پژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Multidisciplinary Design Sensitivity Analysis of a Spacecraft Monopropellant Propulsion system by Latin Hypercube Sampling (LHS)آنالیز حساسیت طراحی چندموضوعی یک سامانه رانشگر تکپیشرانه مایع فضایی به روش نمونهبرداری ابر مکعب لاتین LHS12115912710.22034/jssta.2022.323217.1045FAمحمد حسین منصوری موغاریپژوهشگاه هوافضا و دانشگاه صنعتی امیرکبیرحسن ناصحاستادیار پژوهشگاه هوافضا- وزارت علوم، تحقیقات و فناوری0000-0002-7896-0189سحر نوریدانشگاه صنعتی امیرکبیرJournal Article20220105Accurate solving of complex systems such as spacecraft is very costly and time consuming. By building a surrogate model, the solution time and the cost can be reduced. The closer the surrogate model is to the actual model, the more accurate the solution and the lower the error rate. High-precision successor models are called metamodels. The basis of producing a high-precision meta-model is to perform high-precision sensitivity analysis with a suitable method. Sensitivity analysis can show the effect of input variables on output variables and produce a surrogate model by eliminating ineffective input variables. Therefore, sensitivity analysis is highly valuable in solving complex systems. The purpose of this article is to analyze the sensitivity of the multidisciplinary design of a monopropellant liquid propulsion system by the Latin Hypercube Sampling method. In this article, the topics related to the liquid monopropellant propulsion system are divided into six parts: High pressure gas tank, liquid fuel tank, injector, decomposition chamber, catalytic bed and nozzle. By determining the input and output variables of each subject, the results of sensitivity analysis are displayed in two ways: the sensitivity of the input variables to the output and the two-by-two correlation of the parameters with each other. In the results, as can be seen, the specific impulse input variable, in the high-pressure gas tank and the liquid fuel tank, has no effect on the output variables. In the injector, the number of grooves, groove angles and fuel tank pressure do not have a significant effect on the output variables. In the decomposition chamber sensitivity analysis diagram, the radius of the granule and for the catalyst bed, in addition to the radius of the granule, the percentage of ammonia decomposition are also ineffective. Finally, the sensitivity analysis for the nozzle shows that the ratio of specific heat has no effect on the output variablesحل دقیق سامانههای پیچیدهای مانند رانشگرهای فضایی، بسیار پرهزینه و زمانبر است. با ساخت مدل جانشین، میتوان از مدت زمان حل کاسته و هزینه را کاهش داد. هر چقدر مدل جانشین به مدل واقعی نزدیکتر باشد، حل دقیقتر و درصد خطا کاهش مییابد. مدلهای جانشین با دقت بالا را فرامدل مینامند. مبنای تولید یک فرامدل با دقت بالا، انجام آنالیز حساسیت با دقت بالا و با یک روش مناسب است. آنالیز حساسیت میتواند میزان اثرگذاری متغیرهای ورودی بر متغیرهای خروجی را نمایش داده و با حذف متغیرهای ورودی کم اثر یک مدل جانشین تولید نماید. از اینرو، انجام آنالیز حساسیت در حل سامانههای پیچیده ارزش بالایی دارد. هدف از این مقاله، آنالیز حساسیت طراحی چندموضوعی یک سامانه رانشگر تکپیشرانه مایع به روش نمونهبرداری ابرمکعب لاتین است. در این مقاله موضوعات مرتبط با سامانه رانشگر تکپیشرانه مایع به شش قسمت تقسیمبندی شده است: مخزن گاز پرفشار، مخزن سوخت مایع، انژکتور، محفظه تجزیه، بسترکاتالیستی و نازل. با تعیین متغیرهای ورودی و خروجی هر یک از موضوعات، نتایج آنالیز حساسیت به دو صورت میزان حساسیت متغیرهای ورودی بر خروجی و همبستگی دو به دو پارامترها با یکدیگر به نمایش گذاشته شده است. در نتایج، همانطور که مشاهده میشود، متغیر ورودی ضربهویژه، در مخزن گاز پرفشار و مخزن سوخت مایع، تاثیری بر روی متغیرهای خروجی نمیگذارد. در انژکتور، تعداد شیارها، زوایای شیار و فشار مخزن سوخت تاثیر بهسزایی بر متغیرهای خروجی ندارند. در نمودار آنالیز حساسیت محفظه تجزیه، شعاع گرانول کاتالیست و برای بستر کاتالیستی، علاوه بر شعاع گرانول، درصد تجزیه آمونیاک نیز بیاثر است. در نهایت، آنالیز حساسیت برای نازل نشان میدهد که نسبت گرمای ویژه، اثری بر روی متغیرهای خروجی نداردhttps://journal.isrc.ac.ir/article_159127_5d8b6f13658a6c1afcc499f12e53ff7b.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Analysis and Simulation of Space Environment Static Charge Effects on Satellite Surfaces and Multi-Layer Insulationشبیهسازی بار ساکن محیط فضا و تحلیل اثر آن بر سطوح ماهواره و عایقهای حرارتی چند لایه223615872310.22034/jssta.2022.324198.1086FAمهرنوش فراهانیدانشگاه صنعتی امیرکبیر، دانشکده برقوفا صدقیدانشگاه صنعتی امیرکبیر، موسسه تحقیقات و فناوری فضاییسیدمصطفی صفوی همامیدانشگاه صنعتی امیرکبیر/ دانشکده برقحمید مسفروشپژوهشکده مواد و انرژیJournal Article20220413The ions in the space environment cause the surface and internal charging phenomenon in satellites. The accumulated potential during the charging phenomenon can cause electrostatic discharge and expose the satellite telecommunication components such as antennas and electronic circuits to serious risk. The purpose of this paper is to investigate the possibility of electrostatic discharge on satellite surfaces in low earth orbit (LEO) environment and to reduce this possibility in order to reduce the risk of damage to satellite surfaces and telecommunication components. Therefore, First, the surface charging phenomenon was simulated in an aluminum satellite in low earth orbit and then in polar aurora by SPIS software and the possibility of damage to the antennas was investigated. Then, multi-layer thermal insulation was applied to the system and its effects on the charging phenomenon were investigated. Research has shown that adding MLI layers will increase the risk of electrostatic discharge. Therefore, in the next steps, the effect of the grounding system in reducing the risk was investigated. By connecting the layers to the ground in a proper way, the possibility of discharge between the layers and the body and between the layers with each other is minimized, which led to the achievement of an optimal system in terms of electrostatic aspectsیونهای موجود در محیط فضا سبب ایجاد پدیده شارژ سطحی و داخلی در ماهوارهها میشود. پتانسیل تجمع یافته طی پدیده شارژ میتواند موجب بروز تخلیه الکترواستاتیک شده و اجزای مخابراتی ماهواره مانند آنتنها و مدارهای الکترونیکی را در معرض خطر جدی قرار دهد. هدف از این مقاله، بررسی احتمال وقوع تخلیه الکترواستاتیک در سطوح ماهواره در محیط مدار با ارتفاع کم (LEO) و اقدام برای کاهش این احتمال و در نتیجه کاهش خطر آسیب به سطوح و اجزای مخابراتی ماهواره است. برای این منظور، ابتدا پدیده شارژ سطحی در ماهواره آلومینیومی در محیط مدار با ارتفاع کم و سپس در حالت شفق قطبی توسط نرمافزار SPIS شبیه-سازی و احتمال آسیب به آنتنها بررسی شدسپس، با اضافه نمودن عایقهای حرارتی چند لایه به سیستم، اثر آن در وقوع شارژ بررسی شد. تحقیقات نشان داده است که اضافه کردن لایههای عایق خطر وقوع تخلیه الکترواستاتیک را افزایش خواهد داد. بنابراین، در مراحل بعد، اثر سیستم اتصال به زمین در کاهش خطر بررسی شد. با اتصال لایهها به زمین به روش مناسب، احتمال وقوع تخلیه بین لایهها و بدنه و میان لایهها با یکدیگر به حداقل رسیده و موجب دست یافتن به سیستم بهینهای از جنبه های الکترواستاتیکی شدhttps://journal.isrc.ac.ir/article_158723_c2d30fe4f306913ce6e0d498005d5b07.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Simulation of Hollow Cathode in the Hall Thruster by Particle in Cell (PIC) Methodشبیهسازی کاتد توخالی در رانشگر اثر هال به روش ذره در سلول (PIC)374716224310.22034/jssta.2022.365419.1093FAمعصومه کیانتاژپژوهشکده رانشگرهای فضایی0000-0003-1528-2381مرتضی فرهیدپژوهشکده رانشگرهای فضاییمحمدمهدی شفیعپژوهشکده رانشگرهای فضایی- ریس بخش عملگرهای الکترومکانیکال0000-0003-4938-5573محمدرضا مراددانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفJournal Article20221015The this article the characteristics of the hollow cathode plasma particles in the spt-100 hall effect thruster have been investigated by two-dimensional particle-in-cell simulation. One of the main and important components of the hall thruster is hollow cathode which plays two important tasks: one part of the electrons that come from the cathode used for anode propellant ionization, and the other part plays an important role of neutralizing the ion beam coming out of the thruster. Therefore, the study of the hollow cathode characteristic is importance. Krypton is used as fuel in this system. Potential changes, density of electrons, ions and temperature of particles have been studied throughout the simulation area. The results show that corresponding to the electrons, the ion density also decreases from the maximum value in the cathode ionization region exponentially through outer chamber. Also, analyzing normalized radius regard to electron density shows that the cathode effective area in which the radius electron temperature reaches maximum value is located about 1.5mm from the center line of the hallow cathodeدر این مقاله، با استفاده از شبیهسازی دو بعدی ذره در سلول (PIC)، مشخصات ذرات پلاسمای کاتد توخالی رانشگر اثر هال SPT-100، مورد بررسی قرار گرفته است. یکی از اجزای اصلی و مهم رانشگر اثر هال، کاتد توخالی است که دو وظیفه مهم برعهده دارد: بخشی از الکترونهایی که از سمت کاتد میآیند باعث یونیزاسیون ماده پیشران در آند میشوند و بخشی دیگر نقش مهم خنثی کردن باریکه یونی خارج شده از رانشگر را برعهده دارند. از اینرو، مطالعه کاتد توخالی از اهمیت ویژهای برخوردار است. سوخت مورد استفاده در این سیستم، کریپتون است. تغییرات پتانسیل، چگالی الکترونها، یونها و دمای ذرات در سراسر ناحیه شبیهسازی بررسی شده است. نتایج نشان میدهد، متناظر با الکترونها، چگالی یون نیز از مقدار بیشینه در ناحیه یونش کاتد به شکل نمایی در طول محفظه کاهش پیدا میکند. همچنین، بررسی شعاع نرمالیزه، بر حسب چگالی الکترونها نیز بیانگر آن است که ناحیه موثر کاتد یا شعاعی که دمای الکترونها به میزان بیشینه خود میرسد، در حدود 5/1 میلیمتری خط مرکز کاتد توخالی قرار داردhttps://journal.isrc.ac.ir/article_162243_9a1831ebdd541516893e3dc3e9aebbca.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Design of a Low Earth Orbit Constellation for Regional Navigation Missionطراحی منظومه مدار پایین با ماموریت ناوبری در پوشش منطقهای485916285710.22034/jssta.2022.332468.1084FAسجاد غضنفری نیاکارشناس پژوهشی پژوهشکده سامانه های ماهواره،احسان موسیوندپژوهشکده سامانه های ماهوارهمسعود خوشسیماپژوهشکده سامانه های ماهوارهیاسر صفارعضو هیأت علمی پژوهشکده سامانه های ماهوارهJournal Article20220304This research is going to present design of a LEO Constellation for Navigation service with minimum number of Satellites. The goal is to achieve Dilution Of Precision (DOP) less than 6. This Requirement is going to be achieved using predefined launch vehicles limitation on orbit which is 500 km in circular orbit altitude and 55 degrees for orbit inclination. Design has been done based on Analyses resulting in Optimization for least number of Satellites in this orbit, to satisfy all requirements for Navigation Performance and in conformance with the constraints related to launch and orbit. Multiple analyses have been done resulted in Constellation with 324 satellites, formed in 18 Orbits with 18 Satellites in each. This design shows the performance of 4.7 in DOP for a User located in Tehran, however, the distribution of DOP over the target area shows that the requirement has been passed through the whole regionپژوهش پیشرو با هدف استخراج روند طراحی منظومه ناوبری واقع در مدار LEO، با اهداف منطقهی خاورمیانه و به طور ویژه پوشش دقیق ایران با حداقل تعداد ماهواره و بهمنظور دستیابی به پارامتر تعدیل دقت (Dilution Of Precision(DOP)) کمتر از 6 انجام شده است. با توجه به این هدف، طراحی منظومه برای مدار پایین و در مدار مقید به پرتابگر داخلی انجام گرفته است. طراحی به کمک تحلیلهای منجر به بهینهسازی و با رویکرد دستیابی به کمترین تعداد ماهواره برای دستیابی به هدف مدنظر و تطابق بر قیود تعریف شده انجام میشود. بر اساس تحلیلهای صورت گرفته در نرمافزار STK و MATLAB، تعداد 324 ماهواره در 18 صفحه مداری که هر صفحه دارای 18 ماهواره است، بهعنوان طراحی نهایی درنظر گرفته شد. این منظومه ماهوارهای دارای مقدار 4.7 به عنوان حداکثر مقدار DOP، برای کاربری واقع در ایستگاه تهران خواهد بود، هرچند توزیع حداکثر مقدار پارامتر عملکردی مدنظر، در سرتاسر ناحیهی پوشش حاکی از دستیابی به هدف مطلوب در طراحی استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_162857_d57d54d2c4388efb09d6dfd0be133c2b.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Experimental and Numerical Analysis of the Effect of Filament Curvature Pattern on the Internal Hydrostatic Threshold of GFRP Composite Cylinder Made by Filament Winding Processتحلیل تجربی و عددی اثر الگوهای پیچش الیاف بر آستانه تحمل فشار هیدرواستاتیک داخلی در قطعه کامپوزیتی شیشه- اپوکسی ساخته شده به روش رشته پیچی607716224210.22034/jssta.2022.364725.1095FAعلیرضا زارع زادهدانش آموخته کارشناسی ارشد، مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران.محمدحسین علاییاستادیار، مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران.محسن حیدری بنیدانشجوی دکتری، مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران.علی داوردانشیار، مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران.جعفر اسکندری جماستاد، مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران.Journal Article20221021The filament winding process is one of the most important and widely used processes in the manufacture of composite structures in order to achieve high strength and rigidity. In this process, there are important parameters such as fiber tension, how the fibers are twisted, the effect of layering, twisting angle, fiber twisting pattern of fibers, type of material suitable for twisting, etc. , which can play a significant role in this the strength of the processstructure. In this regard, the twisting pattern has been less studied by researchers less than other parameters. In this research, the effect of fiber twisting pattern on the hydrostatic pressure threshold of epoxy glass cylinder has been investigated. For this purpose, first, glass/epoxy cylinders with 4 four different twisting patterns were made with ± 54 arrangement and subjected to hydrostatic test with internal pressures of 5-50 bar, where the amount of radial displacement in the middle of the cylinder was measured experimentally. In the following, the amount of radial displacement of cylinders due to the internal pressure was is also modeled using numerical analysis (Abaqus) and compared with experimental results. In order to validate the experimental and numerical results, theoretical model was used and the results were compared. All of the results obtained were in acceptable limits and showed that the twist pattern having with finer texture has a higher compressive strength. Also, the simulation results showed a good agreement with the experimental resultsفرایند رشتهپیچی، یکی از مهمترین و پرکاربردترین فرآیندهای فرایندهای ساخت سازههای کامپوزیتی برای دستیابی به مقاومت و استحکام بالا است. در این فرآیند فرایندرشتهپیچی، پارامترهای مهمی همچون کشش الیاف، نحوه پیچیدن الیاف، اثر لایهچینی، زاویه پیچش، الگوی پیچش الیاف، نوع مواد مناسب پیچش و غیره وجود دارد که میتوانند نقش بسزایی در استحکام سازه، نقش بهسزایی داشته باشند. در این راستا، الگوی پیچش، کمتر از دیگر پارامترها، مورد بررسی محققین محققان قرار داشته گرفته است. بر این اساس، در این تحقیق، تأثیر الگوی پیچش الیاف بر آستانه تحمل فشار هیدرواستاتیک استوانه شیشه اپوکسی، مورد بررسی قرار گرفتهشده است. برای این منظور، ابتدا با چهار الگوی مختلف پیچش، لولههایی به روش رشتهپیچی با استفاده از الیاف شیشه و رززرین اپوکسی با چیدمان 54± ساخته و تحت آزمون هیدرواستاتیک با فشارهای داخلی 5 تا 50 بار قرار گرفته شد و میزان جابهجایی شعاعی در وسط قطعه به روش تجربی اندازهگیری شده است. در ادامه، میزان جابهجایی شعاعی لولهها، ناشی از فشار داخلی لولهها، با استفاده از تحلیل عددی نیز مدل شده و با نتایج تجربی مقایسه شده است. همچنین، برای صحهگذاری بر نتایج تجربی و عددی، از روابط تحلیلی نیز استفاده شده و نتایج آن با تحلیلهای تجربی و عددی مورد مقایسه قرار گرفته است. تمامی نتایج در یک بازه قابل قبول قرار گرفته و نشان داد که الگوی پیچش با بافت ریزتر، استحکام فشاری بالاتری دارد. همچنین، نتایج شبیهسازی، تطابق خوبی با نتایج تجربی نشان دادداشته استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_162242_7d7b94b17e5f7ad0cacc0b37e9e7edb7.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Numerical Evaluation of a Test Bed of an Orbital Transmission Engine in an Initial Vacuum Conditionارزیابی عددی بستر آزمون یک موتور انتقال مداری در شرایط اولیه خلاء789116370610.22034/jssta.2022.365155.1092FAنعمت اله فولادیپژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی0000-0003-2737-0741علیرضا محمدیپژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضاییJournal Article20221010The purpose of this research is to evaluate a ground test bed of an orbital transmission engine with pre-evacuation of the engine's internal space. In the usual tests on the ground, the initial pressure of the engine is atmospheric pressure. While during the orbital mission, the internal space of the engine may be in the vacuum pressure. Therefore, to ensure the proper performance of internal ballistics, it is necessary to test the performance by pre-evacuating its internal space. In this research, first, the suitability of an exhaust diffuser for this type of test is investigated numerically. Then, the unsteady numerical simulations have been done by applying the pressure-time profiles of the engine as the boundary condition of the inlet pressure. Investigations show that the two phenomena of flow being supersonic in the diffuser at very low engine pressures and the discharge of the return flow to the vacuum chamber prevent the significant influence of environmental conditions on the flow inside the nozzle. So, from the initial moment to the stable working of the diffuser, the flow in the first half of the nozzle is in the supersonic state. Therefore, the internal ballistics of the engine is evaluated independently of the conditions of the outside environmentهدف از این تحقیق، ارزیابی بستر آزمون یک موتور انتقال مداری در حالت اولیه فشار پایین (خلاء نسبی) فضای داخلی موتور است. در تستهای زمینی معمول موتور در محیط شبیهساز ارتفاع بالا، فضای داخلی موتور در حالت اولیه فشار اتمسفر محلی قرار دارد. در حالیکه، در زمان ماموریت مداری ممکن است شرایط اولیه خلاء در فضای داخلی موتور برقرار باشد. بنابراین، برای اطمینان از عملکرد مناسب بالستیک داخلی، لازم است که عملکرد موتور با پیش خلاءسازی فضای داخلی آن تست شود. برای این منظور، ابتدا با بررسی تئوری، مناسب بودن هندسه یک دیفیوزر خروجی گاز مافوق صوت برای این نوع تست مطرح شده، سپس، از شبیهسازی عددی جریان برای بررسی طرح استفاده شده است. شبیهسازی عددی غیردائم با اعمال پروفیلهای فشار- زمان موتور به عنوان شرط مرزی ورودی انجام شده است. بررسیها نشان میدهد که دو پدیده مافوق صوت شدن جریان در دیفیوزر در فشارهای موتور خیلی پایین و تخلیه جریان برگشتی به محفظه خلاء، مانع از تاثیرگذاری قابل توجه شرایط محیطی در جریان داخل نازل میشود، به طوریکه از لحظه اولیه شروع به کار موتور تا راهاندازی پایدار دیفیوزر، جریان در نیمه اولیه نازل در حالت مافوق صوت قرار دارد. بنابراین، بالستیک داخلی موتور مستقل از شرایط محیط بیرون ارزیابی میشودhttps://journal.isrc.ac.ir/article_163706_d08a9c25b40f18375f08575f082d7fde.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Computing the Installation Error between Star Tracker and Fiber Optic Gyroscopeمحاسبه ناهمترازی بین ردیاب ستاره و ژایروسکوپ فیبر نوری9210215912810.22034/jssta.2022.328129.1073FAالهام کوثریگروه پژوهشی حسگرهای فضایی - شیراز – پژوهشکده مکانیکهادی مکارمگروه پژوهشی محمولههای سنجشی - شیراز – پژوهشکده مکانیکJournal Article20220204Star tracker is one of the most important devices used on satellites for attitude determination. Since its output is discontinuous, it needs a complementary unit to cover its discontinuities. Using gyroscope unit is the most suitable choice for aiding the star tracker. However, using these two kinds of sensor simultaneously has some challenges. In other words, not only not only sensor biases decrease the accuracy of attitude determination, but also the installation error has a significant effect on the accuracy. In this paper, after presenting the important role of installation errors between star tracker and gyroscope in the accuracy of attitude determination, an effective method is proposed to determine the misalignment error between these two sensors which is only based on their measurements, and the mathematical formulation is presented in detail. Finally, to validate the performance of the proposed method, it is implemented to calculate the instantiation error of an experimental dataset gathered in the Mount Pooladkaf, And the results are reported in the form of graphs and tables ردیاب ستاره یکی از مهمترین ابزارها در تعیین وضعیت ماهوارهها محسوب میشود. اما به دلیل خروجیهای ناپیوستهای که تولید میکند، نیازمند یک واحد مکمل است که ناپیوستگیهای آن را پوشش دهد. استفاده از واحد ژایرو در کنار ردیاب ستاره، یکی از مناسبترین انتخابها است. اما استفاده همزمان از این دو نوع حسگر چالشهایی به همراه دارد. به بیان دیگر، نه تنها بایاس حسگرها موجب کاهش دقت تعیین وضعیت میشود، بلکه خطای نصب نیز تاثیر مهمی در دقت دارد. در این مقاله، پس از بیان اهمیت مسئله همترازی بین ردیاب ستاره و واحد ژایرو و بیان کلیات مسئله مورد بررسی، روشی موثر برای محاسبه عدم همترازی بین ردیاب ستاره و واحد ژایرو که تنها مبتنی بر داده حسگرها است، ارائه میشود و ریاضیات مسئله به تفصیل مورد بررسی قرار میگیرد. در نهایت، به منظور راستی آزمایی، روش پیشنهادی بر روی یک مجموعه داده تست که در ارتفاعات پولادکف ثبت شده است، پیادهسازی و نتایج حاصل از آن در قسمت نتایج در قالب نمودار و جدول ارائه شده استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_159128_ef632f1a15af88a19c64e9540c45c4d2.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Thermal Conductivity Enhancement of Epoxy Adhesives Using Boron Nitride and Alumina Ceramic Fillersبهبود رسانایی حرارتی چسبهای اپوکسی با استفاده از فیلرهای سرامیکی بورنیترید و آلومینا10311416196310.22034/jssta.2022.327782.1067FAساجده آقاسیدانشکده مهندسی شیمی،دانشگاه تهران،تهران،سید حسن جعفریدانشکده مهندسی شیمی،دانشگاه تهران،تهرانمهدی گلریزعضو هیات علمی پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضاییJournal Article20220202One of the methods for improving thermal conductivity of epoxy adhesives is the incorporation of conductive ceramic, metal or carbon fillers. As the main goal of this research is to improve the thermal conductivity of epoxy resin and keep its electrical insulating property, the effect of Alumina (Al2O3) ceramic filler individually, and in combination with Boron Nitride (BN) ceramic filler with high thermal conductivity and electrical resistivity is investigated. Scanning Electron Microscopy (SEM) observations showed a proper dispersion and an acceptable connection between fillers. The results of the thermal diffusivity measurements revealed that by incorporating conductive ceramic fillers, either individually or in combination, regardless of the type of the hardener, thermal diffusivity would increase due to the formation of thermal conductive networks. Although, in hybrid system, because of bridging effect between particles, thermal diffusivity will notably increase; therefore, using hybrid system of Alumina/BN along with long chain polyamine curing agent is a suitable choice for the preparation of thermally conductive yet electrically insulating epoxy adhesives in space industries. The results showed that the thermal conductivity of hybrid system of Alumina/BN has raised to 1.7 (W/mK), which is about 0.4 (W/mK) for epoxy system without filler. The most important achievement of this research is to achieve proper thermal conductivity while keeping mechanical properties, dielectric constant, and lap shear strength of Alumina/BN hybrid system within acceptable range of thermal conductive adhesive for space applicationsیکی از راهکارهای بهبود رسانایی حرارتی چسبهای اپوکسی، استفاده از فیلرهای رسانای سرامیکی، فلزی یا کربنی است. از آنجا که هدف اصلی این پژوهش، بهبود رسانایی حرارتی رزین اپوکسی و حفظ خاصیت عایق الکتریسیته آن است، تاثیر فیلر سرامیکی آلومینا به تنهایی و به صورت ترکیبی با فیلر سرامیکی بورنیترید بر رسانایی حرارتی چسبهای اپوکسی مورد بررسی قرار گرفت. مشاهدات انجام-شده توسط میکروسکوپ الکترونی روبشی، نشان از پخش مناسب ذرات و اتصال آنها به یکدیگر دارد. نتایج حاصل از آزمون نفوذ حرارتی نشان داد که با واردکردن فیلرهای رسانای سرامیکی به ماتریس اپوکسی چه به صورت تکی و چه به صورت ترکیبی، فارغ از نوع سیستم پخت مورد استفاده، نفوذ حرارتی به علت تشکیل شبکههای رسانای حرارتی افزایش مییابد. اگرچه سیستم هیبریدی، به علت پدیده پلزنی میان ذرات، سبب افزایش چشمگیر نفوذ حرارتی میشود؛ بنابراین، استفاده از سیستم هیبریدی آلومینا/ بورنیترید، به همراه عامل پخت پلی آمین بلند زنجیر، انتخابی مناسب برای ساخت چسبهای اپوکسی رسانای حرارت و عایق الکتریسیته، در صنایع فضایی است. نتایج نشان داد، ضریب رسانایی حرارتی چسب هیبریدی آلومینا/بورنیترید به مقدار 7/1 وات بر متر بر کلوین رسیده است که این مقدار برای سیستم اپوکسی بدون فیلر حدود 4/0 وات بر متر بر کلوین است. مهمترین دستاورد در این پژوهش، دستیابی به خواص رسانایی حرارتی مناسب با حفظ خواص مکانیکی، ثابت دی الکتریک و استحکام برشی سیستم چسب هیبریدی در محدوده مجاز چسبهای هادی حرارتی با کاربردهای فضایی استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_161963_5078eb9e8d6a64e9674053f984068b8d.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220A Review on Benchmark Examples for Dynamical Hybrid Systems Controller Synthesis to Facilitate Its Selection Processمروری بر مثالهای معیار در زمینه کنترلکننده سیستمهای هیبرید دینامیکی به منظور تسهیل فرایند انتخاب آنها11513416499110.22034/jssta.2023.355411.1091FAعلی صافیدانشگاه علم و صنعت ایران0000-0002-9234-3224علی تقویاندانشگاه علم و صنعت ایران0000-0002-5230-3180اسماعیل خانمیرزادانشگاه علم و صنعت ایران0000-0001-8047-5580Journal Article20220821Due to various and complex phenomena in hybrid dynamical systems, the control of these types of systems has faced a challenge. Space systems also have hybrid dynamics due to different missions and operational modes. Therefore, to deal with these systems, we must first familiarize ourselves with the standard examples that have been studied before. Consequently, in the field of hybrid control science, various examples have been reviewed and researched. In order to improve the performance comparison of control methods or to check their comprehensiveness, some of these examples are used as benchmark examples. Therefore, this article has been tried to collect benchmark examples with different characteristics in the hybrid control field and compare them with each other. It should be noted that benchmark examples were selected based on the number of repetitions and recognition. Therefore, the performance of the developing controllers can be examined on these examples and compared with the results of other controllers. As a result, the researchers can choose their desired benchmark more accurate and efficient with the investigation and design of the controllerبه دلیل وجود پدیدههای مختلف و پیچیده در سیستمهای دینامیکی هیبرید، امر کنترل این نوع از سیستمها با چالش مواجه شده است. سیستمهای فضایی نیز به دلیل ماموریتها و حالتهای عملیاتی مختلف، دارای دینامیک هیبرید هستند. بنابراین، به منظور کارکردن با این سیستمها ابتدا باید با نمونههای استانداردی که قبلا مورد مطالعه قرار گرفتهاند آشنا شویم. در زمینه علم کنترل هیبرید، تاکنون مثالهای گوناگونی مورد بررسی و تحقیق قرار گرفته است. به منظور بهبود امر مقایسه عملکرد روشهای کنترلی یا بررسی جامعیت آنها، برخی از این مثالها به عنوان نمونه معیار استفاده میشوند. به همین منظور، در این مقاله سعی شده است که نمونه معیارهایی با خصوصیات متفاوت در زمینه کنترل هیبرید گردآوری و با یکدیگر مقایسه شود. لازم به ذکر است که نمونه معیارهای انتخابی، بر اساس تعداد دفعات تکرار و به رسمیت شناخته شدن برگزیده شدهاند. پس میتوان عملکرد کنترلکنندههای در حال توسعه را بر روی این مثالها بررسی نمود و با نتایج سایر کنترلکنندهها مقایسه کرد. در نتیجه، این امر سبب میشود که محققان بتوانند با انتخاب دقیقتر و آسانتر نمونه معیار مورد نظر خود، امر بررسی و طراحی کنترلکننده را پیش بگیرندhttps://journal.isrc.ac.ir/article_164991_226319cd0300be591600ba5bbb97eadb.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Design and Analysis of a Domestic Navigation Satellite Constellation for a Regional Coverageطراحی و تحلیل سامانه ناوبری بومی با هدف پوشش منطقهای13514816818010.22034/jssta.2023.332415.1083FAیاسر صفارهیئت علمی پژوهشکده سامانه های ماهوارهسجاد غضنفری نیاکارشناس پژوهشی پژوهشکده سامانه های ماهوارهمسعود خوشسیماپژوهشکده سامانه های ماهوارهشیوا امامیکارشناسی پژوهشی پژوهشکده سامانه های ماهوارهJournal Article20220304In This paper, a domestic regional and independent satellite navigation system, known as "IRANSS" has been designed and analyzed to cover user needs in the Middle East Region. The Space Segment of this constellation is composed of nine satellites in four orbits, in such a way three satellites have been considered in one GEO orbit [1] and two satellites are considered in each of three IGSO orbits [2]. Two main Tracking and Control Ground Stations and twenty wide area reference stations, assigned only for augmentation, form the Ground Segment. The focus of this research is on space segment and specially design a navigation constellation and satellites’ system design, and evaluation of the performance of the navigation system in combination with other satellite-based navigation systems, since Augmentation Systems prepare correction signals for a specific Navigation System by ground segment. STK is the main software used to design and analyze the performance of the system by DOP as a reference for Ranging Errors based on Constellation Geometry. All of design parameters are computed in a way to minimize GDOP with four satellites. The parameters of navigation accuracy have been compared with other active GNSS [3] constellations to evaluate error in the designed system. Analysis results express that the geometric accuracy of the designed system is solely 16 meters in 95% of a day in all points of the desired area and would be improved to 14 and 12.5 meters in the case of combination with BeiDou and GPS, respectivelyدر این مقاله، یک سامانه ناوبری ماهوارهای بومی و مستقل منطقهای، موسوم به "IRANSS" برای پوشش نیازهای کاربر در منطقه خاورمیانه طراحی و تحلیل شده است. بخش فضایی سامانه مذکور شامل یک منظومه با نه ماهواره است که در چهار مدار طراحی و جانمایی شده به صورتی که، سه ماهواره بر روی یک مدار زمین آهنگ (GEO ) و دو ماهواره در هر یک از سه مدار IGSO در نظرگرفته شده است. دو ایستگاه اصلی کنترل و ردیابی و بیست ایستگاه مرجع در منطقه، بهمنظور تقویت با ایستگاههای اصلی و فرعی اختصاص داده شدهاند. از آنجاییکه سیستمهای تقویتی ماهوارهای، سیگنالهای ناوبری تصحیح شده را برای یک منظومه مشخص ناوبری که توسط بخش زمینی محاسبه میشود را ارسال مینماید، در این پژوهش، تمرکز بر بخش فضایی و به طور خاص شبیهسازی پارامترهای سیستمی و طراحی منظومه ناوبری است. در طراحی این سامانه و محاسبه پارامتر تعدیل دقت (DOP) برای ملاحظات خطاهای رنجینگ و تعیین هندسه منظومه، از شبیهسازیهای محیط STK استفاده شده است. تمام پارامترهای طراحی با چهار ماهواره شاخص و برای رسیدن به حداقلGDOP محاسبه شدهاند. به منظور ارزیابی عملکرد و تحلیل خطا در این سامانه، پارامترهای مربوط به دقت ناوبری با سایر منظومههای فعالGNSS ، مقایسه شدهاند. نتایج تحلیلها بیانگر این است که دقت هندسی سیستم طراحی شده 16 متر در 95 درصد از روز در تمامی نقاط منطقه مورد نظر و در صورت ترکیب با BeiDou و GPS، به ترتیب به 14 و 12.5 متر بهبود مییابدhttps://journal.isrc.ac.ir/article_168180_5a06e9cc1f395727fe11f94e8222d7c4.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Lessons Learned and Achievements in Pars1 Satellite Onboard Software Development and Testدرس آموختهها و دستاوردهای کسب شده در توسعه و تست نرمافزار رویبرد ماهواره پارس 114915716822910.22034/jssta.2023.374476.1102FAفاطمه سالار کالجیگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانپروین شوندیگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانعلیرضا عمرانیانگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایراناویس کاظمیگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانفرزاد امامیگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانشاهرخ جلیلیانگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانعلیرضا خانیگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانابوالفضل دیانیگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانمحمد سینجلیگروه پژوهشی توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، تهران، ایرانJournal Article20221203PARS1 Satellite is a Remote Sensing satellite with a 3-years mission. The main mission of this satellite is imaging the earth by three cameras named MS, SWIR and TIR. PARS1 OnBoard Software (OBSW) is developed as a performance platform, satellite components control, manage their data, algorithm management included normal status control and event handling. OBSW is more important than other satellite subsystems due to its complexity and different features. So, the design, development and test of the PARS1 satellite OBSW is a useful platform to gain valuable experiences in the field of satellite onboard software which is very wide and complicated in its field. Therefore, in this paper decided to present experiences which gained in this field, in the form of summary of achievements and lessons learned. These experiences is gained from development and test phase of the satellite and using of these experiences will be very useful and effective in smoothing of test and development path in future projects of the Satellite Research Instituteماهواره پارس یک، یک ماهواره سنجشی با مأموریت سه ساله است. مأموریت اصلی این ماهواره، تصویربرداری از زمین توسط سه دوربین MS، SWIR و TIR است. نرمافزار ماهواره پارس یک به عنوان بستر اجرای سناریو ماهواره، بررسی سلامت اجزای مختلف ماهواره، مدیریت دادههای آنها و اجرای الگوریتمهای زیرسیستمی شامل کنترل حالتهای عادی و رخدادهای نامناسب، طراحی و پیادهسازی شده است. نرمافزار رویبرد به دلیل پیچیدگی و ویژگیهای متفاوتش نسبت به دیگر زیرسیستمهای ماهواره، از اهمیت بالاتری برخوردار است. طراحی، توسعه و تست نرمافزار رویبرد ماهواره پارس یک، بستر مفیدی برای کسب تجارب ارزشمندی برای بخش نرمافزار رویبرد ماهواره بوده که دارای گستردگی زیادی است. از اینرو، در این مقاله تصمیم گرفته شد، تجربههای کسب شده در این زمینه، در قالب خلاصهای از دستاوردها و درس آموختهها ارائه شود. تجارب کسب شده حاصل از فاز توسعه و تست ماهواره است و استفاده از این تجربیات و دستاوردها در هموار کردن مسیر توسعه و تست پروژههای آینده پژوهشکده ماهواره بسیار مفید و مؤثر خواهد بودhttps://journal.isrc.ac.ir/article_168229_b51b6e5c660427cc6bc24b9982648e75.pdfپژوهشگاه فضایی ایران- انجمن هوافضای ایرانعلوم، فناوری و کاربردهای فضایی2783-45572220230220Two-Objective Structural Optimization of Space Capsule with Thin-Walled Cylindrical Approximationبهینهسازی دوهدفه سازهای کپسول فضایی با تقریب استوانه جدار نازک15817016795110.22034/jssta.2023.374805.1101FAحسن ناصحاستادیار پژوهشگاه هوافضا- وزارت علوم، تحقیقات و فناوری0000-0002-7896-0189حدیثه کریماییاستادیار، گروه علوم فضایی، پژوهشگاه هوافضامحمد لسانیپژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوریJournal Article20221129In this paper, the structural optimization of a space capsule has been discussed by approximating a thin-walled cylindrical shell with a certain length under the axial compression force and constant lateral pressure. Design variables include the outer diameter and cylinder thickness. The purpose of optimization is to minimize the mass and maximize the frequency of the first vibration shape mode of the cylinder. The design constraints include the buckling load multiplier (buckling safety factor) above 1.5 and Von Mises stress below 100 MPa. In this article, first, according to the permissible limits of the design variables, a design of experiment (DOE) and then a sensitivity analysis was carried out to check the sensitivity of the objective functions and constraints to the design variables. After numerically solving the output values with the help of Ansys software and preparing the response surface, the optimal design point has been identified with the help of the two objectives optimization Genetic algorithm. Then, with the numerical simulation of the optimal point, the accuracy of the values obtained from the response surface method was checked and their accuracy was confirmed. The results show that at the selected design point, Von Mises stress becomes less than its allowed value, i.e. 100 MPa, and also the buckling load factor is more than twice its minimum allowed value. However, this point has the smallest distance from the origin and the optimum point has been chosen as the knee pointدر این مقاله به بهینهسازی سازهای کپسول فضایی با تقریب یک پوسته استوانهای جدار نازک با طول مشخص و تحت نیروی محوری فشاری و فشار جانبی ثابت پرداخته شده است. متغیرهای طراحی شامل قطر بیرونی و ضخامت استوانه است. اهداف بهینهسازی، کمینهسازی جرم و بیشینهسازی فرکانس مود اول ارتعاشاتی استوانه است. قیود طراحی شامل ضریب بار کمانش (ضریب اطمینان کمانش) بالای 1.5 و تنش فونمیسز زیر 100 مگاپاسکال است. در این مقاله، ابتدا با توجه به حدود مجاز متغیرهای طراحی، یک طراحی آزمایش و سپس تحلیل حساسیت صورت پذیرفته تا میزان حساسیت توابع هدف و قیود نسبت به متغیرهای طراحی بررسی شود. بعد از حل عددی مقادیر خروجی به کمک نرمافزار انسیس و تهیه سطح پاسخ، نقطه بهینه طراحی به کمک الگوریتم بهینهسازی ژنتیک دو هدفه شناسایی شده است. در ادامه، با شبیهسازی عددی نقطه بهینه، صحت مقادیر به دست آمده از روش سطح پاسخ بررسی شده و دقت آنها تایید شده است. نتایج نشان میدهد که در نقطه طراحی انتخاب شده، تنش فونمیسز کمتر از مقدار مجاز خود یعنی 100 مگاپاسکال میشود. همچنین ضریب بار کمانشی بیش از دو برابر مقدار حداقلی مجاز خود به دست میآید. با این وجود، این نقطه کمترین فاصله از مبدا را داشته و نقطه زانویی به عنوان نقطه بهینه انتخاب شده استhttps://journal.isrc.ac.ir/article_167951_f8499631fb90636388f6483d3c0f31a4.pdf