انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Dynamics Simulation of Pressurizing in Propulsion System Configurationشبیهسازی دینامیکی سیستم دمش گرم در پیکرة سامانة پیشران11314476FAحمیدرضا علیمحمدی0000-0003-3908-2608داوود رمش0000-0001-0111-1111محمدرضا حیدریدانشگاه آزاد اسلامی واحد پرند - فنی مهندسی- مکانیک و هوافضارضا فرخیحسن کریمیJournal Article20140223In this paper, a particular propulsion system including, liquid rocket engine, fuel and oxidizer tank and related pressurizing system, have been surveyed. The procedure is based on a nonlinear mathematical model which has been simulated in Matlab Simulation environment. In propulsion systems, identifying system performance is essential, because if we can accept ability describe the dynamic behavior of the system components in nominal and transient regimes, we can reduce the associated costs during design and development. Following, results of Propulsion system hot test are compared with model that shows acceptable accuracy of simulator code. In addition to leading research, how to use this model to identify the causes of failure is shown. Match analysis and compatibility testing, after disassembling objective observations show considerable performance model for similar applications.در این پژوهش یک سامانة پیشران فضایی خاص که شامل موتور سوخت مایع، مخازن سوخت و اکسید کننده و سیستم فشار گذاری مربوطه است، به صورت دینامیکی و غیرخطی مدلسازی و شبیهسازی شده است. در یک سامانة پیشران، شناخت عملکرد سامانه بسیار ضروری است، چراکه اگر بتوان با شبیهسازی دینامیکی سامانه به صورت قابل قبولی رفتار اجزا را در رژیم گذرا و نامی توصیف کرد، امکان کاهش تعداد آزمایشهای گرم و در نتیجه کاهش هزینههای مربوطه در مراحل طراحی اولیه، بهینهسازی و حتی عیبیابی بهوجود خواهد آمد. برای دستیابی به این هدف، مدل ریاضی موتور و سیستم فشارگذاری مخازن سوخت و اکسیدکننده تهیه شد. سامانه مورد بررسی دارای چهار زیرسامانة اصلی: موتور سوخت مایع، مخزن سوخت، مخزن اکسیدکننده و لولههاست. در ادامه رفتار سیستم، با استفاده از مجموعه معادلات حاصل، در محیط سیمولینک نرمافزار متلب شبیهسازی شده و در نهایت پاسخهای حاصل از مدل شبیهساز با آزمونهای واقعی انجام شده بر روی سامانه، مورد مقایسه قرارگرفت. اضافه بر این در تحقیق پیشرو، چگونگی بهرهگیری از این مدل برای شناسایی عامل یا عوامل خرابی نشان داده میشود. تطابق نتایج تحلیل با آزمایش و سازگاری مشاهدات عینی بعد از دمونتاژ حاکی از کارایی درخور توجه مدل شبیهساز برای کاربردهای مشابه استhttps://jsst.ias.ir/article_14476_924fedf80946146dcc36c7dd46e90ef4.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Developing a New Explicit Guidance Method for the Trajectory Correction of Sub-Orbital Modulesتوسعة یک روش هدایتی صریح در مأموریتهای اصلاح مسیرحرکتی ماژولهای زیرمداری152614477FAعلیرضا عالمینائینیجعفر روشنییانJournal Article20140223This paper presents an explicit guidance method which could be used in the problems of orbit correction for sub-orbital modules. This method is based on solving the Lambert problem. Two efficient methods of solving the Lambert problem are introduced and compared. Using of the selected method a guidance scenario is developed which is capable of solving the problem under investigation. All of the methods of solving the Lambert problem, are based on spherical gravitational field and aerodynamic forces are not considered by them. In order to consider those important factors, a method is presented which increases the accuracy of guidance block computations. Finally using of developed method, two sample problems are investigated. Applying the developed method, a guidance block is prepared which performs the required maneuvers in a mission. Monte Carlo simulation confirms the ability of developed method in different conditions.هدف از مقالة حاضر، تدوین یک قانون هدایتی صریح برای مسائلی با ماهیت تغییر یا اصلاح مسیر حرکت ماژولهای زیرمداری است. روش مورد استفاده، مبتنی بر حل مسئلة لامبرت بوده و از این رو، دو روش کارآمد در این حوزه معرفی شده و مورد ارزیابی و مقایسه قرار خواهد گرفت. بر این اساس یک سناریوی هدایت معرفی شده و در مسئله تحت بررسی بهکار گرفته میشود. متأسفانه تمامی روشهای حل مسئله لامبرت از فرض میدان گرانش نقطهای تبعیت میکند. با توجه به اهمیت نیروهای آیرودینامیک و اثرات نیروهای اغتشاشی حاصله از میدان گرانش و از جمله بیضی گون بودن میدان گرانش زمین، در ادامه این مقاله، روشی برای لحاظ کردن اثرات عوامل یاد شده به منظور اصلاح بلوک هدایت معرفی خواهد شد. عملیاتی بودن و قابلیت استفاده در کلیه مأموریتهای هدایت از نوع ذکر شده، از اهداف موجود در توسعه سناریوی هدایت است. در پایان، دو مسئلة نمونه با استفاده از الگوریتم معرفی شده مورد بررسی قرار گرفته و روش اتخاذ شده ارزیابی خواهد شد.https://jsst.ias.ir/article_14477_a953e101dcf0248a1e6caf455fa2d2c0.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Increasing Accuracy of Satellite Position Prediction with Considering Harmonics of Potential Function of the Earthافزایش دقت پیش بینی موقعیت ماهواره با درنظرگرفتن هارمونیکهای تابع پتانسیل زمین273714478FAحسین بلندیدانشگاه علم و صنعت ایرانمحمد حسن اشتریسیدمجید اسماعیلزادهمهران حق پرستJournal Article20140223In this paper predicting of position of satellite based on extended kalman filter with considering hardware implementation consideration and simultaneously maintaining desired accuracy is investigated. For this purpose, first, effective forces on orbital dynamic and nonlinear equation of orbital motion are presented. In order to increasing accuracy of prediction in position of satellite, J2, J3 and J4 harmonics of potentialfunction of the earth are considered and future position of satellite is predicted using linearized dynamic model and applying EKF on this model. Here Measurement data are position and velocity vector of satellite which are extracted by GPS receivers. Since in this paper systematic satellite design is considered, scenario of “ON TIME” of GPS receivers based on power consumption considerations is discussed. Finally simulation results for a LEO satellite and comparing these results with STK results, shows accuracy of presented modeling and equations.در این مقاله، رویة پیشبینی موقعیت ماهواره بر اساس فیلتر کالمن توسعه یافته و با مدنظر قرار دادن ملاحظات سختافزاری پیادهسازی و در عین حال حصول دقت مطلوب در فرآیند تعیین موقعیت ماهواره مورد بررسی قرار گرفته است.در این راستا ابتدا نیروهای شاخص و مؤثر بر دینامیک مداری ماهواره مدلسازی و روابط غیرخطی حاکم بر حرکت مداری ماهواره ارائه شده است. به منظور افزایش دقت پیشبینی موقعیت ماهواره هارمونیکهای j2, j3و j4 تابع پتانسیل زمین در معادلات دینامیک مداری لحاظ شده و با استفاده از خطیسازی دینامیک سیستم و اعمال فیلتر کالمن توسعه یافته EKFموقعیت آتی ماهواره پیشبینی میگردد. دادههای اندازهگیری مورد استفاده، بردار موقعیت و سرعت ماهواره بوده که از گیرندة GPSحاصل میشوند. از آنجا که در این مقاله ملاحظات طراحی سیستمی ماهواره نیز مدنظر قرار گرفته است، لذا مدت زمان، سناریو روشن کردن گیرندههای GPS، بر اساس ملاحظات توان الکتریکی مصرفی مورد بحث قرار گرفته است، تا علاوه بر کاهش توان مصرفی، عملکرد زیر سیستم تعیین موقعیت با دقت مناسب ادامه یابد. در انتها با انجام شبیهسازی بر روی یک ماهواره ارتفاع پایین LEOو مقایسه نتایج با نرمافزار STK، صحت مدلسازیهای انجام شده و روابط بهکارگیری شده مورد تأیید قرار گرفته است.https://jsst.ias.ir/article_14478_fdf91888e114d9de3b736f8dec072b2d.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Assessment of Solution of the Boundary Layer Equations and Approximate Relations for Aeroheating of Axisymmetric Reentry Vehiclesارزیابی حل معادلات لایهمرزی و روابط تقریب مهندسی در گرمایش آیرودینامیکی اجسام متقارن محوری بازگشتی394814479FAرامین کمالی مقدمپژوهشگاه هوافضا0000-0002-0780-7689سحر نوریمحمدرضا سلیمی0000-0003-2127-2921مجتبی شیداسیدامیر حسینیJournal Article20140223When a solver is used for analyzing the hypersonic reentry vehicles, high speed and accuracy of the solver results are the basic parameters in the design process. In the present study, the results obtained by solution of laminar boundary layer equations using integral matrix method and approximate method are assessed in aeroheating prediction around hypersonic axisymmetric reentry bodies. The results show that the applied methods have suitable accuracy in aeroheating and high computational speed for reentry vehicle design. Space marching method in numerical simulation of boundary layer equations and applying less grid point in the boundary layer due to use of integral matrix method rather than other methods efficiently decrease computational costs. Also, high robustness of approximate method in the heat flux prediction over the reentry surface makes it useful for design process.Using a special approximate relation for stagnation region improves the aero-thermodynamics results.در فرآیند طراحی، هنگامیکه از یک حلگر برای تحلیل اجسام بازگشتی ماورایصوت استفاده شود، داشتن سرعت بالای محاسباتی در کنار دقت مناسب نتایج از نکات کلیدی محسوب میشود. در تحقیق حاضر، نتایج حاصل از حل معادلات لایهمرزی آرام با استفاده از روش ماتریس انتگرالی و استفاده از روابط تقریب مهندسی در تخمین گرمایش آیرودینامیکی حول اجسام ماورایصوت متقارن محوری بازگشتی مورد ارزیابی قرار میگیرد. نتایج نشان میدهند که روشهای بهکار رفته دارای دقت مناسب در تحلیل گرمایش آیرودینامیکی اجسام متقارن محوری بوده و دارای سرعت بالا در راستای طراحی آیرودینامیکی اجسام بازگشتی هستند. برداشتن گام مکانی در شبیهسازی عددی معادلات لایهمرزی و همچنین استفاده از تعداد نقاط شبکه کمتر در لایهمرزی به دلیل استفاده از روش ماتریس انتگرالی نسبت به سایر روشهای عددی، سرعت تحلیل معادلات لایهمرزی را بهشدت افزایش میدهد. همچنین انعطافپذیری بالای روابط تقریب مهندسی در تخمین شار حرارتی روی سطح اجسام بازگشتی، استفاده از آنها را برای طراحی مناسب میسازد. استفاده از یک رابطة تقریب مهندسی جداگانه برای ناحیة سکون نتایج گرمایش آیرودینامیکی روش تقریبی را در این ناحیه بهبود میبخشدhttps://jsst.ias.ir/article_14479_46955e833d7ddbf47e9834616f954620.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Design of Round Trip Trajectories to Lunar L1طراحی مسیر رفت و برگشتی به نقطة لاگرانژی L1 سیستم زمین- ماه495414480FAمهدی جعفریندوشن0000-0001-8493-8175علیرضا نوینزاده0000-0001-7898-6330Journal Article20140224In this paper design of transfer trajectory from Earth park orbit to a halo orbit around L1 of Earth-Moon system and return trajectory from halo orbit to the Earth are investigated. Since satisfying constraints and boundary conditions at the end of trajectory is an important point in trajectory design, we deal with a two point boundary value problem. Considered constraints in this paper include height, orthogonality of position and velocity vectors for reducing required Del-V for orbital transfer and flight path angle. Due to complex dynamics of three body problem and also in order to satisfying these constraints and suitable trajectory design, the multiple shooting methods based on differential correction is used.در این مقاله به طراحی مسیر رفت از مدار پارک زمینی به مدار هالهای حول نقطة لاگرانژی سیستم زمین- ماه و مسیر بازگشتی آن از مدار هالهای به زمین پرداخته شده است. از نکات مهم در طراحی مسیر در مسئله سه جسم، برآورده شده قیدها و شرایط مرزی در ابتدا و انتهای مسیر است، لذا با یک مسئله با شروط مرزی مواجه هستیم. قیدهای درنظر گرفته شده در این مقاله، شامل ارتفاع، عمود بودن بردار موقعیت بر بردار سرعت به منظور کاهش تغییر سرعت مورد نیاز جهت انتقال مداری و زاویة مسیر پرواز مشخصی است.به واسطة دینامیک پیچیدة مسئله سه جسم و نیز به جهت ارضای این قیود و طراحی مسیر مناسب، از روش پرتابهای چندگانه مبتنی بر تصحیح دیفرانسیلی استفاده شده است.https://jsst.ias.ir/article_14480_3ae25f75d41fea714b1a071c2a650e16.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Studying and Calculating the Radiation Damage Caused by the Solar Radiation Spectrum in the Crystal Structure of Semiconductor Componentsبررسی و محاسبة آسیب پرتویی ناشی از طیف پرتوهای خورشیدی بر ساختار کریستالی قطعات نیمههادی556014481FAابوالفضل اسماعیلیانسید امیرحسین فقهی0000-0002-3411-8248حمید جعفری0000-0003-1111-1111علی پهلوانJournal Article20140224Space radiation environment has concerned about proper performance of electronic systems and equipment used in the space due to a variety of space radiations. The radiation hardening techniques are required to all parts of the system in such environment. Therefore careful studies should be done on the mechanism of radiation damage in these systems. Shielding is one of radiation hardening technique. The radiation effects on electronic components can be done using radiation simulating softwares. In this work, displacement damage, vacancies and ionization values in silicon and gallium arsenide with layers of metal as a shield have been calculated using TRIM software. The results showed that the more thickness and more elements with high atomic number of shield made more resistance to radiation. Thus, damage in electronic devices would be less. Also, the damages resulted from the incident beam of helium ions is much higher than that of hydrogen ions.محیط فضایی به علت وجود گسترة وسیعی از تشعشعات فضایی نگرانیهایی را در کارکرد صحیح سیستمهای الکترونیکی و تجهیزات مورد استفاده در فضا ایجاد کرده است. بنابراین با توجه به حساسیتی که این قطعات به تشعشعات دارند، برای تمام قطعات این سیستمها یا در مرحلة ساخت یا در فاز طراحی، نکات و تکنیکهای مقاومسازی در برابر اثرات تابشی صورت میگیرد که نیازمند مطالعات دقیق در زمینة ساز و کار آسیب در این سیستمهاست. یکی از تکنیکهای مقاومسازی ایجاد حفاظ روی قطعات الکترونیکی و بررسی اثرات تابشی روی آن با استفاده از نرمافزارهایی است که قادر به شبیهسازی آسیب است. در این مقاله با استفاده از نرمافزار TRIMمقادیر آسیب جابهجایی، تهی جا، برخوردهای جایگزین و یونیزاسیون بهوجود آمده در قطعات الکترونیکی گالیوم آرسنید و سیلیکونی و همچنین همراه با لایهای از فلزات به عنوان حفاظ محاسبه و بررسی شدهاند. نتایج خروجی نشان میدهد که هر چه حفاظها ضخامت بیشتر داشته باشند و متشکل از تعداد عناصر بیشتر با عدد اتمی بالا باشند، مقاومت آنها در برابر پرتوهای تابشی بیشتر میشود و آسیبهای بهوجود آمده در قطعات الکترونیکی کمتر خواهد بود. همچنین آسیبهای حاصل از پرتوهای فرودی یونهای هلیم بسیار بیشتر از یونهای هیدروژن است.https://jsst.ias.ir/article_14481_74092bc8e739328d301729763cd4126c.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Design and Simulation of Magnetic Conductors to Enhance Features of Satellite Antennas and to Reduce Effects of Space Radiationطراحی و شبیهسازی هادیهای مغناطیسی برای بهبود مشخصات آنتنهای ماهواره و کاهش اثرات تششعات فضایی616614482FAمیرشهرام حسینیپناه0000-0003-0525-4467فریدون عبدالله میانجیJournal Article20140224To improve the performance of satellite antennas, use of a high-impedance surface is purposed. High impedance surfaces are known as artificial magnetic conductors. The designed magnetic conductor includes an array of a Jerusalem Cross frequency selective surface which is connected to the ground via four pins. All conducting parts are made of Aluminum.The dielectric is Arlon AD 270 that fills the space between the ground and the JC frequency selective surface. The dielectric is made of fiberglass reinforced by Poly-tetrafluorethylene (PTFE). In 4.73GHz and 7.43GHz, structure operatesas a magnetic conductor.Using computer simulations, this structure is compared with a widely used artificial magnetic conductor. Aluminum and polymer chain of Carbon and Fluorine are composed of light elements, therefore using this material in antenna structure not only can improve specification of antenna but also can reduce cosmic ray effects.در این مقاله، بهمنظور بهبود عملکرد آنتنهای ماهواره، استفاده از سطوح با امپدانس بالا پیشنهاد میشود. سطوح با امپدانس بالا اغلب با نام هادیهای مغناطیسی مصنوعی شناخته میشوند. هادی مغناطیسی طراحیشده، شامل آرایهای از سطوح انتخابگر فرکانسی JC-FSS است که با چهار پایة رسانا به صفحة زمین متصل میشود. کلیة قطعات رسانای آن از جنس آلومینیوم و دیالکتریکی از نوع آرلون ایدی 270)(Arlon AD 270است که فضای بین سطوح انتخابگر فرکانسی و زمین را پر میکند.این دیالکتریک از فایبر گلاس تقویت شده با ((PTFEساخته میشود. با بهرهگیری از شبیهسازیهای کامپیوتری شرایط بهگونهای تعیین میشود که در محدودههای فرکانسی 73/4 گیگاهرتز و 43/7 گیگاهرتز، این ساختار تبدیل به یک هادی مغناطیسی با مشخصات ویژه شود. بهمنظور اثبات برتری این هادی مغناطیسی، مشخصات آن با یکی از متداولترین انواع هادیهای مغناطیسی مقایسه میشود. آلومینیم و دیالکتریکی با زنجیرة پلیمری از کربن و فلوئور، از جمله مواد نسبتاً سبک محسوب میشوند که با بهکارگیری آنها در ساختار هادی مغناطیسی علاوه بر بهبود مشخصات آنتن، میتوان پرتوهای ثانویة حاصل از تششعات کیهانی را به میزان قابل قبولی کاهش داد.https://jsst.ias.ir/article_14482_d151cf6622e5bb81157c9204ab20e783.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606320131001Design and Fabrication of Laboratory Pilot for OSL Dosimeter System for Space Applicationsطراحی و ساخت پایلوت آزمایشگاهی سیستم دزیمتری فضایی OSL677314483FAعاطفه آقاییحسین صادقیحسین جهانبخشرضا طاهریآسیه موسویعلیمحمد نیکوJournal Article20140224OSL dosimeter system was introduced first time in 1963 and it has been used for space application science 2005 by space organizations. In this work we try to design and fabricate this system in Iran for the first time .Basic physical quantum of this system is optically stimulated luminescence. This system consist of OSL material, Optical section for Stimulation and reader section. In this work, first the basic theory of OSL phenomena has been reviewed, then the space applications and the advantage of this system has been compared with other dosimeter system. Afterward laboratory construction of this system and some characterizations of that such as primary calibration by Co-60 source, has been introduced. Finally, results of evaluation of this system shows that,this fabricated system has linear response function in rang of 1-10 Gy.سیستم دزیمتری OSLاولین بار در سال 1963معرفی و از سال 2005 بهعنوان یکی از سیستمهای دزیمتری فضایی در مأموریتهای مختلف فضایی استفاده شده است. در این پژوهش سعی شده تا برای اولین بار در ایران این سیستم دزیمتری در مقیاس آزمایشگاهی ساخته شود. اساس این تکنیک، پدیدة کوانتومی گسیل لومینسانسی است که از طریق تحریک، توسط چشمه نوری حاصل میشود. این سیستم شامل یک ماده دزیمتر OSL، بخش اپتیکی و سیستم آشکارسازی و خوانش دزیمتر است.در این پژوهش، پس از بررسی مبانی نظری تکنیک OSL،مزیتهای این دزیمتر در مقایسه با دزیمترهای فضایی دیگر بیان میشود. سپس چیدمان آزمایشگاهی این سیستم برپاشده و برخی ویژگیها و همچنین کالیبراسیون اولیة آن، با استفاده از یک چشمه کبالت-60 و در میزان دزهای متفاوت مورد بررسی قرار گرفته است. در نهایت نتایج بهدست آمده نشان میدهد، این سیستم تابع پاسخ خطی در محدودة دز 10-1 گری استhttps://jsst.ias.ir/article_14483_eff607dcb96d6ddb59638a49f506e93a.pdf