دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Designing and improving the access to the channel in the automatic ships identification system based on sateliteطراحی و بهبود بخش دسترسی به کانال در سیستم شناسایی خودکار کشتیها بر اساس ماهواره722710026FAعلیرضاقیاسی کرمانیکارشناس ارشد، مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالکاشترحسینخالقی بیزکیاستاد، مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر ، دانشگاه صنعتی مالکاشترJournal Article20230629Automatic Identification System (AIS) is a marine equipment that provides monitoring of vessels using satellite. AIS system uses satellites as a platform to send and receive information. Ships send their AIS signals to satellites, and the satellites receive these signals and transmit them to associated ground bases. Ground bases then process and analyze the received information to determine the position, speed, direction and other information about the ships. When sending messages by vessels, the vessels may choose the same time slot, which causes collisions in the channel. To prevent collision, AIS system uses SOTDMA algorithm. One of the problems of this algorithm is the problem of high delay in the AIS system compared to the selection interval and the number of sent packets. To overcome this problem, three solutions are proposed: reducing the distance between central gaps in SI, reducing the distance between NIs, and reducing the candidate selection distance. In this article, the method of reducing the distance between the central gaps is used. Also, another feature mentioned in this article is reducing the error rate depending on the reference algorithm. The simulation results of the proposed algorithm show its proper performance in reducing the delay of about 19 seconds of sent packets.سیستم شناسایی خودکار (AIS) یک تجهیز دریایی است که نظارت بر روی شناورها را با استفاده از ماهواره فراهم میکند. سیستم AIS از ماهوارهها بهعنوان بستری برای ارسال و دریافت اطلاعات استفاده میکند. کشتیها سیگنالهای AIS خود را به ماهوارهها ارسال میکنند و ماهوارهها این سیگنالها را دریافت کرده و به پایگاههای زمینی مرتبط ارسال میکنند. سپس پایگاههای زمینی اطلاعات دریافت شده را پردازش و تحلیل میکنند تا موقعیت، سرعت، جهت و سایر اطلاعات مربوط به کشتیها را تشخیص دهند. هنگام ارسال پیام توسط شناورها ممکن است شناورها یک شکاف زمانی یکسانی را انتخاب نمایند که موجب برخورد در کانال شود. برای ممانعت از برخورد، سیستم AIS از الگوریتم SOTDMA استفاده میکند. یکی از مشکلات این الگوریتم، مسئله بالابودن تأخیر در سامانه AIS نسبت به فاصله انتخاب و تعداد بسته ارسالی است. برای غلبه بر این مشکل، سه راهحل پیشنهاد میشود: کاهش فاصله بین شکافهای مرکزی در SI، کاهش فاصله بین NIها و کاهش فاصله انتخاب نامزدها. در این مقاله از روش کاهش فاصله بین شکافهای مرکزی استفادهشده است. همچنین یکی دیگر از ویژگیهایی که در این مقاله مطرحشده است کاهش نرخ خطای بسته به نسبت الگوریتم مرجع است. نتایج شبیهسازی الگوریتم پیشنهادی نشاندهنده کار آیی مناسب آن در کاهش تأخیر حدود 19 ثانیهای بستههای ارسالی است.https://www.astjournal.ir/article_710026_35a711ffddb33c7b7f963f84e35f0457.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Designing a fixed time observer for attitude control system of flexible satellitesطراحی مشاهده گر زمان ثابت برای سیستم کنترل وضعیت ماهواره های انعطاف پذیر2332706463FAعرفانرضائیکارشناسی ارشد، مهندسی هوافضا، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهرانحسینبلندیدانشیار، مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهرانمحمدفتحیدانشجوی دکتری، مهندسی برق گرایش کنترل، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهرانJournal Article20231018In this paper, the attitude stabilization problem of a flexible satellite that is affected by unknown disturbances, inherit uncertainties and vibrations of the flexible modes of solar panels is investigated. Since the flexible modes of the satellite and the external disturbances cannot be measured directly in most of cases, a fixed time observer is designed to estimate them and its convergence is guaranteed. In the following, an adaptive robust controller is designed for the attitude control system of the flexible satellite. In this work, the sliding mode control is used due to its high inherent robustness, and then to increase the robustness of the closed loop system against disturbances, the proposed controller is developed with an adaptive law. Moreover, the stability of the closed-loop system is guaranteed by using the Lyapunov theory. Finally, results of the numerical simulations confirm the satisfactory performance of the proposed attitude control system for flexible satellites. در این مقاله، مسئله پایدارسازی وضعیت یک ماهواره انعطافپذیر که تحت تاثیر اغتشاشات ناشناخته، ارتعاشات مودهای انعطافپذیر پنلهای خورشیدی و ماتریس ممان اینرسی نامعین قرار دارد، بررسی میشود. از آنجا که غالباً مودهای انعطافپذیر، اغتشاشات خارجی و تاثیرات ناشی از ممان اینرسی در ماهوارههای انعطافپذیر به صورت مستقیم قابل سنجش نیستند، لذا به منظور تخمین آنها یک مشاهدهگر زمان ثابت طراحی شده و همگرایی آن تضمین میگردد. در ادامه، یک کنترلکننده مقاوم تطبیقی برای سیستم کنترل وضعیت ماهواره انعطافپذیر طراحی میشود. در این کار از کنترل مود لغزشی به دلیل مقاومت ذاتی بالای آن بهره گرفته شده و سپس برای افزایش مقاومت سیستم حلقه بسته در برابر اغتشاشات کنترلکننده پیشنهادی با یک قانون تطبیق توسعه داده شده است. پایداری سیستم حلقه بسته با استفاده از تئوری لیاپانوف تضمین گردیده است. در نهایت شبیهسازیهای عددی عملکرد رضایت بخش سیستم کنترل وضعیت پیشنهادی را تایید میکنند.https://www.astjournal.ir/article_706463_6b1e099a90f7c025e328a76aa68ede26.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Eruca and food security in extra-planetary environmentsمنداب و امنیت غذایی در محیطهای فراسیارهای3344715288FAفاطمهموسویگروه فیزیولوژی هوافضایی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایرانJournal Article20240131Rocket (Eruca sativa) has been selected by NASA for growing in outer space and farming on Mars. The present study studied the effect of the simulated vacuum environment on germination index, protein content, total phenol and flavonoid and antioxidant activity of dry rocket seed was studied. In order to simulate the vacuum conditions of space, the dry rocket seeds were placed in the vacuum simulator chamber of space systems. The results showed a significant increase in the seed germination index in the 5-day interval in the group under vacuum treatment. The content of total phenol in the seeds under vacuum treatment showed a statistically significant increase compared to the seeds of the control group. The seeds under vacuum treatment had a higher total protein content than the seeds of the control group. The seed protein profile in the control and vacuum groups showed 10 distinct protein bands in the molecular weight range of 4.47 to 67.46 kilodaltons, and the intensity of the bands was different between the two groups. The increase in total protein content and the intensity of protein bands in the dry state is rare as was observed in the present study. The results of the present study can have important applications in the field of food security and seed storage in seed banks of the Earth as well as extraterrestrial environments.گیاه راکت یا منداب (<em>Eruca sativa</em>) توسط سازمان ناسا برای پرورش در فضای خارج از جو و کشت روی سطح مریخ انتخاب شده است. در پژوهش حاضر، تاثیر محیط خلا شبیه سازی شده فضا بر شاخص جوانه زنی، محتوای پروتئینی، فنل و فلاونوئید کل و فعالیت آنتی اکسیدانی بذر خشک گیاه راکت مورد مطالعه قرار گرفت. به منظور شبیه سازی شرایط خلا فضا، نمونه های بذر راکت درون محفظه شبیه ساز خلا سامانه های فضایی قرار گرفتند. نتایج افزایش معنادار شاخص جوانه زنی بذر را در بازه زمانی 5 روز در گروه تحت تیمار خلا نشان داد. محتوای فنل کل در بذرهای تحت تیمار خلا در مقایسه با بذرهای گروه کنترل افزایش معناداری را از لحاظ آماری نشان داد. بذرهای تحت تیمار خلا محتوای پروتئین کل بالاتری را نسبت به بذرهای گروه شاهد داشتند. نیمرخ پروتئینی بذر در گروه های کنترل و خلا، 10 باند پروتئینی مشخص را در محدوده وزن مولکولی 4/47 تا 67/46 کیلودالتون نشان داد که شدت باندها بین دو گروه متفاوت بود. افزایش محتوای پروتئینی کل و افزایش شدت باندهای پروتئینی در وضعیت خشک امر نادری می باشد که در مطالعه حاضر مشاهده شد. نتایج حاصل از مطالعه حاضر می تواند کاربردهای مهمی در زمینه امنیت غذایی و ذخیره بذر در بانک های بذر سیاره زمین و همچنین محیط های فراسیاره ای داشته باشد.https://www.astjournal.ir/article_715288_22622151c26e824794b7844e23039170.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Designing a tube-based MPC to control the attitude of a flexible satelliteطراحی کنترل پیش بین مدل مبتنی بر تیوب به منظورکنترل وضعیت یک ماهواره انعطاف پذیر4563713963FAسینافخری فردانشجوی کارشناسی ارشد، دانشکده فناوریهای نوین، گروه فناوری ماهواره، دانشگاه علم و صنعت ایرانحسینبلندیدانشیار، دانشکده مهندسی برق، گروه کنترل، دانشگاه علم و صنعت ایرانمحمدفتحیدانشجوی دکتری، دانشکده مهندسی برق، گروه کنترل، دانشگاه علم و صنعت ایرانJournal Article20230627In a flexible satellite, the attitude control system must be able to overcome the inherent nonlinearities and uncertainties of the rigid body and flexible appendages, as well as external disturbances, while guaranteeing high performance. In addition, the capability of persuading the operational and physical constraints in the designed attitude control system and making control decisions with an optimal approach considering the limitations of the available resources in space projects are very important. In order to simultaneously meet such goals, this paper presents a tube-based model predictive controller as a flexible satellite attitude control system. Simulation studies have shown that the proposed control system designed based on the linearized dynamics of the system, due to the inherent properties of robustness of invariant sets, is capable of meeting the defined control constraints in addition to tolerating external disturbances, nonlinearities, and inherent uncertainties of a flexible satellite.در یک ماهوارهی انعطافپذیر، سیستم کنترل وضعیت باید قادر باشد ضمن تضمین عملکرد بالا، بر غیرخطیگریها و نامعینیهای ذاتی بدنه صلب و ملحقات انعطافپذیر و همچنین اغتشاشات خارجی فائق آید. علاوه بر آن، قابلیت اقنای قیود عملیاتی و فیزیکی در طراحی سیستم کنترل وضعیت و اتخاذ تصمیمات کنترلی با رویکردی بهینه با توجه به محدودیتهای منابع موجود در پروژههای فضایی، از اهمیت بسیاری برخوردارند. به منظور برآوردهسازی همزمان چنین اهدافی، در این مقاله به طراحی یک کنترلکنندهی پیشبین مدل مبتنی بر تیوب به عنوان سیستم کنترل وضعیت ماهوارهی انعطافپذیر پرداخته شده است. با انجام مطالعات شبیهسازی، نشان داده شده است که سیستم کنترلی پیشنهادی طراحی شده بر اساس دینامیک خطیسازی شده سیستم، به دلیل ویژگیهای ذاتی مجموعههای تغییرناپذیر مقاوم خود قادر است تا علاوه بر تحمل اغتشاشات خارجی، غیرخطیگریها و نامعینیهای ذاتی یک ماهوارهی انعطافپذیر، قیود کنترلی تعریف شده را نیز برآورده سازد و به عملکرد کنترلی بالایی دست یابد.https://www.astjournal.ir/article_713963_d7532c66c68a88c069f66d2adf73eb44.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Robust and optimal trajectory design of a launch vehicle upper stage using genetic algorithm and particle swarm optimizationطراحی بهینه و مقاوم مسیر پروازی طبقهی فوقانی یک پرتابگر با دو روش بهینهسازی الگوریتم ژنتیک و ازدحام ذرات6579709341FAمهراننصرت الهیدانشیار، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشترسید علیسعادتدار آرانیدانشجو دکتری، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0002-6886-3158امیرحسینآدمیاستادیار، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتریوسفعباسیاستادیار، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20231002In engineering problems, one of the most important parameters affecting the results is the existence of uncertainties. In many engineering problems, it is not possible to accurately predict the parameters and factors affecting it, and in the best case, they can only be estimated. In this article, the UpperStage of a special launcher is selected as a study case and the robust optimization method is used to solve the design problem of its trajectory, until the final trajectory is Robust to the presence of uncertainties in the actual values of engine thrust and mass in the ascent phase. Therefore, in order to achieve this goal, the optimization problem with the criterion function of fuel consumption minimization by using the equations of motion of three degrees of freedom has been considered as the governing equations of the problem. In the following, the average parameters and standard deviation of uncertainties are added and the robust optimizer model is developed. In order to solve the optimization problem, in this article two methods of genetic algorithm and particle swarm algorithm are used to solve the optimization problem. Also, for investigating and analyzing the effect of uncertainties in the calculation process, the Monte Carlo method has been used. Finally, the simulation results show that the Robust optimal trajectory has improved the altitude error by nearly 77%, the orbital speed error by 68%, and the path angle error by nearly 90% in the presence of uncertainties. The simulation results show the truth of this claim.در مسائل مهندسی از مهمترین پارامترهای تاثیرگذار در نتایج حاصله وجود عدمقطعیتها و نامعینیها است. در بسیاری از مسائل مهندسی نمیتوان پیشبینی دقیقی از پارامترها و عوامل موثر بر آن داشت و در بهترین حالت تنها میتوان تخمینی از آنها زده شود. در این مقاله، طبقهی فوقانی یک پرتابگر خاص به عنوان یک مورد مطالعاتی انتخاب شده و از روش بهینهسازی مقاوم برای حل مسئله طراحی مسیر آن استفاده شده، تا مسیر نهایی نسبت به وجود نامعینیهایی در مقادیر واقعی نیروی تراست موتور و جرم در مرحله صعود، مقاوم باشد. لذا به منظور نیل به این هدف مسئله بهینهسازی با تابع معیار حداقلسازی مصرف سوخت با بکارگیری از معادلات حرکت سه درجه آزادی بعنوان معادلات حاکم بر مسئله درنظر گرفته شده است. در ادامه پارامترهای میانگین و انحراف استاندارد عدمقطعیتها اضافه شده و مدل بهینهساز مقاوم توسعه یافته است. به منظور ایجاد درک درستی از رفتار الگوریتمهای بهینهسازی برای حل مسئلهی بهینهسازی در این مقاله از دو روش الگوریتم ژنتیک و الگوریتم ازدحام ذرات برای حل مسئلهی بهینهسازی بهره گرفته شده است. همچنین به منظور بررسی و تحلیل اثر عدمقطعیتها در فرآیند محاسبات، روش مونتکارلو بکارگرفته شده است. نهایتا نیز نتایج شبیهسازی نشان میدهد که مسیر بهینه باعث شده تا خطای ارتفاع نزدیک به 77 درصد و خطای سرعت مداری 68 درصد و خطای زاویهی مسیر نزدیک به 90 درصد در حضور عدمقطعیتها بهبود پیدا کند. نتایج شبیه سازی حاصله، صحت این ادعا را نشان می دهد.https://www.astjournal.ir/article_709341_e2e7f635838fe9fb102e5aa24fba4937.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Multi-objective design optimization of a re-entry bio-capsule based on sensitivity analysis of the main configuration parametersبهینهسازی طراحی چندهدفه یک کپسول زیستی بازگشتی بر اساس تحلیل حساسیت پارامترهای اصلی پیکربندی8194720101FAحسنناصحاستادیار پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری0000-0002-7896-0189حدیثهکریماییاستادیار پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریمحمدلسانی فدافندانشجوی دکتری پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریJournal Article20241125This paper uses a sensitivity analysis of the main configuration parameters to perform multi-objective, design optimization of a re-entry bio-capsule. In this regard, according to the design space defined by the allowable ranges (upper and lower band limits) of the geometrical variables of the capsule, first, the Sensitivity Analysis (SA) is done using the Design of Experiment (DOE) method with the help of Latin Hypercube Sampling (LHS). Then, by configuration modeling, the optimal design points are identified with the help of a Multi-Objective Genetic Algorithm (MOGA). Triple-objective optimization creates three-dimensional, non-dominant Pareto fronts, which can help the designer’s decision-making, especially in the conceptual design phase. The following are the most important three-dimensional Pareto fronts, whose independent results and trends are created and presented. For results verification, the experiment results of the native capsule configuration are utilized. If the native capsule’s parameters are placed in the optimal ranges of Pareto, they are shown on the Pareto front.این مقاله از تحلیل حساسیت پارامترهای اصلی پیکربندی، برای انجام بهینهسازی طراحی چند هدفه یک کپسول زیستی بازگشتی استفاده میکند. در این راستا، با توجه به فضای طراحی تعریف شده توسط حدود مجاز (حد بالا و پایین) متغیرهای هندسی کپسول، ابتدا به تحلیل حساسیت با روش طراحی آزمایش (DOE) به کمک نمونهبرداری ابرمکعب لاتین (LHS) پرداخته میشود. سپس با مدلسازی پیکربندی طراحی، نقاط طراحی بهینه به کمک الگوریتم ژنتیک چندهدفه (MOGA) شناسایی میشود. بهینهسازی سه هدفه، جبهههای پارتو سه بعدی و نامغلوب ایجاد میکند که میتواند به طراح به خصوص در مرحله طراحی مفهومی در تصمیمگیری کمک کند. در ادامه مهمترین جبهههای پارتو سهبعدی که نتایج و روند آنها از همدیگر مستقل هستند، ارائه شدهاند. برای صحهگذاری نتایج، از مقایسه با نتایج یک نمونه تجربی از پیکربندی کپسول بومی بهره برده شده است. درصورتیکه پارامترهای این کپسول بومی در بازه بهینه پارتو قرار گیرد، در جبهه نشان داده شده است.https://www.astjournal.ir/article_720101_f88e7dda1d4050831666d96461fe674c.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Design and tuning of a UAV control system based on deep reinforcement learning algorithmsطراحی و تنظیم سامانه کنترل پهپاد مبتنی بر الگوریتم یادگیری تقویتی عمیق95112724263FAمحمد حسینعلیزادهکاندید دکتری، دانشکده فناوریهای نوین و مهندسی هوافضا، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران.0000-0002-6844-0411علیرضاطلوعیدانشیار، دانشکده فناوریهای نوین و مهندسی هوافضا، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایرانرضاقاسمیدانشیار، دانشکده مهندسی برق، دانشگاه قم، قم، ایران.Journal Article20240727Dynamic analysis of UAVs becomes complex and imprecise due to mission changes in uncertain environments. In this UAV, besides environmental conditions, shared actuators used for control introduce interference across control channels. In this study, the nonlinear dynamics of the UAV are first introduced, and an approximate linearized model is derived through simplification. Based on this model, classical controllers are designed under specified performance constraints for pitch and roll angle tracking, as well as for damping angular velocity. However, since these controllers are designed based on approximate transfer functions and under nominal conditions without uncertainty, they may not perform adequately in all situations and disturbances. The main objective of this paper is to propose a method to compensate for modeling inaccuracies and uncertainties in classical control system design. The proposed method employs reinforcement learning to adjust controller parameters. The training process is conducted offline, and the learned corrective gains are then integrated into the classical controller during operation. The results demonstrate at least a 20% increase in the average cumulative reward and a threefold reduction in the number of unstable or quasi-stable simulations, thereby improving the UAV’s reliability and performance.تحلیل دینامیک پهپاد به دلیل تغییر ماموریت در محیط شامل عدم قطعیت، پیچیده و غیردقیق میباشد. در این پهپاد علاوه بر شرایط محیطی، به دلیل اختصاص عملگرهای مشترک برای کنترل، تداخل در کانالها ایجاد میگردد. در این تحقیق با معرفی دینامیک غیر خطی پهپاد، ناگزیر با انجام سادهسازی مدل خطی شده تقریبی استخراج شدهاست. در این مقاله با قیود عملکردی مشخص شده، برای ردیابی زاویه فراز و غلت و همچنین مهار سرعتهای زاویهای کنترلگر کلاسیک طراحی میشود. این کنترلگرها چون برای تابع تبدیل تقریبی و شرایط بدون حضور عدم قطعیت طراحی میشوند، لذا در تمامی وضعیتها و اغتشاشها لزوما رفتار مناسبی ندارند. هدف از این مقاله ارائه روشی برای اصلاح اثر مدلسازی غیر دقیق و عدم قطعیت در طراحی سامانه کنترلی کلاسیک است. روش پیشنهادی استفاده از یادگیری تقویتی برای اصلاح ضرایب کنترلگر است. محاسبات به صورت خارج از خط صورت گرفته و پس از یادگیری و در فرایند کاری، نتیجه به صورت بهرههای اصلاحی به کنترلگر کلاسیک اعمال میگردند. نتایج تحقیق نشان از افزایش حداقل 20 درصدی در متوسط پاداش دریافتی و کاهش سه برابری در تعداد شبیهسازیهای ناپایدار و یا شبه پایدار دارد. به عبارت دیگر قابلیت اطمینان در عملکرد پهپاد افزایش مییابد.https://www.astjournal.ir/article_724263_268feb28ae0f269bb10cd478fcf26097.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Flutter optimization of hybrid metal-composite swept wing using elitist adaptive particle swarm algorithmبهینهسازی فلاتر بال هیبریدی فلز-کامپوزیت سوئیپدار با استفاده از الگوریتم نخبهگرای تطبیقی توده ذرات113132714638FAسلمانشفقتدکتری هوافضا، محقق دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهرانهادیقشوچی برقاستادیار، گروه مهندسی صنایع، مکانیک و هوافضا، مرکز آموزش عالی فنی و مهندسی بوئین زهرا، بوئین زهراعلیدهقانی قبادیدانشجوی دکتری، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهرانسعیدایرانیدانشیار، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهرانJournal Article20231014In the present study, optimization of metal-composite swept wings is investigated. For this purpose, the flutter speed and fiber angles are considered as objective function and optimization variables, respectively. The flutter speed is computed with the p-method. As innovation, the adaptive elitist particle swarm algorithm with innovative inertia weight is used for optimization, and its performance is compared with the basic version of the algorithm, and its good efficiency is demonstrated, and finally, the mentioned algorithm is used to optimize the flutter speed. The optimization results are presented for different metal-to-composite ratios, different aspect ratios, and different sweep angles. In the end, the effect of increasing the number of design variables is investigated. The results show that by increasing the metal to composite ratio, the maximum flutter speed is not necessarily decreased or increased but the optimum metal to composite ratio and also, the maximum flutter speed is unique for different geometries, and shows its special importance in the flutter optimization.در پژوهش حاضر به بهینهسازی بالهای فلز-کامپوزیت سوئیپدار پرداخته شدهاست. بدین منظور سرعت فلاتر به عنوان تابع هدف و زوایای الیاف به عنوان متغیرهای بهینهسازی درنظر گرفته شدهاند. برای محاسبه سرعت فلاتر از الگوریتم روش p استفاده شده است. به عنوان نوآوری، جهت بهینهسازی از الگوریتم نخبهگرای تطبیقی توده ذرات با تابع اینرسی ابتکاری استفاده، و عملکرد آن با نسخه پایه الگوریتم مقایسه، و کارایی مطلوب آن تایید، و در نهایت با استفاده از آن به بهینهسازی سرعت فلاتر پرداخته شدهاست. نتایج به ازای مقادیر مختلف نسبت فلز به کامپوزیت، نسبت منظری و زاویه سوئیپ ارائه شدهاست. در پایان نیز اثر افزایش تعداد متغیرهای طراحی مورد بررسی قرار گرفتهاست. نتایج نشان میدهد با افزایش نسبت فلز به کامپوزیت، مقدار بیشینه سرعت فلاتر لزوما کاهشی یا افزایشی نبوده، اما مقدار بهینه نسبت فلز به کامپوزیت و همچنین مقدار بیشینه سرعت فلاتر برای هندسههای مختلف، منحصر به فرد میباشد که اهمیت ویژه آن را در بهینهسازی فلاتر بیان میکند.https://www.astjournal.ir/article_714638_898683e47f47abdae305ac5946a2c204.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Performance of probabilistic neural network and support vector machine for propeller fault detection using vibration analysisارزیابی عملکرد شبکه های عصبی احتمالاتی و ماشین بردار پشتیبان در تشخیص عیب ملخ با استفاده از آنالیز ارتعاشات133149722716FAعلی اصغرنادریدانشیار، دانشکده مهندسی، دانشگاه امام علی (ع)، تهران، ایرانJournal Article20240513<strong>Fault diagnosis in propellers for aircraft and ships is of great significance</strong>. Vibration monitoring can help predict and prevent propeller failures by detecting imbalances. There are many techniques based on the vibration analysis for fault diagnosis, and this study investigates propeller defects using experimental vibration analysis. Data were collected through feature extraction methods in both the time-domain and frequency-domain. Subsequently, dimensionality-reduced features were applied as inputs to probabilistic neural networks (PNN) and support vector machines (SVM), and their classification results were analyzed and compared. The dataset was divided into training and testing subsets. The training data achieved nearly 100% classification accuracy across all propeller fault conditions, demonstrating the precision of the experimental setup and the efficacy of PNN and SVM in fault classification. To compare healthy and defective datasets, adjusting rotational speed to an optimal value combined with time- and frequency-domain features yielded the highest accuracy for test data classification. The results indicate that PNN outperforms SVM, achieving superior classification accuracy and robustness. Specifically, PNN successfully distinguished all four propeller fault conditions with high accuracy, underscoring its reliability for vibration-based fault detection.عیبیابی ملخ در هواگردها و شناورها از اهمیت بسزایی برخوردار میباشد. یکی از عیوب شایع در ملخها عدم تعادل میباشد که برای تشخیص این عیب، تکنیکهای زیادی بر اساس تجزیه و تحلیل طیفی وجود دارد. این مقاله وجود عیب در یک ملخ را به روش آزمایشی و آنالیز ارتعاشی بررسی میکند. بعد از داده برداری در حوزه زمان برای چهار نمونه از ملخ به استخراج ویژگی در حوزههای زمانی و فرکانسی پرداخته شده است. در ادامه دادهها به ورودی شبکههای عصبی احتمالاتی و ماشین بردار پشتیبان اعمال شدهاست و نتایج حاصل از هرکدام بررسی و باهم مقایسه میشوند. دادههایی که در اختیار بود در دو بخش آموزش و آزمون مورد بررسی قرار گرفت. درصد طبقهبندی صحیح دادههای آموزش تقریباً برای تمامی نمونههابرابر 100 درصد بوده است که این مورد دلالت بر انجام دقیق آزمون آزمایشگاهی و توانایی روشهای شبکههای عصبی احتمالاتی و ماشین بردار پشتیبان در کلاسبندی دارد. تغییر دور به یک دور بهینه به همراه استفاده ترکیبی از هر دو مشخصه زمانی و فرکانسی بهترین پاسخ را برای طبقهبندی بدست میدهد. در ضمن از مقایسه روشهای هوشمند، نتیجه میشود که استفاده از روش شبکههای عصبی احتمالاتی به نتایجی با صحت بالاتر منجر میشود و این مورد دلالت بر دقت بالا و کیفیت مناسب این روش دارد که قادر است با دقت قابل قبولی ملخهای معیوب را از دیگر ملخها تفکیک نماید.https://www.astjournal.ir/article_722716_9f39efe3c1778789e2872b4f4efcdbe8.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Study of thermoacoustic behavior of functionally graded ceramic cylindrical shell reinforced with carbon nanotubes in thermal environmentمطالعه رفتار ترموآکوستیکی پوسته استوانهای تابعی مدرج سرامیکی تقویت شده با نانولولههای کربنی در محیط حرارتی151169704523FAمحمدبوالحسنیدانشجوی کارشناسی ارشد، مهندسی فناوری ماهواره، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهرانعلیترکاشونددانشجوی دکتری، مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران0000-0002-7464-5501کامراندانشجواستاد، مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهرانمجیدبختیاریاستادیار، مهندسی فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهرانJournal Article20221218In this paper, the thermoacoustic behavior of a functionally graded cylindrical shell reinforced with carbon nanotubes in the presence of a temperature gradient is investigated. The structure is submerged in an external flow and is excited by an oblique sound wave. The shell is made of ceramic material, and the carbon nanotubes are distributed in a graded form in the thickness direction. The effective properties of the constituents are also assumed to be temperature-dependent. Hamilton's principle and third-order shear deformation theory are used to derive the dynamic equations of shell motion. Then, using the interactions of fluid and structure, the acoustic equations of the shell are determined. Finally, the effect of physical and environmental parameters on the sound transmission of the shell is investigated. According to the results, the effect of carbon nanotube distribution on sound transmission is more significant at high frequencies, and increasing the temperature due to reducing the stiffness of the structure decreases the sound transmission loss.در این مقاله رفتار ترموآکوستیک یک پوسته استوانهای تابعی مدرج تقویت شده با نانولولههای کربنی در مجاورت یک گرادیان دمایی بررسی میشود. سازه مورد نظر در مجاورت یک جریان خارجی قرار دارد و توسط یک موج صوتی مایل تحریک میشود. پوسته از مواد سرامیکی ساخته شده و نانولولههای کربنی به صورت درجه بندی شده در امتداد ضخامت آن توزیع شدهاند. همچنین خواص موثر مواد تشکیل دهنده به صورت وابسته به دما فرض شدهاند. برای استخراج معادلات دینامیکی حرکت پوسته، از اصل همیلتون و تئوری مرتبه سوم تغییر شکل های برشی استفاده میشود. سپس با به کارگیری معادلات برهمکنش سیال و سازه، معادلات آکوستیکی پوسته تعیین میگردند. در نهایت تاثیر پارامترهای موثر فیزیکی و محیطی بر انتقال صوت پوسته بررسی میشوند. نتایج نشان می دهند که، تاثیر توزیع نانولولههای کربنی بر انتقال صوت، در فرکانسهای بالا محسوستر است و افزایش دما به سبب کاهش سفتی سازه، باعث کاهش افت انتقال صوت میگردد.https://www.astjournal.ir/article_704523_96f3f1f35b6b61d39d0e77047867189c.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Innovative design of the microturbofan engine with a clustered Core of microturbojet enginesطرح نوآورانه موتور میکروتوربوفن با هسته موتورهای میکروتوربوجت هم افزا171187711762FAمحمودعدمیدانشیار، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشترحمیدفرخ فالدانشیار، دانشکده مهندسی مکانیک ، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0002-2737-207Xمهردادبزاززادهدانشیار، دانشکده مهندسی مکانیک ، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0002-6797-2619فرهادسبقت الهیدانشجوی دکتری، دانشکده مهندسی مکانیک ، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20230926With the development of unmanned aerial vehicle technology, increasing the efficiency and operational capabilities of small-scale turbine engines has become increasingly important. So far, converting microturbine jets to other types of microturbine shaft-driven propellers or microturbine ducted fans has been one way to improve operational efficiency. Previous research has indicated theoretical and technical challenges in directly converting a microturbine jet engine to a microturbine ducted fan. This research proposes an innovative technique of clustering multiple microturbine jets in a rotating configuration around a central axis and combining their power outputs to achieve a microturbine ducted fan design, addressing these challenges. The results show that a microturbine ducted fan engine designed with a power integration configuration of multiple microturbine jets in the central core provides technical and operational capabilities similar to known ducted fan engines, while offering specialized benefits suitable for a variety of aircraft applications. This can help solve the problem of providing a suitable and efficient propulsion system for a wide range of unmanned aerial vehicles. This research focuses on introducing the design concept and demonstrating the proof of concept. It paves the way for more detailed future studies examining the technical details of clustering multiple microturbine jets and converting them to other aircraft propulsion systems.<span lang="FA" style="font-size: 11.0pt; line-height: 115%; font-family: 'B Nazanin';">با توسعه فن آوری تولید هواگردهای بدون سرنشین، افزایش کارایی و قابلیتهای عملیاتی موتورهای توربینی مقیاس کوچک از اهمیت ویژهای برخوردار شدهاند. تاکنون تبدیل موتورهای میکروتوربوجت به دیگر انواع ساختارهای میکروتوربوشفت و میکروتوربوپراپ بعنوان یکی از روشهای افزایش کارایی عملیاتی شدهاند. پژوهشهای گذشته حاکی از وجود چالشهای تئوریک و فنی در راستای تبدیل میکروتوربوجت به میکروتوربوفن است. این تحقیق با ارائه تکنیک نوآورانه کلاستر<sup>1</sup>کردن چند موتور میکروتوربوجت بصورت دوار حول یک محور و استفاده از همافزایی توان آنها برای دستیابی به یک موتور میکروتوربوفن، راهکاری برای رفع این چالشها ارائه داده است. نتایج نشان میدهد موتور میکروتوربوفن با پیکربندی هم افزایی توان چند میکروتوربوجت در هسته مرکزی ضمن برخورداری از قابلیتهای فنی و عملیاتی موتورهای توربوفن با ساختارهای شناخته شده دارای قابلیتهای ویژهای است و می تواند مشکل تامین پیشرانه مناسب و کارآمد برای طیف وسیعی از هواگردها را مرتفع سازد. این تحقیق با تمرکز بر معرفی طرح و اثبات فنآوری آن مقدمه ای برای پژوهشهای بیشتر و بررسی جزییات تکنیک کلاستر کردن چند موتور میکروتوربوجت و تبدیل آنها به دیگر پیشرانه های هوایی در آینده خواهد بود.</span>https://www.astjournal.ir/article_711762_826054d56bdf39dda2143e84096e548f.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219Study of the effect of elastic foundation on the vibration characteristics of a cylindrical shell reinforced with optimally functional graded materialsمطالعه اثر بستر الاستیک بر روی ویژگیهای ارتعاشی پوسته استوانهای تقویت شده از جنس مواد مدرج تابعی بهینه189210720154FAسعیدبختیار آقاملکیدانشجوی دکترای هوافضا، گروه مهندسی هوافضا، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات، تهران، ایرانامیر حسینهاشمیاناستادیار، گروه مهندسی هوافضا، دانشگاه آزاد اسلامی، واحد علوم و تحقیقات، تهران، ایران0000-0001-9911-1744مهدیفکوراستاد، گروه مهندسی هوافضا دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20240926Investigating vibration behavior and optimizing the shell to increase natural frequencies is an important part of structural researchers' studies. In this research, the optimization of a shell made of functionally graded materials reinforced with horizontal and vertical reinforcements and placed on an elastic foundation has studied. The governing equations of the shell obtained based on the Lekhnitsky reinforcement technique and using Hamilton's principle, considering the first-order shear deformation theory of the shell and with the help of the finite element method. The shell optimized using a genetic algorithm. In the present optimization, the weight of the structure and its frequencies are the constraint and objective function, respectively, and the parameters of volume fraction percentage, shell and reinforcement thickness, and elastic foundation stiffness coefficient are the optimization variables. The results obtained showed an increase in frequency at constant weight, which demonstrated the effectiveness of the present optimization algorithm. Damping also considered the elastic foundation to show the effect of optimization on the time response of the shell under vibration.بررسی رفتار ارتعاشی و بهینهسازی پوسته برای افزایش فرکانسهای طبیعی بخش مهمی از مطالعات محققین سازه می باشد. در این تحقیق، بهینهسازی پوستهای از جنس مواد مدرج تابعی که با تقویت کنندههای افقی و عمودی تقویت شده است و بر روی بستر الاستیک قرار دارد مورد مطالعه قرار گرفته است. معادلات حاکم بر پوسته بر اساس تکنیک تقویتکنندههای لخنیتسکی و استفاده از اصل همیلتون با در نظر گرفتن نظریه تغییر شکل برشی مرتبه اول پوسته و با کمک روش اجزای محدود بهدست آمده است. پوسته با استفاده از الگوریتم ژنتیک بهینه میشود. در بهینهسازی حاضر وزن سازه و فرکانسهای آن بترتیب قید و تابع هدف میباشند و پارامترهای درصد کسر حجمی، ضخامت پوسته و تقویت کنندهها و ضریب سفتی بستر الاستیک متغیرهای بهینهسازی میباشند. نتایج بدست آمده نشان دهنده افزایش فرکانس در وزن ثابت بودهاند که کارایی الگوریتم بهینهسازی حاضر را نشان دادهاند. همچنین میرایی برای بستر الاستیک در نظر گرفته شدهاست تا میزان تاثیر <br />بهینهسازی در پاسخ زمانی پوسته تحت ارتعاش را نمایان کند.https://www.astjournal.ir/article_720154_1297da9c387f2ddd7888666d122377fe.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219The effect of loss parameters using tandem blade in axial compressorتاثیر پارامترهای افت با به کارگیری پره تاندم در کمپرسور محوری211222716178FAعلیرضاسخاوت بنیسگروه هوایی، دانشگاه علوم انتظامی امین، تهران، ایرانرضاآقایی طوقاستادیار، گروه مهندسی هوافضا، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات تهران، ایران،0000-0002-5702-7824حمزهاشراقیدکترای تخصصی، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانJournal Article20240417Engine designers have been trying to reduce weight and increase engine efficiency for a long time. One of the passive methods to prevent flow separation, control the boundary layer, increase the pressure ratio, and reduce the weight of the turbine and compressor, is the use of tandem. In this study, the tandem compressor geometry was extracted from the model designed at the NASA Lewis Research Center and a high-quality network was applied to it. In the present study, both rotor and stator have tandem. The software used in this study is CFX 2021, which was analyzed with the κ-ω SST turbulence model. Finally, it was observed that the tandem causes a 2.5-degree increase in the flow deviation angle and also a 16% increase in the drop coefficient in the compressor rotor. In addition to the mentioned cases, it was observed that the tandem increases the diffusion coefficient in the compressor rotor by 9.8%. It has also been observed that at the distance of 80% of the rotor opening, the tandem increases the drop parameter in the compressor rotor by 9.3%. Finally, the result was obtained that the tandem, by increasing the drop parameters, increases the pressure ratio of the compressor stage, reduces the number of stages, reduces the weight and volume of the engine, and finally reduces the drag force created in the airship.طراحان موتور هواگردها از دیرباز درصدد کاهش وزن و افزایش کارایی موتور بودهاند. یکی از روشهای غیر فعال در جلوگیری از جدایش جریان، کنترل لایه مرزی، افزایش نسبت فشار و کاهش وزن توربین و کمپرسور، استفاده از تاندم میباشد. تاندم با افزایش زاویه چرخش جریان و افزایش نسبت فشار کمپرسور باعث بهبود عملکرد آن میگردد. در این مطالعه هندسه کمپرسور تاندم از مدل طراحی شده در مرکز تحقیقات لویس ناسا استخراج و شبکهای با کیفیت بالا بر آن اعمال گردید. در مطالعه حاضر هم روتور و هم استاتور دارای تاندم میباشد. نرمافزار بکار رفته در این مطالعه CFX 2021 بوده که با مدل توربولانس κ-ω SST مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در نهایت مشاهده گردید که تاندم باعث افزایش 2.5 درجهای زاویه انحراف جریان و همچنین افزایش 16 درصدی میزان ضریب افت در روتور کمپرسور میگردد. علاوه بر موارد اشاره شده، مشاهده شد که تاندم به میزان 9.8 درصد باعث افزایش ضریب پخش در روتور کمپرسور میگردد. همچنین مشاهده شده است که در فاصله 80% دهانه روتور، تاندم باعث افزایش 9.3 درصدی پارامتر افت در روتور کمپرسور میگردد. در نهایت نتیجه بدین گونه حاصل گردید که تاندم با افزایش پارامترهای افت، باعث افزایش نسبت فشار طبقه کمپرسور، کاهش تعداد طبقات، کاهش وزن و حجم موتور و در نهایت کاهش نیروی پسای ایجاد شده در هواگرد میگردد.https://www.astjournal.ir/article_716178_bc78273dba0cdca3ff18d37f831dd395.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107013220250219A method for the primary design and matching of aerial and non-aerial recuperated micro-turbinesروش طراحی اولیه و انطباق میکروتوربین های هوایی و تولید توان با مبادلهگر گرمایی223242709165FAفریبرزآذری برزندیقدانشجوی دکتری مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترمهردادبزاززادهدانشیار، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0002-6797-2619محمودرستمیعضو هیئت علمی دانشگاه صنعتی مالک اشترکیارشچهارلنگ کیانیمدیر تحقیق و توسعه شرکت فنی و مهندسی توربین صنعت سپهرJournal Article20221220The multiplicity of performance parameters and their interactions, as well as the matching issue of the heat exchanger and the engine, are the most challenging issues in the first phase of designing a recuperated microturbine. Here, using the experimental considerations and the thermodynamic, various performance charts will be produced and the relationship between the variables and their intervals will be determined. It was shown that, the optimum thermal performance can be achieved for compression ratios between 3.5-5.0, and 2.75-4.0 for the aerial and non-aerial recuperated engines, respectively. For the aerial types, the desired turbine-inlet-temperature varies in the range of 1100-1250, while the range 950-1250 is optimal for the non-aerial engines. In the aerial types, the thermal efficiency is more affected by the pressure drop, therefore the use of laminar flow recuperators is inevitable for such applications. For the non-aerial types, the thermal performance and PSFC drastically reduces for pressure ratios less than 3.5.مسئله انطباق (مچینگ) مبادلهگر گرمایی و موتور، تعدد متغیرهای سیکلی و اثرات متقابل آنها بر عملکرد موتور از اساسیترین چالشها در فاز نخست طراحی یک میکروتوربین دارای مبادلهگر گرمایی است. در این پژوهش با استناد بر نتایج حاصل از تلفیق معادلات ترمودینامیک سیکل برایتون و ملاحظات تجربی در قالب یک کدکامپیوتری، روشی برای تعیین میزان اهمیت و بازه مطلوب متغیرهای سیکلی معرفی خواهد شد. نتایج نشان میدهد در کلاس هوایی بیشترین اثربخشی مبادلهگر گرمایی در نسبت تراکم 3/5 تا 5 است و در کلاس زمینی در حدود 2/75 تا 4 است. در کلاس هوایی بازه مطلوب طراحی برای دمای ورودی توربین از 1100 تا 1250 کلوین می باشد و در کلاس زمینی در محدوده 950 تا 1250 کلوین است. در کلاس هوایی، افت راندمان حرارتی تحت تاثیر افت فشار دوبرابر بیشتر از کلاس زمینی است و لذا استفاده از مبادلهگرهای جریان آرام الزامی خواهد بود. در کلاس زمینی توان خروجی شفت در نسبت فشارهای کمتر از 3/5 بسرعت با کاهش PSFC تنزل خواهد کرد که سبب کاهش قابل توجه کارایی میکروتوربین تولید توان در دورهای پایین خواهد شد.https://www.astjournal.ir/article_709165_5ceb9e630ac26751e789b313a26b3035.pdf