdruck aktiviert wird. Bei den Stufen, die als Oberstufen fliegen, kann die Düsenverlängerung natürlich schon vorab fest eingebaut werden. Aber auch hier kann die Aktivierung im Flug (dann jeweils unmittelbar nach der Trennung von der darunterliegenden Stufe und direkt vor Zündung) helfen, die Gesamthöhe der Rakete zu reduzieren.

    Analog ist Triebwerk I nicht weit weg vom HM-7B.

    Wenn Stufe B als Oberstufe fliegt, insbesondere bei Typ 2 und Typ 3 (B), ist auch denkbar, sie mit nur zwei Triebwerken zu bestücken. Die höhere Brennzeit erhöht zwar die gravitativen Verluste leicht. Dafür sinkt die Leermasse der Stufe, was der Nutzlast wieder direkt zugute kommt. Im Fall von Typ 3 (B) wäre es sogar möglich, Stufe B mit nur einem Triebwerk zu fliegen: Die beiden Stufen darunter haben die Rakete ja bereits fast auf Orbitalgeschwindigkeit gebracht. Allerdings bräuchte man dann auch zwei Varianten des Schubgerüsts: Eines mit der Form eines Quadrates, bei dem die Triebwerke in allen vier Ecken bzw. in zwei gegenüberliegenden Ecken sitzen, und ein alternatives Schubgerüst mit einem Triebwerk in der Mitte. Dieses alternative Schubgerüst braucht man aber auch für die Stufe A, es wären also keine zusätzlichen Teile zu entwickeln, sondern nur entsprechend variabel zu kombinieren.

    Unklar bin ich mir bezüglich der genannten Größenwerte – beim Vergleich mit der Hauptstufe der Ariane 5 kommt mir insbesondere Stufe D etwas klein vor. Stufe D soll ja 66% mehr Treibstoff beinhalten als die EPC H173, trotzdem dünner sein (5m statt 5,4m) und nur 37% höher. Waren vielleicht 6m Durchmesser geplant, nicht 5?

    Stufe A als Booster ist an sich eine gute Idee, allerdings ist das Verhältnis von Höhe zu Durchmesser von Stufe A doch aerodynamisch recht ungünstig. Zudem ist die Brenndauer für einen Booster eher zu hoch. Beides schreit danach, eine schlankere A* als Booster zu bauen, zum Beispiel mit 1,5 m Durchmesser. Analog auch eine C* als Booster für alles, was unten mit C oder D fliegt.

    In der Summe steht und fällt das Konzept mit der wirklich effizienten Serienfertigung der Triebwerke. Eine Ariane 5 braucht derzeit zwei Flüssigkeitstriebwerke. Der hier vorgestellte Typ 3 Oberstufe B light schafft zwar 50% mehr Nutzlast, aber mit 6 oder 7 Triebwerken.

  5. Natürlich kann man sich viel denken. Die Stufenabmessungen sind berechnet nach den Tankvoukmina (Annahme: Zylindrischer Tank) und mit einer realistischen Höhe eines Schubgerüst. Zwischenstufenadapter, die bei der EPC173 z.B. mit in die Höhe eingehen siund nicht mitberücksichtigt.

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