انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923Design and Dynamic Analysis for Vertical and Horizontal Cylindrical Body in Reentry Flightطراحی و تحلیل دینامیکی ورود به جو جسم استوانه ای برای مودهای پایدار افقی و عمودی1915543910.30699/jsst.2022.1390FAمرتضی طایفیاستادیار، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران0000-0002-2773-2493رامین کمالی مقدمدانشیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-0780-7689Journal Article20220209To create drag and reduce the speed of space payloads in the phase of entering the atmosphere, the payload body itself can be used as brake mechanisms without using additional tools. The approach analyzed in this paper is the separation of the nose and then the stability of the cylindrical body in horizontal or vertical mode. First, by numerical solution, the cylindrical body is aerodynamically simulated in the flight conditions entering the atmosphere, and the location of the center of mass is designed to achieve static stability. Then, by developing the equations of motion of atmospheric reentry using aerodynamic coefficients and derivatives calculated by DATCOM, the flight parameters for both modes are compared and evaluated. The simulation results show that the horizontal flight is more efficient and is able to create better conditions for opening the parachute and landing. Another advantage of atmospheric reentry flight in horizontal mode is the proper distribution of aerodynamic heating and reduction of heat load in certain points of the payload.برای ایجاد درگ و کاهش سرعت در فاز ورود به جو کاوشگرهای فضایی، می توان بدون استفاده از مکانیزمهای اضافی از خود بدنه کاوشگر به طور مطلوب استفاده نمود. رویکردی که در این مقاله تجزیه و تحلیل میشود عبارت است از جدایش دماغه و سپس پایداری جسم استوانهای در مود افقی یا عمودی با کمک تنظیم محل مرکز جرم. در ابتدا با حل عددی، جسم استوانهای در شرایط پروازی ورود به جو شبیهسازی آیرودینامیکی میشود و محل مرکز جرم برای رسیدن به هر کدام از حالتهای پایداری طراحی میشود. سپس با توسعه معادلات حرکت شش درجه آزادی بازگشت به جو و استفاده از ضرایب و مشتقات آیرودینامیکی محاسبه شده توسط دتکام، پارامترهای پروازی شامل سرعت، شتاب، ارتفاع، زاویه حمله و عدد ماخ برای هر دو حالت مقایسه و ارزیابی میشوند. نتایج شبیهسازی نشان میدهند که بازیابی افقی قادر است شرایط مطلوبتری را برای باز شدن چتر و فرود ایمن ایجاد کند. از جمله این شرایط، سرعت حدی محموله در فاز فرود هست که برای مود افقی مقدار کمتری نسبت به مود عمودی دارد.https://jsst.ias.ir/article_155439_3cda081b03b807b4c2499c7b4a9c52ed.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923Bearing only Tracking for Maneuver Target using Nonlinear Second-Order Markov Modelردیابی هدف مانوردار از روی سمت با استفاده از مدل مارکوف مرتبه دوم غیرخطی112214617910.30699/jsst.2022.1361FAمحسن ابراهیمیکارشناسی ارشد، دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی شاهرود، شاهرود، سمنان، ایران0000-0002-2337-6815امیر فرهاد احیائیدانشیار، گروه مهندسی برق-کنترل، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه بین المللی امام خمینی، قزوین، ایران0000-0001-5205-8966Journal Article20210718In this paper, in addition to investigation and analyzing the dynamic model of a maneuver target, a new method based on the Interaction Multiple Model (IMM) method is presented to solve the tracking problem in presence of measurement noise. In this procedure, two models are used along with an extended Kalman filter for each model, for estimation of the states related to stochastic target model. To this end, a specific weight is calculated adaptively for each model and the final estimation of the target is obtained from the weighted sum of the modes related to each model. In this paper, second order Markov models are used to better describe the system behavior which leads to a decrease in the number of required motion models. This means that the previous two models are used to decide on the next model, and a much better algorithm is provided than the first-order IMM algorithm.در این مقاله ضمن بررسی و تحلیل مدل حرکتی مانوردار برای هدف، روش جدیدی مبتنی بر روش چند مدلی IMM برای حل مسئلهی ردیابی در حضور نویز اندازهگیری ارائه میشود. در این روش دو مدل به کار می-رود که برای هر مدل از یک صافی کالمن توسعهیافته برای تخمین حالت مربوط به مدل تصادفی هدف استفاده میشود. تخمین نهایی حالت مربوط به حرکت هدف متشکل از حالتهای این دو مدل است؛ به این صورت که برای هر مدل وزن خاصی به صورت تطبیقی محاسبه میشود و تخمین نهایی هدف از جمع وزندار حالتهای مربوط به هر مدل بدست میآید. در این مقاله برای تخمین بهتر از مدلهای مارکوف مرتبه دوم برای توصیف رفتار سیستم استفاده شده است که منجر به کاهش تعداد مدلهای حرکتی مورد نیاز میشود. به این معنی که برای تصمیمگیری برای مدل بعدی از دو مدل قبل کمک گرفته میشود و الگوریتمی بهمراتب بهتر از الگوریتم IMM مرتبه اول ارائه میشود.https://jsst.ias.ir/article_146179_bd3b2772e35d3c424b275a6d01bba2ab.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220309Data Augmentation Investigating in Improving the performance of Deep Learning Model for Building Segmentation using Aerial Imagesبررسی داده افزایی در بهبود عملکرد مدل یادگیری عمیق جهت قطعه بندی ساختمانها با استفاده از تصاویر هوایی233214618110.30699/jsst.2022.1364FAسمیه کریم پوردانشجوی کارشناسی ارشد، گروه سنجش از دور و سیستم اطلاعات جغرافیایی، دانشکده علوم جغرافیایی، دانشگاه خوارزمی،تهران، ایرانجواد سدیدیدانشیار، گروه سنجش از دور و سیستم اطلاعات جغرافیایی، دانشکده علوم جغرافیایی، دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران0000-0002-8452-9600سید محمد توکلی صبوراستادیار، گروه سنجش از دور و سیستم اطلاعات جغرافیایی، دانشکده علوم جغرافیایی، دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران0000-0002-7641-6470Journal Article20210819Deep learning is a modern method of image processing and data analysis that has entered the field of urban management with promising results and high potential. The purpose of this study is to investigate data augmentation techniques in improving the results of segmentation of building using aerial images with high spatial resolution and deep learning method. For this purpose, MSB building data set and MapNet model were used. The model was trained and evaluated in three stages without data augmentation, with data augmentation of geometric transformations and with data augmentation of geometric and photometric transformations. The results of model evaluation showed that using geometric transformations as data enhancement techniques, F-1 and IoU score evaluation criteria have increased by 0.5 and 0.55%, respectively, and using data techniques Incremental geometric and photometric transformations increased by 1.41 and 1.57 percent. This increase was visually observed in the improvement of the segmentation of dense areas of the building and the discontinuity of large-scale buildings.یادگیری عمیق یک روش مدرن پردازش تصویر و تجزیه و تحلیل دادهها میباشد که با داشتن نتایج امیدوارکننده و پتانسیل بالا، وارد حوزه مدیریت شهری شده است. هدف از تحقیق حاضر، بررسی تکنیکهای داده افزایی در بهبود نتایج قطعه بندی ساختمانها با استفاده از تصاویر هوایی با قدرت تفکیک مکانی بالا و روش یادگیری عمیق میباشد. برای این منظور از مجموعه داده ساختمان MSB و مدل MapNet استفاده شد. مدل در سه مرحله بدون دادهافزایی، با دادهافزایی تبدیلات هندسی و با دادهافزایی تبدیلات هندسی و فتومتریک مورد آموزش و ارزیابی قرار گرفت. نتایج ارزیابی مدل نشان داد که با استفاده از تکنیکهای دادهافزایی تبدیلات هندسی معیارهای ارزیابی امتیاز اف-یک و IoU به ترتیب به میزان 5/0 و 55/0 درصد و با استفاده از تکنیک-های دادهافزایی تبدیلات هندسی و فتومتریک به میزان 41/1 و 57/1 درصد افزایش پیدا کرد. این افزایش به صورت بصری در بهبود قطعه بندی مناطق متراکم ساختمان و ناپیوستگی ساختمانهای بزرگ مقیاس مشاهده شد.https://jsst.ias.ir/article_146181_ed03a5999c07e1c07740269d8616fe7e.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923Investigation on Performance Characteristics of Hydrazine Monopropellant Thruster according to Reaction Chamber Adiabatic Temperatureبررسی مشخصههای عملکردی رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی برحسب دمای آدیاباتیک محفظه واکنش334714373610.30699/jsst.2022.1362FAسید رشاد روح الامینیکارشناسی ارشد، پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایرانمحمد علی امیری فرکارشناسی ارشد، پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران0000-0003-4314-0073علیرضا رجبیدکتری، پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایراننورالدین قدیری معصوماستادیار، پژوهشکده سامانه های حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران0000-0001-9502-0861Journal Article20210714In this paper, by creating and developing a code based on thermodynamics and gas dynamics equations, the performance characteristics of a 1N hydrazine monopropellant thruster such as thrust force, specific impulse, characteristic exhaust velocity, and propellant mass flow rate have been studied theoretically in terms of reaction chamber temperature. In this regard, by taking into account the adiabatic assumption, the reaction chamber temperature of monopropellant thruster has been analyzed zero-dimensionally using the ammonia dissociation rate as an independent variable under equilibrium and non-equilibrium conditions and it has been analyzed one-dimensionally using the hydrazine and ammonia homogeneous and heterogeneous reaction rate constants. Also, the effect of nozzle throat thermal expansion on reaction chamber pressure, thrust force, and propellant mass flow rate and the effect of reaction chamber pressure on ammonia dissociation rate and consequently on reaction chamber adiabatic temperature under thermodynamic equilibrium conditions have been studied.در این مقاله، با ایجاد و توسعه یک کد مبتنی بر روابط ترمودینامیک و دینامیک گاز، مشخصههای عملکردی یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی یک نیوتنی نظیر نیروی تراست، ضربه ویژه، سرعت مشخصه خروجی، و دبی جرمی پیشرانه برحسب دمای محفظه واکنش به صورت نظری مورد مطالعه قرار گرفته است. در این راستا، با در نظر گرفتن فرض آدیاباتیک، دمای محفظه واکنش تراستر تکپیشرانه به صورت صفر بعدی با استفاده از نرخ تجزیه آمونیاک به عنوان یک متغیر مستقل در شرایط تعادلی و غیر تعادلی و به صورت یک بعدی با استفاده از ثابت نرخ واکنشهای همگن و ناهمگن تجزیه هیدرازین و آمونیاک بررسی و تحلیل گردیده است. همچنین، اثر انبساط حرارتی گلوگاه نازل بر فشار محفظه واکنش، نیروی تراست، و دبی جرمی پیشرانه و اثر فشار محفظه واکنش بر نرخ تجزیه آمونیاک و به تبع آن بر دمای آدیاباتیک محفظه واکنش در شرایط تعادل ترمودینامیکی مورد مطالعه قرار گرفته است.افزایش قطر گلوگاه نازل در فشار تغذیه ثابت سبب افزایش فشار محفظه و در نتیجه افزایش نیروی تراست میگردد.https://jsst.ias.ir/article_143736_79d48ce326babac1037a1f96e4460d90.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923Parametric Study of Aeroelastic Instability Boundaries of Space Launch Vehicle in Subsonic Flowمطالعه پارامتریک مرزهای ناپایداری آیروالاستیک مدل حامل فضایی در جریان مادون صوت496613726110.30699/jsst.2021.1343FAآرمین عضدیکارشناسی ارشد، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0001-9544-4672میثم محمدی امیناستادیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-4351-2749سعید محمودخانیاستادیار، دانشکده فناوری های نوین و هوافضا، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران0000-0002-7442-4936Journal Article20210421In the present work, the frequency-domain aeroelastic stability analysis of space launch vehicle body in the flight condition of initial launch phase is presented for a range of geometric parameters, structural characteristics, and other parameters such as thrust force. The aeroelastic model is derived using structural assumed modes and quasi-steady aerodynamics. The pressure distribution of subsonic flow on the 3D configuration is determined by boundary element method. Non-uniform Euler-Bernoulli beam including torsion spring junctions along the body with free-free ends is used to model the structure, and its modal analysis is performed by finite difference method. Concluded results illustrate variation in parameters not only could vary the aeroelastic instability boundary, but also might cause the instability type changed (from divergence to flutter), which its main reason is replacement the second instability of the aeroelastic system with the first one. Furthermore, it is demonstrated that the follower thrust force restricts the aeroelastic stability but maintains the instability type.در این مقاله، تحلیل حوزه فرکانس پایداری آیروالاستیک بدنه حامل فضایی در شرایط پرواز ابتدای پرتاب روی طیف وسیعی از پارامترهای هندسی، مشخصههای سازهای و سایر پارامترها نظیر نیروی پیشران صورت گرفته است. مدل آیروالاستیک با درنظر گرفتن مودهای فرضی و آیرودینامیک شبهپایا ایجاد گردیده است. توزیع فشار جریان مادونصوت روی جسم سهبعدی توسط روش اجزای مرزی محاسبه شده است. مدل سازه تیر اویلر- برنولی غیریکنواخت با اتصالات داخلی فنر پیچشی و شرایط مرزی دوسر-آزاد است که تحلیل مودال آن به روش تفاضل محدود صورت گرفته است. نتایج حاصل نشان میدهند تغییر در اندازه پارامترهای هندسی و سازهای، ضمن آنکه موجب جابجایی مرز ناپایداری آیروالاستیک میشود، ممکن است نوع ناپایداری را نیز تغییر دهد (از واگرایی به فلاتر) که علت اصلی آن، جابجایی اولین و دومین ناپایداری سیستم آیروالاستیک با یکدیگر است. علاوه بر آن، نشان داده شد نیروی دنبالکننده پیشران پایداری آیروالاستیک را محدودتر مینماید، اما نوع ناپایداری سیستم را تغییر نمیدهد.https://jsst.ias.ir/article_137261_46b9729d559d1341820468ff46bf2968.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923Design of an Nonlinear Extended State Observer to Estimate Unmeasurable Information on the Problem of Flying Objects Guidanceطراحی رویتگر غیرخطی توسعه یافته برای تخمین اطلاعات غیرقابل اندازهگیری در مسئله هدایت اجسام پرنده677814470610.30699/jsst.2022.1352FAمهسا جواهری پوردانشجوی کارشناسی ارشد، گروه کنترل، مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایراناحمدرضا ولیدانشیار، گروه کنترل، مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0002-8545-7565وحید بهنام گلاستادیار، گروه کنترل، مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0003-3555-8453فیروز اله وردی زادهاستادیار، گروه کنترل، مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0002-9862-5775Journal Article20210622Proportional navigation is one of the most widely used methods in guiding flying objects. This method requires the rotation rate of the line between the interceptor and the target to calculate the guidance command. For a variety of reasons, including cost savings, simple sensors are used to measure tracking information, including line of sight angle. Therefore, some non-measurable information such as the angular velocity of the line of sight must be estimated using mathematical equations. Due to the noise and other problems, the use of derivatives is not desirable in this situation. Therefore, in this paper, an extended nonlinear observer is used to estimate the angular velocity of the line. Due to the nonlinear dynamics of the intercepting of flying objects, a nonlinear type of observer has been selected. By performing a computer simulation, the correct operation of the proposed observer is shown.یکی از روشهای پرکاربرد در مسئله هدایت اجسام پرنده، ناوبری تناسبی میباشد. این روش برای محاسبه دستور هدایت به نرخ چرخش خط واصل بین رهگیر و هدف نیاز دارد. به دلایل متعدد از جمله کاهش هزینه، برای اندازهگیری اطلاعات رهگیری از جمله زاویه خط دید از حسگرهای ساده استفاده می-شود. بنابراین برخی اطلاعات غیر قابل اندازهگیری از قبیل سرعت زاویهای خط دید میبایست با استفاده از روابط ریاضی تخمین زده شوند. با توجه به نویزی بودن و مشکلات دیگر، استفاده از مشتق گیر در این شرایط مطلوب نیست. از این رو در این مقاله از رویتگر غیرخطی توسعهیافته برای تخمین سرعت زاویهای خط استفاده میشود. بهدلیل غیرخطی بودن دینامیک حاکم بر مسئله رهگیری اجسام پرنده، رویتگر پیشنهادی از نوع غیرخطی انتخاب شده است. با انجام یک شبیهسازی کامپیوتری، صحت عملکرد رویتگر پیشنهادی نشان داده شده است.https://jsst.ias.ir/article_144706_79adbb1d7c8601b3760037559cf14e35.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923Cost Estimation for Space Propulsion Systems and Human Resource Cost and The Project Implementation Time Optimizationتخمین هزینه سامانه های پیشرانش فضایی و بهینه سازی هزینه ی نیروی انسانی و زمان اجرای طرح799214373210.30699/jsst.2022.1302FAحسن ناصحاستادیار پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-7896-0189مصطفی جعفرپناهکارشناسی ارشد، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایرانJournal Article20200916The purpose of this paper is to present the cost estimation and optimization of space propulsion systems. Thus, choosing optimal propulsion system (from fuel and oxidizer aspect) is done in order to increase the efficiency and decrease the cost. Also, human resource cost and technology development time based on the consideration of labor cost effect on the personals motivation have been optimized. To this end, cost estimation and optimization algorithm has been drawn and suggested. The suggested algorithm has two steps. The first step in the algorithm is concern to cost estimation for seven fuel and oxidizer components. In the second step, labor cost and project implementation time is estimated and optimized based on the optimal space propulsion system derived from the previous step. Here, the objective functions are propulsion system technology development cost and time. On the other hand, the purpose is to consider the salary enhancement and consequently efficiency enhancement, time decrease and cost decrease.هدف از این مقاله، ارائه روشی به منظور تخمین و بهینهسازی هزینهی سامانههای پیشرانش فضایی میباشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. همچنین هزینه نیروی انسانی و زمان توسعه فناوری سامانه پیشرانش براساس میزان تاثیر حقوق در انگیزهی نیروی انسانی بهینهسازی شده است. برای این منظور، در این مقاله، روندنمای تخمین هزینه سامانه پیشرانش و بهینهسازی هزینه نیروی انسانی با توابع هدف زمان و هزینه تدوین و پیشنهاد شده است. روندنمای پیشهادی دارای دو گام اصلی میباشد. در گام نخست این روندنما، تخمین هزینه برای هفت نمونه از زوجهای سوخت و اکسیدکنندهی صورت میپذیرد. در گام دوم نیز، با توجه به سامانه پیشرانش بهینه مستخرج از گام قبلی طراحی، هزینه نیروی انسانی و زمان انجام پروژه تخمین و بهینهسازی میشود. توابع هدف در این بهینهسازی زمان و هزینهی توسعه فناوری سامانه پیشرانش میباشد.https://jsst.ias.ir/article_143732_4148bca72191bc035f004e2307e23029.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923System-level Evaluation of the Operation of Different Solar Array Structures for Various CubeSat Configurationsارزیابی سیستمی عملکرد ساختارهای مختلف آرایه خورشیدی در انواع پیکربندی ماهوارههای مکعبی9310814618410.30699/jsst.2022.1371FAامید شکوفااستادیار، گروه توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران0000-0003-4344-9556فرهاد باقر اسکوییمربی، گروه توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایرانرضا امجدی فرداستادیار، گروه توان و پردازش داده، پژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران0000-0003-1097-9841Journal Article20211004In this paper, the feasibility and performance of using solar arrays equipped with sun concentrators, along with other conventional solar array structures, in CubeSats, is investigated for the first time. For this purpose, seven different structures of solar arrays have been defined and implemented for more than 24 different CubeSat configurations from 0.25U to 27U. Then, by calculating important system-level parameters such as power generation density, power generation cost, reliability of solar arrays, and also a newly proposed parameter, called shape fit factor, the performance of these structures for the introduced configurations are evaluated and compared. To this end, and by considering rational coefficients, a cost function consisting of the four above-mentioned parameters is defined as the degree of merit of different solar array structures used in each CubeSat configuration. The results show that alongside the use of deployable solar arrays, using concentrating solar arrays can provide new capabilities for CubeSats to overcome the challenge of generating sufficient power.در این مقاله برای اولین بار امکان استفاده از آرایه های خورشیدی دارای متمرکزکننده، در کنار سایر ساختارهای رایج آرایه های خورشیدی برای ماهواره های مکعبی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور هفت ساختار مختلف آرایههای خورشیدی برای بیش از 24 پیکربندی مختلف ماهواره های مکعبی از ابعاد 0.25U تا 27U تعریف و پیاده سازی شده اند. آنگاه با محاسبه پارامترهای سیستمی مهمی نظیر چگالی توان تولیدی آرایههای خورشیدی، هزینه توان تولیدی، قابلیت اطمینان آرایههای خورشیدی و همچنین یک پارامتر پیشنهادی، به نام فاکتور تناسب شکل، کارآمدی این ساختارها برای پیکربندی معرفی شده ارزیابی و با یکدیگر مقایسه شده اند. برای ارزیابی میزان کارآمدی، یک تابع هزینه متشکل از چهار پارامتر مذکور با ضرایب منطقی تعریف شده و مقایسه های لازم انجام گرفته است. نتایج نشان می دهد که در کنار استفاده از آرایه های خورشیدی بازشونده، آرایه های خورشیدی دارای متمرکزکننده می تواند علاوه بر رفع چالش تولید توان کافی، قابلیت های جدیدی برای ماهواره های مکعبی کوچک فراهم نماید.https://jsst.ias.ir/article_146184_9db9e03ab4fbb86215050e5169b3bbbb.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456015320220923Design and Simulation of Single Capillary Injector and Circular Injector Plate for a Monopropellant Thrusterطراحی و شبیهسازی تکانژکتور کاپیلاری و صفحه انژکتور دایروی برای میکرورانشگر تک مؤلفهای کمپیشران10911813725610.30699/jsst.2021.1314FAسجاد داوریدانشجوی دکتری، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری،تهران، ایرانحدیثه کریماییاستادیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-3874-9573Journal Article20201114In this research, design and simulation of a single capillary injector and three-hole circular injector plate of a 10N Hydrazine monopropellant thruster were performed. Ansys Fluent software was used to simulate the injector and injector plate . Volume of fluid (VOF) method was used to simulate such a flow and turbulence was simulated by k-e model. The characteristics of the injector and injector plate including mass flow rate and average velocity in the injector nozzle were calculated by changing the inlet pressure. The results showed that the injector and the injector plate have the ability to supply the desired mass flow rate of the monopropellant thruster at a known design pressure. In fact the capillary injector has replaced swirl injector with hollow cone spray used in the previous version of this thruster. The dimension of the chamber was significantly reduced by using the capillary injector, which reduces both the volume of the expensive iridium catalyst and weight of the thruster.در این پژوهش ابتدا طراحی و شبیهسازی انژکتور کاپیلاری تک و سپس طراحی و شبیهسازی صفحه انژکتور دایروی سه سوراخه یک میکرورانشگر تکمؤلفهای هیدرازینی 10 نیوتنی انجام گرفت. به منظور شبیهسازی انژکتور و صفحه انژکتور روش حجم سیال (VOF) بکار گرفته شد و آشفتگی جریان هم با استفاده از مدل k-ε شبیهسازی شد. با بررسی نتایج، مشخص گردید انژکتور و صفحه انژکتور طراحی شده توانایی تامین دبی جرمی مورد نظر میکرورانشگر را در اختلاف فشار معین طراحی دارند. از این رو ابعاد نهایی برای ساخت و استفاده در رانشگر تک مؤلفهای هیدرازینی 10 نیوتنی انتخاب شدند. در نسخه قبلی این تراستر 10 نیوتنی، از انژکتور جریان پیچشی با پاشش چتری توخالی استفاده شده بود. اما در طرح جدید با انژکتور کاپیلاری به دلیل چتر کوچک و توپر انژکتور، طراح محفظه کاتالیستی قادر است تا ابعاد محفظه را به اندازه چشمگیری کاهش دهد که هم حجم کاتالیست مصرفی گرانقیمت ایریدیوم کاهش مییابد و هم بالتبع ابعاد و وزن تراستر کاهش مییابد.https://jsst.ias.ir/article_137256_e4acabd330c6aca9b1c796e0b252d516.pdf