انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Design and sensitivity analysis of an Earth observation mission's operating orbit in the absence of injection into the Sun-synchronous orbitطراحی و تحلیل حساسیت یک مدار عملیاتی برای کاربردهای پایش زمین در نبود امکان تزریق به مدار خورشیدآهنگ1912875110.22034/jsst.2021.1245FAامیررضا کوثریدانشیار، گروه مهندسی هوافضا، دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران0000-0002-6905-1522اسد صاغریدانشجوی دکتری، گروه مهندسی هوافضا، دانشکده علوم وفنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایرانمسعود خوش سیمااستادیار، پژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران0009-0006-6181-9388Journal Article20191128This article investigates an operational orbit's design and sensitivity analysis for Earth observation (EO) missions in non-sun-synchronous orbits. Sun-synchronous orbits are the primary choice for deploying EO satellites, but in the absence of access to such orbits, alternative options can be considered, including multi-sun-synchronous orbits (MSSO) capable of repeating ground track (RGT).<br />In this research, sets of such orbits are designed, taking into account the defined mission and considering the available altitude and inclination of the orbit. To achieve this, a constrained search problem is formulated, considering the constraints related to the characteristics of multi-sun-synchronicity and repeating ground tracks to search for orbit characteristics.<br />Furthermore, to identify the allowable range of injection errors, a sensitivity analysis of the designed orbit's characteristics has been conducted to assess their sensitivity to uncertainties in injection accuracy during a case study investigation.در این مقاله به بررسی ، طراحی و تحلیل حساسیت یک مدار عملیاتی برای ماموریتهای پایش زمین در مدار غیر خورشیدآهنگ پرداخته شده است. مدارهای خورشیدآهنگ گزینه اصلی استقرار ماهوارههای پایش زمین هستند، اما در نبود امکان دستیابی به چنین مدارهایی گزینههای دیگری نیز قابل بررسی هستند که شامل مدارهای چند خورشیدآهنگ با قابلیت تکرار رد زمینی میشوند. در اینجا با توجه به ارتفاع و شیب مداری دردسترس، مجموعهای از این نوع مدارها با درنظر گرفتن ماموریت تعریف شده طراحی می شوند. به این منظور با تشکیل یک مسئله جستجو مقید، و با درنظر گرفتن قیدهای مربوط به ویژگی چند خورشیدآهنگی و تکرارشوندگی رد زمینی، به جستجوی مشخصههای مداری پرداخته شده است. در ادامه با هدف شناسایی محدوده مجاز در خطای تزریق مداری تحلیل حساسیت ویژگیهای این مدارها نسبت به عدمقطعیتهای دقت تزریق طی مطالعه موردی مورد بررسی و ارزیابی قرار گرفته است.https://jsst.ias.ir/article_128751_f0a71df5989fa87e679e817cc64aa122.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Investigation and feasibility study of using components with different categories from the perspective of radiation damage in LEO and GEO orbitsبررسی و امکان سنجی استفاده از قطعات با ردههای مختلف از منظر آسیب پرتویی در مدار LEO و GEO112312246510.22034/jsst.2021.1267FAحمیده دانشوراستادیار، گروه پژوهشی پرتوفرآوری و دزیمتری، پژوهشکده کاربرد پرتوها، پژوهشگاه علوم و فنون هسته ای، تهران، ایران0000-0001-5951-7336اعظم عیدیکارشناس ارشد، گروه ارتباطات ماهواره ای، پژوهشکده فناوری ارتباطات، پژوهشگاه ارتباطات و فناوری اطلاعات، تهران، ایرانلیلا محمدیاستادیار، گروه ارتباطات ماهواره ای، پژوهشکده فناوری ارتباطات، پژوهشگاه ارتباطات و فناوری اطلاعات، تهران، ایران0000-0001-9178-9067رضا امیدیاستادیار، دانشکده فنی مهندسی، دانشگاه زنجان، زنجان، ایرانپدرام حاجی پورمربی، گروه ارتباطات ماهواره ای، پژوهشکده فناوری ارتباطات، پژوهشگاه ارتباطات و فناوری اطلاعات، تهران، ایران0000-0001-5876-540XJournal Article20200317Space radiation can affect the performance and reliability of components in space systems. This paper focuses on the investigation of three types of radiation damage including ionizing dose, displacement damage, and single event damage using OMERE software. Considering the outputs of this software, how to use and use a variety of electronic components with different commercial, military and space grades in LEO and GEO satellites is discussed. These components have the least risk of displacement damage. Mass budget constraints should also be considered when using commercial components in the GEO circuit. The maximum thickness for the safety of components in LEO and GEO circuits is 2.6 mm and 9.5 mm respectively. Given the inability of SEE damage to increase in thickness, the best solution to this damage is to use radiation-resistant solutions, especially software issues.تشعشعات فضایی میتواند بر عملکرد و قابلیت اطمینان قطعات موجود در سامانههای فضایی تاثیرگذار باشد. در این مقاله بر بررسی سه نوع آسیبهای پرتویی شامل دز یونیزان، آسیب جابه جایی و تک رخدادی با استفاده از نرم افزار OMERE متمرکز شده است. با در نظر گیری نتایج خروجی از این نرم افزار چگونگی به کارگیری و استفاده از انواع قطعات الکترونیک با گریدهای مختلف تجاری، نظامی و فضایی در ماهواره های LEO وGEO مورد بحث قرار میگیرد. نتایح نشان میدهد که برای این قطعات، آسیب جابه جایی دارای کمترین مخاطره است. در صورت استفاده از قطعات تجاری در مدار GEO باید محدودیت های بودجه جرمی نیز مد نظر قرار گیرد. بیشترین مقدار ضخامت برای ایمنی قطعات در مدار LEO و GEO به ترتیب 6/2 و 5/9 میلیمتر آلومینیم است. با توجه به عدم تاثیرپذیری آسیب SEE از افزایش ضخامت، بهترین راه حل در برابر این آسیب، استفاده از راهکارهای مقاوم سازی در برابر تابش خصوصا مباحث نرم افزاری است.https://jsst.ias.ir/article_122465_2cf2c4ba754b22d49688a8bfb36716f4.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Cost Estimation Model Presentation for Cryogenic/Semi-Crogenic Space Propulsion Systemsارائه مدل تخمین هزینه سامانههای پیشرانش فضایی سرمازا/نیمهسرمازا253312246610.22034/jsst.2021.1268FAمصطفی جعفرپناهپژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایرانحسن ناصحاستادیار - پژوهشکده سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری ، تهران، ایران0000-0002-7896-0189Journal Article20200408The purpose of this paper is to present the cost estimation model for Cryogenic/Semi-Crogenic space propulsion systems. Therefore, the space propulsion system selection from fuel and oxidizer type aspect and achieving the maximum performance and minimum cost has been performed. Then, the fuel and oxidizer pair samples based on the mass – energy specifications (engine weight- specific impulse) and engine operation cycle type with respect to the mission possibility has been determined. To this end, the algorithm for implementing and using the proposed cost estimation model has been designed. In this algorithm, the proposed cost estimation model is developed based on the existing cost estimation relationship and verified by comparing the existing models. Finally, the outputs in the algorithm are cost-performance (specific impulse) graph for the seven fuels and oxidizer pairwise, engine selection based on achieving maximum specific impulse and providing the design space searches for the cost and time optimization in the space projects.هدف از این مقاله، ارائه مدل تخمین هزینهی سامانههای پیشرانش فضایی سرمازا/نیمهسرمازا میباشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. سپس، نمونههای زوج سوخت و اکسیدکننده سامانه پیشرانش بر مبنای مشخصات جرمی – انرژتیک (وزن موتور – ضربه ویژه) سامانهی پیشرانش و همچنین نوع سیکل کاری موتور با نگاه به امکانپذیری ماموریت، تعیین میشود. برای این منظور، روندنمایی برای اجرا و استفاده از مدل تخمین هزینهی پیشنهادی تدوین شده است. در این روندنما، از روابط ریاضی موجود مدل تخمین هزینه استخراج میشود و با استفاده از مدلهای موجود مورد صحهگذاری قرار میگیرد. در نهایت خروجی این روندنما، نمودار هزینه- کارآیی (ضربه ویژه) برای هفت زوج سوخت و اکسیدکننده، انتخاب موتور براساس بیشینه ضربه ویژه، ایجاد فضای جستجوی طراحی برای بهینهسازی هزینه-زمان در پروژههای فضایی میباشد.https://jsst.ias.ir/article_122466_e961b3ef1ff2a7f6d46dd5fbe07ffbf6.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Performance evaluation of a launch vehicle with non-turbopump propulsion system based on multidisciplinary analysis (MDA)بررسی کارایی یک پرتابگر با سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی مبتنی بر تحلیل چند موضوعی (MDA)354912523310.22034/jsst.2021.1278FAحانیه اسحاق نیاگروه مهندسی فضایی، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانمهران نصرت الهیدانشیار، گروه مهندسی فضایی، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0001-8023-594Xامیرحسین آدمیاستادیار، مدیر مرکز ماهواره و فضاپیما، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0003-3972-7541Journal Article20200522A new approach to the design and development of launchers is the use of advanced technologies to reduce design and development costs as much as possible. In this paper, an approach to reduce costs and increase reliability is proposed, which is based on the use of a non-turbo pump propulsion system (pressure-fed propulsion system) instead of a turbo pump propulsion system. For this purpose, the multidisciplinary conceptual design optimization of a two-stage launch vehicle with a pressure-fed propulsion system with the aim of sending max payload with a least gross mass to the orbit (500 km) in terms of structure, aerodynamics, propulsion, pressure vessels, simulation, and pitch program disciplines. Then, the sensitivity analysis was performed on the optimum launcher to determine the efficiency of the launcher at different orbital heights and the ability to carry a suitable payload.رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوریهای پیشرفته در کاهش هزینههای طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینهها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه مفهومی چند موضوعی یک ماهوارهبر دو طبقه با سیستم پیشرانش تحت فشار با هدف قابلیت ارسال حداکثر بارمحموله با حداقل جرم ناخالص برخاست به مدار 500 کیلومتری زمین با لحاظ موضوعات سازه، آیرودینامیک، پیشرانش، مخازن تحت فشار، شبیهسازی حرکت و برنامه پیچ بهینه، انجام پذیرفته است. بدین ترتیب پرتابگر بهینه از منظر دستیابی به مدار 500 کیلومتری با فنّاوری سیستم پیشرانش بدون توربوپمپ استخراج میگردد. در ادامه آنالیز حساسیت بر روی پرتابگر بهینه صورت پذیرفته تا میزان کارایی پرتابگر در ارتفاعهای مداری مختلف و قابلیت حمل بار مفید متناسب، مشخص گردد.https://jsst.ias.ir/article_125233_53e22d51ded8a9cfd7b81b07b110a6fb.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Optimal Proportional Navigation in Three-Dimensional Space Using Model Predictive Control Approachهدایت تناسبی بهینه در فضای سهبعدی با رویکرد کنترلی پیشبین مدل مبنا515912892110.22034/jsst.2021.1279FAرضا شیخ بهاییدانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانسعید خان کلانتریاستادیار، دانشکده مهندسی برق، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران0000-0002-1028-8306Journal Article20200522In this study, on the basis of proportional navigation strategy, design of explicit optimal guidance law for missiles tracking maneuvering targets in three-dimensional space using model predictive control is addressed. The model predictive control employs a model to predict the future process behavior and calculates an optimal control input at each time step through the optimization of an objective function. Generalized model predictive control approach, employed in this study, solves the optimization problem offline to obtain the closed form optimal control law. In this paper, firstly, the equations describing the missile-target relative motion kinematics are formulated. Then, the optimal control law, as an explicit function of the state vector is obtained. The evaluation of the proposed scheme is studied by the comparison of the simulation results with the augmented proportional navigation system. Simulation studies, in three different scenarios, demonstrates appropriate performance for the proposed guidance system specially against maneuvering targets.در این مقاله، با استفاده از روش کنترلی پیشبین مدل مبنا و بر پایه استراتژی هدایت تناسبی به طراحی قانون هدایت بهینه صریح جهت هدایت موشک پدافندی به سمت هدف در حال مانور در فضای سهبعدی پرداخته میشود. این روش کنترلی با پیشبینی رفتار سیستم در آینده، در خلال بهینهسازی یک تابع هزینه مشخص قانون کنترلی بهینه را محاسبه میکند. رویکرد کنترلی پیشبین تعمیمیافته که در این مقاله مورد استفاده قرار گرفته است، مسأله بهینهسازی را به صورت برونخط حل میکند تا فرم بسته قانون کنترلی بهینه را به دست آورد. به این منظور، ابتدا معادلات حرکت مجموعه موشک و هدف در دستگاه سهبعدی بازنویسی میشود. سپس قانون کنترلی بهینه به صورت تابعی صریح از متغیرهای حالت محاسبه میگردد. عملکرد سیستم هدایت پیشنهادی با سیستم هدایت تناسبی APN در سه سناریو متفاوت مقایسه شده و نتایج شبیهسازی نشاندهنده کارایی مطلوب سیستم پیشنهادی به ویژه در مقابله با اهداف با تغییر مسیرهای ناگهانی میباشد.https://jsst.ias.ir/article_128921_ee3594cd4afeaf04fe8f2c5143d5516c.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222CD44 expression changes in MDA-MB-231 cell line of breast cancer after exposure to 2-D clinorotationتغییرات بیانی ژن CD44 در رده سلولی MDA-MB-231 بعد از قرارگیری در شرایط میکروگراویتی شبیه سازی شده616611929110.22034/jsst.2021.1285FAزهرا حاجابراهیمیدانشیار، گروه پژوهشی فیزیولوژی هوافضایی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0003-1567-7850مریم صلواتی فراستادیار گروه پژوهشی فیزیولوژی هوافضایی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000000307455967Journal Article20200624Studies have shown that simulated microgravity (SMG) affects tumor cell growth and metastasis. However, the underlying molecular basis is still not known. In recent years, due to the high expression of CD44 in invasive basal breast tumors, it has been the subject of many studies. The aim of present study was to investigate the gene expression of CD44 in MDA-MB-231cell line of breast cancer in microgravity conditioncell line was proliferated under normal gravity and microgravity (1 and 3 days) using 2-D clinostat. Gene expression was measured using real-time PCR technique. SMG increased gene expression (100%) after 1 day and decreased it (15%) during 3 days in comparison to the control samples. It seems that the response of cancer cells to microgravity is time dependent and simulated microgravity treatment for 3 days may have a positive effect on cancer characteristics of MDA-MB-231 cell line in order to decrease the expression of CD44.بی وزنی بر رشد و متاستاز سلولهای توموری اثر می گذارد. با این وجود اساس مولکولی آن شناخته نشده است. به دلیل بیان بالای مولکول CD44 در تومورهای بازال تهاجمی سرطان سینه، در سال های اخیر موضوع بسیاری از مطالعات بوده است. هدف از مطالعه حاضر بررسی تغییرات بیانی ژن CD44 در رده سلولی MDA-MB-231 در شرایط بیوزنی بود. رده سلولی در شرایط جاذبه طبیعی و بیوزنی 1 و 3 روز توسط دستگاه کلینواستت دو بعدی تکثیر شد. بیان ژن با Real-time PCR اندازهگیری شد. میزان بیان ژن پس از یک روز به میزان 100٪ افزایش و پس از 3 روز به میزان 15٪ کاهش می یابد. به نظر میرسد که پاسخ سلولهای سرطانی به بیوزنی وابسته به زمان باشد و اعمال آن برای مدت سه روز ممکن است اثرات مثبتی بر کاهش فنوتیپ سرطانی در این رده سلولی از لحاظ کاهش بیان مولکول CD44 داشته باشد.https://jsst.ias.ir/article_119291_4bb03b275c0ab17bcc4fd1bef7fd86a5.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Space Industry Funding: Public and Private sectorتامین مالی صنعت فضایی: دولتی و خصوصی677612246810.22034/jsst.2021.1288FAمهدی غلامیاستادیار، پژوهشکده حقوق مدیریت و استانداردهای هوافضایی، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهران، ایرانJournal Article20200629This paper examines the funding sources of space industry. First, an overview of the space economy and investment flows in the industry is presented. Long-run trends indicate an increase in public and private investment in the space industry. Government funding is the most important source of funding for space programs. Also, the international cooperations in this industry has played a significant role in the development path of space activities. On the other hand, more applications in the services and other economic sectors has increased the entry incentives for private investors. Therefore, financing space projects through private funds is also one of the growing trends in the space industry. The findings show that the shift of governments from construction investments to commercialization investments. In contrast, the increasing application of space activities and the digitalization pattern of the industry have paved the way for micro-actors to enter with less financial resources.این پژوهش، به بررسی وضعیت تامین مالی و روندهای سرمایه گذاری خصوصی و عمومی در صنعت فضایی می پردازد. تامین مالی از طریق دولت بیشترین میزان تامین اعتبار برنامه های فضایی را شامل می شود. همچنین همکاری های بین المللی کشورها در این صنعت سهم بسزایی در رشد و توسعه فعالیت های فضایی داشته است. از طرف دیگر، افزایش کاربردهای فناورانه در حوزه های خدمات و دیگر بخش های اقتصادی، انگیزه های ورود سرمایه گذاران خصوصی به صنعت فضایی را افزایش داده است. از این رو، تامین مالی پروژه های فضایی از طریق منابع بخش خصوصی نیز یکی از روند های رو به رشد صنعت فضایی می باشد. یافته های این پژوهش نشان از شیفت و تغییر مشی دولت ها از سرمایه گذاری در ساخت به سمت توسعه تجاری سازی صنعت فضایی می باشد. در مقابل، افزایش کاربردهای فضایی و دیجیتالی شدن این صنعت، راه را برای ورود بازیگران خرد با منابع مالی نه چندان زیاد باز نموده است.https://jsst.ias.ir/article_122468_8d104a963da216b39095d844dbff584d.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Attitude nonlinear predictive control of an under actuated spacecraftکنترل پیشبین غیرخطی وضعیت فضاپیما با وجود نقص دو چرخ عکسالعملی دارای زاویهی نصب778313279810.22034/jsst.2021.1304FAمحمد نوابیدانشیار، دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران0000-0003-4801-9918پوریا زارعیدانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایرانJournal Article20200927The use of four reaction wheels to control the three-axis attitude of the spacecraft, considering its mechanical performance and the possibility of its failure, is a practical solution in the face of a defect in one of the wheels. In this article, the optimal control of the spacecraft, which has four reaction wheels, is investigated. Controlling the attitude of a spacecraft with just two reaction wheels is a significant issue that conventional controllers are not able to do. Therefore, the use of nonlinear model-based predictive controller is used to control the attitude of this spacecraft and compared with optimal nonlinear control in a discrete-time comparison, which satisfies the acceptable results.کنترل وضعیت فضاپیمای فعال در مدار با استفاده از عملگرهای چرخ عکسالعملی به دلیل برتریهای خاص نسبت به دیگر عملگرها انتخاب مناسبتری است. با توجه به عملکرد مکانیکی این عملگر و احتمال خرابی آن، استفاده از چهار چرخ عکسالعملی برای کنترل وضعیت سه محوره فضاپیما، راهکاری کاربردی در مواجهه با نقص یکی از چرخها است. در این مقاله به کنترل بهینه وضعیت فضاپیمایی پرداخته شده که دارای چهار چرخ عکسالملی است و کنترل وضعیت در صورت خرابی چرخها بررسی و به ترتیب با یک و دو چرخ از کارافتاده کنترل انجام شده است. کنترل وضعیت فضاپیما تنها با دوچرخ عکسالعملی مسئله قابل توجهی است که کنترلرهای مرسوم قادر به پایدار کردن آن نمیباشند. بنابراین استفاده از الگوریتم کنترلی پیشبین مبتنی بر مدل به صورت غیرخطی که به نوعی کنترل بهینه ارزیابی میشود برای کنترل وضعیت این فضاپیما به صورت زمان گسسته استفاده شده که نتایج قابل استنادی را برآورده میکند.https://jsst.ias.ir/article_132798_c2a094c0682ec9e0be64e831f283655c.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456014420211222Multidisciplinary Design of Bipropellant Propulsion System in Three Methods, Optimal Design, Reliability Based Design and Optimal Reliability Based Designطراحی چندموضوعی سامانه پیشرانش دومولفهای به سه روش بهینه، مبتنی بر قابلیت اطمینان و بهینه مبتنی بر قابلیت اطمینان859812523410.22034/jsst.2021.1281FAحجت طائیاستادیار، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0000-0000-0000امیرحسین آدمیاستادیار، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0003-3972-7541منصور حضوریکارشناس ارشد، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20200530The need to improve the reliability and safety requirements, has led to increasingly utilization of reliability based design approaches. In this study, reliability based multidisciplinary design optimization for a bipropellant propulsion system has been investigated. The objective function is minimizing the total system mass and design constraints are the total impulse and the temperature of the wall of the combustion chamber. Monte Carlo simulation methodology is used to apply uncertainties in the problem and to show the reliability of the system under these uncertainties. The mass, functional and geometric results of the bipropellant propulsion system are differentiated for optimal design, reliability based design and optimal reliability based design. Then, considering the results, the concepts and definitions of design methods are compared and discussed and it is shown that the reliability based multidisciplinary optimization while having the desired mass, has high reliability.نیاز به افزایش قابلیت اطمینان و الزامات ایمنی، باعث شده است روش طراحی مبتنی برقابلیت اطمینان به طور فزایندهای مورد استفاده قرارگیرد. در این پژوهش، طراحی بهینه چندموضوعی مبتنی برقابلیت اطمینان برای سامانه پیشرانش دومولفهای مورد بررسی قرار گرفته است. تابع هدف مسئله کمینه نمودن جرم سیستم و قیود طراحی، ضربه کل و دمای دیواره محفظهاحتراق است. جهت اعمال عدم قطعیتها و نشان دادن قابلیت اطمینان مسئله نسبت به آنها از روش شبیهسازی مونت کارلو استفاده شدهاست. در این مقاله بعد از طراحی سامانه پیشرانش دومولفهای نتایج جرمی، عملکردی و هندسی به تفکیک برای طراحی بهینه، طراحی مبتنی بر قابلیت اطمینان و طراحی بهینه مبتنی بر قابلیت اطمینان بیان میگردد. در ادامه با توجه نتایج، مفاهیم و تعاریف روشهای طراحی مورد مقایسه و بحث قرار می گیرد و نشان داده میشود که روش طراحی بهینه مبتنی بر قابلیت اطمینان ضمن داشتن جرم مطلوب دارای قابلیت اطمینان لازم است.https://jsst.ias.ir/article_125234_9dfcafb4b2b43221567f77368cc75c33.pdf