ИССЛЕДОВАНИЯ НАДЕЖНОСТИ ИМПУЛЬСНОЙ ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ НАНОСПУТНИКА Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.783

DOI: 10.25206/2588-0373-2021-5-4-75-82

ИССЛЕДОВАНИЯ НАДЕЖНОСТИ ИМПУЛЬСНОЙ ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ НАНОСПУТНИКА

В. Н. Блинов, В. В. Косицын, А. И. Лукьянчик, П. В. Степень, П. С. Ячменев

Омский государственный технический университет Россия, 644050, г. Омск, пр. Мира, 11

Рассмотрены актуальные вопросы нормирования и экспериментального подтверждения надежности импульсной двигательной установки для решения задач орбитального маневрирования на-носпутников в составе космической орбитальной группировки. Для заданной вероятности безотказной работы Р > 0,995 определены нормированные значения вероятности безотказной работы основных критичных элементов двигательной установки. Приведены результаты ресурсных испытаний и оценки надежности опытного образца двигательной установки с количеством импульсных включений 15700. Полученное фактическое значение вероятности безотказной работы опытного образца двигательной установки составило: Р = 0,9979, что подтвердило возможность реализации заданной надежности штатной двигательной установки наноспутника.

Ключевые слова: наноспутник, электротермический микродвигатель, двигательная установка, надежность, вероятность безотказной работы.

I ■

л

О

1Я 1> N1

ОИ О О Е н Т х

>О 2 А

■ К > О

1 о

О

< К ОО

Введение

Дальнейшее развитие современных наноспут-ников как в нашей стране, так и за рубежом связано с созданием маневрирующих наноспутников (МНС), позволяющих формировать орбитальные группировки (Рои) наноспутников для решения актуальных прикладных и научных целевых задач [1—9].

Одной из основных служебных систем МНС является двигательная установка [8—10].

Предъявляемые к используемым в составе МНС импульсным электротермическим двигательным установкам (ДУ) требования по минимальным габаритно-массовым характеристикам и реализации высоких значений характеристических скоростей исключает возможность резервирования ДУ на уровне комплектующих функционально обособленных структурных элементов. Резервирование компонентов внутри структурных элементов также ограничено. Вместе с тем надежность ДУ, как показатель качества, определяет надежность функционирования всей орбитальной группировки наноспутников при решении поставленных целевых задач МНС. Это обусловливает новизну ДУ МНС как объекта исследований надежности.

В теории и практике создания орбитальных группировок МНС задача обеспечения надежности ДУ, как свойство сохранять в полете способность решать задачи орбитального маневрирования МНС с требуемыми параметрами и режимами функционирования, относится к приоритетной. Это выдвигает актуальную задачу исследования надежности при создании ДУ.

Практическая значимость проводимых исследований обусловлена нормированием структурных элементов нерезервированной импульсной электротермической ДУ по показателю надежности — вероятность безотказной работы (ВБР) с подтверждением

надежности на этапе ресурсных испытаний опытного образца.

Постановка задачи

Методически на этапе разработки ДУ соответствие требованиям надежности подтверждается расчетным методом с формированием данных о надежности структурных элементов, а на этапе наземной экспериментальной отработки — по результатам ресурсных испытаний на функционирование.

Требования к ресурсным испытаниям сформулированы по результатам анализа основных проектных параметров ДУ, выбранных методом случайного поиска.

В этой связи задача исследований надежности ДУ сформулирована следующим образом:

— нормирование структурных элементов ДУ по ВБР с учетом их функциональной и конструктивной сложности;

— подтверждение нормированных ВБР в ходе ресурсных испытаний ДУ.

Теория

Объектом исследований является импульсная электротермическая ДУ в составе: конструкция; фильтр; клапан электромагнитный; накопительная емкость; бортовая кабельная сеть (БКС); электротермический (электронагревный) микродвигатель (ЭТМД).

Формирование проектно-конструктивного облика импульсной ДУ в составе маневрирующего нано-спутника (МНС) на ранних этапах проектирования с ограничением целевой функции в виде запасов топлива для реализации заданной характеристической скорости сводится к выбору основных проектных параметров (ОПП) в виде: диаметр критического

Рис. 1. Общий вид ДУ (а) и элементов автоматики (б): 1 — входной трубопровод; 2 — фильтр; 3 — электроклапан; 4 — накопительная емкость; 5 — нагревательный элемент; 6 —дроссель; 7 — штуцер; 8 — ЭТМД; 9 — нагревательный элемент ЭТМД; 10 — датчик давления Fig. 1. General view of the propulsion system (a) and automation elements (b): 1 — inlet piping; 2 — filter; 3 — electrovalve; 4 — storage reservoir; 5 — heating element; 6 — throttle; 7 — fitting; 8 — resistojet; 9 — heating element resistojet; 10 — pressure sensor

Таблица 1. Основные проектные параметры МНС массой 4 кг Table 1. Basic design parameters of a 4 kg nanosatellite

№ п\п Топливо ШМНС = 4 кг, Vxap = 100 м/с, ЛУхар < 0,01 м/с

dкр, мм dа, мм (к, К Tp, c Тип, ,c рк, МПа Pp с гуд ' ^ Шт, кг N Рэтмд, мН

1 Фреон R- 134A 1,2 7,0 517 0,2 0,2 4,9 63 0,588 13278 100

2 Аммиак 1,0 8,0 520 0,2 0,2 6,4 160 0,247 15486 100

Конструкция Фильтр Клапан Накопи тельная БКС ЭТМД

Р: р.г электромагнитный Рк" емкость Рн° Р" 1 оке р" ЭТМД

Рис. 2. Структурная схема надежности ДУ Fig. 2. Structure scheme of reliability propulsion system

=f LO

^ Co ®p

2 >

£

i (Л

Ed q-G i

CQ С = Й

Û О >- z <i

LD CQ

± z

od >

сечения йкр и среза йа сопла ЭТМД, температура на входе в критическое сечение сопла время работы ЭТМД на режиме тр и на импульсе последействия тип, давление на входе в критическое сечение сопла рк ЭТМД [11, 12].

ОПП позволяют определить целевую функцию (требуемые запасы топлива), удельный импульс тяги ЭТМД, тягу ЭТМД и количество включений ДУ, определяющее требование к надежности.

Одним из ограничений проектной задачи является заданное приращение характеристической скорости, реализуемое импульсной ДУ в составе МНС при разовом включении А^хар < А^хзар = 0,01м/с. Это приводит к сокращению времени разового включения ДУ и, соответственно, к росту количества включений ДУ N, которое может доходить до 16 000 включений и является определяющим для ормирования показателя надежности [°2 ].

Рассматриваемая ДУ и элементы автоматики пневмогидравлической схемы (ПГС) приведены в соответствии с рис. 1.

В табл. 1 приведены одни из возможных значений ОПП ДУ на аммиаке и фреоне Я-334А для МНС массой 4 кг, полученные по результатам их выбора методом случайного пои ока, о также масса топлива, тяга и удельный импульс тяги ЭТМД при работе на режиме, количество включений N.

Большое значение количества включений N обусловливает актуальную задачу по подтверждению надежности ДУ.

Исходя из назначения ДУ в период орбитального полета, за основной показатель надежности ДУ принята ВБР ДУ в составе МНС. Нормативный уровень ВБР всей ДУ РВБР с учетом ДУ-аналогов принят

ВБР рассчитывается с использованием структурной схемы надежности (ССН). ССН описывает логические отношения и не отражает способ физического соединения элементов. В общем случае ССН представляет собой комбинации последовательных и параллельных (резервирование элементов) схем. ССН импульсной электротермической ДУ в соответствии с ее составом приведена на рис. 2.

Для нормирования ВБР структурных элементов ДУ использован полипропорциональный метод с учетом важности и сложности элементов ПГС.

В основу метода положены следующие допущения:

— наиболее важные (значимые) элементы при прочих равных условиях должны быть и более надежными;

— наиболее сложные элементы при прочих равных условиях будут менее надежными (важность элементов ДУ принята одинаковой и равной 1).

Рис. 3. Схема ПГС ресурсных испытаний опытного образца ДУ: 1 — муфта заправочная; 2 — муфта дренажная; 4 — муфта расходная; 5 — фильтр; 6 — электроклапан; 7 — накопительная емкость; 8 — датчик давления; 9 — ЭТМД Fig. 3. The scheme of PHS resource tests of the prototype propulsion system: 1 — filling coupling; 2 — drain coupling; 4 — flow coupling; 5 — filter; 6 — electrovalve; 7 — storage reservoir; 8 — pressure sensor; 9 — resistojet

Рис. 4. Общий вид опытного образца импульсной ДУ:

1 — топливный бак ДУ; 2 — источник питания; 3 — электроклапан; 4 — ЭТМД; 5 — датчик давления Fig. 4. General view of the prototype propulsion system: 1 — fuel tank propulsion system; 2 — power supply; 3 — electrovalve; 4 — resistojet; 5 — pressure sensor

0 о s s

S к

01

CX

i X B £

il

8Ü

C О

0 X

1 X >?

z Р D >

Рис. 5. Циклограмма ресурсных испытаний опытного образца ДУ Fig. 5. Cyclogram of resource tests of the prototype propulsion system

i i i X

Сложность элементов определяется исходя из сведений по элементам-аналогам, по количеству выполняемых функций, количеству функциональных узлов и энергопотреблению.

К наиболее сложным элементам ДУ, не имеющим аналогов, отнесена накопительная емкость. В состав накопительной емкости, выполняющей функции накопителя и испарителя рабочего тела, понижения давления и повышения температуры газа на входе в критическое сечение сопла ЭТМД, входят:

— корпус с винтовыми газоводами во внутренней полости заданного объема;

— автономный нагревательный элемент (НЭ);

— настраиваемый дроссель типа винт — гайка, выполненный на корпусе НЭ и по резьбе контактирующем с корпусом емкости.

Для приведенной ССН РВБР ДУ рассчиты вается по формуле [13]:

РВБР =П=1 Pi -

(1)

где Р. — ВБР г'-го структурного элемента;} — количество структурных элементов.

ВБР структурных элементов ДУ, прошедших ресурсные испытания с количеством срабатывания ^ и при отсутствии отксз ов Р., определяется выражением [13-15]:

P = 1 -

1

2(N ср + 2)

(2)

Среднеквадратисеское отклонение оценки ар и нижнее доверительное значение РзА показателя надежностс при отсутствии отказов имеет вид [13-15]:

1

2(N CD + 2)

5Ncp + 7 ; Nср+3 '

1,282ар

PP = P,. - ,_p

(3)

(4)

Экспериментальные исследования проведены в холе ресурсных испытаний на изобутнне опытного образца импульснок элекивооермической ДУ в соответствии с рис. 3, рнс. 4.

В соответствии с пневмогидравлической системой опытного обранца име^ьсной электроеермиче-ской ДУ (рис. н) оьущвдтвлена заправка топливного бака рабочим телом — из обртввом весовымм етодом.

В ходе ресурсных бспытаний газообраеддое рабо-чее тело из топлсв ннгс бека подасходной магистрали через фильтрующий влемент подается к элементам автоматики ДУ.

а

р

20.2904 20.2316 20.2736 20.3065 20.2764 20.4454 20.2212 20.2989 20.2748 20.2172 20.2868 20.2656 20.2860 20.3421 20.3001 20.1247 20.2724 20.3701 20.2748 20.3781 20.2164 20.3025 20.3914 20.3349 20.2220 20.3797 20.2964 20.2993 20.3037 20.2928 20.2796 20.2880 20.2800 20.1631 20.3229 20.3853 20.3301 20.3005 20.2760 20.3049

2.7142 2.7276 3.6343 3.7293 2.9186 2.3726 2.5371 2.7301 2.7240 2.9657 2.9669 2.8487 3.0140 2.9015 3.6916 3.62S2 2.7155 3.6327 3.6818 2.3738 2.7179 3.33S2 2.9178 2.9080 3.0238 3.7306 3.2569 2.8666 2.9632 2.5453 3.0189 3.3394 2.3994 2.9104 2.3925 2.9153 3.6432 2.9291 2.9113 3.6404

0.0209 0.0518 0.0489 0.0312 0.0366 0.0656 0.0590 0.0400 0.0469 0.0312 0.0338 0.0165 0.0227 0.0503 0.0564 0.0252 0.0450 0.0347 0.0238 0.0340 0.0505 0.0454 0.0206 0.0628 0.0446 0.0166 0.0398 0.0381 0.0271 0.0505 0.0183 0.0210 0.0683 0.0427 0.0577 0.0487 0.0175 0.0338 0.0418 0.0219

0.3666 0.9061 0.8134 0.5165 0.6345 1.1861 1.0426 0.7022 0.8231 0.53S0 0.5849 0.2876 0.3914 0.8773 0.9363 0.4152 0.7S95 0.5816 0.3941 0.6113 0.8S34 0.7703 0.3602 1.0952 0.7675 0.2766 0.6777 0.6637 0.4704 0.8963 0.3159 0.3552 1.2219 0.7361 1.0345 0.8510 0.2924 0.5876 0.7261 0.3641

0.4911

0.5106 0.4975 0.4955 0.5039 0.4925 0.4960 0.4962 0.4892 0.492S 0.5111 0.5017 0.4948 0.5100 0.4921 0.482S 0.4889 0.4859 0.4872 0.4873 0.4953 0.5152 0.50S6 0.5115 0.5149 0.4828 0.4980 0.5161 0.495S 0.4854 0.4830 0.5058 0.5076 0.4879 0.4946 0.5071 0.5201 0.5057 0.5031 0.5154

4s;- б 4s;~

489S 9SS 5 4900 -J01

-л:

4903

9 и -

■9905

9 В Об -90" 9901 920 1 -9iв -911 4912 -212 -91-515 4916 491"

9918

9919 i

4921

-922 -121

4924 9925 9 99 б -22"

4925 9929 - 9-: 9921 -922 922 3 992" -93 5

С учетом (1) В БР ДУ по нормированным значениям ВБ I3 струхтур БыхэлементБв составит:

Рис. 6. Фрагмент телеметрии ресурсных испы тб ний опытного образца ДУ Fig. 6. Fragment of telemetry of the prototype resource tests propulsion sy09m

P,

. п с 9 н у 9 н x 9 нх 9 нх 9 н хРн тур _ П 1 il9! - -ny х 9ф х 992 н ^е Х ^yc Х -93-™"

э 0,9ЭХ8 х Л9ЭЭ8 х И,Э9Э х 0,9ЭЭ х х 0,ЭЭЭ8 х 0,999 б и,ЭЭ59.

(5)

Полученное значение ВБР превышает принятый но рмативный урове оь В БР Да (РВБ р > 0,095), ч то гово-риа о правипьн о ста расп+э едлленип ДБР меыоду струк-тор увыми дл^а4ено,;1ми.

Рсзлыьтпты ресырсны-л дспысанийпоказалира-Нотоопосо.носуу атда^ееео19^1^х слементов автоматики тпытногл о^рее!Ц£1 амеульсаоД спектроте5^аичеслой НУ: флруьтреющеге элемента, электроклопана, накопи трупной емкос-т.

((толос ыровллониа лсснл)оныа испытаний опыт-нотообеазцп 0Л анола напаботта.ысурсо злеменеао НД о колтсеитее 1зэ00 одиничных вплючений с со-хредиттсы ¡онбоопсооо-бноети и возможн остью про-дотнаения иппы паной 1191.] необходилолти(рэко. (5).

В аботвотстоиа о выражение 1н ]2) получены ПЗЕЭ!3 снртиоиpнып нлсменло-ДУ:

Р8б5-

Р Б Э -

Р Б l -

l

-мОр ( О (^J

емк"

1

Б )-

= l-

l

2^ -9)

ЭЭ l-

2(i—e00 + -2)

а(4 5)00 - +- 2)

1

82(155 7701 + -

Б 0,ЭЭЭЭ69; б 0 , ЭЭЭЭ6 9; 8, 0,9999(79. ( Э)

т

ю

^ СО «р

5 £

£

i (Л

Ed q-

!3 з_

CQ CL = Й

£ о >■ z

LD CQ ± Z

ai ■>

В соответствии с циклограммой работы импульсной электротермической ДУ работа ошыбнрго э6-разца ДУ осуществлялась в импульс—ом -ежимэ, с длительностью единичного включения (время от лрытия клепана—импутьс последейств92[я), р0вно0 1 с. Интервал времени между единичными вкеюче-pиямo соста9лял 19 с, что хбеепечивас^т1 теси н9лючэ) ния ДУ в минуту (рис. 5).

В ходе ресурснь9х испытаний элема8т^]з -ввома-тики контрольно-проверочтой опп;е4)сетче^ слхт (КПА) в автоматическом режиме фиксировалису сле,о>^ю-щие параметры:

— общее количество мключений ДУ ^нарaLБ1oгraи( н ы й ресурс);

— время работы ДУ

— давление в ынамер е ЭТМД :

— мап+-жемин ислочнин- пивания;

— падение напряженмы i+а кл^£^мынн(3;

— ток, врелнкающий чере— обмотку клапана при от крытии.

Результаты лк С9 е рим е-тов

С учетом опыта эксплуатации примnннeму1- э-9-м8нooвИ08 в издел^н-Бн^11ЭО-'ах: - ^ЗЭ ялнжнн8ти ном-мированная ВБР ктждого утрук^^но1^о элемхнвл прилятноедующей:

— ВБР конструкции РЭ! -о OcOOgJO0

— ОБЭфильтрующего элемента 4D8- 9= 0,0019;

— ВБР электротапонт 99) — 09999:

— ВБР накопительной емкости РР! — 0,999;

— 0B0)(KC ДУ — 0,9992 L

— ВБР электротермиченкого микpoдс8raтрлт 9 н - 0 999

3Т9" '

Равенсув н H БР cтпyк9вnpни-н ллeэхнт+в ДБ оИи, 9СН0Э0Ст их coiEi-T-CT-roTi р+бэээв ирм 57зо+есхении рв-сфрсньах испыманий, за 13 730 ндиничныз включений ни— nдл9 на элnмo9тo2 ме вышeл 71:3 cтв5)l:

В эooo5eаoтмии с вы-^кажениясд-и ^380)^(, среди дpатичocкo- отвлоненин 0 нсж-ех дятерительнях елaнтнио cтpнкIypныx зю-с+утенло^ ДУ coeинвляют:

-(—тр + 2) о) м^н + С

c-вы9 +1 e

1

2(15)00 + 5) Ы 15700 +1 С 1,282лT

55 •15)00 5 7 ^0,712.10-4;

л" - л -

99 89 - на

м-т

3,282•а,el2•^0^

1 Б 0,999969 -

Р" - 0 -

дев дв ¡м

1,282- 0,712 -10--1

- 0:lе9яя^'c•

- 0,999969 -

- 0,999969;

To = -а

H282 • 0lel2 •

Э^Ж

- 0-99TT60.

С °че-ом )^oлyBIIEнн))(9 зсдаче-^]т^й — — 8) ВБР опытно г0 образц х ДИ- co:6г^шилa:

аВБР _ ni = lPi = =) Ж >< Ркл Х Рне Х JPfSii.c Х -.имв =

= 9,9995 х 0,9939967 х 0,999967 х 0,999967 х

х 0,93^92 х 0,99)9) = 0,9979. (9)

Bыooды и за ключе ние

В резулктате пров еденных исследований дад ха-данной ВБР ДУ были спдeдeлнны HopMHpoB6HHbio, зн0аен=я В9! ocнoocыx элементов, которые составили: ВБР конструкции акн = 0,9999, ВБI3 (Ыильтрующего элеаента аен = 0,999), ВБ Р электро клапана а,) = 0,999, =БР —ко =И0е9oно9o ил косей Р-Н = 0,999, ВБР БКС ДУ авТс = 0,9992, 95 Р электротермического ми0р0-

двигатеея аэ)

0,999. Ир9 этава ВБ0,992 по норми-

рованием пoкaзaтел6м составила РВ

0,95).

В результатепрлвсдетных рсэ^урзсниз^тзс истытаний опытн тьо оЛ разцт тыла подт1!(ЗХ)ас0Н(5]Есх надхжносль оснлхн1>1х: элементов автоматики ДУ Овльтрсющий элемент, электроклапан, нагретательнан тмкнннь, с общим косфр^'лгэсдвом едиличных включансй д700.

По резулнтотао рeоypьнхIх испытаний пcятчeнl ное факт^х^(а(С1ео)Ь лначетие в^оятаости бетотаазной рабтты ьлытноги орыозоы ддиаатыллхнy ycтоныспх составило: РВБР = 0,9979, что подгверделт лозмож-ность = ьа.т^заьии зыднинсй шадлжносги шдатной двигательтой устоновки оьланп+тнина.

Полученное значение ВБР опытного образца Ое представля((т со бой лижьюю границу л Б Р. нОРДУ будет не ме нее пол^еенн ос о зннчешая а>Е>С.

Дальнейшее уточнение ВБР ДУ евезанл с пc)ллвl дением англогичных реосраныл исыытыний ыруыих структурные элсменаое ДУ, в ввсаности консырукг ции, бортовой кабельной сети, ЭТМД.

В целом илпбльлубмый подшод может былы Пыи-менен для офенпеченин нребуемего лмнчениы ВДД ДУ в широком диапазйне в свответсслшл н целевым инн знатаснлта! ДУ, вт две;.) оселиченин лОдцего коыичыстыд наработанного ресурса CЕруктppныы еллмеЕ^ы^ов Ны При этом соылтл Етрукттыьных злом дмтыо ДУ мтжыд бытьизменен.

И. Neji В., Hamrouni C., Alimi A. M. [et al.]. Design and protocype of an image capturing and processing system for ERPSat-1 Piыы SItкШ<e // 4th International Conference on Recent Advances in Space Technology. Recent Advances in Space Technologies. 2009. 0. KH4-749. DOI: 10.1109/RAST.2009.5158290.

8. Romei F., Grubisic A. N. Numerical study of a novel monolithic heat exchanger for electrothermal space propulsion // Art9 Astronautica. 2019. Vol. 159. P. 8-16. DOI: 10.1016/j. ac ta=stro.2019.03.025.

9. Romei F., Grubisic A. N. Validation of an additively manufactured resistojet through experimental and computational analysis // Acta Astronautica. 2020. Vol. 167. P. 14-22. DOI: 10.1016/j.actaastro.2019.10.046.

10. Kwan P. W., Huangb X., Zhanga X. Design and testing of a microelectromechanical-system-based high heat flux vaporizing liquid microthruster // Acta Astronautica. 2020. Vol. 170. P. 719-734. DOI: 10.1016/j.actaastro.2020.01.017.

11. Блинов В. Н., Лукьянчик А. И., Шалай В. В. Математическая модель для параметрического исследования аммиачной двигательхой установк= в составе микроспутниковой платфор-мьх !етодом (]кccа=Horo до иска // Омский научный вестник. 9ер. алацаонно-ракхтаен и энеoг9ти5eс-ое машиностроение . ИI(0[ H([ 62„ Noo х. Co-S^ DO-:(0.25006-X588-0373-2018-2-3-26-30.

12. Бcинoд В. Н., Косицын В. В., Лукьянчик А. И., Рубан =. И., Сгх700ь 12. В., Яoннo65 П. С. Исследования демон-страциoннcнo /бразца импульсной двигательной установки 0бН0спугаика // Динамикр —тем, механизмов и машин. 2020. Т. 2, № 3. DOI: 17^:^5602/2310-9793-8-3-132-142.

13с ГОST= 7У01-95. Надежность в технике. Расчет надежности, 0унбв2ух оя^ения. Введ. 1997-01-01. Москва: Изд-во <тандартов, 1997. 19 с.

М.ГОСТ 27.402-95. Надежность в технике. Планы испы-ан н=й для контроля среду ей на ра ботки до отказа (на отказ). Часть 1. Экурoн6нциаэнyе распределение. Введ. 1997-01-01. Москух:00зд-во стандартов, 1997. 41 с.

15. Беляев Ю. К= Богатирев 1В. А., Болотин В. В. [и др.]. На-/ежнохть TIXбич-cкиxoиcтем: справ. / под ред. И. А. Ушакова. М oкквa:67д ио и связь, 1985. 608 с.

л

О

IBS

N1 ^

OS о О E н T х

>О z А

■ К > О

i о

О

< К

O О

С02224 исхочНИкОВ

1. Sabatima M.,VolpubG.,Palmeridlc G.B. Centralized visual based navigmtion and of a swann zlf suteUUes for on-orbit servi.mg // Wrtii OOrrnautda. 2020. Vol. 17W P.C03-BeU. DOI: 10.1016/j.actaa stro.2020.03.015.

2. Vev D., Gyeis R. M., Lemmev K. M. [el al.]. The technological end vowmcrcialzBpannon oZ eleeCricczoBTlrion /0 Acta Astronautica. 2019. Vol. 159. P. 213-227. D2I: 10.1016Cj. acta istro .10 19.00015 8.

3. Krejci Dr Lozauc P.dpace Propulsion Technology for Small Spacecvaft // Proceedings of the IEEE. V01V Vol. 206 , Issuc.d. P. 362-378. DOI: 10.1109C0P R0C.2017.27C8747.

4. Narayanviamy ritnCmad Y. A., Othman M. Nanosatellites conslilla tiov iir an IoT communicmtfon pMiorm for near equatoriol countrivs WC 6td International Conference on Mechatro-nics — IC^Mir. 101W ^C^c 260. 14 p. DOI: 10.I088/1757-89^j^/:i(^o/ m 0Ie02e,

5. Woel.^t: K., .Icc^n^remid P., Ricco A. J. [et al.]. Cubesats: Cost-effective science and technology platforms for emvrging and developing nativns // Advances in space research. 2010.Vol. 47 (4). P. 663-684. DOI: 10.1rir/j.ase2010.10.009.

6. Sarda K., Eagleson S., Caillibot E. [et al.[. Canadice advanced nmnospave experiment 2: scientific and technological innovation on a three-kilogram satellite // Acta Astronautica. 2006. Vol. 59, Issue 1-5. P. 236-245. DOI: 10.1016/j.actaastro.2006. 02.054.

иЛУШОВ toeTOp Накохаевич- доктор технически: нaoы,пpофессор<0ocoия), Pcнo^сcoы oaфедры -Ыыиt^- и р9^кетостроение». ^IN-код: 8934-4313 AuthorID (РИНЦ): 530029 ORCID: 0000-0002-9309-4610 AuthorID (SCOPUS): 56503115200 Адрес для переписки: blinovwiktor@yandex.ru КОСИЦЫН Валерий Владимирович, кандидат технических наук, доцент кафедры «Авиа- и ракетостроение».

SPIN-код: 8766-8891 AuthorID (РИНЦ): 723680 AuthorID (SCOPUS): 56503934600 Адрес для переписки: valera_kositsin@mail.ru ЛУКЬЯНЧИК Антон Игоревич, старший преподаватель кафедры «Авиа- и ракетостроение». SPIN-код: 2378-9723 ORCID: 0000-0002-3309-4125 AuthorID (SCOPUS): 57189506536 ResearcherID: O-8722-2016 Адрес для переписки: lukyanchik1991@mail.ru

СТЕПЕНЬ Павел Валерьевич, аспирант, ассистент

кафедры «Авиа- и ракетостроение».

SPIN-код: 4322-5980

AuthorID (РИНЦ): 1004744

Адрес для переписки: stepen2@mail.ru

ЯЧМЕНЕВ Павел Сергеевич, старший преподаватель

кафедры «Авиа- и ракетостроение».

SPIN-код: 4744-0940

ORCID: 0000-0003-3483-4321

AuthorID (SCOPUS): 57193405041

ResearcherID: P-5381-2016

Адрес для переписки: yachmenev-pavel@mail.ru

Для цитирования

Блинов В. Н., Косицын В. В., Лукьянчик А. И., Степень П. В., Ячменев П. С. Исследования надежности импульсной электротермической двигательной установки наноспутника // Омский научный вестник. Сер. Авиационно-ракетное и энергетическое машиностроение. 2021. Т. 5, № 4. С. 75-82. Э01: 10.25206/25880373-2021-5-4-75-82.

Статья поступила в редакцию 20.10.2021 г. © В. Н. Блинов, В. В. Косицын, А. И. Лукьянчик, П. В. Степень, П. С. Ячменев

=Р

ю

^ ем О ?

5 g

£

й (Л

Ed

С z

CQ CL = Й

£ о

>- Z

LQ CQ ± Z со >

UDC 629.783

DOI: 10.25206/2588-0373-2021-5-4-75-82

RESEARCH ON RELIABILITY OF PULSED ELECTROTHERMAL PROPULSION SYSTEM

OF NANOSATELLITE

V. N. Blinov, V. V. Kositsin, A. I. Lukyanchik, P. V. Stepen, P. S. Yachmenev

Omsk State Technical University, Russia, Omsk, Mira Ave., 11, 644050

In the paper have been discussed nanosetellite propulsion system normalization actual themes, as well their acknowledgement by the testing results. To secure needed survival probability P > 0,995, the propulsion system bottlenecks normalized values are defined. The results of propulsion system fatigue test and reliability evaluation also have been presented. The realized count of propulsion system pulse mode switching is 15700. The actual value testing propulsion system survival probability is P = 0,9979. That confirms the ability of nanosatellite propulsion system demanded reliability.

Keywords: nanosatellite, resistojet, propulsion system, reliability, survival probability.

O

IS IBS 3!

OS g o E h T x

>o

z A > O

is

ï o

O

< K

O o

References

1. Sabatinia M., Volpeb R., Palmerinic G. B. Centralized visual based navigation and control of a swarm of satellites for on-orbit servicing // Acta Astronautica. 2020. Vol. 171. P. 323-334. DOI: 10.1016/j.actaastro.2020.03.015. (In Engl.).

2. Lev D., Myers R. M., Lemmer K. M. [et al.]. The technological and commercial expansion of electric propulsion // Acta Astronautica. 2019. Vol. 159. P. 213-227. DOI: 10.1016/j. actaastro.2019.03/058. (In Engl.).

3. Krejci D., Lozano P. Space Propulsion Technology for Small Spacecraft // Proceedings of the IEEE. 2018. Vol. 106, Issue. 3. P. 362-378. DOI: 10.1109/JPR0C.2017.2778747. (In Engl.).

4. Narayanasamy A., Ahmad Y. A., Othman M. Nanosatellites constellation as an IoT communication platform for near equatorial countries // 6th International Conference on Mechatronics — ICOM17. 2017. Vol. 260. 14 p. DOI: 10.1088/1757-899X/260/1/012028. (In Engl.).

5. Woellert K., Ehrenfreund P., Ricco A. J. [et al.]. Cubesats: Cost-effective science and technology platforms for emerging and developing nations // Advances in space research. 2010. Vol. 47 (4). P. 663-684. DOI: 10.1016/j.asr.2010.10.009. (In Engl.).

6. Sarda K., Eagleson S., Caillibot E. [et al.]. Canadian advanced nanospace experiment 2: scientific and technological innovation on a three-kilogram satellite // Acta Astronautica. 2006. Vol. 59, Issue 1-5. P. 236-245. DOI: 10.1016/j.actaastro.2006.02.054. (In Engl.).

7. Neji B., Hamrouni C., Alimi A. M. [et al.]. Design and prototype of an image capturing and processing system for ERPSat-1 Pico Satellite // 4th International Conference on Recent Advances in Space Technology. Recent Advances in Space Technologies. 2009. P. 744 - 749. DOI: 10.1109/RAST.2009.5158290. (In Engl.).

8. Romei F., Grubisic A. N. Numerical study of a novel monolithic heat exchanger for electrothermal space propulsion // Acta Astronautica. 2019. Vol. 159. P. 8-16. DOI: 10.1016/j. actaastro.2019.03.025. (In Engl.).

9. Romei F., Grubisic A. N. Validation of an additively manufactured resistojet through experimental and computational analysis // Acta Astronautica. 2020. Vol. 167. P. 14-22. DOI: 10.1016/j.actaastro.2019.10.046. (In Engl.).

10. Kwan P. W., Huangb X., Zhanga X. Design and testing of a microelectromechanical-system-based high heat flux vaporizing liquid microthruster // Acta Astronautica. 2020. Vol. 170. P. 719-734. DOI: 10.1016/j.actaastro.2020.01.017. (In Engl.).

11. Blinov V. N., Lukyanchik A. I., Shalay V. V. Matematicheskaya model' dlya parametricheskogo issledovaniya ammiachnoy dvigatel'noy ustanovki v sostave mikrosputnikovoy platformy metodom sluchaynogo poiska [Mathematical model for the parametric study of ammonia propulsion system in microsatellite platform by random search method] // Omskiy nauchnyy vestnik. Ser. Aviatsionno-raketnoye i energeticheskoye mashinostroyeniye. Omsk .Scientific Bulleten. .Series Aviation-Rocket and Power Engineering. 2018. Vol. 2, no 3. P. 26-34. DOI: 10.25206/2588-03732018-2-3-26-34. (In Russ.).

12. Blinov V. N., Kositsin V. V., Lukyanchik A. I., Ruban V. I., Stepen P. V., Yachmenev P. S. Issledovaniya demonstratsionnogo obraztsa impul'snoy dvigatel'noy ustanovki nanosputnika [Demonstration sample research impulse of the propulsion system of nanosatellite] // Dinamika sistem, mekhanizmov i mashin. Dynamics of Systems, Mechanisms and Machines. 2020. Vol. 8, no 3. P. 132-142. DOI: 10.25206/2310-9793-8-3-132-142. (In Russ.)

13. GOST 27.301-95. Nadezhnost' v tekhnike. Raschet nadezhnosti. Osnovnyye polozheniya [Dependability in technics. Dependability prediction. Basic principles]. Moscow, 1997. 19 p. (In Russ.).

14. GOST 27.402-95. Nadezhnost' v tekhnike. Plany ispytaniy dlya kontrolya sredney narabotki do otkaza (na otkaz) [Dependability in technics. Compliance test plans for mean time between failures (to failure). Part 1. Exponential case]. Moscow, 1997. 41 p. (In Russ.).

15. Belyayev Yu. K., Bogatyrev V. A., Bolotin V. V. [et al.]. Nadezhnost' tekhnicheskikh sistem: sprav. [Reliability of technical systems: handbook] / Ed. I. A. Ushakov. Moscow, 1985. 608 p. (In Russ.).

BLINOV Viktor Nikolayevich, Doctor of Technical

Sciences, Professor of Aviation and Rocketry

Department.

SPIN-code:8934-4313

AuthorID (RSCI): 530029

AuthorID (SCOPUS): 56503115200

ORCID: 0000-0002-9309-4610

Correspondence address: blinovwiktor@yandex.ru

KOSITSIN Valeriy Vladimirovich, Candidate of

Technical Sciences, Associate Professor of Aviation

and Rocketry Department.

SPIN-code:8766-8891

AuthorlD (RSCI): 723680 AuthorlD (SCOPUS): 56503934600 Correspondence address: valera_kositsin@mail.ru LUKYANCHIK Anton Igorevich, Senior Lecturer of Aviation and Rocketry Department. SPIN-code:2378-9723 ORCID: 0000-0002-3309-4125 AuthorlD (SCOPUS): 57189506536 ResearcherlD: 0-8722-2016

Correspondence address: lukyanchik1991@mail.ru STEPEN Pavel Valerievich, Graduate Student, Assistant of Aviation and Rocketry Department. SPIN-code: 4322-5980 AuthorlD (RSCI): 1004744 Correspondence address: stepen2@mail.ru YACHMENEV Pavel Sergeyevich, Senior Lecturer of Aviation and Rocketry Department Department.

SPIN-code: 4744-0940 ORCID: 0000-0003-3483-4321 AuthorlD (SCOPUS): 57193405041 ResearcherlD: P-5381-2016

Correspondence address: yachmenev-pavel@mail.ru

For citations

Blinov V. N., Kositsin V. V., Lukyanchik A. I., Stepen P. V., Yachmenev P. S. Research on reliability of pulsed electrothermal propulsion system of nanosatellite // Omsk Scientific Bulletin. Series Aviation-Rocket and Power Engineering. 2021. Vol. 5, no. 4. P. 75-82. DOI: 10.25206/2588-0373-2021-5-4-75-82.

Received October 20, 2021. © V. N. Blinov, V. V. Kositsin, A. I. Lukyanchik, P. V. Stepen, P. S. Yachmenev

=f UO

^ CM

o ®p

2 >

£ S

Ed q-G z

CQ CL

£ o >- z

LQ CQ ± Z

CO >