دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Numerical simulation of radial inflow turbine impeller in aero turbine engine at design and off-design pointشبیهسازی عددی ایمپلر توربین جریان شعاعی موتور توربینی هوایی در نقطه طرح و خارج از طرح723246771FAبهروز شهریاریعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی مکانیک، ایران.0000-0001-6262-946Xسید محمدرضا افقریدکتری / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، ایران.Journal Article20180621In this paper the flow behavior in a radial inflow turbine impeller of aero gas turbine engine has been investigated for validate its aerodynamics design. To this aim, after importing the results of the developed program for aerodynamic design and meshing, the impeller is analyzed by using the k-ω-sst turbulence model and the flow behavior around the design point is investigated. For numerical analysis, a new method which is combination of stationary and rotating frames used. To investigate the flow behavior, the turbo post processing is used. By this method and define various surfaces and lines, flow parameters along the blade and also between blades are analyzed. Moreover, off design conditions for this turbine also are obtained. Then to validate of CFD analysis, experimental data from one existing impeller is used. Finally, the results of the aerodynamic design with CFD analysis have been compared. In all this steps good agreement is observed.هدف از این تحقیق بررسی عددی رفتار جریان در ایمپلر توربین جریان شعاعی موتور توربینگاز هوایی میباشد. پس از مدلسازی و شبکهبندی ایمپلر، با استفاده از مدل جریان آشفته k-ω-sst تحلیل عددی شده و رفتار جریان در بررسی میگردد. در این تحلیل با روشی نوین از ترکیب دو روش دستگاه مختصات ثابت و چرخان و همچنین در بررسی رفتار جریان داخل توربین از امکانات محیط توربو پروسسینگ استفاده شده است. توسط این روش و تعریف صفحات و خطوط مختلف بر روی سطوح پره و فضای بین آنها، کمیتهای جریان در تمام نقاط بررسی و با نتایج طراحی آیرودینامیکی مقایسه میگردد. نتایج نشان میدهند که نسبت فشار توربین تاًثیر به سزایی در عملکرد آن داشته و با ازدیاد نسبت فشار، راندمان ابتدا افزایش و سپس با شیب کمی کاهش مییابد. مطابق نتایج ماکزییم راندمان توربین در حدود 85 درصد در نسبت فشار تقریبا 2/5 اتفاق میافتد. در ادامه شرایط خارج از طرح نیز برای این توربین بررسی میشود. مطابق نتایج این بررسی، با افزایش دور در نسبت فشار ثابت، دبی جرمی و گشتاور کاهش و با افزایش نسبت فشار در دور ثابت، دبی جرمی و گشتاور افزایش مییابد. این تحلیل عددی توسط تحلیل جریان داخل پروانه توربینی که دادههای آزمایشگاهی آن موجود میباشد، صحهگذاری شده است.https://www.astjournal.ir/article_246771_f36c02514eb20107e95d1fc9a1458de5.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Investigating the effect of the placement of the split drag rudder control system along the wing span of a flying wing aircraft on rolling and yawing moments.بررسی اثر محل قرارگیری سامانه کنترلی اسپلیت درگ رادر در طول دهانه بال یک هواپیمای بالپرنده بر گشتاورهای گردشی و غلتشی2537701055FAافشین مدنیکارشناس ارشد / گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد، ایرانمحمد حسین مقیمی اسفند آبادیدانشجوی کارشناسی ارشد / گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد، ایرانمحمد حسن جوارشکیانعضو هیات علمی / گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد، ایرانJournal Article20221128In this research, using the numerical simulation method, the placement of the split drag control system along the length of the UAV wing and its effect on the aerodynamic coefficients are investigated. This control system consists of two plates on top of each other, which, when opened, creates a pressure drag in one wing. This system is used to create a yawing moment in flying wing airplanes. Flying wing airplanes have a high sensitivity for determining the location of control surfaces due to the presence of the swept back angle in the wings and the formation of the wing apex vortex at high angles of attack in this type of configuration. Here, for the installation and positioning of the split drag control system, from a static point of view, it is necessary to install the moving surfaces of the split drag at the end of the wing (wing tip), because the maximum moment arm will be in this part, which causes the production of the maximum yawing moment; However, from the aerodynamic point of view, the placement of the control surface in this range always has disadvantages due to the existence of the wing tip vortex and the wing apex vortices. Therefore, here it has been trying to place the split drag system in 3 different opening angles in 3 longitudinal positions relative to the tip of the wing and check the resulting moments in different angles of attack from 0 to 12 degrees. The aim of this research is to increase the yawing moment coefficient and decrease the rolling moment coefficient.در این تحقیق با استفاده از روش شبیهسازی عددی به بررسی محل قرارگیری سامانه کنترلی اسپلیت درگ در طول دهانه بال پهپاد و اثر آن بر روی ضرایب آئرودینامیکی پرداخته میشود. این سامانه کنترلی از دو صفحه بر رویهم تشکیلشده است که با باز شدن آن، پسای فشاری در یک بال را ایجاد مینماید. این سامانه برای ایجاد گشتاور گردشی در هواپیماهای بال پرنده مورد استفاده قرار میگیرد. هواپیماهای بال پرنده به دلیل وجود زاویه عقبگرد در بالها و تشکیل گردابه رأس بال در زوایای حمله بالا در این نوع پیکربندی از حساسیت بالایی برای تعیین محل قرارگیری سطوح کنترلی برخوردار است. در اینجا برای نصب و جانمایی سامانه کنترلی اسپلیت درگ، از دیدگاه استاتیکی، نیاز است تا صفحات متحرک اسپلیت درگ در انتهای بال ( نوک بال) نصب گردند، زیرا بیشترین بازوی گشتاوری در این قسمت خواهد بود که سبب تولید بیشترین گشتاور گردشی میگردد؛ اما از نظر آئرودینامیکی قرارگیری صفحات سطوح کنترلی در این محدوده به دلیل وجود گردابه رأس بال و گردابههای نوک بال، همواره دارای معایبی میباشد. از این رو در پژوهش حاضر سعی شد سامانه اسپلیت درگ را در 3 زاویه باز شوندگی مختلف در 3 موقعیت طولی نسبت به نوک بال قرار داده و گشتاورهای حاصله را در زوایای حمله مختلف از 0 تا 12 درجه بررسی نماییم. افزایش ضریب گشتاور گردشی و کاهش ضریب گشتاور غلتشی هدف این پژوهش عنوان میشود.https://www.astjournal.ir/article_701055_0fcf2865807ef81ce6bd53c08ce067ac.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Experimental and numerical investigation of starting process of a parabolic nozzle in high altitude test simulatorمطالعه تجربی و عددی فرایند راهاندازی تست نازل سهموی در محیط شبیهساز ارتفاع بالا3952697514FAسینا افخمیدانشجوی دکتری / گروه هوافضا، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهدنعمت اله فولادیعضو هیات علمی / پژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهرانمحمود پسندیده فردعضو هیات علمی / گروه هوافضا، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهدJournal Article20220818In the present research, the experimental and numerical investigation of the starting process of the second throat diffuser with a parabolic nozzle containing expansion ratio of 35 has been conducted at a relatively low total pressure. This investigation uses an experimental setup known as a small-scale high-altitude test facility with compressed air as the working fluid. Using numerical simulation, the physical phenomena occurring in each stage of vacuum generation have been identified and analyzed. The results show that the process of vacuum generation in the high-altitude simulator of the second throat type with the presence of Thrust Optimum Parabolic (TOP) nozzles included four stages. In the first stage, the vacuum was gradually created by using the nozzle in the free shock separation (FSS). In the second stage, which started as soon as the transition from the FSS pattern to restricted shock separation (RSS), the vacuum generation was slow and accompanied by oscillation. Vacuum generation was gradual in the third stage, which corresponds to the beginning of the shock separation with recirculation(SSR) and continues until the end of regular reflection (RR). And finally, the last stage also coincides with the structure of expanded, under-expanded conditions, the impact of the jet exiting the nozzle with the diffuser wall, and the establishment of start-up conditions, creating a vacuum at a slower rate than in other stages.در تحقیق حاضر، به بررسی تجربی و عددی فرایند راهاندازی دیفیوزر گلوگاه ثانویه همراه با یک نازل نوع سهموی با نسبت انبساط 35 در فشار کل نسبتا پایین، پرداخته شده است. در این بررسی از یک بستر آزمایشگاهی موسوم به تجهیزات تست ارتفاع بالا در مقیاس کوچک با سیال عامل هوای فشرده استفاده شده است. به منظور بررسی عملکرد لحظهای، فشارگذاری در محفظه نازل به صورت آنی انجام گرفته و فشار محفظه خلاء و توزیع فشار استاتیکی در طول دیفیوزر اندازهگیری شده است. با استفاده از شبیهسازی عددی، پدیدههای فیزیکی رخ داده در هر مرحله از ایجاد خلاء شناسایی و تحلیل شده است. نتایج نشان میدهد که فرایند ایجاد خلاء در شبیهساز ارتفاع بالا نوع گلوگاه ثانویه با حضور یک نازل سهموی بهینه تراست (TOP) بسیار متفاوت از سایر کانتورهای متداول مخروطی و ایدهآل میباشد. در این نازل هنگامی که الگوی جدایش مستقل از موج ضربه ای حاکم است، روند تخلیه محفظه خلاء به صورت تدریجی و هموار است. اما هنگامی که الگوی جدایش مستقل از موج ضربه ای RSS در نازل برقرار میگردد، ایجاد خلاء به کندی و همراه با نوسان پیش میرود. با گذار الگوی جدایش از RSS به SSR (جدایش شاک همراه با ناحیه چرخشی) مجددا نرخ تخلیه محفظه خلاء افزایش مییابد. پس از برقراری جریان مافوق صوت کامل در نازل، ایجاد خلاء با نرخ بسیار کندتری نسبت به شرایطی که نازل تحت شرایط جدا شده عمل میکرد، انجام میگردد.https://www.astjournal.ir/article_697514_ab772292383817e93281ac472626282c.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Metamodeling by kriging method for the disciplines of liquid hydrazine monopropellant propulsion system using Latin hypercube sampling methodتولید فرامدل به روش کرایگینگ برای موضوعات سامانه رانشگر تک پیشرانه مایع هیدرازینی با استفاده از روش نمونه برداری ابرمکعب لاتین5368697503FAمحمد حسین منصوری موغاریدانشجوی دکتری / گروه مهندسی هوافضا، پژوهشگاه هوافضا و دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانحسن ناصحعضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-7896-0189سحر نوریعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا ، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانJournal Article20221026When designing complex products such as space thrusters, accurate simulation models are needed to evaluate and improve the design during development. The implementation of these accurate simulation models is often expensive and time-consuming. Surrogate models or metamodels are simplified models of accurate and expensive simulations that can be used to reduce some computational costs during studies or design optimization. The closer the surrogate model is to the real model, the more accurate the solution and the lower the percentage of error. These models with high accuracy are called metamodels. The purpose of this article is to design the metamodel of the liquid single-propellant thruster system using the kriging method, which can predict the behavior of the model to some extent. The purpose of this article is metamodeling of liquid monopropellant propulsion system by kriging method, which can predict the behavior of the model to some extent. The disciplines related to the liquid monopropellant propulsion system are divided into five parts: high-pressure gas tank, liquid fuel tank, injector, catalyst bed and nozzle. First, according to the input and output variables of each discipline, the design of the experiment has been done using the Latin hypercube sampling method. Then, using the kriging method, metamodel and distribution diagram of design points related to each of the subjects are extracted. In addition to the mass metamodel of each of the discipline, for the injector, the metamodel related to the mass flow rate of the fuel, for the catalytic bed, the characteristic speed, and for the nozzle, the specific impulse of the engine was also produced. Also, four Gaussian, Exponential, Linear and Spherical functions with degree two were compared for each of the metamodels in the kriging method. In this comparison, it was observed that due to the same coefficient of determination, the Gaussian function has less error than other functions and, as a result, better accuracy.در فرآیند طراحی محصولات پیچیده مانند رانشگرهای فضایی، برای ارزیابی و بهبود طرح، مدلها و شبیهسازیهای دقیق مورد نیاز هستند. دستیابی به این مدلهای دقیق، اغلب پر هزینه و زمانبر میباشند. مدلهای جانشین یا فرامدلها، مدلهای ساده شدهای از شبیهسازیهای دقیق هستند که میتوانند برای کاهش برخی از هزینههای محاسباتی در طول مطالعات و یا بهینهسازی طراحی مورد استفاده قرار بگیرند. هر چقدر مدل جانشین به مدل واقعی نزدیکتر باشد، حل دقیقتر و درصد خطا کاهش مییابد. این مدلها با دقت بالا را فرامدل مینامند. هدف از این مقاله، فرامدلسازی موضوعات سامانه رانشگر تکپیشرانه مایع به روش کرایگینگ میباشد که میتواند رفتار مدل را نیز تا حدودی پیشبینی نماید. موضوعات مرتبط با سامانه رانشگر تکپیشرانه مایع به پنج قسمت : مخزن گاز پرفشار، مخزن سوخت مایع، انژکتور، بسترکاتالیستی و نازل تقسیمبندی شده است. ابتدا با توجه به متغیرهای ورودی و خروجی هر یک از موضوعات، طراحی آزمایش با استفاده از روش نمونهبرداری ابرمکعب لاتین انجام شده است. سپس با بهرهگیری از روش کرایگینگ، فرامدل و نمودار توزیع نقاط طراحی مربوط به هریک از موضوعات استخراج میگردد. علاوه بر فرامدل جرم هر یک از موضوعات، برای انژکتور، فرامدل مربوط به دبی جرمی سوخت، برای بستر کاتالیستی، سرعت مشخصه و برای نازل، ضربه ویژه موتور نیز تولید گردید. همچنین برای هر یک از فرامدلها در روش کرایگینگ، چهار تابع گوسی، نمایی، خطی و کروی با درجه دو مورد مقایسه قرار گرفت. در این مقایسه مشاهده گردید، با توجه به یکسان بودن ضرایب وضعیت، تابع گوسی از دیگر توابع خطای کمتر و در نتیجه دقت بهتری نیز دارد. همچنین میانگین دقت محاسبه شده تابع گوسی در فرامدلسازی نسبت به تابع نمایی 10%، نسبت به تابع خطی 13% و نسبت به تابع کروی 12% میباشد. https://www.astjournal.ir/article_697503_e195bffbe215106ced88acd65fac7b79.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-1070112202302203D Numerical simulation of gel simulant flow in a pressure swirl injector based on power-law modelشبیه سازی عددی سه بعدی جریان سیمولنت ژل در یک انژکتور فشاری پیچشی بر اساس مدل توانی6983252270FAعلی صابری مقدمعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی شیمی و مهندسی شیمی، دانشگاه صنعتی مالک اشترفرهاد منصوری زادهدانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی شیمی و مهندسی شیمی، دانشگاه صنعتی مالک اشترمحمد مهدی بحری رشت آبادیدکتری / مجتمع دانشگاهی شیمی و مهندسی شیمی، دانشگاه صنعتی مالک اشتراسماعیل ولی زادهدکتری / دانشگاه صنعتی خواجه نصیر الدین طوسی، دانشکده مهندسی هوافضاJournal Article20220120Gel propellants are promising in the aerospace industry due to the benefits of both solid and liquid propellants. Unlike their base liquid propellants, the gel propellants have a non-Newtonian behavior that complicates their behavior in the propulsion system, especially in the atomization process. In this paper, the internal flow of a pressurized swirl injector for gel propulsion was studied using computational fluid dynamics based on the power law model. The simulations were performed in 3D mode and based on the volume of fluid model (VOF) in different values of the consistency and flow index of the fluid behavior at a constant inlet flow rate. The results showed that by increasing the value of fluid flow behavior index (n), the required pressure decreases for a same mass flow rate. The required pressures of the fluid flow of 0.063 kg /s were obtained as 1.8 and 0.45 MP for n = 0.2 and n = 0.6 respectively. The results also showed that increasing the consistency index, in terms of flow pattern, has the greatest impact on the injector swirl chamber so that the length of the air core formed along the injector axis decreases with increasing the conformity index.پیشرانه های ژل به علت برخورداری از مزایای هر دو پیشرانه جامد و مایع آینده امید بخشی را در صنایع هوا فضا دارند. پیشرانه های ژل بر خلاف پیشرانه مایع مادر، دارای رفتاری غیر نیوتونی هستند که باعث پیچیدگی رفتار آن-ها در سیستم پیشرانش به خصوص در فرآیند اتمیزاسیون می شود. در این مقاله جریان داخلی انژکتور فشاری پیچشی برای پیشرانه ژل بر اساس مدل توانی به کمک دینامیک سیالات محاسباتی مورد مطالعه قرار گرفت. شبیه سازی ها به صورت 3 بعدی و بر اساس مدل حجم سیال (VOF) در مقادیر مختلف شاخص تطابق و شاخص جریان رفتار سیال در دبی ورودی ثابت انجام شد. نتایج به دست آمده نشان داد که با افزایش مقدار شاخص رفتار جریان سیال (n) فشار تزریق مورد نیاز در دبی جرمی یکسان کاهش پیدا می کند. فشار تزریق مورد نیاز برای دبی kg/s 0/063 برای n=0.2،1/8 مگاپاسکال و برای n=0.6، 0/45 مگاپاسکال به دست آمد. همچنین نتایج نشان داد که افزایش شاخص تطابق، از نظر الگوی جریان بیشترین تاثیر را در بخش محفظه چرخش انژکتور دارد به طوری که طول هسته هوای تشکیل شده در راستای محور انژکتور، با افزایش شاخص تطابق، کاهش می یابد.https://www.astjournal.ir/article_252270_2a284c40d07a312a27647667dfe531e2.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Investigation of the effect of using a swirl nozzle and increasing injection pressure on the output characteristics and pollution of the combustion chamberبررسی تاثیر استفاده نازل مارپیچ و افزایش فشار تزریق بر مشخصات خروجی و آلایندگی محفظه احتراق85106252271FAامیرحمزه فرج الهیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه امام علی (ع)، تهران0000-0001-9201-1871فرید باقرپوردانشجوی دکترا / دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه تهران، تهرانرضا فیروزیکارشناس ارشد / دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه بین المللی امام خمینی (ره)، قزوین0000-0002-1558-9351محمدرضا سلیمیعضو هیئت علمی / پژوهشگاه هوافضا، تهرانJournal Article20211230In the present study, the effect of using a swirl nozzle and increasing the pressure of liquid fuel injection on the performance and emission of soot, nitrogen oxide and carbon monoxide combustion chamber of a propulsion system is investigated. The proposed solutions can change the intensity of cavitation and fuel spray characteristics.The effect of each of the proposed solutions with the help of a three-dimensional numerical model in EVL Fire software, which has been validated with experimental data in each section, on the performance of the diesel engine and its emissions has been investigated.The numerical results show that the creation of swirl inside the nozzle leads to a rotational flow of the fuel injector, an increase in the spray cone angle and the turbulence intensity inside the combustion chamber. Increasing the resulting spray cone angle improves the performance of the diesel engine by reducing fuel consumption and increasing power and torque, and the production of nitrogen oxide and carbon monoxide pollutants due to a better fuel-air mixture, increased turbulence intensity and average temperature inside the chamber.Combustion is reduced to an appropriate amount. Increasing the injection pressure can also improve the performance of the diesel engine.One of the negative points of increasing fuel injection pressure is the increase in nitrogen oxide production.By increasing the fuel injection pressure from 1350 bar to 2100 bar, fuel consumption decreases by 38% and its power and torque increase. Also in this case, carbon monoxide pollutants decrease by 65% and nitrogen oxide pollutants increase by 20%.در مقاله حاضر به بررسی تاثیر استفاده از نازل مارپیچ و افزایش فشار تزریق سوخت مایع بر عملکرد و نشر آلایندگی دوده، اکسید نیتروژن و مونوکسیدکربن محفظه احتراق یک سیستم پیشرانش پرداخته شده است. راهکارهای ارائهشده میتوانند منجر به تغییر شدت قوع کاویتاسیون و مشخصات افشانه سوخت گردند. تاثیر هر کدام یک از راهکارهای پیشنهادشده با کمک مدل عددی سهبعدی در نرم افزار ای وی ال فایر، که با دادههای تجربی موجود در هر قسمت صحت سنجی گشته، بر عملکرد موتور دیزل و تولید آلایندگی آن بررسی شده است. نتایج عددی حاصل نشان میدهند که ایجاد خان درون نازل منجر به ایجاد جریان چرخشی افشانه سوخت، افزایش زاویه مخروطی افشانه و شدت توربولانسی درون محفظه احتراق میگردد. افزایش زاویه مخروطی افشانه حاصل، عملکرد موتور دیزل را از طریق کاهش مصرف سوخت و افزایش توان و گشتاور تولیدی بهبود بخشیده و میزان تولید آلاینده اکسید نیتروژن و مونوکسید کربن به دلیل ایجاد مخلوط سوخت و هوای بهتر، افزایش شدت توربولانسی و مقدار دمای متوسط درون محفظه احتراق، به مقدار مناسبی کاهش مییابد. همچنین افزایش فشار تزریق میتواند عملکرد موتور دیزل را بهبود ببخشد. از نکات منفی افزایش فشار تزریق سوخت میتوان به افزایش میزان تولید آلاینده اکسید نیتروژن اشاره کرد. با افزایش فشار تزریق سوخت از 1350 بار به 2100 بار، مصرف سوخت 38 درصد کاهش و توان و گشتاور تولیدی آن افزایش می-یابد. همچنین در این حالت آلاینده مونوکسید کربن 65 درصد کاهش و آلاینده اکسید نیتروژن 20 درصد افزایش مییابد.https://www.astjournal.ir/article_252271_6903b2175346a039c7e04c118c6d2298.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220UAV trajectory tracking and formation flight guidance based on feedback linearization and sliding mode observerهدایت تعقیب مسیر و پرواز آرایشی پهپادها، مبتنی بر خطیسازی پسخور و مشاهدهگر مود لغزشی107120699808FAمهدی نیکوسخن لامعدکتری هوافضا / سازمان صنایع هوافضا، تهرانJournal Article20220817This paper proposes a guidance law design for trajectory tracking of a leader UAV and formation flight of pursuer UAVs. According to nonlinear kinematics for both problems, the feedback linearization theory has ben used. Therefore, using this theory, the nonlinear problem has been transferred to a linear one and using the linear control theory the control parameters has been determined to achieve the desired performance. In the trajectory tracking problem, assuming a constant velocity leader, a change of the independent variable from the time to the downrange has been performed and the problem is transferred to a single-input single-output control problem, consequently, the controller is designed. In the formation flight problem, assuming pursuers with the bounded controllable velocity, we have a two-input two-output nonlinear system. Supposing no communications between pursuers and the leader, a second order sliding mode observer is utilized to estimate the required states in formation flight controller. Results show that the settling time of trajectory tracking error of the proposed nonlinear guidance law is almost 30% better than the nonlinear trajectory tracking controller based on the proportional navigation guidance law. Also, the designed formation flight has a good performance in controlling the formation flight. Also, the sliding mode observer is able to estimate the leader states even in the presence of noise.در این مقاله به طراحی قانون هدایت مناسب برای تعقیب مسیر و پرواز آرایشی پرداخته شدهاست. هر دو هدایت تعقیب مسیر و هدایت پرواز آرایشی بر اساس کنترل خطیسازی پسخور میباشد. در تعقیب مسیر، رهبر با سرعت ثابت فرض شدهاست. با تغییر متغیر مستقل از زمان به برد طولی، مسئله به یک مسئله تک ورودی-تک خروجی تبدیل و کنترلر غیرخطی طراحی شدهاست. در طراحی پرواز آرایشی، تعقیبگرها با سرعت طولی قابل کنترل و البته محدود فرض شده است. بنابراین در کنترل پرواز آرایشی یک سیستم دو ورودی-دو خروجی مطرح است. در طراحی کنترلر پرواز آرایشی از یک مشاهدهگر مود لغزشی مرتبه 2 برای تخمین شتاب و زاویه مسیر رهبر استفاده شدهاست. نتایج نشان میدهد که کنترلر تعقیب مسیر طراحیشده عملکرد بهتری نسبت به هدایت غیرخطی مبتنی بر هدایت ناوبرسی تناسبی دارد. همچنین، کنترلر طراحی شده برای پرواز آرایشی و همچنین مشاهده گر مود لغزشی عملکرد مناسبی در ایجاد پرواز آرایشی و تخمین حالتهای موردنیاز حتی در حضور نویز اندازهگیری دارد.https://www.astjournal.ir/article_699808_eb4ec98c9925fe73471dabc14f27a910.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Nonlinear modeling of flexible manipulator with finite element discretizationمدلسازی دینامیکی غیرخطی بازوی انعطافپذیر با گسستهسازی اجزای محدود121132701085FAهادی دارابیدانشجوی دکتری / گروه مهندسی مکانیک، دانشکده فنی مهندسی، دانشگاه جامع امام حسین، تهرانمحمدرضا الهامیعضو هیات علمی / گروه مهندسی مکانیک، دانشکده فنی مهندسی، دانشگاه جامع امام حسین، تهرانJournal Article20221101In this paper, dynamic modeling of flexible links manipulators is discussed. The modeling approach is based on the Lagrange equations and finite element discretization method. In order to obtain the closed form of dynamic equations for flexible links manipulators, symbolic calculation in MATLAB's symbolic mathematics toolbox is utilized, then the non-linear dynamic equations of a single-link manipulator have been obtained and compared with the results presented in other references. In this study, the nonlinear effects of centrifugal, Coriolis and gravity are Also considered which is rarely studied in other contributions. Then the equations of motion are solved by the Runge-Kutta method for different levels of excitation torque. The simulation results show that at low levels of excitation torque, the linear and non-linear models have the same results, while with the increase of the excitation level, the difference between the linear and non-linear models is considerable and the size of the elastic components in the non-linear model becomes smaller.در این مقاله به مدلسازی دینامیکی بازوهای رباتیک با اعضای انعطافپذیر پرداخته میشود. روش حل بر اساس معادله لاگرانژ و گسستهسازی به روش المان محدود است. بهمنظور به دست آوردن فرم بسته معادلات دینامیکی برای بازوهای رباتیک با اعضای انعطافپذیر از محاسبات نمادین در جعبهابزار ریاضیات سمبولیک متلب استفاده شده است، سپس معادلات غیرخطی دینامیکی یک ربات تک لینکی استخراج شده است و با نتایج ارائهشده در سایر مراجع مقایسه شده است. در این پژوهش اثرات غیرخطی مانند مؤلفههای گریز از مرکز، کوریولیس و همچنین اثر گرانش در نظر گرفته شده است. سپس معادلات به دست آمده، با استفاده از روش رانگگوتا برای سطوح مختلف گشتاور تحریک شبیهسازی شده است. نتایج شبیهسازی نشان میدهد در سطوح پایین گشتاور تحریک، مدل خطی و غیرخطی نتایج یکسانی دارند در حالی که با افزایش سطح تحریک اختلاف مدل خطی و غیر خطی افزایش مییابد و اندازه مؤلفههای الاستیک در مدل غیر خطی کوچکتر میشود.https://www.astjournal.ir/article_701085_101b2720b898ab4947a73d4245d71676.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Experimental study and Optimization of Manufacturing Parameters of High Silica-Phenolic/Glass-Epoxy Laminate insulators in order to achieve the Highest thermal resistance and inter-laminar Strengthبررسی تجربی و بهینه سازی پارامترهای ساخت نمونه تخت کامپوزیت چندلایه عایق های سیلیکا فنولیک/ شیشه اپوکسی به منظور دستیابی به حداکثر مقاومت حرارتی و چسبندگی بین لایه ای133151252967FAمتین فرخیکارشناسی ارشد / مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانعلی داورعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانمهرزاد مرتضاییعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانمحسن حیدری بنیدانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانجعفر اسکندری جمعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مواد و فناوری های ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20220409The aim of the present study was to investigate the adhesion and thermal resistance of epoxy / Novalac glass composite. Due to the use of phenolic resins, the pre-impregnation method has been used by combining different percentages of epoxy and novac resin. The two-piece composite samples of epoxy glass and novac glass were bonded once without glue and once with glue. In the following, the effect of different compounds of two types of epoxy resins and Novalak on adhesion and heat resistance has been investigated and evaluated. Using the results of differential scanning calorimeter test and gelling time, the sintering cycle of the samples is predicted. The results showed that the presence of curing agent of both epoxy and novac resin in the composition is essential. The results of interlayer shear strength test and three-point bending showed that the presence of phenolic resin in the samples reduced the mechanical strength of the sample. In the connection of two composites of epoxy glass and Novalac glass, the presence of exon adhesive has increased the strength of the samples compared to the direct connection of epoxy by 2.48%. Finally, the results of the oxyacetylene test indicate the need for pre-baking and a gradual increase in temperature in the cooking cycle.هدف از پژوهش حاضر، بررسی مقاومت چسبندگی و حرارتی کامپوزیت شیشه اپوکسی/ شیشه نووالاک است. به دلیل استفاده از رزینهای فنولیک، از روش پیش آغشته سازی با ترکیب درصدهای مختلف رزین اپوکسی و نووالاک استفاده شده است. نمونه کامپوزیتی دوتکه شیشه اپوکسی و شیشه نووالاک، یکبار بدون چسب و یک بار به کمک چسب به یکدیگر متصل گردیدند. در ادامه تأثیر ترکیبهای مختلف دو نوع رزین اپوکسی و نووالاک بر مقاومت چسبندگی و حرارتی مورد بررسی و ارزیابی قرار گرفته است. به کمک نتایج آزمون گرماسنج روبشی تفاضلی و مدت زمان ژل شدن، چرخه پخت نمونهها پیشبینی شده است. نتایج نشان داد، وجود عامل پخت هر دو رزین اپوکسی و نووالاک در ترکیب ضروری است. نتایج حاصل از آزمون استحکام برشی بین لایهای و خمش سهنقطهای نشان داد، وجود رزین فنولیک در نمونهها سبب کاهش استحکام مکانیکی نمونه شده است. در اتصال دو کامپوزیت شیشه اپوکسی و شیشه نووالاک وجود چسب اکسون استحکام نمونهها را نسبت به اتصال مستقیم اپوکسی 2/48 درصد افزایش داده است. درنهایت نتایج حاصل از آزمون اکسی استیلن ضرورت وجود پیش پخت و افزایش تدریجی دما در چرخه پخت را نشان میدهد.https://www.astjournal.ir/article_252967_a30029692c426194f0e5ba9207d62327.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Investigating the Effect of Eccentricity and Mass Ratio of Primaries on the Structure of Lyapunov Orbitsبررسی تاثیر خروج از مرکز و نسبت جرمی جرمهای اصلی بر ساختار مدارهای لیاپانوفی153163248731FAمجید بختیاریعضو هیات علمی / دانشکده فناوریهای نوین، دانشگاه علم و صنعت ایرانسیاوش سبزیکارشناس ارشد / دانشکده فناوریهای نوین، دانشگاه علم و صنعت ایرانکامران دانشجوعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایرانJournal Article20211002A way to improve the accuracy of the three-body problem model is taking into account the eccentricity of primary attractors. Elliptic Restricted Three-Body Problem (ER3BP) is a model for studying spacecraft trajectory within the three-body problem such that the orbital eccentricity of primaries is reflected in it. As the principal cause of perturbation in the employed dynamical model, the primaries eccentricity changes the structure of orbits compared to the ideal Circular Restricted Three-Body Problem (CR3BP). In this paper, the orbit dynamics of a spacecraft in the ER3BP are exploited to find periodic orbits as the spacecraft is considered to be in planar orbits around Lagrangian points. Periodic orbits are repetitious behaviors in which spacecraft orbital dynamics repeated periodically, these periodic behaviors are the main interest of this study because they are beneficial for future mission designs and allow delineation of the system's governing dynamics. Previous studies laid the foundation for finding periodic orbits or analyzing the stability of the obtained orbits in the ER3BP regime. While in this paper, at first, initial guesses for correction algorithms were derived through the well-known family of orbits in the CR3BP, then correction algorithms were used to refine the calculated orbit. Periodic orbits are portrayed and compared to previous studies and simpler models. Finally, the periodic orbits for the systems with different values of eccentricity and mass ratios are compared to determine their effect on the shape of the orbits in the ER3BP.مسئله سه جرمی محدود شده بیضوی به عنوان یکی از راههای بهبود دقت مسئله سه جرمی، مدلی برای مطالعه مسیر حرکت فضاپیما در محدوده این مسئله است که خروج از مرکز جرم های اصلی در آن لحاظ شده است. به عنوان اصلیترین عامل اغتشاشی در مدل دینامیکی، خروج از مرکز جرمهای اصلی ساختار مدارهای دورهای را در مقایسه با مدلهای سادهتر تغییر میدهد. مدارهای دورهای رفتارهای تکرارشوندهای هستند که در آنها دینامیک مداری فضاپیما بعد از هر دوره مداری تکرار میشود، این رفتارهای دورهای موضوع اصلی این پژوهش هستند، چرا که برای طراحی ماموریتهای آینده و شناسایی ساختار دینامیکی حاکم بسیار مفید هستند. علارغم بررسیهای صورت گرفته در رابطه با روشهای یافتن مدارهای دورهای صفحهای و تحلیل پایداری آنها در مسئله بیضوی، تاثیر به خصوص پارامترهای اصلی سیستم بر ساختار مدارهای لیاپانوفی بررسی نشده است. این در حالی است که در این مقاله، در ابتدا حدسهای اولیه برای الگوریتم تصحیح مداری از طریق خانوادههای مدارهای از قبل شناسایی شده در مسئله دایروی استخراج شده است، سپس الگوریتم تصحیح برای اصلاح حدسهای اولیه و رسیدن به مدارهای دورهای صفحهای مورد استفاده قرار گرفته است. مدارهای دورهای استخراج شده در مسئله بیضوی با مطالعات قبلی و مدلهای سادهتر مقایسه شده و نهایتا این مدارهای دورهای برای سیستمهای مختلف با مقادیر متفاوت خروج از مرکز و نسبت جرمی به جهت مشخص کردن تاثیر این پارامترها بر ساختار مدارها با همدیگر مقایسه شدهاند.https://www.astjournal.ir/article_248731_37977f4ade1afe12737d9af64ac85278.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Increasing the electric power harvesting from the piezoelectric micro beam by the genetic algorithm method by optimizing the geometrical shape and materialافزایش برداشت توان الکتریکی از میکروتیر پیزوالکتریک به روش الگوریتم ژنتیک با بهینه کردن هندسی و ماده ای165181701146FAمهران اقدامیکارشناسی ارشد / گروه مکانیک، واحد خمینیشهر، دانشگاه آزاد اسلامی، خمینی شهر، اصفهانمجید جباریعضو هیات علمی / گروه مکانیک، واحد خمینیشهر، دانشگاه آزاد اسلامی، خمینی شهر، اصفهانJournal Article20221122Considering the direct relationship between the shape change resulting from vibration and the voltage generated on the surface of the piezoelectric micro wire, it is very important to investigate the role of the geometric dimensions of these parts in the voltage generated by applying a constant force. In this research, in order to optimize the geometric dimensions of the piezoelectric micro beam, the genetic algorithm tool of MATLAB software is used. For this purpose, firstly, the analytical relationship governing a single piezoelectric layer micro beam in the Euler-Bernoulli model was extracted, then the parameters of beam length, piezoelectric layer length, beam width, piezoelectric layer thickness and beam thickness were taken to maximize the voltage. They are considered as the objective function in optimization. In order to ensure the accuracy of the analytical relationship presented in Abaqus software, the mentioned piezoelectric single layer micro beam has been modeled, and the comparison of the results indicates that the analytical relationship and the finite element model match 88%. Also, it can be seen that optimization using the genetic algorithm tool of MATLAB software can increase the generated voltage by 59% and at the same time reduce the dimensions of the mentioned micro beam by more than 50%.با توجه به رابطه مستقیم میان تغییر شکل حاصل از ارتعاش و ولتاژ تولید شده در سطح میکروتیر پیزوالکتریک ، بررسی نقش ابعاد هندسی این قطعات در ولتاژ تولید شده در اعمال یک نیروی ثابت از اهمیت بسزایی برخوردار است. در این تحقیق به منظور بهینه سازی ابعاد هندسی میکرو تیر پیزوالکتریک از ابزار الگوریتم ژنتیک نرم افزار متلب استفاده میگردد. به این منظور ابتدا رابطه تحلیلی حاکم بر یک میکروتیر تک لایه پیزوالکتریک در مدل اویلر برنولی استخراج شده سپس پارامترهای طول تیر، طول لایه پیزوالکتریک، پهنای تیر، ضخامت لایه پیزوالکتریک و ضخامت تیر برای بیشینهکردن ولتاژ برداشت شده به عنوان تابع هدف در بهینهسازی در نظر گرفته میشوند. برای اطمینان از دقت رابطه تحلیلی ارائه شده در نرم افزار آباکوس میکرو تیر تک لایه پیزوالکتریک مذکور مدل شده که مقایسه نتایج از انطباق 88 درصدی رابطه تحلیلی و مدل المان محدود حکایت دارد. همچنین مشاهده میشود بهینه سازی با استفاده از ابزار الگوریتم ژنتیک نرم افزار متلب در صورت انتخاب اندازه جمعیت مناسب می تواند تا 59 درصد ولتاژ تولید شده را افزایش دهد و در عین حال بیش از 50 درصد ابعاد میکرو تیر مذکور را کاهش دهد.https://www.astjournal.ir/article_701146_b10f558dce363e39cf8b5030ec573d11.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Reliability assessment of structures of satellite and satellite carrier connected by clamp bandمحاسبه توزیع پاسخ فرکانسی سازه کمربند گوه ای اتصال ماهواره به ماهواره بر ناشی از عدم قطعیت برخی پارامترهای سفتی محوری و خمشی183196253426FAعلی داورعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مواد و فناورهای ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0002-4386-1965رضا آذرافزاعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مواد و فناورهای ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0002-7957-3295سید صدرالدین موسویمربی / مجتمع دانشگاهی مواد و فناورهای ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20220210Uncertainties of the parameters cause the behavior of the systems to statistical distribution and change from what is expected. Therefore, in complex and sensitive systems, such as structures of satellite carrier and satellite connected to it, it is necessary to investigate the effect of uncertainty on dynamic response. In this paper, a novel finite element model of structures of satellite carrier and satellite is simulated to take parameters uncertainties of clamp band joint into account. This model is based on a method that calculates the distribution of axial and flexural stiffness equivalent of the clamp band joint considering all of the uncertainty. Then the vibrational behavior of the structure despite the uncertainties is investigated and a method for calculating the statistical distribution of the frequency response of the complete structure is presented. Finally, the frequency response distribution spectrum of the complete structure in both longitudinal and transverse (bending) directions is calculated. The results show that the standard deviation of the distribution in the frequency range close to the normal bending frequency due to the connection of clamp band joint has the highest value, which shows the effect of local stiffness of this connection on the dynamic response of the structure in the transverse direction. Also, the standard deviation of the distribution and consequently the effect of clamp band stiffness on the dynamic response of the structure in the longitudinal direction is small and negligible.عدم قطعیت پارامترها باعث میشود که رفتار سیستمها نسبت به چیزی که انتظار میرود، تغییر کرده و یک ماهیت آماری پیدا کند. بنابراین در سیستمهای پیچیده و حساس، همچون سازه ماهواره بر و ماهواره متصل به آن، لازم است تاثیر عدم قطعیت بر رفتار دینامیکی بررسی شود. در این مقاله، مدل اجزاء محدود نوینی از سازه ماهوارهبر و ماهواره شبیه سازی شده است که عدم قطعیتهای اتصال کمربند گوهای را لحاظ میکند. این مدل، بر مبنای روشی است که توزیع سفتی محوری و خمشی معادل اتصال کمربند گوهای را با در نظر گرفتن عدم قطعیتها محاسبه میکند. سپس رفتار ارتعاشی سازه با وجود عدم قطعیتها بررسی شده و روشی برای محاسبه توزیع آماری پاسخ فرکانسی سازه کامل ارائه شده است. در نهایت طیف توزیع پاسخ فرکانسی سازه کامل در دو راستای طولی و عرضی (خمشی) محاسبه شده است. نتایج نشان میدهد انحراف معیار توزیع در محدوده فرکانسی نزدیک به فرکانس طبیعی خمشی متأثر از اتصال کمربند گوهای، بیشترین مقدار را دارد که نشان دهنده تاثیر سفتی محلی این اتصال، بر پاسخ دینامیکی سازه در راستای عرضی است. همچنین انحراف معیار توزیع و در نتیجه تاثیر سفتی اتصال بر پاسخ دینامیکی سازه در راستای طولی، اندک و قابل صرفنظراست.https://www.astjournal.ir/article_253426_e434c45d402f54dda932de40a2dce07e.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Designing a suboptimal integrated pitch program correcting, estimation and control algorithm of the of the multi-stage satellite flight in order to set the satellite in the pre-determined orbit using the model-free adaptive control methodطراحی الگوریتم زیربهینه تصحیح برنامه فراز، تخمین و کنترل یکپارچه پرواز ماهوارهبر چندمرحلهای به منظور قرار گرفتن ماهواره در مدار از پیش تعیینشده به روش کنترل تطبیقی بدون مدل197212699720FAمحمدرضا یاسریکارشناس ارشد / دانشکده مهندسی هوافضا، واحد علوم و تحقیقات دانشگاه آزاد اسلامی، تهرانعلیرضا باصحبت نوین زادهعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهرانفرشاد پازوکیعضوهیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، واحد علوم و تحقیقات دانشگاه آزاد اسلامی، تهران.سید حسین پورتاکدوستعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران.Journal Article20220823In this study, a new method for the suboptimal integrated guidance correcting and control of a hypothetical three-stage satellite carrier is presented in order to set the satellite in a predetermined orbit. In such a way that first a pre-designed nominal guidance is considered for the nominal model of system. So, the guidance correction, estimation of the model for the system and determination of the control policy are performed simultaneously online using the single-input-multiple-output model-free adaptive control method. For this purpose, some practical assumptions governing the problem are considered as the desired outputs of the system, and according to the importance of each in any time interval, their importance is passed by regulating the control coefficients. The simulation results of this method, including pitch angle, rate of pitch angle, angle of vanes, orbital velocity and height, show the efficiency of this method to achieve the control goals of the studied system.در این پژوهش یک روش نوین برای تصحیح هدایت و کنترل زیربهینه یکپارچه یک ماهوارهبر فرضی سهمرحلهای به منظور قرار دادن ماهواره در یک مدار از پیشتعیینشده ارائه میشود. به گونهای که نخست یک هدایت نامی از پیش طراحیشده برای مدل نامی سامانه در نظر گرفته میشود. سپس با استفاده از روش کنترل تطبیقی بدون مدل تکورودی- چندخروجی، سه مقوله تصحیح هدایت، تخمین مدل برای سیستم و تعیین سیاست کنترلی به صورت برخط انجام میشود. برای این منظور، مفروضات عملی حاکم بر مساله به عنوان خروجیهای مطلوب سیستم در نظر گرفته شدهاند و با توجه به اهمیت هر کدام در هر بازه زمانی، اهمیت آنها با تنظیم ضرایب کنترلی لحاظ میشود. نتایج شبیهسازی این روش از جمله زاویه فراز، نرخ زاویه فراز، زاویه بالکها، سرعت و ارتفاع مداری، کارایی این روش برای دستیابی به اهداف کنترلی سیستم مورد مطالعه را نشان میدهد.https://www.astjournal.ir/article_699720_33a7ea5a35a573017d317535c9a34ae8.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107011220230220Ensuring the Country's Space Security in the Conflict Between the Theory of Peaceful Use of Space and the Approach of Weaponization itتضمین امنیت فضایی کشور در کشاکش تقابل نظریه استفاده صلحآمیز از فضا و رویکرد تسلیحاتی نمودن آن213224700855FAحجت اله صحرائیدانشجوی دکترای / گروه حقوق بینالملل، واحد تهران مرکزی، دانشگاه آزاد اسلامی، تهران، ایرانعلیرضا ظاهریعضو هیات علمی / گروه حقوق بینالملل، واحد تهران مرکزی، دانشگاه آزاد اسلامی، تهران، ایرانصفی ناز جدلیعضو هیات علمی / گروه حقوق بینالملل، واحد تهران مرکزی، دانشگاه آزاد اسلامی، تهران، ایرانJournal Article20221103Man's entry into outer space and specifically the use of satellites does not have much history compared to airplanes and ships. This has caused many uses of satellites in space to be associated with various legal uncertainties. The governments with satellite technology claim to use satellites in order to strengthen their interests and national security and based on this, they have prioritized military and weapons satellites; , they want the peaceful use of space for satellites and the prohibition of weaponization of this space. The main question in the present article, which is done in a descriptive-analytical way, is that in the legal conflict of peaceful use of satellites by weaponizing outer space and emphasizing security components, which one should prevail? The result of the current research is that the principle of peaceful use of satellites in the mentioned space has gradually decreased in importance and due to this, it is no longer possible to consider peacefulness as a basic security-oriented component in the field of using satellites. and this allows other governments, including Iran, to take advantage of their security interests in outer space by complying with their requirements according to the United Nations Charter and in order to legitimately defend their security interests. It seems that as a suggestion, it is possible to refer to the necessity of COPUS, which should prepare and approve a binding document regarding countering the weaponization of space through the use of military satellites. governments to deliverورود بشر به فضای ماورای جو و به طور خاص استفاده از ماهواره ها دارای سابقه ی چندانی در مقایسه با هواپیماها و کشتیها نیست. همین امر موجب شده تا بسیاری از کاربردهای ماهواره ها در فضا با ابهامات مختلف حقوقی همراه باشد. دولتهای دارای فناوری ماهوارهای، مدعی استفاده از ماهواره ها در راستای تقویت منافع و امنیت ملی خود هستند و بر همین اساس، ماهواره های نظامی و تسلیحاتی را در اولویت قرار داده اند. سوال اصلی در مقاله حاضر که به روش توصیفی-تحلیلی صورت گرفته است، آن است که در تقابل حقوقی استفاده صلح آمیز از ماهواره ها با تسلیحاتی نمودن فضای ماورای جو و با تاکید بر مولفه های امنیتی، کدام یک بایستی تفوق پیدا نماید؟ نتیجه تحقیق حاضر بدین صورت است که اصل استفاده صلح آمیز از ماهواره ها در فضای مزبور، به تدریج از اهمیتش کاسته شده و با توجه به این امر، دیگر نمی توان صلح آمیز بودن را به عنوان یک مولفه اساسی امنیت محور در حوزه استفاده ماهواره ها تلقی نمود و این امر به سایر دولت ها از جمله ایران نیز اجازه می دهد با رعایت الزامات خود به موجب منشور ملل متحد و در جهت دفاع مشروع از منافع امنیتی خود در فضای ماورای جو بهره ببرد. به نظر می رسد که به عنوان پیشنهاد می توان به ضرورت اقدام کوپوس اشاره داشت که بایستی سند الزام آوری را در خصوص مقابله با تسلیحاتی نمودن فضا از طریق کاربرد ماهواره های نظامی تنظیم نماید و به تصویب دولت ها برساند.https://www.astjournal.ir/article_700855_21136b9cd70a12cd8d292baa56a59122.pdf