فهرست مطالب

نشریه علوم، فناوری و کاربردهای فضایی
سال دوم شماره 2 (پیاپی 4، پاییز و زمستان 1401)

  • تاریخ انتشار: 1402/02/25
  • تعداد عناوین: 12
|
  • محمدحسین منصوری موغاری، حسن ناصح*، سحر نوری صفحات 1-21

    حل دقیق سامانه های پیچیده ای مانند سامانه های فضایی علی الخصوص سامانه های پیشرانش فضایی، بسیار پرهزینه و زمان بر می باشد. با توسعه و ساخت مدل های جانشین، می توان از مدت زمان حل کاسته و بالتبع هزینه را کاهش داد. هر چقدر مدل جانشین به مدل واقعی نزدیک تر باشد، حل دقیق تر و درصد خطا کاهش می یابد و بالعکس. مدل های جانشین با دقت بالا را فرامدل می نامند. مبنای تولید یک فرامدل با دقت بالا، انجام آنالیز حساسیت با دقت بالا با انتخاب روش مناسب می باشد. آنالیز حساسیت می تواند میزان تاثیر متغیرهای ورودی بر متغیرهای خروجی را نمایش داده و با حذف متغیرهای ورودی کم اثر یک مدل جانشین مناسب تولید نماید. از این رو انجام آنالیز حساسیت در حل سامانه های پیچیده ارزش بالایی دارد. هدف از این مقاله، آنالیز حساسیت طراحی چندموضوعی یک سامانه پیشرانش تک مولفه ای فضایی به روش نمونه برداری ابر مکعب لاتین می باشد. در این مقاله موضوعات مرتبط با سامانه پیشرانش تک مولفه ای فضایی به شش قسمت : مخزن گاز پرفشار، مخزن سوخت مایع، انژکتور، محفظه تجزیه، بسترکاتالیستی و نازل تقسیم بندی شده است. 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. همان طور که در نتایج مشاهده می شود، متغیر ورودی ضربه ویژه، در مخزن گاز پرفشار و مخزن سوخت مایع، تاثیری بر روی متغیرهای خروجی نمی گذارد. در انژکتور، تعداد شیارها، زوایای شیار و فشار مخزن سوخت تاثیر بسزایی بر متغیرهای خروجی ندارند. در نمودار آنالیز حساسیت محفظه تجزیه، شعاع گرانول کاتالیست و برای بسترکاتالیستی، علاوه بر شعاع گرانول، درصد تجزیه آمونیاک نیز بی اثر می باشند. در نهایت، آنالیز حساسیت برای نازل نشان می دهد که نسبت گرمای ویژه، اثری بر روی متغیرهای خروجی ندارد.

    کلیدواژگان: آنالیز حساسیت طراحی چندموضوعی، میزان حساسیت، همبستگی، سامانه رانشگر تک پیشرانه مایع فضایی
  • مهرنوش فراهانی*، وفا صدقی، سید مصطفی صفوی همامی، حمید مسفروش صفحات 22-36

    یون های موجود در محیط فضا سبب ایجاد پدیده شارژ سطحی و داخلی در ماهواره ها می گردد. پتانسیل تجمع یافته طی پدیده شارژ می تواند موجب بروز تخلیه الکترواستاتیک شده و اجزای مخابراتی ماهواره مانند آنتن ها و مدارهای الکترونیکی را در معرض خطر جدی قرار دهد. هدف این مقاله بررسی احتمال وقوع تخلیه الکترواستاتیک در سطوح ماهواره در محیط مدار با ارتفاع کم (LEO) و اقدام در جهت کاهش این احتمال و در نتیجه کاهش خطر آسیب به سطوح و اجزای مخابراتی ماهواره است. ابتدا پدیده شارژ سطحی در ماهواره آلومینیومی در محیط مدار با ارتفاع کم و سپس در حالت شفق قطبی توسط نرم افزار SPIS شبیه سازی شده و احتمال آسیب به آنتن ها بررسی گردیده است. سپس عایق های حرارتی چند لایه به سیستم اضافه شده و اثر آن در وقوع شارژ بررسی شده است. تحقیقات نشان داده است که اضافه کردن لایه-های عایق خطر وقوع تخلیه الکترواستاتیک را افزایش خواهد داد. بنابراین در مراحل بعد، اثر سیستم اتصال به زمین در کاهش خطر بررسی گردید. با اتصال لایه ها به زمین به روش مناسب، احتمال وقوع تخلیه بین لایه ها و بدنه و میان لایه ها با یکدیگر به حداقل رسیده که موجب دست یافتن به سیستم بهینه ای از جنبه-های الکترواستاتیکی گردید.

    کلیدواژگان: بار ساکن، شارژ سطحی، تخلیه الکترواستاتیک، عایق حرارتی چند لایه، اتصال به زمین
  • معصومه کیانتاژ*، مرتضی فرهید، محمدمهدی شفیع، محمدرضا مراد صفحات 37-47

    در این مقاله با استفاده از شبیه سازی 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 بر عهده دارد: بخشی از الکترون هایی که از سمت کاتد می آیند باعث یونیزاسیون ماده پیشران در آند می شوند و بخشی دیگر نقش مهم خنثی کردن باریکه یونی خارج شده از رانشگر را بر عهده دارند. از این رو مطالعه کاتد توخالی از اهمیت ویژه ای برخوردار است. سوخت مورد استفاده در این سیستم کریپتون است. تغییرات پتانسیل، چگالی الکترون ها، یون ها و دمای ذرات در سراسر ناحیه شبیه سازی بررسی شده است. نتایج نشان می دهد متناظر با الکترون ها، چگالی یون نیز از مقدار بیشینه در ناحیه یونش کاتد به شکل نمایی در طول محفظه کاهش پیدا می کند. همچنین بررسی شعاع نرمالیزه، بر حسب چگالی الکترون ها نیز بیانگر آن است که ناحیه موثر کاتد یا شعاعی که دمای الکترون ها به میزان بیشینه خود می رسد در حدود 5 /1 میلیمتری خط مرکز کاتد توخالی قرار دارد.

    کلیدواژگان: رانشگر اثر هال، کاتد توخالی، شبیه سازی ذره در سلول
  • سجاد غضنفری نیا، احسان موسیوند، مسعود خوشسیما*، یاسر صفار صفحات 48-59

    پژوهش پیش رو با هدف استخراج روند طراحی منظومه ناوبری واقع در مدار LEO، با اهداف منطقه ی خاورمیانه و به طور ویژه پوشش دقیق ایران با حداقل تعداد ماهواره و به منظور دست یابی 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 تحلیل های منجر به بهینه سازی و با رویکرد دستیابی به کمترین تعداد ماهواره برای دستیابی به هدف مدنظر و تطابق بر قیود تعریف شده انجام می شود. بر اساس تحلیل های صورت گرفته در نرم افزار STK و MATLAB، تعداد 324 ماهواره در 18 صفحه مداری که هر صفحه دارای 18 ماهواره است، به عنوان طراحی نهایی درنظر گرفته شد. این منظومه ماهواره ای 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 ناحیه ی پوشش حاکی از دستیابی به هدف مطلوب در طراحی است.

    کلیدواژگان: منظومه ناوبری مدار پایین، پوشش خاورمیانه، تعدیل دقت (DOP)، موقعیت یابی
  • علیرضا زارع زاده، محمدحسین علایی، محسن حیدری بنی، علی داور، جعفر اسکندری جم* صفحات 60-77
    فرآیند رشته پیچی یکی از مهم ترین و پرکاربردترین فرآیندهای ساخت سازه های کامپوزیتی برای دستیابی به مقاومت و استحکام بالا می-باشد. در فرآیند رشته پیچی پارامتر های مهمی همچون کشش الیاف، نحوه پیچیدن الیاف، اثر لایه چینی، زاویه پیچش، الگوی پیچش الیاف، نوع مواد مناسب پیچش و... وجود دارد که می توانند نقش بسزایی در این فرآیند داشته باشند. در این راستا، الگوی پیچش کمتر از دیگر پارامترها مورد بررسی محقیقن قرار داشته است. در این تحقیق تاثیر الگوی پیچش الیاف بر آستانه تحمل فشار هیدروستاتیک استوانه شیشه اپوکسی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور، ابتدا با چهار الگوی مختلف پیچش، لوله هایی به روش رشته پیچی با استفاده از الیاف شیشه و زرین اپوکسی با چیدمان 54± ساخته و تحت آزمون هیدروستاتیک با فشارهای داخلی 5-50 بار قرار گرفته شد و میزان جابجایی شعاعی در وسط قطعه به روش تجربی اندازه گیری شده است. در ادامه میزان جابجایی شعاعی لوله ها ناشی از فشار داخلی با استفاده از حل عددی نیز مدل شده و با نتایج تجربی مقایسه شده است. همچنین برای صحه گذاری بر نتایج تجربی و عددی از روابط تحلیلی نیز استفاده شد و نتایج آن مورد مقایسه قرار گرفت. تمامی نتایج در یک بازه قابل قبول قرار گرفته و نشان داد که الگوی پیچش با بافت ریزتر، استحکام فشاری بالاتری دارد.
    کلیدواژگان: رشته پیچی، الگوی پیچش، فشار هیدروستاتیک، جابجایی شعاعی، کامپوزیت شیشه-اپوکسی
  • نعمت الله فولادی*، علیرضا محمدی صفحات 78-91

    هدف این تحقیق ارزیابی بستر آزمون یک موتور انتقال مداری در حالت اولیه فشار پایین (خلاء نسبی) فضای داخلی موتور است. در تست های زمینی معمول موتور در محیط شبیه ساز 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 خلاء سازی فضای داخلی آن تست شود. برای این منظور ابتدا با بررسی تیوری، مناسب بودن هندسه یک دیفیوزر خروجی گاز مافوق صوت برای این نوع تست مطرح شده است. سپس، از شبیه سازی عددی جریان برای بررسی طرح استفاده شده است. شبیه سازی عددی غیردایم با اعمال پروفیل های فشار-زمان موتور به عنوان شرط مرزی ورودی انجام شده است. بررسی ها نشان می دهد 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 می شود، به طوریکه از لحظه اولیه شروع به کار موتور تا راه اندازی پایدار دیفیوزر، جریان در نیمه اولیه نازل در حالت مافوق صوت قرار دارد. بنابراین بالستیک داخلی موتور مستقل از شرایط محیط بیرون ارزیابی می شود.

    کلیدواژگان: بالستیک داخلی، دیفیوزر استند خلاء، شبیه سازی عددی، جریان ناپایا
  • الهام کوثری، هادی مکارم* صفحات 92-102
    ردیاب ستاره یکی از مهم ترین ابزارها در تعیین وضعیت ماهواره ها محسوب می شود. اما به دلیل خروجی های ناپیوسته ای که تولید می کند، نیازمند یک واحد مکمل می باشد که ناپیوستگی های آن را پوشش دهد. استفاده از واحد ژایرو در کنار ردیاب ستاره، یکی از مناسب ترین انتخاب ها است. اما علاوه بر خطاها و بایاس های ذاتی این دو حسگر که بر روی دقت تعیین وضعیت موثر می باشند، عدم همترازی دو حسگر نیز نقش اساسی در کاهش دقت تعیین وضعیت خواهد داشت. در این مقاله، پس از بیان اهمیت مسیله همترازی بین ردیاب ستاره و واحد ژایرو و بیان کلیات مسیله مورد بررسی، روشی موثر برای محاسبه عدم همترازی بین ردیاب ستاره و واحد ژایرو که تنها مبتنی بر داده حسگرها می باشد، ارایه می شود و ریاضیات مسیله به تفصیل مورد بررسی قرار می گیرد. نهایتا به منظور راستی آزمایی، روش پیشنهادی بر روی یک مجموعه داده تست که در ارتفاعات پولادکف ثبت شده است، پیاده سازی می شود و نتایج حاصل از آن در قسمت نتایج در قالب نمودار و جدول ارایه شده است.
    کلیدواژگان: تعیین وضعیت، همترازی، کالیبراسیون، ردیاب ستاره، ژیروسکوپ
  • ساجده آقاسی، سید حسن جعفری، مهدی گلریز* صفحات 103-114
    یکی از راهکارهای بهبود رسانایی حرارتی چسب های اپوکسی، استفاده از فیلرهای رسانای سرامیکی، فلزی یا کربنی است. از آن جا که هدف اصلی این پژوهش، بهبود رسانایی حرارتی رزین اپوکسی و حفظ خاصیت عایق الکتریسیته ی آن است، استفاده از فیلر سرامیکی آلومینا به تنهایی و به صورت ترکیبی با فیلر سرامیکی بورنیترید بر رسانایی حرارتی چسب های اپوکسی مورد بررسی قرار گرفت. مشاهدات انجام شده توسط میکروسکوپ الکترونی روبشی، نشان از پخش مناسب ذرات و اتصال آن ها به یکدیگر می باشد. 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 شبکه های رسانای حرارتی افزایش می یابد. اگرچه، سیستم هیبریدی، به علت پدیده ی پل زنی میان ذرات، سبب افزایش چشمگیر نفوذ حرارتی می شود. بنابراین، استفاده از سیستم هیبریدی آلومینا/بورنیترید، به همراه عامل پخت پلی آمین بلند زنجیر، انتخابی مناسب جهت ساخت چسب های اپوکسی رسانای حرارت و عایق الکتریسیته، در صنایع فضایی می-باشد. نتایج نشان داد 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 می باشد. مهمترین نکته در این کار پژوهشی بدست آمدن خواص رسانایی حرارتی مناسب با حفظ خواص مکانیکی، ثابت دی الکتریک و استحکام برشی سیستم چسب هیبریدی در محدوده مجاز چسب های هادی حرارتی با کاربردهای فضایی است.
    کلیدواژگان: نفوذ حرارتی، چسب اپوکسی، فیلرهای سرامیکی، بورنیترید، آلومینا، رسانایی حرارتی
  • علی صافی، علی تقویان، اسماعیل خانمیرزا* صفحات 115-134

    به دلیل وجود پدیده های مختلف و پیچیده در سیستم های دینامیکی هیبرید، امر کنترل این نوع از سیستم ها با چالش مواجه شده است. سیستم های فضایی نیز به دلیل ماموریت ها و حالت های عملیاتی مختلف، دارای دینامیک هیبرید هستند. بنابراین به منظور کارکردن با این سیستم ها ابتدا باید با نمونه های استانداردی که قبلا مورد مطالعه قرار گرفته اند آشنا شویم. در زمینه علم کنترل هیبرید تاکنون مثال های گوناگونی مورد بررسی و تحقیق قرار گرفته اند. به منظور بهبود امر مقایسه عملکرد روش های کنترلی و یا بررسی جامعیت آن ها، برخی از این مثال ها به عنوان نمونه معیار استفاده می شوند. 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 شده اند. پس می توان عملکرد کنترل کننده های در حال توسعه را بر روی این مثال ها بررسی نمود و با نتایج سایر کنترل کننده ها مقایسه کرد. در نتیجه این امر سبب می شود که محققین بتوانند با انتخاب دقیق تر و آسان تر نمونه معیار موردنظر خود، امر بررسی و طراحی کنترل کننده را پیش بگیرند.

    کلیدواژگان: سیستم های دینامیکی هایبرید، مثال های معیار، کنترل هایبرید، سیستم های رویداد گسسته
  • یاسر صفار، سجاد غضنفری نیا، مسعود خوشسیما*، شیوا امامی صفحات 135-148

    در این مقاله، یک سامانه ناوبری ماهواره ای بومی منطقه ای و تقویتی مستقل، موسوم به "IRANSS" برای پوشش کاربر در کشورهای خاورمیانه طراحی و تحلیل شده است. بخش فضایی سامانه مذکور شامل یک منظومه با نه ماهواره خواهد بود که در چهار مدار طراحی و جانمایی شده است. براساس این طراحی، سه ماهواره بر روی یک مدار GEO و دو ماهواره در هر سه مدار IGSO درنظرگرفته شده است. دو ایستگاه اصلی و کنترل ردیابی و بیست ایستگاه مرجع در منطقه، به منظور تقویت با ایستگاه-های اصلی و فرعی اختصاص داده شده اند. در این پژوهش، تمرکز بر بخش فضایی و به طور خاص شبیه سازی پارامترهای سیستمی و طراحی منظومه ناوبری است. در طراحی این سامانه و محاسبه پارامتر تعدیل دقت DOP برای ملاحظات خطاهای رنجینگ و تعیین هندسه طراحی ماهواره ها، از شبیه سازی های محیط STK استفاده شده است. با استفاده از نرم افزارSTK ، تمام مقادیر در شرایط حداکثر با چهار ماهواره شاخص از نظر حداقلGDOP محاسبه شده اند. به منظور ارزیابی عملکرد و تحلیل خطا در این سامانه، پارامترهای مربوط به دقت ناوبری با سایر منظومه های فعال GNSS ، تحلیل و مقایسه شده اند. نتایج تحلیل ها بیانگر این است که دقت هندسی (GACC) سیستم طراحی شده 16 متر در 95 درصد از روز در کلیه نقاط منطقه مورد نظر و در صورت ترکیب با BeiDou وGPS،GACC به ترتیب به 14 و 12.5 متر بهبود می یابد.

    کلیدواژگان: سیستم ماهواره ای ناوبری جهانی، سیستم های تقویتی، منطقه ای، مدار، دقت ناوبری
  • فاطمه سالار کالجی*، پروین شوندی، علیرضا عمرانیان، اویس کاظمی، فرزاد امامی، شاهرخ جلیلیان، علیرضا خانی، ابوالفضل دیانی، محمد سینجلی صفحات 149-157
    ماهواره پارس 1 یک ماهواره سنجشی با ماموریت سه ساله است. ماموریت اصلی این ماهواره تصویربرداری از زمین توسط سه دوربین MS، SWIR و TIR می باشد. نرم افزار ماهواره پارس1 به عنوان بستر اجرای سناریو ماهواره، بررسی سلامت اجزای مختلف ماهواره، مدیریت داده ها از آن ها و اجرای الگوریتم های زیرسیستمی شامل کنترل حالت های عادی و رخداد های نامناسب، طراحی و پیاده سازی شده است. نرم افزار روی برد بدلیل پیچیدگی و ویژگی های متفاوتش نسبت به دیگر زیرسیستم های ماهواره از اهمیت بالاتری برخوردار است. طراحی، توسعه و تست نرم افزار روی برد ماهواره پارس 1 بستر مفیدی برای کسب تجارب ارزشمندی برای بخش نرم افزار روی برد ماهواره بوده که دارای گستردگی زیادی می باشد. لذا تصمیم گرفته شد که در این مقاله، تجربه های کسب شده در این زمینه در قالب خلاصه ای از دستاوردها و درس آموخته ها آورده شود. تجارب کسب شده بصورت مشخص در فاز توسعه و تست ماهواره بدست آمده است که استفاده از این تجربیات و دستاوردها در هموار کردن مسیر توسعه و تست در پروژه های آینده پژوهشکده ماهواره بسیار مفید و موثر خواهد بود.
    کلیدواژگان: ماهواره، پارس 1، نرم افزار روی برد، تست، دستاوردها، درس آموخته
  • حسن ناصح، حدیثه کریمایی*، محمد لسانی صفحات 158-170
    در این مقاله به بهینه سازی سازه‏ای کپسول فضایی با تقریب یک پوسته استوانه ای جدارنازک 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 بهینه سازی، کمینه سازی جرم و بیشینه سازی فرکانس مود اول ارتعاشاتی استوانه می باشد. قیود طراحی شامل ضریب بار کمانش (ضریب اطمینان کمانش) بالای 1.5 و تنش فون میسز زیر 100 مگاپاسکال است. در این مقاله، ابتدا با توجه به حدود مجاز متغیرهای طراحی، یک طراحی آزمایش و سپس تحلیل حساسیت صورت پذیرفته است، 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 ی سطح پاسخ، نقطه بهینه طراحی به کمک الگوریتم بهینه-سازی ژنتیک دو هدفه شناسایی شده است. در ادامه با شبیه سازی عددی نقطه بهینه، صحت مقادیر به دست آمده از روش سطح پاسخ بررسی شده و دقت آن ها تایید شده است. نتایج نشان می دهد که در نقطه طراحی انتخاب شده، تنش فون میسز کم تر از مقدار مجاز خود یعنی 100 مگاپاسکال می شود. همچنین ضریب بار کمانشی بیش از دو برابر مقدار حداقلی مجاز خود بدست می آید. با این وجود این نقطه کمترین فاصله از مبدا را داشته و نقطه زانویی به عنوان نقطه بهینه انتخاب شده است.
    کلیدواژگان: پوسته کپسول فضایی، تحلیل حساسیت، روش سطح پاسخ، بهینه سازی دوهدفه، الگوریتم ژنتیک
|
  • MohammadHossein Mansouri Moghari, Hassan Naseh *, Sahar Noori Pages 1-21

    Accurate solving of complex systems such as space systems and specifically space propulsion system is very costly and time consuming. By developing and 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 of great value in solving complex systems. The purpose of this paper 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 variables.

    Keywords: Multidisciplinary design Sensitivity Analysis, Sensitivity, Correlation, Spacecraft Liquid monopropellant propulsion system
  • Mehrnoosh Farahani *, Vafa Sedghi, Seyed Mostafa Safavi Homami, Hamid Mesforoush Pages 22-36

    The 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 seriously endanger the satellite telecommunication components. 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 components. First, the surface charging phenomenon is simulated in an aluminum satellite in low earth orbit and then in polar aurora by SPIS software. Then multi-layer thermal insulation is applied to the system and its effects on the charging phenomenon are 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 leads to the achievement of an optimal system.

    Keywords: Static electricity, surface charging, Electrostatic discharge, Multi-layer insulation, grounding
  • Masumeh Kiantaj *, Morteza Farhid, Mohammadmehdi Shafie, MohammadReza Morad Pages 37-47

    In this article, the characteristics of the hollow cathode plasma particles in the spt-100 hall effect thruster are 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 the 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. The behavior of the potential, the density of electrons and ions and the temperature of particles has been studied. The results show that corresponding the electrons, the ion density also decreases exponentially from the maximum value in the cathode ionization region 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 cathode.

    Keywords: Hall thruster, Hollow cathode, PIC simulation
  • Sajjad Ghazanfarinia, Ehsan Mousivand, Masoud Khoshsima *, Yaser Saffar Pages 48-59

    This 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 region.

    Keywords: LEO Satellite Constellation, Middle East Coverage, dilution of precision
  • Alireza Zarezadeh, Mohammad Hossein Allaee, Mohsen Heydari Beni, Ali Davar, Jafar Eskandari Jam * Pages 60-77
    The 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, twisting pattern of fibers, materials, etc. which can play a significant role in this process. In this regard, the twisting pattern has been less studied by researchers 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, glass/epoxy cylinders with 4 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 radial displacement of cylinders due to the internal pressure was 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 pattern having finer texture has a higher compressive strength. Also, the simulation results showed a good agreement with the experimental results.
    Keywords: Spiral thread, twist pattern, Hydrostatic pressure, radial displacement, Glass-epoxy composite
  • Nematollah Fouladi *, Alireza Mohammadi Pages 78-91

    The 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, it is necessary to test the performance by pre-evacuating its internal space. In this research, the suitability of an exhaust diffuser for this type of test is investigated numerically. 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 environment.

    Keywords: Internal ballistics, vacuum stand diffuser, numerical simulation, Unsteady flow
  • Elham Kowsari, Hadi Makarem * Pages 92-102
    Star tracker is one of the most important devices used on satellites for attitude determination. Since its output is discontinuous, it needs to be aided to complement its discontinuity. 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 biases lead to low accuracy in the 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 based only on their measurements, and the mathematical formulation is presented in detail. Then, 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, for which the results are reported.
    Keywords: Attitude determination, Alignment, Calibration, Star tracker, gyroscope
  • Sajede Aghasi, Seyed Hassan Jafari, Mahdi Golriz * Pages 103-114
    One of the methods for improving thermal conductivity of epoxy adhesives is the incorporating of conductive ceramic, metal or carbon fillers. As the main goal of this research, is to improve thermal conductivity of epoxy resin and keep its electrically insulating property, Alumina (Al2O3) ceramic filler, individually and in combination with Boron Nitride (BN) ceramic filler with high thermal conductivity and electrical resistivity. Scanning Electron Microscopy (SEM) observations showed a good dispersion and an acceptable connection between fillers. Thermal diffusivity measurements revealed that by incorporating conductive ceramic fillers, either individually or in combination with each other, regardless of the type of the hardener, thermal diffusivity would increase as a result of 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 show that the thermal conductivity of hybrid system of Alumina/BN have been raised to 1.7 (W/mK) instead of 0.4 (W/mK) which is belong to pure epoxy system. The most important point of this work is that the good thermal conductivity obtained by kept of mechanical properties, dielectric constant, as well as lap shear strength of Alumina/BN hybrid system meet all acceptable range of thermal conductive adhesive for space application.
    Keywords: Thermal Diffusivity, Epoxy adhesive, Ceramic fillers, Boron Nitride, Alumina, Thermal conductivity
  • Ali Safi, Ali Taghavian, Esmaeel Khanmirza * Pages 115-134

    Due 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 studied before. Consequently, multiple examples have been reviewed and researched in hybrid control science. Some of these examples are used as benchmarks to improve the performance comparison of control methods or to check their comprehensiveness. Therefore, this article has 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 being well recognized. 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 accurately and efficiently and proceed with the investigation and design of the controller.

    Keywords: Hybrid Dynamical Systems, Benchmark Examples, Hybrid control, Discrete-event Systems
  • Yaser Saffar, Sajjad Ghazanfarinia, Masoud Khoshsima *, Shiva Emami Pages 135-148

    This paper reviews design of Constellation for independent satellite-based navigation system with Middle East region coverage for regional positioning and augmentation service. Space segment of this constellation is composed of nine satellites in four orbits in such way three satellites have been placed on one GEO and two satellites on each three IGSO. In the coverage area, ground segment includes eleven ground monitoring stations, two masters and tracking control stations and twenty wide area reference stations are assigned only for augmentation with their master and uplink stations. Here we centered on space segment and specially design a navigation constellation system as a main orientation in this investigation and evaluation of the performance of the navigation system by combination with other satellite-based navigation systems. Hence, the parameters corresponding to navigation accuracy have been analyzed and compared with other active GNSS constellations. Analyses results express that geometric accuracy (GACC) of the designed system is solely 16 meters in 95% of a day in all points of desired area and in the case of combination with BeiDou and GPS the GACC would be improved to 14 and 12.5 meters respectively.

    Keywords: Global Navigation Satellite System, Augmentation, regional, Orbit, Navigation Accuracy
  • Fatemeh Salarkaleji *, Parvin Shavandi, Alireza Omranian, Oveys Kazemi, Farzad Emami, Shahrokh Jalilian, Alireza Khani, Abolfazl Dayyani, Mohammad Sayanjali Pages 149-157
    PARS1 Satellite is a Remote Sensing satellite with a 3-years mission. Main mission is imaging from earth by three camera named MS, SWIR, TIR. PARS1 OnBoard Software (OBSW) is developed as a performance platform, satellite components control, data management, algorithm management included normal status control and event handling. Because of OBSW complexity and its different features, it has more priority than other subsystems in satellite. So PARS1 satellite OBSW design, development and test is a useful platform for gaining of worthwhile experiences in the field of satellite onboard software which is very wide and complicated in its field. So we decided in this paper to present here as lesson-learned and results experiences. These results is gained from development and test phase from developer and tester view. Use of these experiences will be very efficient in smoothing of test and development path in future projects and works in Satellite Research Institute.
    Keywords: satellite, Onboard Software, Test, Results, lesson learned
  • Hassan Naseh, Hadiseh Karimaei *, Mohammad Lesani Pages 158-170
    In 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. Design constraints include the buckling load multiplier (buckling safety factor) above 1.5 and Von Mises stress below 100 MPa. In this problem, first, according to the permissible limits of the design variables, a design of experiment and then a sensitivity analysis have been 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 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. It has also been observed that at the selected design point, Von Mises stress is 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 point.
    Keywords: Space capsule shell, Sensitivity analysis, response surface method, Two-objective optimization, Genetic Algorithm