پژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Effect of Brazing Temperature on the Microstructure and Mechanical Properties of Stainless Steel 316 Joint Brazed by BNi2اثر دمای لحیمکاری سخت بر روی ریزساختار و استحکام مکانیکی اتصال نمونههای فولادی AISI 316 لحیم شده با پُرکننده BNi21914682910.22034/jssta.2022.294770.1026FAیاسر وحیدشادگروه پژوهشی مهندسی سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشکده حمل و نقل فضایی،فائقه سلطان محمدگروه پژوهشی سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشکده حمل و نقل فضاییJournal Article20210712Many factors affect the quality of brazing process, including temperature, time, clearance, surface roughness and alloy elements. Actually, they influence on the formation of intermetallic compounds in brazed joints. Since intermetallic compounds are brittle, they considerably degrade the mechanical properties of joints. In this study, the mechanical strength and microstructural characterization of AISI 316 brazed joints with BNi2 filler metal in different temperature has been investigated. Brazing temperatures changed from 1050 °C, 1100 °C, 1150 °C and 1200 °C for a holding time of 60 min then, the influence of this variable on the brazing strength were examined. Tensile test samples were evaluated at room temperature and metallography samples and fractured tensile sample scanned by a microscope. The results showed that the higher brazing temperature leads to diffusion of boron element into base metal and less volume formation of intermetallic compound phase in the brazing joint and consequently more tensile strengthعوامل بسیاری بر کیفیت فرایند لحیم کاری سخت تاثیر می گذارند که می توان به دما، زمان، فاصله، کیفیت سطحی و عناصرآلیاژی اشاره نمود. عوامل ذکر شده با تاثیر بر تشکیل فازهای بین فلزی شکننده، نقش مهمی در استحکام اتصال ایجاد شده دارند، چنانچه افزایش دمای لحیم کاری سخت منجر به حذف فازهای بین فلزی شده و استحکام منطقه اتصال دو فلز را افزایش می دهد. در این تحقیق، اتصال قطعات فولاد زنگ نزن آستنیتی 316 به یکدیگر با لایه پُرکننده پایه نیکل به روش لحیم کاری سخت مورد بررسی قرار گرفته است. در این روش، از فلز پُرکنندهBNi2 در دماهای 1050 ، 1100، 1150 و 1200 درجه سانتی گراد و به مدت 60 دقیقه برای لحیم کاری نمونه-های کشش گرد استاندارد استفاده شده و سپس خواص مکانیکی و ریزساختار منطقه اتصال با آزمایش کشش دمای محیط و متالوگرافی بررسی شده است. نتایج نشان می دهد که با افزایش دما، استحکام کشش منطقه اتصال بهبود مییابد. این افزایش استحکام به دلیل نفوذ عنصر بور به داخل فلز پایه و کاهش فازهای تُرد و مضر بین فلزی بورید در منطقه اتصال استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146829_71a3b724d7429f0c02ddb00a63665153.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Improvement the Leaf Water Content Inventory Model Based on the Hyper Spectral Dataبهبود مدل تخمین موجودی آب برگ گیاه مبتنی بر دادههای طیفی102114683010.22034/jssta.2022.295493.1028FAطیبه مناقبیپژوهشگاه فضایی ایران0000-0002-4285-0818محمدرضا مباشریشرکت فناور سنجش ازدور و مدیریت داده موج نگار خاوران/ دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20210717The leaf water content is a specific index for the assessment of the physiological status of the plant based on the water content of the vegetation. This research provides an appropriate model based on the reflectance spectra between 400 and 2500 nm to estimate the leaf water content. We examined 53 different species of the well-known Leaf Optical Properties Experiment and a total of 263 spectral curves were employed in a supervised modelling procedure. for this purpose, three different linear models were proposed based on the two different indices and their combination. The first index refers to the ratio of reflectance value in two wavelengths and the second one is the ratio of the derivative of the spectral curve slop in two wavelengths. The experimental results indicate the dependence between the water absorption bands and leaf water content. Finally determination of coefficient for hybrid linear model, which is used both indices, resulted to be 87 percent, indicating a very good fit. Also, the 0.06 relative root mean square error represents the aceptable accuracy in the water content modellingمحتوای آب برگ گیاه شاخص مناسبی برای بررسی فیزیولوژیکی گیاه بر مبنای وضعیت آب آن است. این پژوهش مدلی را برای برآورد محتوای آب گیاه بر اساس دادههای ابرطیفی در محدوده 400 تا 2500 نانومتر ارائه میدهد. در این مطالعه، طیف بازتابندگی 53 گونه گیاهی مختلف از دادههای آزمایشگاهی خواص اپتیکی برگ، مورد استفاده قرار گرفته و در مجموع 263 منحنی طیفی در یک روند مدلسازی نظارت شده به کار گرفته شدند. برای این منظور، در این تحقیق سه مدل خطی بر مبنای دو شاخص مجزا و ترکیب آنها پیشنهاد شدند. شاخص اول نسبت بازتابندگی طیفی در دو طول موج مختلف و شاخص دوم نسبت مشتق منحنی طیفی در دو طول موج است. نتایج تجربی تایید کننده وابستگی باندهای جذبی آب و محتوای آب برگ است. در نهایت، مقدار ضریب تعیین 87 درصد برای مدل ترکیبی به دست آمد که نشاندهنده برازش مناسب مدل بر دادهها است. همچنین، جذر میانگین مربعات خطای نسبی 06/0 بیانگر دقت قابل قبول مدل پیشنهادی در برآورد محتوای آب برگ استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146830_1cc2d2268aa05742b712a055f2283b37.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Designing Active Fault- tolerant Controller for Spacecraft under Actuator Faultطراحی کنترل کننده تحمل پذیر عیب فعال فضاپیما در حالت عیب عملگر223314683110.22034/jssta.2022.305782.1032FAروزبه مرادیهیات علمی گروه هوافضا-دانشگاه صنعتی ارومیه0000-0002-7409-4391Journal Article20210920Fault- tolerant control is one of the important issues in automatic control. The reason for this importance is the probability of fault/ failure occurrence in controlling subsystems (sensor-actuator-system). Direct access to spacecraft is not always possible, Therefore fault- tolerant control has become even more important in space systems. On the other hand, due to the necessity for weight reduction in these systems, employing hardware redundancy has limitations. So, analytical redundancy has gained much attention in such systems. In this paper, reference inputs are corrected based an open- loop control command adjustment. Using simulation shown, without reference input adjustment, the controller will not be able to satisfy mission requirements when actuator faults occur. Then, the proposed method is used and the desired requirements are satisfied. The advantage of the proposed method is that, there is no need for taking the first and second derivatives of the reference inputs and these inputs can be obtained through integration.. This will prevent computational problems associated with differentiation.مساله کنترل تحملپذیر عیب، یکی از مسائل مهم در حوزه کنترل اتوماتیک است. دلیل اهمیت این موضوع نیز احتمال بروز عیب یا خرابی در هر یک از اجزای سیستم کنترلی (سنسور، عملگر، سیستم) است. این موضوع بهخصوص در رابطه با سیستمهای فضایی، به دلیل عدم دسترسی آسان به این سیستمها دارای اهمیت بسیار زیادی است. از طرفی، بهدلیل ضرورت کاهش وزن این سیستمها تا حد ممکن، استفاده از افزونگی سختافزاری دارای محدودیتهایی بوده و استفاده از افزونگیهای تحلیلی بیشتر مورد توجه است. در این مقاله، از اصلاح فرامین کنترلی حلقه باز برای اصلاح ورودیهای مرجع استفاده شده است. با استفاده از شبیهسازی نشان داده شده، در صورت عدم اصلاح ورودیهای مرجع، کنترلکننده قادر نخواهد بود در شرایط بروز عیب عملگر، فضاپیما را به شرایط مطلوب برساند. از اینرو، با استفاده از روش پیشنهاد شده، وضعیت سیستم حول هر سه محور بدنی به شرایط مطلوب رسانده شده است. مزیت روش ارائه شده در مقاله حاضر این است که در این روش، نیازی به محاسبه مشتقات زمانی اول و دوم ورودیهای مرجع نیست و میتوان این ورودیها را از طریق انتگرالگیری بهدست آورد. این مساله به نوبه خود باعث میشود تا از مشکلات محاسباتی مربوط به مشتقگیری در شبیهسازی جلوگیری شودhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146831_4781403e705819daaab2638ae97d46af.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Toward the Establishment of a National Center for Space Weather Services: Vision, Mission and Organizationضرورت، چشمانداز، ماموریت و ساختار پیشنهادی برای ایجاد مرکز ملی مطالعات رخدادهای اقلیم فضا344814683210.22034/jssta.2022.309735.1034FAامید شکوفاپژوهشکده سامانه های ماهواره0000-0003-4344-9556مسعود خوش سیماپژوهشکده سامانههای ماهوارهسجاد غضنفری نیاپژوهشکده سامانههای ماهوارهفرهاد باقراسکوئیپژوهشکده سامانههای ماهوارهJournal Article20211009This article discusses the need for research, monitoring and forecasting services related to space weather events and the establishment of a national center to achieve these goals. It starts with an introduction to the growing dependence of human civilization on advanced technologies, including space technology, and with an overview of the big investments and costs incurred in building critical infrastructures on Earth and in space. Then, this paper investigates the vulnerability of these infrastructures to space weather events and the need to monitor and predict these phenomena. In the next section, some examples of monitoring and forecasting systems created by different countries and space organizations are introduced. Also, the need to establish a national center in Iran is proposed. The initial organizational structure and mechanism for the activities and cooperation between this center and other national and international institutions are discussed. Finally, different types of actions and the most important activities that can be carried out in this center are presentedدر این مقاله به ضرورت انجام مطالعات، پایش و ارائه سرویسهای مرتبط با رخدادهای اقلیم فضا و ایجاد یک مرکز ملی برای نیل به این اهداف پرداخته میشود. پس از بیان مقدمهای در مورد وابستگی روزافزون تمدن بشر به فناوریهای پیشرفته از جمله فناوری فضایی، و با مروری بر هزینههای کلانی که برای ایجاد زیرساختهای حیاتی بر روی زمین و در فضا صرف شده؛ این مقاله به بیان میزان آسیبپذیری این زیرساختها در برابر رخدادهای اقلیم فضا میپردازد؛ و ضرورت پایش و پیشبینی این پدیدهها را بررسی میکند. در ادامه، برخی از سامانههای پایش و پیشبینی ایجاد شده توسط کشورها و سازمانهای فضایی مختلف معرفی میشوند. سپس، ضرورت ایجاد چنین مرکز یا نهادی در کشور مطرح میشود. آنگاه ساختار و سازوکار اولیهای برای فعالیتها و تعاملات این مرکز با سایر نهادهای ملی و بینالمللی ارائه میشود. همچنین، سطوح مختلف اقدامات و اهم فعالیتهای قابل انجام در این مرکز مورد اشاره قرار میگیرندhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146832_23e2127e73c2ace91245c7facd6794c8.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Improving the Method of Satellite Station Keeping in Geostationary Orbit with Considerations of fuel Consumption Restrictionsبهبود روش حفظ جایگاه مداری یک ماهواره در مدار زمینآهنگ با ملاحظات محدودیت مصرف سوخت496514695310.22034/jssta.2022.327321.1056FAحسین مقصودی دهاقانیدانشکده علوم و فنون نوین دانشگاه تهران0000-0001-7990-5520امیررضا کوثریدانشگاه تهرانمهدی فکوردانشکده علوم و فنون نوین- دانشگاه تهران0000-0002-6414-1473مسعود خوشسیماپژوهشکده سامانه های ماهوارهJournal Article20220203Due to the unique characteristics of the geostationary orbit and the importance of establishing a satellite in this flying corridor، it is necessary to investigate the effect of environmental disturbances on the orbital elements and to maintain the satellite orbital elements in order to increase the longevity and operation of a satellite in this orbit. A satellite in earth orbit is always exposed to various environmental disturbances such as earth gravity gradient force، gravity of the moon and sun، solar radiation pressure، and so on. For this reason، it is constantly deviating from its original path and needs to study the effect of environmental disturbances on the orbital elements in order to properly correct the disturbed orbital parameters. To achieve the above goals، in this paper، we try to investigate the effect of the environmental perturbations on the orbital characteristics by simulating the satellite translational dynamic behavior in the presence of environmental disturbances. Then، utilizing the genetic algorithm and fuzzy logic approach، an attempt was made to modify the compensation logic of the orbital elements correction، so that، the satellite may be forced to remain in its limited operational orbital window during the mission lifetime. The proposed method could improve the problem-solving operational effectiveness to maintain the position of the satellite with the criterion of minimizing fuel consumption. The case study simulation results may indicate the capability of the proposed approach in satisfying the performance requirements of the satellite station-keeping maneuverبا توجه به ویژگی های منحصربهفرد مدار زمینآهنگ و اهمیت استقرار یک ماهواره در این کریدور پروازی، بررسی تاثیر اغتشاشات محیطی بر المانهای مداری و اصلاح المانهای مداری اغتشاش یافته در راستای افزایش طول عمر و عملکرد یک ماهواره در مدار مذکور امری ضروری است. یک ماهواره در مدار زمینآهنگ همواره در معرض نیروهای اغتشاشی محیطی متعددی نظیر نیروی گرادیان گرانشی زمین، جاذبه ماه و خورشید، فشار تشعشعات خورشیدی و غیره قرار دارد. به همین دلیل دائما از مسیر اصلی خود منحرف شده و نیاز به بررسی تاثیر اغتشاشات محیطی بر المانهای مداری داشته تا بتوان به درستی اصلاح پارامترهای مداری اغتشاش یافته را انجام داد. برای دستیابی به اهداف فوق، در این مقاله سعی شده تا با شبیهسازی رفتار دینامیک انتقالی ماهواره در حضور اغتشاشات محیطی، تاثیر هر یک از شتابهای اغتشاشی بر ویژگیهای مداری بررسی شود. سپس با بهرهگیری از الگوریتم ژنتیک و منطق فازی سعی شده تا منطق اصلاح المانهای مداری به نحوی اصلاح شود که ماهواره در طی طول عمر ماموریتی خود در پنجره مداری محدود خود باقی بماند. راهکار پیشنهادی، موجب بهبود اثربخشی عملیاتی حل مسئله به منظور حفظ موقعیت ماهواره با معیار کمینهسازی مصرف سوخت شده است. نتایج مطالعات موردی طی شبیهسازیهای انجام شده، در تایید توانمندی رویکرد پیشنهادی در برآوردهسازی قیود و الزامات عملکردی مانور حفظ موقعیت موردنظر استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146953_592e587ebca0238431f218423d24a136.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Experimental Study of Spray Merge in Dual Pressure- Swirl Coaxial Injectorsمطالعه تجربی ادغام اسپری در انژکتورهای هممحور دوگانه فشاری- چرخشی667714683310.22034/jssta.2022.312087.1036FAعلی رستگارمهندسی هوافضا،مکانیک،علم و صنعت،تهران،ایرانحجت قاسمیدانشگاه علم و صنعت ایران- دانشکده مهندسی مکانیکJournal Article20211026The purpose of this paper is to present experimental data for merging two outlet fluid skirts in a dual pressure- swirl coaxial injector. In this study, a dual pressure- swirl external mixing injector was designed and fabricated. Operational characteristics including discharge coefficient and breakup length were expressed in terms of different injection pressures for internal and external injectors. Utilizing fast shooting, based on the backlighting method, the interaction between of two outlet skirts were investigated and the merge performance map was extracted. The merge performance map results indicated, when the pressure difference of the external injector increases from 0.3 bar to 0.95 bar, the pressure difference of the internal injector for the merge to occur increases. The reason for this increase in this range of external injector injection pressure differences is that, the effect of the internal injector injection pressure for merge in this area is greater than the external injector injection pressure, the external injector skirt is pulled toward the internal injector skirt. For injection pressures difference of more than 0.95 bar in the external injector, because the effect of the external injector injection pressure for merge is greater than the internal injector injection pressure, the internal injector injection pressure difference is reduced for the merge to occur and the internal injector skirt is pulled toward the external injector skirt.هدف از مقاله حاضر ارائه یافتههای تجربی مربوط به شرایط لازم برای ادغام دو دامن سیال خروجی از انژکتور داخلی و خارجی در یک انژکتور هممحور دوگانه فشاری- چرخشی است. در این پژوهش یک انژکتور دوگانه فشاری- چرخشی اختلاط در خارج طراحی و ساخته شده است. مشخصههای عملکردی شامل ضریب تخلیه و طول شکست بر حسب اختلاف فشارهای تزریق مختلف برای انژکتورهای داخلی و خارجی بیان شده است. با استفاده از روش عکسبرداری سریع و روش نوردهی پسزمینه به بررسی تعامل بین دو دامن سیال خروجی از انژکتور پرداخته شده و نقشه عملکرد ادغام دو دامن سیال خروجی از انژکتور استخراج شده است. از نقشه عملکرد نتیجه گرفته میشود، هنگامی که اختلاف فشار تزریق انژکتور خارجی از 3/0 تا 95/0 بار زیاد میشود، اختلاف فشار انژکتور داخلی برای وقوع ادغام نیز افزایش مییابد. علت این افزایش در این محدوده از اختلاف فشار تزریق انژکتور خارجی این است که تأثیر فشار تزریق انژکتور داخلی برای ادغام، بیشتر از تأثیر فشار تزریق انژکتور خارجی است و دامن انژکتور خارجی به سمت دامن انژکتور داخلی کشیده میشود. برای اختلاف فشارهای تزریق بیش از 95/0 بار در انژکتور خارجی، به دلیل اینکه تأثیر فشار تزریق انژکتور خارجی برای ادغام بیشتر از تأثیر فشار تزریق انژکتور داخلی است، اختلاف فشار تزریق انژکتور داخلی برای وقوع ادغام کاهش مییابد و دامن انژکتور داخلی به سمت دامن انژکتور خارجی کشیده میشودhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146833_0fc6d7e1d139a78b9ab41353b4962122.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Experimental Attitude Estimation Using Real-time Magnetometer Calibrated Dataتخمین وضعیت تجربی با استفاده از دادههای بلادرنگ کالیبره شده مغناطیسسنج788714683410.22034/jssta.2022.317822.1040FAزینب طالبیپژوهشکده سامانه های ماهوارهامیر لبیبیانپژوهشکده سامانه های ماهوارهحسین سلیمیپژوهشکده سامانه های ماهوارهJournal Article20211201Magnetometer is one of the main sensors in Attitude Determination and Control Subsystem (ADCS) of Low Earth Orbit (LEO) satellites and since it is operable in all times during an orbital period, it can be utilized in almost all functional modes like detumbling, nadir pointing and orbit transfer. Therefore, the accuracy of magnetometer data and its calibration is essential in the success of the missions. In this paper, regarding to the importance of real-time approaches in practical applications, an Extended Kalman Filter (EKF) is used for magnetometer calibration. Then, in order to study the role of magnetometer calibration in attitude estimation (AE) results, calibrated data is employed in the structure of a Multiplicative Quaternion EKF (MQEKF). Finally, a Hardware in the Loop (HIL) test bed equipped with a three axis Helmholtz coil and a three degree of freedom platform is utilized to measure the performance of developed algorithms experimentally. In the calibration process, magnetometer parameters are estimated and used in the AE filter. The results show that the attitude error gradually decreases and the final accuracy increasesمغناطیسسنج یکی از سنسورهای اصلی در زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت (ADCS) ماهوارههای مدار پایین زمین (LEO) است و با توجه به قابلیت استفاده در تمام زمانهای یک تناوب مداری، در اکثر مودهای عملکردی مانند چرخشزدایی، نشانهروی زمین و انتقال مداری مورد استفاده قرار میگیرد. از اینرو، دقت دادههای مغناطیسسنج و کالیبراسیون آن دارای اهمیتی اساسی در موفقیت ماموریت است. در این مقاله، با توجه به اهمیت استفاده از رویکردهای بلادرنگ در کاربردهای عملی، کالیبراسیون مغناطیسسنج با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافته (EKF) مدنظر قرار گرفته است. در ادامه، به منظور بررسی نقش کالیبراسیون مغناطیسسنج در نتایج تخمین وضعیت، دادههای کالیبره شده در ساختار یک فیلتر کالمن توسعه یافته مبتنی بر کواترنیون ضربی (MQEKF) مورد استفاده قرار میگیرند. در انتها، از یک بستر سختافزار در حلقه (HIL) که مجهز به یک سیمپیچ هلمهولتز و یک میز سه درجه آزادی است بهره گرفته میشود تا عملکرد مجموعه الگوریتمهای توسعه داده شده بهصورت تجربی مورد ارزیابی قرار گیرد. در فرایند کالیبراسیون، مقادیر پارامترهای مغناطیسسنج تخمین زده شده و در فیلتر تخمین وضعیت بهکار گرفته میشوند. نتایج نشان میدهند که خطای وضعیت بهتدریج کم شده و دقت نهایی افزایش مییابدhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146834_010ce66beea4dc26523eb0dccf99663b.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Investigation of the Use of Modified Molybdenum Disulfide Nanostrucutres in the Rheological Behavior of Microparticulate Filled Suspensionsبررسی استفاده از نانوساختارهای مولیبدن دیسولفید اصلاح شده در رفتار رئولوژیکی سوسپانسیون پرشده با میکروذرات889614683510.22034/jssta.2022.319488.1041FAمجید حقگوعضو هیات علمی پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضاییاحمد رمضانی سعادت آبادیاستاد دانشکده مهندسی شیمی و نفت، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانJournal Article20211213Achieving a flawless solid composite propellant requires proper processability of its corresponding filled polymer slurry. In other words, a highly filled suspension with optimal rheological properties makes it possible to transfer to the mold and complete filling in complex geometries. In this dynamic study, the rheological properties of the obtained suspensions have been investigated after adding molybdenum disulfide nanoparticles to the model materials. <br />In order to study the effect of molybdenum disulfide nanosheets on the rheological behavior of the suspensions, polyethylene glycol matrix and glass beads, with particle distribution of 60 to 103 microns were used as a model.<br />Single- layer and multi- layer molybdenum disulfide nanosheets with thickness of 50 to 100 nm was obtained using acid washing, oxidation and heat shock of raw molybdenum disulfide. Then, after preparation of suspensions containing 10- 40 vol% glass beads, the effect of obtained molybdenum disulfide (less than 0.1 vol% of the matrix) on the rheological properties of the mixture was studied. The results of frequency sweep and temperature sweep tests showed that by increasing the percentage of molybdenum disulfide nanosheets by less than 0.1%,The mixed viscosity has a significant decreasing in all microfiller values while maintaining the storage modulus and increasing the loss modulus. Finally, the dynamic shear flow test demonstrated that the dynamic viscosity also decreased significantly after the addition of nanoparticles.فرایندپذیری مطلوب دوغاب پلیمری سوخت جامد کامپوزیت، دستیابی به گرینی بدون نقص را تضمین میکند. به عبارت دیگر، سوسپانسیون بهشدت پر شده با خواص رئولوژیکی بهینه، باعث میشود انتقال به قالب و شکلپذیری کامل آن در هندسههای پیچیده امکانپذیر باشد. در این مطالعه دینامیکی، خواص رئولوژیکی یک سوسپانسیون غلیظ با استفاده از مواد مدل و افزودن نانوذرات به آن، بررسی شده است. به منظور بررسی اثر نانوذره مولیبدن دیسولفاید در رفتار رئولوژیکی سوسپانسیونها، از زمینه پلیاتیلن گلایکول و پرکنندههای دانه شیشهای با توزیع ذرات 60 الی 103 میکرون به عنوان مدل استفاده شد. مولیبدن دیسولفاید خام با استفاده از روشهای اسیدشویی، اکسیداسیون و شوک حرارتی به صورت نانوذره مولیبدن دیسولفاید تک لایه و چند لایه با ضخامت بین 50 تا 100 نانومتر بهدست آمدند. در ادامه، پس از تهیه سوسپانسیونهای 10 الی 40 درصد حجمی حاوی دانههای شیشه، اثر افزودن نانوصفحات مولیبدن دیسولفاید سنتز شده (به میزان کمتر از 0.1 درصد نسبت به فاز زمینه) بر خواص رئولوژیکی مخلوط، بررسی شد. نتایج آزمون جاروب فرکانس و جاروب دما نشان داد که با افزایش درصد نانو صفحات مولیبدن دیسولفاید به میزان کمتر از 0.1 درصد، گرانروی مختلط ضمن حفظ مدول ذخیره و افزایش مدول اتلافی در همه مقادیر میکروفیلر تغییر کاهشی محسوسی دارد. در نهایت آزمون جریان برشی دینامیکی نشان داد که گرانروی دینامیکی نیز پس از اضافه کردن نانوذره افت قابل توجهی داشته استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146835_6e606da0917c81fb614c0c931c1f3da0.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Design and Analysis of Pressure- Swirl Fuel Injector with Full- Cone Spray for Catalytic Thrusterطراحی و تحلیل انژکتور سوختپاش فشاری-پیچشی با اسپری توپر برای رانشگر کاتالیستی9711114683610.22034/jssta.2022.323058.1044FAحدیثه کریماییاستادیار، گروه علوم فضایی، پژوهشگاه هوافضاJournal Article20220104The monopropellant thrusters of the situation control system are a requirement for the development and application of satellites and space capsules in space, which are high-tech and expensive. In this paper, the design and simulation of a pressure- swirl injector with full-cone spray as a fuel injector of a monopropellant thruster are presented. For this injector, internal flow simulation was performed in order to predict its output flow characteristics including spray cone angle, output velocity distribution, mass flow rate, spray pattern, etc. For this purpose, VOF fluid volume method is used and the flow turbulence is simulated using the k-eps model. This type of injector is actually a combination of straight flow injector and swirl flow injector. Jet straight flow in the center of the injector and swirl flow along the injector wall are flowed. Both flow regimes are combined in the swirl chamber and the spray is formed as a full-cone. If the ratio of the outlets is selected correctly, the radial and environmental distribution of the liquid jet will be uniform. This injector is preferred to the capillary type (straight flow) and the swirl type. The pressure-swirl injector spray angle is larger than the capillary type, which improves the coverage of the catalyst bed, at the same time, spray angle is not as large as the swirl injector, which enlarges the radial dimensions of the decomposition chamber. Based on the results, it was ensured that the injector provides the desired mass flow rate (about 5.8 gr/s) at a certain design pressure difference (3 bar) and determines a suitable spray pattern. It also provides the desired spray angle (about 35).رانشگرهای تکمولفهای سیستم کنترل وضعیت، یک نیاز برای توسعه و کاربردیسازی ماهوارهها و کپسولهای فضایی هستند که از فناوری بالا و گرانقیمتی نیز برخوردارند. در این مقاله، طراحی و محاسبات یک انژکتور فشاری- پیچشی با اسپری مخروطی توپر به عنوان انژکتور سوخت یک رانشگر تکمولفهای کمپیشران، ارائه شده است. برای این انژکتور، شبیهسازی جریان داخلی به منظور پیشبینی مشخصههای جریان خروجی آن شامل زاویه مخروط پاشش، توزیع سرعت خروجی، دبی جرمی، الگوی پاشش و غیره انجام گرفته است. بدین منظور، از روش حجم سیال VOF استفاده شده و آشفتگی جریان نیز با استفاده از مدل k- شبیهسازی شده است. این نوع انژکتور، در واقع ترکیبی از انژکتور جریان مستقیم و انژکتور گریز از مرکز است. جریان مستقیم در مرکز انژکتور و جریان پیچشی در کنار دیواره انژکتور جریان دارد. اگر نسبت دهانههای خروجی به درستی انتخاب شود، توزیع شعاعی و محیطی جت مایع یکنواخت میشود. این انژکتور برای سامانههای کمپیشران نسبت به نوع کاپیلاری (جریان مستقیم) و جریان پیچشی ارجحیت دارد. زیرا هم چتر پاشش مخروطی توپر و بزرگتری نسبت به نوع جریان مستقیم دارد که پوششدهی کاتالیست را بهتر میکند، در عین حال چتر پاششی که ایجاد میکند به بزرگی انژکتور جریان پیچشی نیست که ابعاد شعاعی محفظه را بزرگ کند. با بررسی نتایج، این اطمینان حاصل شد که انژکتور طراحی شده، دبی جرمی مورد نظر (حدود 8/5 گرم بر ثانیه) را در اختلاف فشار معین طراحی (3 بار نسبی) تامین میکند و الگوی پاشش مناسبی رقم میزند. همچنین زاویه پاشش مورد نظر (حدود 35 درجه) نیز توسط آن تامین میشودhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146836_d13bb756b4a93d9bc55063177ade5d3b.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Potential Failure Modes and Effects Analysis in the Reaction Wheel Actuator and Operational Elimination of their Effectsتجزیه و تحلیل حالات خرابی بالقوه در عملگر چرخ عکس العملی کنترل وضعیت ماهواره و رفع عملیاتی اثرات ناشی از آنها11212514683910.22034/jssta.2022.323452.1046FAمرتضی فرهیدهیات علمی/پژوهشکده رانشگرهای فضایی0000-0003-4827-9410حسین بهشتیسرپرست گروه عملگر/پژوهشکده رانشگرهای فضاییمسعود عباسپورپژوهشکده رانشگرهای فضایی، تبریزمحمد اصلانی منشدانشگاه صنعتی شریفJournal Article20220112In this paper, the results of the process of analyzing potential failure situations on the operational product of the reaction wheel condition control operator are discussed and the effects of the identified failure situations are eliminated or reduced. The technique of analyzing failure modes and their effects is the first technique in meeting the requirements of reliability in design. In this regard, the block diagram of the functional flow of the reaction wheel is presented for the first time and the dependence of the functions is presented statically in the form of a matrix. To achieve this goal, the different parts of this operation are identified and their failure modes and the cause of failures of each part are determined. Also, the effects of failure of different levels will be determined locally, at the equipment level, at the subsystem level and at the system level. In addition, the way to diagnose failure and deal with the effect of failure is presented and related analysis is performed, which is a quantitative analysis and will determine the parameters of severity of error effect, probability number and criticality number, calculation and critical items. Then, based on the identified critical sections, a list of critical items is also extracted. The information extracted from the analysis of failure modes and their effects, while helping to improve the reliability of the design of the reaction wheel operator, will provide the designer with important data for fault and error management during the test and mission stagesدر این مقاله، به نتایج فرایند تحلیل حالات خرابی بالقوه بر روی محصول عملیاتی عملگر کنترل وضعیت چرخ عکسالعملی پرداخته شده و نسبت به رفع یا کاهش اثرات حالات خرابی شناسایی شده اقدام میشود. تکنیک تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آنها، به عنوان اولین تکنیک در اجابت الزامات قابلیت اطمینان در طراحی است. در این راستا، بلوک دیاگرام جریان کارکردی چرخ عکس-العملی برای اولین بار ارائه و وابستگی کارکردها بهصورت استاتیکی در قالب ماتریسی نمایش داده شده است و برای تعیین چگونگی تشخیص عیب احتمالی و همچنین رفع آن در صورت رخداد، تحلیلهای اثر خرابی صورت میپذیرد. برای رسیدن به این هدف، بخشهای مختلف این عملگر مشخص شده و حالات خرابی آنها و علت خرابیهای هر بخش و همچنین اثرات خرابی سطوح مختلف به صورت محلی، در سطح تجهیز، در سطح زیرسیستم و در سطح سیستم مشخص میشود. علاوه بر این، راه تشخیص خرابی و مقابله با اثر خرابی نیز ارائه و تحلیل مرتبط انجام میشود که به صورت یک تحلیل کمی بوده و پارامترهای شدت اثر خطا، عدد احتمال و عدد بحرانیبودن، محاسبه و آیتمهای بحرانی تعیین میشود. در ادامه، بر اساس بخشهای بحرانی شناسایی شده، فهرست اقلام بحرانی نیز استخراج میشود. اطلاعات استخراج شده از تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آنها ضمن کمک به بهبود قابلیت اطمینان طراحی عملگر چرخ عکسالعملی، دادههای مهمی را برای مدیریت خرابی و خطا در مراحل تست و ماموریت در اختیار طراح قرار میدهدhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146839_c0fe1e1602777e5a747b3dfc9179435b.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Experimental Investigation of the Performance of a Monopropellant Hydrazine Thruster in Atmospheric Conditionsبررسی تجربی عملکرد یک تراستر تکپیشرانه هیدرازینی در شرایط اتمسفریک12613714684010.22034/jssta.2022.325135.1047FAمحمدعلی امیری فرپژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی ایرانعلیرضا رجبیپژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی ایراننورالدین قدیری معصومپژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی ایرانزهرا امیرسرداریپژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی ایرانمجید کامرانی فرپژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی ایرانJournal Article20220117In this research, the performance of a monopropellant hydrazine thruster in atmospheric conditions has been investigated experimentally. For this purpose, after designing and constructing the thruster according to the functional requirements of the thruster, a test was designed and after that, the desired thruster was tested in atmospheric conditions. The test results show that the tested thruster can generate 2000 pulses with a width of 0.5 seconds and a periodicity of one second with reproducibility. It was shown that the life of this thruster is more than 2000 pulses and the thruster was able to produce very small beats of 3 mNS in reproducibility. Also, comparing the results of the current thruster sample with the experimental results of other thrusters showed how by selecting the appropriate dimensions for the injector, catalyst chamber and nozzle, the characteristics of pressure rise time, minimum impulse, pulse centroid and pressure drop time in the Thruster can be well controlled. Reducing the injector diameter (by keeping the flow rate constant by increasing the injection pressure) reduces the impulse (within a constant pulse width) and increases the pressure rise time. Reducing the dimensions of the catalyst chamber also reduces the increase and decrease time of the pressure, resulting in a smaller pulse centroidدر این پژوهش عملکرد یک تراستر تکپیشرانه هیدرازینی در شرایط اتمسفریک به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور، پس از طراحی و ساخت تراستر با توجه به الزامات عملکردی تراستر، آزمونی طراحی شد و پس از آن، تراستر مورد نظر در شرایط اتمسفریک مورد آزمایش قرار گرفت. نتایج آزمون نشان میدهد که تراستر آزمایش شده میتواند 2000 پالس با عرض 5/0 ثانیه و دوره تناوب یک ثانیه را به صورت تکرارپذیری تولید کند. همچنین نتایج نشان داد که عمر این تراستر بیش از 2000 پالس است و تراستر توانسته است ضربههایی بسیار کوچک به اندازه 3 میلینیوتنثانیه را به صورت تکرارپذیری تولید کند. مقایسه نتایج نمونه تراستر فعلی با نتایج تجربی تراسترهای دیگر نیز نشان داد که چگونه با انتخاب ابعاد مناسب برای انژکتور، محفظه کاتالیست و نازل میتوان مشخصات زمان افزایش فشار، کمترین ضربه، مرکز پالس و زمان افت فشار در تراستر را به خوبی کنترل کرد. کاهش قطر انژکتور (با ثابت نگاهداشتن دبی پایا با افزایش فشار تزریق)، سبب کاهش ضربه تولیدی (در عرض پالس ثابت) و افزایش زمان رشد فشار میشود. کوچک کردن ابعاد محفظه کاتالیست نیز سبب کاهش زمان افزایش و افت فشار و در نتیجه کوچک شدن مرکز پالس میشودhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146840_58897bd1aa8026be5f801e8064535010.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Investigating Orbital Configurations for a LEO Satellite Telephony Constellation over the Territory of Iranبررسی پیکربندیهای مداری برای یک منظومه تلفن ماهوارهای نزدیک زمین در محدوده سرزمینی ایران13814614695110.22034/jssta.2022.310259.1035FAمحمد حاجی جعفریدانشگاه بینالمللی امام خمینی ره - مرکز آموزش عالی فنی و مهندسی بوئینزهرا0000-0002-8954-3866سحر امینآبادیدانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20211013In this paper, we investigate the orbital characteristics of a constellation consisting of 24 LEO satellites. All the configurations are based on the Walker Delta model, which include single- regulated (one constellation) and double- regulated (intertwined two constellations) models. For the sake of comparability, it is assumed that the orbital period of all satellites is 127 minutes and regarding the maximum altitude of 2000 km, the three eccentricities of zero (circle), 0.19 (with an apogee of 2000 km) and 0.097 (=0.19/2) with the longest presence time on the mission area, are considered. In order to limit the search space, the inclination of all orbits is assumed 40 degrees and three values of 320, 340 and 360 degrees are considered for the argument of perigee in elliptical orbits. Examining the various scenarios, it can be seen that, Assuming the need for at least two observable satellites, basically, it can be found that for the argument of perigee of 320 degrees provides the best coverage beside the least standard deviation. As expected, the higher eccentric orbits perform better regardless of changes in signal strength. on the other hand, Double-regulated configurations can be associated with a larger number of satellites in view, which generally is accompanied by higher standard deviations. In General, a configuration may be chosen according to mission requirements and no one should be regarded as the absolute optimum.در این مقاله تلاش شده ویژگیهای مداری یک منظومه متشکل از 24 ماهواره نزدیک زمین بررسی شود. در این بین، منظومههایی مبتنی بر طرح دلتای واکر درنظر گرفته شده که شامل مدلهای تکمنتظم (یک منظومه) و دومنتظم (دو منظومه تودرتو) میشوند. بهمنظور مقایسهپذیری فرض شده که دوره مداری تمامی ماهوارهها 127 دقیقه بوده و با توجه به ارتفاع بیشینه 2000 کیلومتری، سه مقدار خروج از مرکز صفر (دایره)، 0.19 (با اوج 2000 کیلومتری) و 0.097 (2÷0.19=) با بیشترین زمان حضور روی منطقه مأموریت لحاظ شده است. بهمنظور محدود کردن فضای جستجو، میل تمامی مدارها 40 درجه فرض شده و سه مقدار 320، 340 و 360 درجه برای آرگومان حضیض در مدارهای بیضوی لحاظ شده است. با بررسی سناریوهای مختلف دیده میشود که با فرض ضرورت وجود دستکم دو ماهواره در دید، اصولاً زاویه آرگومان حضیض 320 درجه بهترین پوشش در ازای کمترین انحرافمعیار ارائه میکند. مدارهای با خروج از مرکز بالاتر با صرفنظر از تغییرات در قدرت سیگنال، عملکرد بهتری دارند. این در حالی است که پیکربندیهای دومنتظم میتوانند با تعداد ماهواره در دید بیشتری همراه باشند که البته اصولا با انحرافمعیار بیشتری همراه است. در کل، انتخاب از میان طرحهای مختلف تنها با توجه به نیازمندیهای ماموریتی امکانپذیر است و صرفا یک طرح را نمیتوان نسبت به دیگران برتر دانستhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146951_1ff9a2484c33c775a4bfd6d5068e8c7b.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Time-optimal Control of Spacecraft Rotational and Translational Dynamics in Orbital Rendezvous Maneuverکنترل زمان بهینه وضعیت و موقعیت یک فضاپیما در مانور مجاورت مداری14716614695210.22034/jssta.2022.315191.1038FAسید محمد موسویدانشده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرسید مجید اسماعیلیفرهیات علمی دانشگاه صنعتی امیرکبیرمحمد چینی فروشانپژوهشگر / پژوهشگاه فضایی ایران0000-0002-2554-0105Journal Article20211116In this research, the time-optimal 6 degrees of freedom (6DOF) orbital rendezvous maneuver problem for an inertially asymmetric rigid spacecraft with independent attitude and position control actuators has been investigated. It is also assumed that the spacecraft is equipped with the thruster actuators and the control forces and torques are generated along the three principal axes of the spacecraft. In order to obtain the time-optimal 6DOF maneuver state and control trajectories, at first, the relative translational and rotational dynamics of the spacecraft are described. Then, the Gauss pseudospectral method is used to solve the time-optimal control problem in the presence of constraints on control forces and torques. Also, the costates are estimated to first-order optimality proof of the obtained solutions. The Numerical simulation results show that for the assumed time-optimal 6DOF maneuver problem, the control structure for all of the control forces and torques is ‘bang-bang’. Eventually, the optimality of the obtained solutions is verified by checking the fulfillment of Pontrygain’s minimum principleدر این پژوهش مسئله مانور مجاورت مداری شش درجه آزادی زمان بهینه برای یک فضاپیمای صلب، نامتقارن و با عملگرهای کنترلی مجزا برای کنترل وضعیت و موقعیت مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین فرض شده است که فضاپیما به عملگرهای تراستری مجهز است و نیروها و گشتاورهای کنترلی در جهت و حول سه محور ممان اینرسی اصلی فضاپیما ایجاد میشوند. برای بهدست آوردن مسیرهای حالت و ورودی کنترلی مانور شش درجه آزادی زمان بهینه، در ابتدا دینامیکهای انتقالی و دورانی نسبی فضاپیما توصیف شدهاند. سپس، برای حل مسئله کنترل بهینه کمترین زمان با در نظرگرفتن قیود بر روی نیروها و گشتاورهای کنترلی، از روش شبه طیفی گاوس استفاده شده است. همچنین، به منظور اثبات بهینگی مرتبه اول حل بهدست آمده، تخمین کمک حالت انجام شده است. نتایج شبیهسازی عددی نشان میدهد که برای مسئله مانور شش درجه آزادی، زمان بهینه مورد نظر، ساختار کنترلی برای تمام نیروها و گشتاورهای کنترلی بنگ- بنگ است. در نهایت نیز با استفاده از اصل کمینه پونتریاگین ، بهینگی مرتبه اول حل بهدست آمده اثبات شده استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146952_4001fae556e11265709e8d78ebbece42.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45571220220220Experimental Study of Pre-evacuation Effect on Second throat Diffuser Starting Processبررسی تجربی تاثیر پیشخلاءسازی در فرآیند راهاندازی دیفیوزر گلوگاه ثانویه16717914684110.22034/jssta.2022.326454.1049FAنعمت اله فولادیپژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی0000-0003-2737-0741سینا افخمیدانشگاه فردوسی مشهدمحمود پسندیده فرددانشگاه فردوسی مشهدJournal Article20220126In the present study, the effect of pre- evacuation on starting process of a second throat exhaust diffuser has been investigated experimentally by examining a thrust optimized parabolic nozzle. An experimental setup called high- altitude test facility has been used with compressed air as operating fluid. According to the importance of area ratio parameter (Ad/Ast) of a second throat diffuser, the effect of this parameter variation has been examined on the start- up performance of the nozzle and diffuser. In each of the diffuser geometries, in order to evaluate the instantaneous performances, the pressure in the nozzle chamber has charged instantly in two modes; with and without pre- evacuation. Then, the vacuum chamber pressure and static pressure distribution along the diffuser were measured by a data acquisition system. The results show that pre- evacuation in the test chamber reduces the start- up time of the diffuser by 50 to 60%. In addition, pre- evacuating the test chamber eliminates the destructive transition phenomenon from the flow separation pattern during start- up of the nozzle and diffuser. Also, It has been observed that with the narrowing of the diffuser’s second throat duct, the minimum starting pressure of the diffuser increases and eventually flow chocks at the second throat in a certain area ratio.در تحقیق حاضر، تاثیر پیش خلاءسازی در فرآیند راهاندازی دیفیوزر گلوگاه ثانویه در تست تجربی یک نازل نوع سهموی تراست بهینه بررسی شده است. در این بررسی از یک بستر آزمایشگاهی موسوم به تجهیزات تست ارتفاع بالا در مقیاس کوچک با سیال عامل هوای فشرده استفاده شده است. با توجه به اهمیت پارامتر بی بعد نسبت سطح مقطع ورودی دیفیوزر به سطح مقطع گلوگاه ثانویه آن، تاثیر تغییرات این پارامتر در فرآیند راه اندازی نازل و دیفیوزر مورد بررسی قرار گرفته است. در هریک از هندسههای ثابت دیفیوزر، به منظور بررسی عملکرد لحظهای، فشارگذاری در محفظه نازل به صورت آنی در دو حالت همراه و بدون پیشخلاءسازی سیستم انجام گرفته و فشار محفظه خلاء و توزیع فشار استاتیکی در طول دیفیوزر اندازهگیری شده است. نتایج نشان میدهد که اعمال پیشخلاءسازی در محفظه تست باعث کاهش 50 تا 60 درصدی زمان راهاندازی دیفیوزر میگردد. علاوه بر آن، پیشخلاءسازی محفظه تست باعث حذف پدیده مخرب گذار از الگوی جدایش جریان در زمان راهاندازی نازل و دیفیوزر میشود. همچنین مشاهده شده است که با تنگتر شدن مجرای گلوگاه ثانویه دیفیوزر، کمینه فشار راهاندازی دیفیوزر افزایش یافته و در نهایت در نسبت سطح مشخصی جریان در گلوگاه ثانویه به حالت خفگی میرسدhttps://journal.isrc.ac.ir/article_146841_287c079c8df49ed8a5d99266cd04692b.pdf