Oleksandr Palii
@itm.dp.ua
Department of systems analysis and control problems
The Institute of technical mechanics of The National academy of Science of Ukraine and of The State space agency of Ukraine
In 2009, I graduated from the Faculty of Computer Systems, Power Engineering, and Automation of the Dnipropetrovsk National Metallurgical Academy of Ukraine and entered full-time postgraduate studies at the ITM of the National Academy of Sciences of the National Academy of Sciences and the Ukrainian Academy of Sciences, majoring in "Systems and Control Processes" on 05.13.03. After graduating from graduate school with a break from production, from November 2012 to September 2019, I worked as a junior researcher in the Department of System Analysis and Problems of ITM Management of NASU and DCAU, and since December 2021 I have been working as a senior researcher. I have successfully defended in the specialized academic council D 64.062.04 a thesis for obtaining the scientific degree of candidate of technical sciences in the specialty 05.07.02 - design, production and testing of aircraft, based on the decision of the Attestation Board of the Ministry of Education and Science of Ukraine d
RESEARCH INTERESTS
Conceptual Designing of a New Aerospace Systems
Scopus Publications
Scholar Citations
Scholar h-index
Scholar i10-index
Scopus Publications
A. P. Alpatov, , O. S. Palii, S. V. Siutkina-Doronina, , and
National Academy of Sciences of Ukraine (Co. LTD Ukrinformnauka) (Publications)
The objective of thispaper is to formulate a complex problem of optimizing the design parameters of a space industrial platform at the conceptual design stage. The initial stage of space industrialization was the creation of space industrial platforms in Earth orbit. At present, there are works related to the implementation of a number of technological processes in outer space, which are being studied by scientists and developers. Implementation of unique technological processes in outer space allows forobtaining materials with qualita- tively new characteristics. The peculiarity of designing a space industrial platform is that there are practically no theoretical works related to the choice of platform parameters and the logic of its creation at the conceptual design stage. This stage is characterized by the fact that, apart from the general idea of the platform layout, the expected types of main service systems, some initial data, and the param- eters of the technological processes to be implemented on the p latform, there is little else known. The process of designing a new complex space system, such as an industrial platform, is a multi-level iterative and optimization process, during which its characteristics and mass production are determined and refined. The article analyzes the configurations of existing orbital stations as a prototype of space industrial platforms and determines the ranges of the main parameters of their modules. A set of parameters of technological processes in vacuum and zero gravity conditions that can be implemented on a space industrial platform is formed. The relationship between the technological and basic modules of the industrial platform is shown. The structure of a complex mathematical model of the space industrial plat- form functioning is developed. To ensure successful work at the conceptual design stage, a general statement of the problem of optimizing the mass of the space industrial platform is formulated. The minimum mass and dimensions of the space platform obtained as a result of the optimization are used to further refine the optimal parameters of the platform and, therefore, affect the formation of conditions for the implementation of the technological process. The algorithm of the sequence of operations for solving the problem of optimal design of a space industrial platform is shown in general.
А. Алпатов, О. Кузнецов, О. Палій, and Е. Лапханов
National Academy of Sciences of Ukraine (Co. LTD Ukrinformnauka) (Publications)
Вступ. Зростання інтересу до освоєння космічного простору та нові технології супутникової навігації та зв’язку призвели до збільшення кількості космічних апаратів (КА) на навколоземних орбітах і створення орбітальних угрупувань. На сьогодні головним засобом, що здійснює виведення КА на навколоземні орбіти, є ракети-носії, відпрацьовані верхні ступені яких, після виведення КА, залишаються на навколоземних орбітах і уворюють космічне сміття (КС).Проблематика. Проблема зростання кількості КС є однією із ключових у сучасній космонавтиці. Значне накопичення фрагментів КС на деяких кластерах орбіт може чинити значні перешкоди діючим КА, а також призвести до глобальних проблем — ефекту Кеслера. Одним із джерел зростання КС є відпрацьовані верхні ступені ракет-носіїв (РН). Розробка засобів відведення верхніх ступенів РН з навколоземних орбіт є актуальною, а проєкт РН легко класу «Циклон-1М» розробки ДП «КБ «Південне» ім. М. К. Янгеля» є однією з перспективних розробок.Мета. Розробка науково-технічного забезпечення модернізації аеродинамічної системи відведення для використання на верхньому ступені ракети-носія «Циклон-1М».Матеріали й методи дослідження. Застосовано методи прикладної механіки, математичного й комп’ютерного моделювання руху космічних апаратів.Результати. Розроблено науково-технічне забезпечення для створення нової аеродинамічної системи відведення (АСВ) верхнього ступеня РН «Циклон-1М». Створено нову конструкцію аеродинамічного елементу АСВ у формі трьох ортогонально розміщених круглих дисків, що дозволяє підвищити ефективність застосування АСВ. Запропоновано конструктивну схему та технологію виготовлення контейнера для зберігання АСВ на верхньому ступені РН «Циклон-1М» з використанням сотових технологій, що дозволяє мінімізувати масу системи.Висновки. Технічний результат запропонованої розробки демонструє збільшення ефективності застосування АСВ при неорієнтованому кутовому русі під час відведення РН та дозволяє зменшити масу системи зберігання.
Erik Lapkhanov, Oleksandr Palii, and Aleksandr Golubek
Private Company Technology Center
This paper reports a study into the influence exerted by the thermal flows of space environment on the deformation of the shell of a space inflatable platform with a payload. The mathematical model of the effect of temperature fluctuations on the mass-inertial characteristics of the space inflatable platform of an ellipsoidal shape has been improved. The following assumptions were introduced to the model. The temperature distribution on the illuminated part and the unlit part of the shell is uniform. The gradient of the temperature difference between the illuminated and unlit parts is the same for all points of the shell. To determine deformations, a moment-free theory was used. The model of the space inflatable platform is a «rubber bullet» that works only for stretching and compression. All deformations are elastic. The advantages and limitations of the use of the developed mathematical model have been determined. Computer simulation of the orbital motion of a space inflatable platform with a payload in a sun-synchronous orbit was carried out. The material of the platform shell is Kapton. Estimates of temperature fluctuations in the illuminated and unlit part of the shell and the temperature of the gas inside it were obtained. The dependence of elastic deformations on temperature was determined, taking into account the Young’s modulus of the material. The influence of changes in gas pressure on the movement of payload attachment points and the change in the inertia tensor have been determined. The obtained results showed that the inertia tensor varies within the order of 10–5 kgm2. The maximum deviation of the fastening points of the payload from the initial position on the illuminated part of the shell was about 10–6 m. Considering the stability of the structure to the effects of heat flows of the space environment, the possibility of using space inflatable platforms as a means for separating a grouping of satellites has been shown
А. Алпатов, Е. Лапханов, and О. Палій
National Academy of Sciences of Ukraine (Co. LTD Ukrinformnauka) (Publications)
Вступ. Для стабілізації середовища космічного сміття відпрацьовані космічні апарати та верхні ступені ракет-носіїв необхідно відводити з орбіти.Проблематика. Проведений аналіз надувних аеродинамічних систем відведення космічних апаратів з орбіти показав, що вони є ефективним засобом відведення космічних апаратів з орбіти на висотах до 800 км, однак мають певні недоліки: ймовірність пошкодження фрагментами космічного сміття через чутливість матеріалу оболонки, а також ймовірність електростатичного пробою.Мета. Розробка конструктивної схеми та вибір параметрів аеродинамічної системи відведення космічних апаратів, розроблених ДП «КБ «Південне», з орбіти.Матеріали й методи. Методи механіки космічного польоту, математичне моделювання задач проєктування.Результати. Розрахунки показали, що час відведення космічного апарату «Січ-2-1» із планованої орбіти складає близько 6,5 років при масі аеродинамічної системи відведення 9 кг, що складає 5% від маси зазначеного космічного апарата. Визначено, що у разі збільшення часу відведення космічного апарата «Січ-2-1» з планованої орбіти після завершення експлуатації до 25 років, масу аеродинамічної системи можна зменшити до 4,5 кг. При масі аеродинамічної системи відведення в 9 кг, межею ефективного застосування зазначеної аеродинамічної системи відведення є висоти від 730 до 750 км на близьких до кругових орбітах різної дислокації і висоти не більше 700 км в перигеї та 842 км в апогеї на малоеліптичних орбітах.Висновки. Виходячи із вимог ДП КБ «Південне» до масових і габаритних параметрів засобу відведення, було розроблено конструктивну схему і проєктний вигляд аеродинамічної системи відведення, що розгортається. Особливістю конструкції є компактність, що забезпечується застосуванням пружинних механізмів і маловитратних мікроелектродвигунів, що розгортають аеродинамічні елементи. Така конструкція займає незначний об’єм на космічному апараті «Січ-2-1»
A.P. Alpatov, , O.S. Palii, О.D. Skorik, , and
National Academy of Sciences of Ukraine (Co. LTD Ukrinformnauka) (Publications)
© ALPATOV, A.P., PALIY, O.S., and SKORIK, О.D., 2017 The aerodynamic systems for upper-stage rocket launcher de-orbit have been analyzed. The feasibility and possibility of creating aerodynamic inflatable deorbit systems have been established. A mathematical model of upper-stage rocket launcher orbital motion has been developed. The aerodynamic deorbit system parameters for various configurations neglecting effects of space factors have been calculated. The effect of space factors on the aerodynamic deorbit system has been estimated. The effect of atomic oxygen and cosmic vacuum (sublimation) has been showed to lead to a decrease in shell thickness, while space debris causes an increase in consumption of working substance to inflate shell. The structural design has been selected and aerodynamic deorbit system parameters have been calculated with effect of space factors taken into account.