@article { author = {Namamian, Payman and Tayebi, Sobhan and Tayebi, Sajad}, title = {Feasibility of Implementig Criminal Jurisdiction in International Space Law}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {12}, number = {1}, pages = {1-12}, year = {2019}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {10.30699/jsst.2019.1112}, abstract = {Following the beginning of human activities in outer space, such issues as governance, jurisdiction and other legal matters were investigated by jurists. It should be accepted that technological advancement cannot be made possible in the presence of legal gaps, and it should be acknowledged that law is easily changing and developing constantly. With increasing progression law of outer space is essential. humans having access to the outer space, it is extremely essential and important to develop international law governing the outer space and celestial Bodies.As the most resent branch of international law, therefore, International Space law provides new concepts related to criminal jurisdiction for this reason, present paper attempts to explain criminal jurisdiction within international law system while evaluating its position in the framework of international outer space law on interrelated issues such as command authority, authority of commanding the international space stations, and Command of the International Space Station and commanders in light of U.N outer space treaty}, keywords = {Outer space,Criminal Jurisdiction,International Outer Space Law,Sovereignty,treaty}, title_fa = {سنجش هنجارهای حقوق بین‌الملل فضایی در اجرای صلاحیت کیفری}, abstract_fa = {با آغاز فعالیت‌های انسان در فضا، مسائلی هم‌چون حاکمیت، صلاحیت و بسیاری مسائل حقوقی دیگر، تحت بررسی از سوی حقوق‌دانان قرار گرفت. در حقیقت، از یک سو باید پذیرفت پیشرفت فناوری نمی‌ تواند با وجود خلأهای حقوقی صورت پذیرد و از سوی دیگر حقوق همواره به سهولت متحول شده و در معرض توسعه قرار می‌گیرد. در این راستا گسترش حقوق بین‌الملل در خصوص حقوق حاکم بر فضای ماورای جو ضروری است. از این‌رو، حقوق بین‌الملل فضایی به مثابة جدیدترین شاخة حقوق بین‌المللی، مفاهیم نوینی را در ارتباط با صلاحیت کیفری ارائه می‌دهد. بنابراین، در این نوشتار سعی بر آن شده تا ضمن تبیین صلاحیت کیفری در نظام حقوق بین‌المللی، جایگاه آن را در چارچوب حقوق بین‌المللی فضایی در موضوعات و مسائل مرتبطی همچون اقتدار فرماندهی، اختیار فرماندهی ایستگاه فضایی بین‌المللی، اختیارات فرمانده و ایستگاه‌های فضایی خصوصی در پرتو معاهده فضای ماورای جو سازمان ملل متحد را مورد ارزیابی قرار دهد.}, keywords_fa = {فضای ماورای جو,صلاحیت کیفری,حقوق بین الملل فضا,حاکمیت,معاهدات}, url = {https://jsst.ias.ir/article_82288.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_82288_0d6c856a398db83c5aebc7d32d0f304f.pdf} } @article { author = {Karimaei, Hadiseh and Salimi, Mohammad Reza and Naseh, Hassan and Jokari, Ehsan}, title = {Physical Configuration Design of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {12}, number = {1}, pages = {13-22}, year = {2019}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {10.30699/jsst.2019.1115}, abstract = {In this paper, design and physical configuration of various components of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster focusing on design calculations and optimization of catalytic combustion chamber. According to this design, a prototype of the thruster will be manufactured. The mentioned thruster has been designed as a three-piece modular thruster, including an injection system, catalytic combustion chamber and nozzle. Based on analyzes done for each module, the propulsion characteristics of monopropellant thruster system have been identified and used for the next module as necessary inputs. The combustion chamber dimensions are selected based on criterion of maximum decomposition of 40% ammonia and Mach number of 0.02. Also, the third module is the nozzle, designed as a simple cone. The exterior body design of these three modules and their connections to each other, based on considerations of sizing and weight limitation, as well as being dual purpose for use in the cold and hot tests, has been performed.}, keywords = {Monopropellant thruster,Swirl injector,Nozzle,decomposition chamber,Catalyst}, title_fa = {طراحی پیکربندی یک رانشگر تک‎مولفه‎ای هیدرازینی10 نیوتنی}, abstract_fa = {در این مقاله، طراحی و جانمایی اجزای مختلف یک رانشگر تک‎مؤلفه‎ای هیدرازینی 10 نیوتنی با تمرکز بر محاسبات طراحی انجام شده است. براین اساس، یک نمونه مهندسی از این رانشگر ساخته خواهد شد. رانشگر مذکور به صورت ماژولار دارای سه بخش اصلی است که عبارتند از: سامانه انژکتور، محفظه تجزیه و نازل. به کمک روش­های تحلیلی، پارامترهای اصلی برای هر یک از این بخش­ها تعیین و برای بخش بعدی مورد استفاده قرار گرفته‎اند. همچنین رفتار و عملکرد کلی سامانه رانشگر به ازای شرایط محیطی و خصوصیات ماده پیشران مورد مطالعه و بررسی قرار گرفته است. ماژول اول، انژکتور، از نوع جریان پیچشی با ورودی‌های مماسی است که مخروط اسپری توخالی با زاویه متوسط، ایجاد می‎نماید. ماژول دوم، محفظه تجزیه حاوی گرانول‎های کاتالیست است که ابعاد آن محفظه بر مبنای معیار حداکثر تجزیه 40% آمونیاک و عدد ماخ محفظه 02/0 انتخاب شده است. ماژول سوم نیز نازل تخلیه است که به صورت مخروطی ساده طراحی شده است. طراحی بدنه بیرونی این سه ماژول، بر اساس ملاحظات جانمایی، محدودیت وزن و دومنظوره بودن (قابل استفاده در آزمون­های سرد و گرم زمینی)، انجام شده است. در نهایت تأیید نتایج طراحی در این مقاله با مقایسه با پارامترهای اصلی طراحی یک نمونه واقعی صورت پذیرفته است.}, keywords_fa = {رانشگر تک‌مولفه‎ای,انژکتور,نازل تخلیه,محفظه تجزیه,کاتالیست}, url = {https://jsst.ias.ir/article_81951.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_81951_4e3946c47c7bd6078ff393f1d8dc6d78.pdf} } @article { author = {Edalatpour, Amirhossein and Ommi, Fatholah and Saboohi, Zoheir}, title = {Performance Analysis of Liquid Propellant Micro-propulsion with Liquid Oxygen as Cryogenic Oxidizer}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {12}, number = {1}, pages = {23-40}, year = {2019}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {10.30699/jsst.2019.1121}, abstract = {Micro-propulsion Systems are low thrust engines that be used in space missions like keeping satellite in orbit and changing orbit. These engines have several kinds and liquid propellant micro-propulsion is used in this project. In two propellant micro-propulsion systems, various fuels and oxidizers can be used. Kerosene is used as fuel and liquid oxygen is used as oxidizer in this project. First of all, a micro-propulsion is designed and analysis of combustion, heat transfer, nozzle exit flow and amount of performance’s parameters is done with RPA software. Similar to big engines, micro-propulsion systems have injectors, injection plate, combustion chamber and nozzle. Design of all of this parts will be explained. With manufacturing of designed model and perform hot fire test, accurate performance of engine is observed. Finally, performance’s parameters in hot fire test are compared with performance’s parameters in RPA.}, keywords = {micro-propulsion,cryogenic oxidizer,Injector,Combustion chamber,Nozzle,heat transfer,hot fire test}, title_fa = {طراحی و تحلیل عملکرد میکروموتور سوخت مایع دو پیشرانه‌ی اکسیژن مایع-کراسین}, abstract_fa = {در میکروموتورهای سوخت مایع دو پیشرانه از ترکیبات سوخت متعددی می­توان استفاده کرد که در این پژوهش از ترکیب احیاکننده کراسین و اکسنده­ی سرمازای اکسیژن مایع استفاده شده است. هدف، تحلیل عملکرد یک میکروموتور با تراست پایین به منظور امکان­سنجی اولیه­ی استفاده از آن به عنوان پیشرانش کمکی در ماموریت­های فضایی است. به همین منظور ابتدا یک میکروموتور طراحی شده و تحلیل احتراق، انتقال حرارت، جریان خروجی نازل و مقدار پارامترهای عملکردی در آن با استفاده از نرم­افزار RPA انجام می­شود. میکروموتورها همانند موتورهای بزرگ اجزایی چون انژکتور، صفحه انژکتور، محفظه احتراق و نازل دارند و طراحی تمام این اجزا با ذکر معادلات حاکم شرح داده می­شوند. با ساخت نمونه طراحی شده و انجام تست گرم، می­توان عملکرد میکروموتور طراحی شده را به شکل دقیق مشاهده کرد و در انتها پارامترهای عملکردی محاسبه شده از نرم­افزار با نتایج حاصل شده از تست گرم با هم مقایسه می­شوند.}, keywords_fa = {میکروموتور,اکسنده‌ی سرمازا,انژکتور,محفظه احتراق,نازل,انتقال حرارت,تست گرم}, url = {https://jsst.ias.ir/article_81953.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_81953_a2f3886365c00cff0e75fe54baa2ad08.pdf} } @article { author = {Adami, Amirhossain and Taei, Hojat and Hozuri, Mansour}, title = {Evaluation of Three Design approach of a bipropellant propulsion system including multidisciplinary design optimization, Robust and Optimum-Robust}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {12}, number = {1}, pages = {41-53}, year = {2019}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {10.30699/jsst.2019.1123}, abstract = {Considering the importance of the presence of uncertainties in the design of complex engineering systems, in this research multidisciplinary design optimization process for a bipropellant propulsion system in the presence of uncertainties, which in addition to minimizing the system mass, has a high robust. Based on this, the multidisciplinary design view of the bipropellant propulsion system is expressed in both optimum design and optimum robust design. The continued with the application of uncertainties, the mass, operational and geometric results of the propulsion system are expressed in terms of optimum design, robust design and optimum robust design. According to the results, it is shown that the lowest mass occurs in optimum design mode. But with uncertainties, it is observed at this point that it has the least robust and reliability. It also attempts to explain the difference between the concepts of robust design and optimum design with the help of results}, keywords = {Multidisciplinary design optimization,Bipropellant propulsion system,Uncertainty,Robust design optimization}, title_fa = {ارزیابی سه روش طراحی بهینه، مقاوم و بهینه مقاوم چندموضوعی سامانه پیشرانش دومولفه ای}, abstract_fa = { با توجه به اهمیت حضور عدم قطعیت­ ها در طراحی سیستم ­های پیچیده مهندسی، در این پژوهش، روند طراحی بهینه چندموضوعی سیستم پیشرانش دومولفه­ای در حضور عدم قطعیت­ ها ارائه می­گردد که علاوه بر کمینه نمودن جرم سیستم از مقاومت مطلوبی نسبت به عدم ­قطعیت­ ها برخوردار باشد. براین اساس روندنمای طراحی چندموضوعی سیستم پیشرانش دومولفه ­ای در دو حالت طراحی بهینه و طراحی بهینه مقاوم نشان ­داده می­شود. سپس با اعمال عدم قطعیت­ ها، نتایج جرمی، عملکردی و هندسی سیستم پیشرانش به تفکیک برای طراحی بهینه، طراحی مقاوم و طراحی بهینه مقاوم بیان می­گردد. با توجه به نتایج نشان داده می­شود که کمترین جرم در حالت طراحی بهینه اتفاق می­افتد. اما با اعمال عدم قطعیت­ ها در این­ نقطه مشاهده می­ گردد که کمترین مقاومت و قابلیت اطمینان را دارا می­ باشد. همچنین سعی می­شود تفاوت مفاهیم طراحی مقاوم و طراحی بهینه مقاوم به کمک نتایج تشریح ­شود.}, keywords_fa = {طراحی بهینه چندموضوعی,سامانه پیشرانش دومولفه‌ای,عدم قطعیت,طراحی بهینه مقاوم}, url = {https://jsst.ias.ir/article_81954.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_81954_a1841e1a1cf6e43506d251dbf2441c49.pdf} } @article { author = {Khosravi, Mehrdad and Salehy, Saeid and Abedi, Mohsen}, title = {Multi objective design optimization of heat pipes configuration attached to the solar panels of a sun pointing satellite}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {12}, number = {1}, pages = {55-68}, year = {2019}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {10.30699/jsst.2019.1131}, abstract = {Decreasing satellite solar arrays temperature, results in increasing electrical efficiency. Efficiently and subsequently power generation enhancements have several advantages. One of the modern techniques for balancing temperature conditions is employing heat pipes. In the present paper, design optimization of heat pipes configuration attached to the solar arrays of a sun-pointing satellite is conducted using multiobjective genetic optimization algorithm. The objective of optimization is to reduce solar cells temperature and utilized heat pipes mass simultaneously. Thermal simulations of the satellite are carried out with SINDA/FLUINT and Thermal Desktop softwares. The numerical simulations are validated against experimental measurements of the satellite thermal model in a vacuum chamber. Afterwards, the multiobjective genetic algorithm produced the optimal configurations of the heat pipes using the optimal Pareto concept. Six different designs on the Pareto front are selected and their corresponding results are discussed.}, keywords = {satellite,Heat Pipe,solar panels,Genetic optimization algorithm}, title_fa = {بهینه‌سازی چندهدفه پیکربندی لوله‌های حرارتی متصل به پنل خورشیدی یک ماهواره با نشانه‌روی خورشیدی}, abstract_fa = {کاهش دمای آرایه خورشیدی باعث افزایش بازده الکتریکی آن می‌شود. افزایش بازده و در نتیجه توان تولیدی آرایه‌های خورشیدی ماهواره، مزایای فروانی را در پی دارد. یکی از راه‌های نوین تعدیل شرایط دمایی سلول‌های خورشیدی بهره‌گیری از لوله‌های حرارتی است. در این مقاله، با استفاده از الگوریتم بهینه‌‌سازی ژنتیک چندهدفه، طراحی بهینه پیکربندی لوله‌های حرارتی متصل به آرایه‌های خورشیدی یک ماهواره با نشانه‌روی خورشیدی در مدار پایین صورت پذیرفت. هدف از این بهینه‌سازی، کمینه‌سازی همزمان دمای سلول‌ها و جرم لوله‌های حرارتی به کار است. شبیه‌سازی حرارتی ماهواره با نرم‌افزارهای سیندا-فلوئینت و ترمال دسکتاپ صورت پذیرفت و این شبیه‌سازی‌ها با استفاده از نتایج تجربی مدل حرارتی ماهواره در محفظه خلأ، صحت سنجی گردید. سپس به کمک الگوریتم ژنتیک مقادیر بهینه دمای سلول خورشیدی به منظور دستیابی به بازدهی بیشتر و کمترین جرم لوله های حرارتی با کمک جبهه پارتو استخراج شد. با انتخاب شش نقطه از جبهه پارتو به بررسی دما و بازده سلو‌‌ل‌های خورشیدی پرداخته شد.}, keywords_fa = {ماهواره,لوله حرارتی,آرایه خورشیدی,بهینه‌سازی دوهدفه,الگوریتم ژنتیک}, url = {https://jsst.ias.ir/article_82175.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_82175_5356ce1f483c9e573d3ec1accd930f48.pdf} } @article { author = {salavatifar, maryam and Hajebrahimi, Zahra}, title = {Evaluation of RKIP gene expression changes of MDA-MB-231 breast cancer cell line after microgravity treatment}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {12}, number = {1}, pages = {69-76}, year = {2019}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {10.30699/jsst.2019.1145}, abstract = {Introduction: Gravity is one of the most important forces exposed to the organisms on the earth which affects the cells, molecules and thus the entire of organism. The purpose of this study is to investigate the effect of the simulated microgravity on the changes of RKIP metastasis suppressor gene expression on MDA-MB-231 breast cancer cell line.Materials and Methods: In order to impose microgravity state, cancer cells were placed on clinostat for one and three days. Then RNA was extracted from the cells and RKIP gene expression changes were evaluated by qReal time PCR.Results: The findings showed that the microgravity during one day reduced the RKIP expression level, but with continuing up to three days, the expression returned to the control level.Conclusion: By optimizing the duration of microgravity, it can be likely observed the significant effects on the RKIP gene expression changes and so that useful steps can be taken to discover the cancer mechanisms and its treatment.}, keywords = {RKIP protein,MDA-MB-231 cell line,Microgravity,Metastasis,Clinostat}, title_fa = {بررسی تغییرات بیان ژن RKIP در رده سلولی MDA-MB-231 سرطان سینه پس از تیمار بی‌وزنی}, abstract_fa = {جاذبه از مهمترین نیروهای وارده بر موجودات زنده روی زمین است که در طول حیات، بر سلول­ها، مولکول­ها و در نتیجه بر کل ارگانیسم تاثیرگذار است. هدف از این مطالعه، بررسی اثر بی وزنی شبیه سازی شده بر تغییرات بیان ژن سرکوب گر متاستاز RKIp در رده سلولی MDA-MB-231 سرطان سینه می­باشد.مواد و روش ­ها: به منظور اعمال بی وزنی، سلول­های سرطانی، به مدت یک روز و سه روز بر روی دستگاه کلینواستت قرار گرفتند. سپس RNA از سلول­ ها استخراج و تغییرات بیان ژن RKIp توسط qReal time PCR سنجش گردید.نتایج: یافته ­ها نشان دادند که بی­وزنی به مدت یک روز، سطح بیان ژن RKIp را کاهش داده اما با ادامه اعمال بی وزنی تا سه روز، بیان به سطح کنترل بازگشته است.نتیجه گیری: با بهینه سازی مدت زمان تیمار بی وزنی احتمالاً شاهد تغییرات قابل توجه در بیان ژن RKIp بوده تا از این طریق بتوان گام­هایی را در کشف مکانیسم ­های درگیر در سرطان و درمان آن برداشت.}, keywords_fa = {پروتئین RKIP,رده سلولی MDA-MB-231,بی وزنی,متاستاز,کلینواستت}, url = {https://jsst.ias.ir/article_82287.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_82287_30936201964c81cdc5662d935bd937cd.pdf} }