دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Design and implementation of maximum power point tracking converter based on constant voltage method for use in nano-satellite power supplyطراحی و ساخت مبدل دنبال کنندة جذب حداکثر توان براساس روش ولتاژ ثابت، جهت کاربرد در زیربخش تغذیة نانو ماهواره72140401FAحسین عزیزی مقدمعضو هیات علمی / گروه ماشین های الکتریکی دوار، پژوهشگاه نیرو، تهرانآرش دهستانی کلاگرعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالکاشترمحمدرضا علیزاده پهلوانیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالکاشترJournal Article20180108Solar-powered generator is one of the critical parts in designing and manufacturing of the satellites. Achieving a high degree of reliability and maximum absorption in the Solar-powered generator are two key factors considered by designers. In this paper, designing and manufacturing different components of a charging part of a nano-satellite have been evaluated by considering environmental constraints. Simplicity and high degree of reliability are the main aspects of the proposed method that lead to maximum amount of power absorption. The innovation of this paper is detecting the optimal operating point of the solar panel based on the measurement of the solar cell temperature. In addition, an I2C communication protocol has been implemented between PMU and C&DH in order to simultaneously monitor of voltage and current of various points and receiving controlling orders from the stations on earth. After designing and simulating of the controller of the charging part of the satellite, various necessary components for building of each subsystem have been prepared. In the next step, prototype of the charging circuit board was built and tested. According to the test results, necessary modifications were implemented on the final circuit board. Finally, the last version of the PMU circuit board was designed and built. Utilizing the boost synchronous converter, the efficiency of the converter section is improved up to 95%.سیستم شارژر ماهواره مبتنی بر آرایه های خورشیدی یکی از بخشهای کلیدی حساس در طراحی و ساخت ماهوارها میباشد. دستیابی به قابلیت اطمینان بالا، جذب حداکثر توان مولد خورشیدی، راندمان بالا و حجم و وزن پایین از جمله اهداف اصلی در طراحی سیستم شارژر میباشد. در این مقاله طراحی و ساخت بخشهای مختلف واحد شارژر یک نانو ماهواره طراحی و شبیهسازی میگردد. روشهای مختلفی جهت جذب حداکثر توان از آرایه های خورشیدی ارائه گردیده است. برای کاربرد ماهواره، سادگی و قابلیت اطمینان بالا از جمله ویژگیهای مطلوب سیستم شارژر میباشد. در این مقاله یک روش ساده جهت پیادهسازی الگوریتم جذب حداکثر توان مبتنی بر تکنیک ولتاژ ثابت ارایه گردیده است. نو آوری این مقاله آشکار سازی ولتاژ نقطة کار بهینة پنل خورشیدی بر اساس اندازهگیری دمای سلول خورشیدی میباشد. با استفاده از ساختار مبدل بوست سنکرون، راندمان بخش مبدل تا 95% بهبود می یابد. پس از طراحی و شبیهسازی سیستم شارژ ، زیر بخشهای مختلف ویرایش اول برد شارژر پیادهسازی و تست گردیده است.https://www.astjournal.ir/article_40401_26c0b16de73d48b9cc84f77a930c813b.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Flight performance analysis of a migratory bird using flight mechanics equationsتحلیل عملکرد پروازی یک پرنده مهاجر به کمک معادلات مکانیک پرواز233840397FAسید امین باقرزادهعضو هیات علمی / گروه مهندسی مکانیک، واحد نجفآباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجفآباد، ایران0000-0001-6061-7967الناز رئیسیکارشناس / گروه مهندسی مکانیک، واحد نجفآباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجفآباد، ایرانحمیدرضا ابراهیمی کبریاعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20191102The flight mechanism of a bird is rather similar to that of an airplane because they both follow the same aerodynamic rules. For migratory birds that sustain flight without flapping their wings for very long periods and have relatively higher Reynolds numbers of flight, this similarity is very impressive. This paper aims to analyze flight performance of migratory birds using flight mechanics equations and to compare the results with the bird flight data. In that way, the obtained model can be validated, and used to estimate the performance of the flapping unmanned aerial vehicles. To that end, the flight performance of a brent goose, a migratory bird, is examined: Firstly, the flight of migratory birds is modeled. Then, the chemical and mechanical powers of the bird is obtained and analyzed. Afterwards, several performance parameters such as the aerodynamic efficiency coefficient, rate of climb, climb gradient, optimum airspeed interval and range are attained. Also, a comparison is made between the results of this study and real acquired data for a brent goose in order to validate the method. Finally, the effects of the altitude and weight on the performance parameters are studied. The results of this study indicate that the flight dynamic equations are capable to predict flight performance of migratory birds with acceptable precision.مکانیزم پرواز یک پرنده تا حد زیادی مشابه یک هواپیما است؛ چرا که هر دو از قوانین آیرودینامیکی یکسانی تبعیت میکنند. برای پرندگان مهاجر که دارای عدد رینولدز نسبتاً بالاتری در هنگام پرواز هستند، این تشابه بسیار زیاد است. هدف این مقاله، تحلیل عملکرد پروازی پرندگان به کمک معادلات مکانیک پرواز و مقایسه این مدل با نتایج پرواز آنها است تا به کمک آن بتوان روشهای مورد استفاده را اعتبارسنجی نمود و در آینده مشخصات عملکردی پهپادهای بالزن را بدست آورد. برای این منظور، به بررسی عملکرد پروازی غاز شمالی (گونهای از پرندگان مهاجر) پرداخته میشود: ابتدا پرواز پرندگان مهاجر مدلسازی میشود. پس از آن، توان شیمیایی و مکانیکی پرنده بدست آمده و تحلیل میگردد. سپس، ضمن استخراج روابط مناسب عملکرد پرواز، چندین متغیر عملکردی مهم همچون ضریب بازدهی آیرودینامیکی، نرخ اوجگیری، گرادیان اوجگیری، محدودهی بهینه سرعت پرواز و برد پروازی کسب میشود. در نهایت، اثر تغییر ارتفاع و وزن پرنده و همچنین اثر تغییرات دما بر این متغیرهای عملکردی مورد مطالعه قرار میگیرد.https://www.astjournal.ir/article_40397_805f4bb6fd2f75dab36014be5f1c69a7.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Design of fault tolerant control system for quadrotor under sensor faultsطراحی سیستم کنترل متحمل عیب برای پرنده چهار ملخ بهمنظور تحمل عیبهای حسگری394843512FAکاظم ایمانیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی پرواز، دانشگاه امام علی (ع)، تهران، ایرانJournal Article20190527In this paper, a fault-tolerant control system is designed for a quadrotor system. First, a control system was designed in the healthy mode then the system is upgraded to a fault-tolerant control system by using an analytical redundancy. This control system consists of two parts: (1) attitude control and, (2) position control. The inner loop is related to the control of the quadrotor attitude, and it is responsible for the stabilization and control of the Euler's Angles (azimuth, pitch and roll) and height. The outer loop is also related to the position control. This loop, according to the command of position, calculates the angles required to execute them and transmit them to the attitude control. The attitude and position control were implemented by using fuzzy and PD controllers respectively. Then, Parity space relations are used to detect and estimate actuator faults. As follow as these, control redesign is performed for fault tolerance and correction inputs by using fault signals. The difference between the healthy and faulty outputs approximately are reached to zero by using the PID controller. Two scenarios are considered for actuator faults. The first one is, the fault occurs in motor 1 and 2, and the second scenario is, fault happens in all motors. Finally, according to the actuator saturation, the critical value (maximum) of fault tolerance is estimated.در این مقاله یک سیستم کنترل تحملپذیر عیب برای پرنده چهار ملخ طراحی شده است. بدین منظور ابتدا یک سیستم کنترل در حالت بدون عیب طراحی شده و سپس با استفاده از یک افزونگی تحلیلی، به یک سیستم کنترل متحمل عیب ارتقا پیدا کرده است. سیستم کنترل مزبور شامل دو حلقه داخلی و خارجی میباشد. حلقه داخلی مربوط به کنترل وضعیت پرنده است و وظیفه پایدارسازی و کنترل زوایای اویلری (سمت، فراز و غلت) و ارتفاع را بر عهده دارد. حلقه خارجی نیز مربوط به کنترل موقعیت طول و عرض میباشد. این حلقه با توجه به موقعیت فرمان، زوایای مورد نیاز برای اجرای آنها را محاسبه کرده و به کنترل وضعیت ارسال میکند. کنترل وضعیت بهوسیله یک کنترلگر فازی و کنترل موقعیت به وسیله یک کنترلگر تناسبی – مشتقی انجام میشود. در مرحله بعد روش ارتباط مزدوج برای عیبیابی انتخاب شده و بهمنظور تشخیص و تخمین عیب پیادهسازی شده است. با استفاده از سیگنالهای عیب، عملیات بازطراحی کنترل بهمنظور تحمل عیب و اصلاح ورودیهای کنترلی انجام شده است. بدین منظور با استفاده از یک کنترلگر تناسبی- انتگرالی – مشتقی خروجیهای مزاحم ایجاد شده توسط عیب صفر شدهاند. عیب در نظر گرفته شده از نوع عملگری بوده و دو سناریوی برای وقوع آن فرض شده است. در سناریوی اول عیب در شتابسنجها و در سناریوی دوم عیب در ژیروسکوپها اتفاق میافتد.https://www.astjournal.ir/article_43512_1230935f6cb37864cc5da44f1f05b64d.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521A 3D conflict resolution and collision avoidance based on flight priority for multi-aircraft with game theoryرفع تداخل و عدم برخورد سه بعدی بین چندین پرنده براساس اولویت پروازی با استفاده از نظریه بازی496243092FAمسعود میرزایی تشنیزیدانشجو دکتری مهندسی هوافضا / دانشکده علوم وفنون نوین، دانشگاه تهرانامیررضا کوثریعضو هیات علمی / دانشکده علوم وفنون نوین، دانشگاه تهران، تهرانسعید شاخصیعضو هیات علمی / پژوهشگاه فضایی ایرانJournal Article20200114The main goal of this research is the conflict resolution and collision avoidance between multi low altitude aircraft using differential game theory. The conflict resolution is investigated as a cooperative differential game using a non-inferior method. In this study, the problem is considered as a constrained nonlinear differential game and is transformed into a single objective function using the weighted combination of aircraft objective functions. The objective function obtained along with all functional and environmental constraints will be solved in nonlinear programming using the pseudo-spectral method. The three degrees of freedom with performance constraints are used to model the problem. Also for the validation, the problem of conflict resolution will be solved in four different examples using the performance characteristics of a real aircraft based on low altitude flight rules. In these examples, the impact of priority coefficients on the flight path, the impact of the presence and constraint of the flight space on two-dimensional and three-dimensional space will be examined. The results show that in order to resolution of conflict base on the flight priority, it affects the control effort and flight path of each of the conflicting aircraft. This flight priority can be based on the need for airlines, flight delay, number of passengers or etc.رفع تداخل بین چند هواپیما در ارتفاع پایین با استفاده از نظریه بازیهای دیفرانسیلی هدف اصلی این تحقیق است. رفع تداخل بین چند هواپیما، بصورت بازی دیفرانسیلی همکارانه با اطلاعات کامل و با استفاده از روش غیر حداقلی مورد بررسی میگیرد. در این تحقیق مسئله بصورت یک بازی دیفرانسیلی غیرخطی مقید مطرح و با استفاده از ترکیب وزن دار توابع هدف هواپیماهای متداخل به یک تابع هدف واحد تبدیل میگردد. تابع هدف بدست آمده به همراه تمام قیود عملکردی و محیطی با استفاده از روش شبه طیفی به صورت یک برنامهریزی غیرخطی حل خواهدشد. دینامیک سه درجه آزادی جرم ثابت و با در نظر گرفتن قیود عملکردی برای مدلسازی تداخل بین هواپیماها استفاده میگردد. همچنین به منظور صحه سنجی، مسئله رفع تداخل در چهار مثال مختلف با استفاده از مشخصات عملکردی یک هواپیمای واقعی و براساس قوانین پرواز در ارتفاع پایین حل خواهدشد. در این مثالها تاثیر ضرایب اولویت بر مسیر پروازی، بررسی موقعیت بهینه برای شروع مانور، تاثیر وجود مانع و محدودیت فضای پروازی در فضای دو بعدی و سه بعدی مورد بررسی قرار خواهدگرفت. نتایج نشان میدهد که در رفع تداخل تعیین اولویت پروازی باعث تاثیر بر تلاش کنترلی و مسیر پروازی هر یک از هواپیماهای متداخل میگردد. این اولویت پروازی براساس نیاز خطوط هواپیمایی میتواند میزان تاخیر پرواز، تعداد مسافر و یا ... باشد.https://www.astjournal.ir/article_43092_1234b889b88c41c3d4cb1671bcc505cd.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Accuracy improvement of inertial navigation error propagation model for increasing efficiency of integrated navigation systemبهبود دقت مدل انتشار خطای ناوبری اینرسی به منظور افزایش کارایی سیستم ناوبری تلفیقی637040399FAایوب عبدلی حسین آبادیدانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی برق، دانشگاه صنعتی امیرکبیرمحمد باقر منهاجعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی برق، دانشگاه صنعتی امیرکبیرسید علی ظهیری پورعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه کاشانJournal Article20191115Todays, one of the topics that is of particular importance in the field of navigation is the use of navigation error propagation equations in order to integrate the output of an inertial navigation system with an external measurement to take advantages of both the inertial navigation mechanism and the external measurement. Study of past research Show that error propagation equations are generally extracted in a geographic frame that can have weaknesses. This paper demonstrates how to extract the error propagation equations in a tangent frame that not only have more simplicity than the geographic frame but also have a higher accuracy in describing the inertial navigation error propagation and thus increase the efficiency of the integrated navigation system. Finally, simulations in two cases using the tangent error propagation model and the geographic error propagation equations are performed by considering the hypothetical values for the acceleration and angular velocities and random error of the sensors. The results of the simulations also confirm the increasing of accuracy of the proposed error propagation model in this paper.ns in this paper also confirm the validity of this issue.یکی از موضوعاتی که امروزه در حوزه ناوبری از اهمیت ویژهای برخوردار است، استفاده از معادلات انتشار خطای ناوبری به منظور تلفیق خروجی یک سیستم ناوبری اینرسی با یک اندازهگیری بیرونی جهت استفاده توأم از مزایای هر دو مکانیزم ناوبری اینرسی و اندازهگیری خارجی است. مطالعه تحقیقات گذشته نشان میدهد که معادلات انتشار خطا عموماً در دستگاه جغرافیایی استخراج شده که میتواند نقاط ضعفی داشته باشد. در این مقاله ضمن بیان چگونگی استخراج معادلات انتشار خطا در دستگاه مماسی، به صورت تحلیلی نشان داده شده است که این معادلات در مقایسه با دستگاه جغرافیایی نه تنها سادگی بیشتری دارند بلکه دقت بالاتری نیز در توصیف انتشار خطای ناوبری اینرسی و در نتیجه افزایش کارایی سیستم ناوبری تلفیقی دارند. در پایان، شبیهسازیهایی در دو حالت استفاده از مدل انتشار خطا در دستگاه مماسی و معادلات انتشار خطا در دستگاه جغرافیایی با لحاظ کردن مقادیر فرضی برای شتابها و سرعتهای زاویهای و خطای تصادفی سنسورهای یک نمونه IMU واقعی، انجام شده است. نتایج شبیهسازیهای انجام شده نیز صحت افزایش دقت مدل انتشار خطای پیشنهادی این مقاله را تأیید میکنند.https://www.astjournal.ir/article_40399_9c12c7908ee74a9c38796a96f75bb8a5.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Feedback linearization of variable pitch flying robot: improvement of stability and performanceبررسی تأثیر مکانیسم گام متغیر در توسعه عملکرد ربات پرنده چهارپره با استفاده از واپایشگر خطیسازی بازخورد718240398FAیاسین سرافرازدانشجوی دکتری هوافضا / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترفرید شاهمیریعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترسید حسین ساداتیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20170906This paper concerned with the performance improvement of quad rotor using by variable pitch control system. The methodology was laid out based on dynamic modeling of six degree of freedom motion, trim calculations, linearization, and robust control system design for a candidate variable pitch quad-rotor at hover. Therefore, a comprehensive mathematical model of rotors was derived based on the blade element-momentum theory (BEMT) at low Reynolds number, and then, the engine and propulsion models were appended to form the real quad-rotor as a whole. Two control loops including of an inner loop for attitude control system and the outer loop for motion control applied with the robust control system, is the main structure of control system design. Linear controller and feedback linearization controller was also implemented to cover the stability of the quad rotor and compensation of fixed and variable pitch control mechanisms.. Variable pitch quad rotor helped the user to made bigger quad rotor with the less problem in control system which prepared from gyroscopic effect in fixed pitch quad rotor.هدف از این تحقیق، توسعه روشهای واپایش ربات هوایی چهارپره-کوادروتور- با استفاده از مکانیسم گام متغیر و مقایسه آن با روش غالب واپایش اینگونه پرندهها مبنی بر تغییر سرعت دوران روتورهای اصلی، است. مدلسازی دینامیکی در این بررسی اساساً شامل مدل آئرودینامیک روتورهای اصلی در رینولدز پایین، مدلسازی دینامیکی موتور و سیستم پیشران با تلفیق تئوری ممنتم المان پره است. با قید حداقل مصرف توان و بهرهگیری مکان هندسی ریشهها، بهینهسازی پرواز ایستا، پیادهسازی و با دو حلقه وضعیت و موقعیت از روشهای خطی و همچنین خطیسازی بازخورد پرنده واپایش گردیده است. واپایش موقعیت پرنده در مکانیسم گام متغیر بهبود مانور پذیری پرنده را نمایش میدهد. مقایسه نتایج شبیهسازی، بهبود عملکرد را در مکانیسم گام متغیر با استفاده از خطیسازی بازخورد در مقابل روش واپایشگر خطی اثبات مینماید.https://www.astjournal.ir/article_40398_61d0d6e287e0564c06bf6b52d8f70459.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Evaluation of the central crack effect on the buckling behavior of an isogrid plate with optimized stiffening latticeطراحی صفحه ایزوگرید با شبکه تقویتی بهینه و ارزیابی تاثیر ترک مرکزی بر رفتار کمانشی آن839743102FAمهناز ذاکریعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیصبا شیرزادیدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیابوالفضل جعفریدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20200118The use of thin plates with grid reinforcements has a widespread application in the design of lightweight structures. In this paper, the effect of the presence of a central crack on the critical buckling load of a thin plate reinforced with an isogrid lattice under pressure load is evaluated. The plate is reinforced by four horizontal and three diagonal ribs, which create hexagonal grids. The modeling and analysis is preformed numerically by finite element method using Abaqus software; and the influences of crack length and orientation, and Poisson's ratio on buckling load coefficients are investigated. The results show that the effect of these parameters is strongly influenced by the boundary conditions. In plates with simple supports on all four edges, increasing the length of the crack increases the critical buckling load and increasing the crack angle reduces the load. On the other side, when the longitudinal edges of the plate are free, the previous trend changes. As the increase in the length of the crack decreases the critical buckling load and the increase in the crack angle increases the critical buckling load. Also, the change in Poisson's ratio in both of the supporting conditions has little effect on stability of the plate; and the results show that increasing the Poisson's ratio slightly reduces the critical buckling load.استفاده از صفحات نازک با تقویتکنندههای شبکهای، کاربرد گستردهای در طراحی سازههای سبک و مقاوم در صنایع هوافضایی دارد. در این مقاله تاثیر حضور یک ترک مرکزی بر بار بحرانی کمانش صفحه نازک تقویتشده با طرح ایزوگرید بهینه شده تحت بار فشاری مورد ارزیابی قرار میگیرد. صفحه موردنظر توسط چهار ریب افقی و سه ریب مورب تقویت شده است که شبکههای ششضلعی را در صفحه ایجاد میکنند. طراحی شبکه بهینه بر اساس معادلات موجود در مراجع انجام شده و سپس مدلسازی و تحلیل عددی با استفاده از نرمافزار اجزای محدود آباکوس انجام میگیرد تا تأثیر طول و زاویه قرارگیری ترک و تغییر ضریب پواسون ماده بر ضرایب بار کمانشی بررسی میشود. نتایج نشان میدهند که نحوه تاثیر این پارامترها به شدت تحت تاثیر شرایط مرزی قرار میگیرد. در صفحاتی که در هر چهار لبه دارای تکیهگاه ساده هستند، افزایش طول ترک باعث افزایش بار بحرانی کمانش و افزایش زاویه ترک باعث کاهش این بار میشود. از طرف دیگر، وقتی لبههای طولی صفحه آزاد باشند، روند فوق تغییر میکند طوریکه افزایش طول ترک سبب کاهش بار بحرانی کمانش شده و افزایش زاویه ترک بار بحرانی کمانش را افزایش میدهد. همچنین تغییر ضریب پواسون در هر دو شرایط تکیهگاهی تاثیر اندکی بر پایداری صفحه دارد و نتایج نشان میدهند که افزایش ضریب پواسون، بار بحرانی کمانش را به مقدار ناچیزی کاهش میدهد.https://www.astjournal.ir/article_43102_1a0cfe5ee181dab00f10632522df8a7f.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Analytical model for prediction of stress distribution in aramid fiber reinforced rubber composites considering interphaseمدل تحلیلی برای پیش بینی توزیع تنش در کامپوزیت های لاستیکی تقویت شده با الیاف آرامید با در نظر گرفتن فاز واسط9911140400FAمحمد حسن زارعدانشجوی دکتری / گروه مهندسی مکانیک، دانشکده مکانیک، برق و کامپیوتر، واحد علوم و تحقیقات، دانشگاه آزاد اسلامی، تهرانمهدی مندعلیعضو هیات علمی / گروه مهندسی هوافضا، دانشکده فنی و مهندسی، واحد علوم و تحقیقات، دانشگاه آزاد اسلامی، تهرانJournal Article20181027In this paper, a three-phase micromechanical model of short fiber composites considering interphase is developed to analyze the stress field in aramid fiber reinforced rubber composites. Due to the importance of the interphase in this type of composites, the modified shear-lag model and the imaginary fiber technique have been applied to investigate the load transfer mechanism and stress distribution. The results obtained from the analytical model indicate that the maximum tensile stress is occurred at the center of the fiber, whereas the shear stress of the interface at the end of the fiber reaches the maximum value. In the present model, the mechanical properties of the interphase, such as the elastic modulus, are obtained by averaging the radius-dependent mechanical properties. Also, the effects of the modulus ratio, aspect ratio, interphase thickness and Young modulus on the axial and shear stresses of interface have been investigated. The importance of the present model compared to the previous models is to use of imaginary fiber technique for short fiber composites with a three-phase micromechanics model. Note that the mechanical properties of these composites can be determined by obtaining the distribution of stresses in the matrix. There is also good agreement between the FEM results of full continuum micromechanical three-phase model and the results of the present analytical model.این مقاله با استفاده از مدل سه فازی مایکرومکانیک با تقویت کننده کوتاه و فاز واسط، به تحلیل تنش در کامپوزیت های لاستیکی تقویت شده با الیاف آرامید می پردازد. با توجه به اهمیت فاز واسط در این نوع کامپوزیت ها از مدل اصلاح شده عقب افتادگی برشی و تکنیک تقویت کننده مجازی به منظور بررسی مکانیزم انتقال بار و توزیع تنش استفاده شده است. نتایج به دست آمده از مدل تحلیلی بیانگر این است که حداکثر تنش کششی در مرکز الیاف وجود دارد در حالی که تنش برشی میان رویه در انتهای الیاف به بیشترین مقدار خود میرسد. در این مدل خواص مکانیکی فاز واسط نظیر مدول الاستیک با متوسط گیری از خواص مکانیکی متغیر شعاعی حاصل می گردد. اثرات نسبت مدول، نسبت منظری، ضخامت و مدول الاستیک فاز واسط بر توزیع تنش محوری و برشی مورد بررسی قرار گرفته است. اهمیت این کار در مقایسه با مدل های ارائه شده قبلی این است که با استفاده از تکنیک تقویت کننده مجازی برای مدل مایکرومکانیک سه فازی با الیاف کوتاه میتوان با تعیین توزیع تنش در ناحیه زمینه به خواص مکانیکی کامپوزیت دست یافت. همچنین با مدلسازی المان محدود مدل سه فازی مایکرومکانیک به صورت تمام پیوسته و مقایسه نتایج حاصل با نتایج مدل تحلیلی سازگاری و تطابق خوبی مشاهده می شود.https://www.astjournal.ir/article_40400_b9ae542a676f6fda4c01affafdd9a534.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Three dimensional bending analysis of multi-directional functionally graded annular sector thick platesتحلیل سه بعدی خمش صفحات ضخیم قطاع دایره ای مدرج تابعی چندجهته11312443468FAمصطفی لیوانیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه هوایی شهید ستاری، تهرانJournal Article20200202In this paper, the three dimensional bending analysis of a multi-directional functionally graded annular sector plate is considered. The material properties are assumed to be graded in all three spatial directions following introduced power law functions. Governing Equations and boundary equations are derived based on three-dimensional theory of elasticity. The differential quadrature method is employed to discretize and solve the governing equations. Numerical results for different gradient indices are calculated. The results obtained from this research show that the direction of material variation has a noticeable effect on bending of an annular sector plate. In fact it indicates that the direction of material variation in a multi-directional annular sector plate can use as an effective variable for design optimization. Also the results of this paper can be used as benchmark for following studies. Moreover three dimensional bending analysis for an annular sector plate even for a common functionally graded plate (one directional FGM) has novelty and doesn’t considerate in literature. Comparisons are made with the solutions resulted by simulation in ABAQUS and show good agreement. Comparisons are made with the solutions resulted by simulation in ABAQUS and a good agreement was observed between the results.در این تحقیق به تحلیل سه بعدی خمش صفحات قطاع دایرهای ساخته شده از مواد مدرج تابعی چند جهته پرداخته شده است. خواص ماده میتوانند در هر سه جهت مختصاتی بر اساس تابع توانی معرفی شده تغییر کنند. معادلات حرکت و شرایط مرزی با استفاده از تئوری الاستیسیته سهبعدی بدست آمده است. سپس با استفاده از روش تعمیمیافته مربعات دیفرانسیلی، گسستهسازی و حل شدهاند. نتایج عددی برای توانهای گوناگون ماده مدرج تابعی چند جهته مورد مطالعه قرار گرفته است. نتایج نشان میدهد که تأثیر جهت تغییر ماده در ورق بر روی مقدار تغییر شکل صفحات ضخیم قطاع دایرهای، قابل توجه بوده و بنابراین میتواند به عنوان یکی از متغیرهای طراحی در بهینهسازی مورد استفاده قرار گیرد. با توجه به اینکه مسأله مورد بررسی جدید بوده و برای حل آن از تئوری الاستیسیته سه-بعدی استفاده شده است. نتایج بدست آمده در این تحقیق با نتایج حاصل از شبیهسازی با نرم افزار آباکوس راستیآزمایی شده است و تطابق خوبی را نشان میدهد.https://www.astjournal.ir/article_43468_d343ed91f57cabfd7a7a46116a9653e8.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Experimental investigation of different plasma vortex generator configurations for compressible flow controlبررسی تجربی هندسه های مختلف مولدهای پلاسماییِ جریان گردابه ای در کنترل جریان تراکم پذیر12513940387FAعلیرضا غیوردانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهرانمحمود مانیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهرانمحمد سعیدیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهرانJournal Article20191226In the current research, four different configurations of plasma streamwise vortex generators (PSVGs) for compressible flow control have been experimentally investigated to analyze their capabilities in controlling compressible flow (M=0.428) at the different excitation voltages and frequencies. The impacts of electrical parameters on the performance and efficiency of plasma actuators have been studied. Power spectrum analysis of pressure fluctuations in the boundary layer has been employed to determine the unsteady forcing frequencies of PSVGs. The presence of a dominant frequency in power spectrum diagrams is a strong indication of flow separation in the region from which the pressure signal has been extracted. As such, it was observed that the separation bubble was created in front of the comb-type PSVG when it starts its operation; however, using the T-type configuration diminished the separation bubble. T-type and mesh-type PSVGs, in similar experimental conditions, were observed to be more efficient than the comb-type and saw-type geometries in controlling compressible flow.توانایی چهار هندسهی مختلف مولد پلاسمایی جریان گردابهای (شانهای، T شکل، دندانه ارهای ساده و دندانه ارهای مشبک) در کنترل جریان تراکم پذیر به طور تجربی در ولتاژ و فرکانس های عملکردی مختلف بر روی یک ایرفویل فوق بحرانی بررسی و موارد استفاده از هر کدام توصیه شده است. از تجزیه و تحلیل نمودار چگالی طیفی توان مربوط به نوسانات فشار در لایه مرزی برای تعیین فرکانسهای تحریک ناپایای عملگرهای پلاسمایی استفاده و مشخص شد وجود فرکانس غالب در نمودارهای چگالی طیفی توان نشانهی بارزی بر وجود جدایی جریان در آن منطقه از ایرفویل می باشد. در آزمایشها مشاهده شد که در هنگام عملکرد پالسی عملگرهای پلاسمایی با هندسه شانهای، در جلوی عملگر حباب جدایی ایجاد می شود که استفاده از هندسهیT شکل، اندازه حباب جدایی را کاهش می دهد. بر اساس نتیجهی آزمایشها، عملگرهای پلاسمایی T شکل و دندانه ارهای مشبک با عملکرد پالسی، در قیاس با هندسههای شانهای و دندانه ارهای ساده در شرایط یکسان کارایی بیشتری در کنترل جریان تراکمپذیر دارند.https://www.astjournal.ir/article_40387_9547fb259c6f91b91e473bc92c7fc812.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Numerical simulation of gas-liquid two-phase flow in the aircraft fluidic anti-icing system by volume of fluid methodشبیه سازی عددی الگوهای جریان دو فازی در سیستم محافظت از یخ زدگی جریانی هواپیما به روش حجم سیال14115640389FAسید محمدرضا افقریدانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشتر، اصفهانعلیرضا مستوفی زادهعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشتر، اصفهانمحمدعلی وزیری زنجانیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشتر، اصفهانJournal Article20180816In this paper, the Fluidic anti-ice system performance for protective of ice formation on the aircraft wing leading edge is investigated numerically. The main parameters in this paper is checked, behavior of the flow, see the leak or spray flow out of the hole, and the fluid distribution range by volume of fluid method. This study helps us to distribute fluid anti-ice over the zone of wing so as to prevent ice formation in that area. Then the effect of various parameters such as fluid flow rate and inlet pressure, air velocity and angle of attack was studied and observed that if these parameters changed, it can be sensible effects on the fluid distribution and its range. Finally, in order to validate of numerical method by using the Euler and Lagrange method in this analysis, two experimental results were used and compared them. There is a good agreement between the numerical and experimental results.در این مقاله، عملکرد سیستم ضد یخ جریانی هواپیما به منظور جلوگیری از تشکیل یخ بر روی بال، به صورت عددی بررسی شده است. جزء اصلی این سیستم، صفحه تیتانیومی با سوراخهایی به قطر 60 میکرون است که بر روی لبه حمله بال نصب شده و وظیفه پخش سیال ضد یخ بر روی بال را بر عهده دارد. هدف اصلی از این تحلیل، پیش بینی الگوی جریان خروجی از سوراخها و بررسی نحوه پخش و توزیع آن بر روی لبه حمله بال با توجه به نمودارهای توزیع کسر حجمی به روش حجم سیال میباشد. مطابق نتایج مشاهده میگردد که در شرایط طرح در محدوده دبی 001/0 تا gr/s 002/0 میتوان توزیع کاملی از پخش سیال روی سطح بال ایجاد کرد. همچنین تاثیر پارمترهای مختلف مانند دبی و فشار سیال ورودی، سرعت جریان هوا و زاویه حمله بر نحوه پخش سیال و محدوده توزیع آن نیز بررسی شده و مشاهده میگردد که تغییر این پارامترها، تاثیرمحسوسی بر محدوده پخش سیال و نحوه توزیع آن دارد. به عنوان نمونه تغییر زاویه حمله از 10- درجه تا 10+ درجه، سبب تغییرات حدود 50 درصدی در پخش سیال در سطوح بالا و پایینی نقطه سکون ایرفویل میگردد. از طرفی به منظور صحهگذاری تحلیل عددی انجام شده، با توجه به استفاده از هر دو روش اویلری و لانگراژی در این تحلیل، از دو نمونه نتایج آزمایشگاهی استفاده میشود که تطابق بسیار خوبی در هر دو مورد، بین نتایج مشاهده میگردد.https://www.astjournal.ir/article_40389_f2ceab1cd9c55bf2a14d2668c752ce36.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Flow control by magnetohydrodynamic field method at the supersonic air intakeکنترل جریان به روش میدان مگنتوهیدرودینامیک در ورودی هوای فراصوت15717040388FAاحمد قنبری مطلقدانشجوی کارشناسی ارشد هوافضا / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریسهیلا عبدالهی پورمربی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریسید آرش سید شمس طالقانیعضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناویJournal Article20190701The design of space launch vehicles that can be reused can significantly reduce the cost of space missions. These launch vehicles should be equipped with engines that are capable of proper operation in the supersonic and hypersonic flow regimes. The design of the air intake of these engines is a key challenge. One of the most important issues affecting the performance of these engines is the shocks that are expected at the entrance to the engine. The flow of air from these shocks provides conditions for stable combustion in the engine. The air intake efficiency of these engines is optimized in several ways. In this study, the attempt to optimize a supersonic air intake using the magnetohydrodynamic method has been developed as an advanced flow control technique. The results of this study showed that the MFR parameter increased by 21.62%, the mean temperature increased by 10.51%, pressure recovery of the exhaust particles towards the combustion chamber increased by 14.5%, and the flow distortion decreased by 18.93%.طراحی حاملهای فضایی که امکان استفاده مجدد را داشته باشند، میتواند به میزان قابل توجهی از هزینه ماموریتهای فضایی بکاهد. این حاملها باید مجهز به موتورهایی باشند که توانایی عملکرد مناسب در رژیم جریان مافوقصوت و ماوراءصوت را داشته باشند. طراحی ورودی هوای این موتورها به عنوان یک چالش کلیدی مطرح میشود. یکی از مهمترین مسائلی که بر کارایی این موتورها تاثیر گذار است، شوکهای مایل به وجود آمده در ورودی موتور است. گذر جریان هوا از این شوکها شرایط را برای احتراق پایدار در موتور فراهم میکند. بهینهسازی کارایی ورودی هوای این موتورها به روشهای متعدد انجام میشود. در این مطالعه سعی در بهینهسازی یک ورودی هوای مافوق صوت، با استفاده از روش مگنتوهیدرودینامیک، به عنوان یک تکنیک کنترل جریانی پیشرفته، شده است. تحلیل نتایج این مطالعه حاکی از آن است که پارامتر MFR 62/21 درصد، میانگین دما و بازیابی فشارکل ذرات خروجی به سمت محفظه احتراق به ترتیب 51/10 و 5/14 درصد افزایش و واپیچیدگی جریان 93/18 درصد کاهش مییابد.https://www.astjournal.ir/article_40388_390760065550d77e155a94feb70023ba.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Aerodynamic analysis of a re-entry capsule with consideration of radiation heat transferتحلیل آیرودینامیکی یک کپسول بازگشت به جو با در نظرگرفتن انتقال حرارت تشعشعی17118340390FAحمیده منصوریکارشناس ارشد / دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر0000-0001-6727-7440سحر نوریعضو هیات علمی / دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرسجاد قاسملوعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20181114In design of high speed projectiles, aerodynamic and heating analysis has an important role. For capsules, Which enter the Earth's atmosphere, approximately, radiation heat flux is 10 to 40 percent of total heat flux. Therefore, If radiation heat flux of hypersonic flow calculations is not included in results, there will be a large error in calculations. In this research, the three-dimensional hypersonic ideal gas flow at Mach numbers 30 and 32.8 is studied. Discrete ordinates radiation model has been used for simulating radiation heat transfer and<br /> The effects of air and wall absorption coefficients,Wavelength and Refractive index are also considered in the simulation. Finally, Numerical simulation shows that,when the radiation model is active, temperature decreases 27 percent and pressure decreases 2 percent,too.So,pressure far field boundary Condition should be used to design cooling system and If cooling system for wall is not concluded in results, there will be a large error in calculations.در طراحی پرتابههای سرعت بالا، تحلیل آیرودینامیکی و گرمایشی حائز اهمیت است. انتقال حرارت تشعشعی، برای کپسولهایی که به اتمسفر زمین وارد میشوند، به صورت تقریبی بین 10 تا 40 درصد انتقال حرارت کل را تشکیل میدهد. بنابراین لحاظ کردن انتقال حرارت تشعشعی در محاسبات جریانهای ماوراء صوت، ضروری است. در این تحقیق، جریان ماوراء صوت آرام سه بعدی با فرض گاز ایدهآل با ماخهای 30 و 32/8 مورد بررسی قرار گرفته است و برای محاسبه تشعشع، مدل تشعشعی دستهبندی گسسته انتخاب شده که از معادله انتقال تابشی استفاده میکند و با دریافت ضریب جذب، ضریب شکست، دما و طول موج به عنوان ورودی، تشعشع در زوایای فضایی مختلف را محاسبه می کند. در نهایت، کانتورهای دما و فشار، در دو حالت با لحاظ انتقال حرارت تشعشع و بدون لحاظ آن مقایسه شدهاند. طبق نتایج به دست آمده، با اضافه کردن تشعشع به حل، دما به میزان 27 درصد و فشار به میزان 2 درصد کاهش پیدا میکند که به دلیل لحاظ کردن شرط مرزی فشار دور دست است که برای دیواره به عنوان سیستم خنککاری عمل میکند. باید توجه داشت که طراحی مکانیزم خنککاری برای دیواره، ضروری و تا چه اندازه در نتایج موثر است که در صورت عدم لحاظ آن، طبق نتایج عددی، خطای قابلتوجهی به وجود خواهد آمد.https://www.astjournal.ir/article_40390_d72ba2d91add6c7764402f62b5eb7dbc.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Numerical study of the effect of air injection before fuel injection in supersonic air crossflowمطالعه عددی تأثیر پاشش متقاطع جت هوا قبل از جت سوخت در جریان هوای عبوری مافوق صوت18519640391FAمصطفی زاهدزادهدانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی مکانیک، گروه هوافضا، دانشگاه تربیت مدرسفتح الله امیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، گروه هوافضا، دانشگاه تربیت مدرسJournal Article20190121Transverse fuel injection in supersonic crossflow of scramjet combustors is one of the common methods for fuel-air mixing. Air jet injection before fuel jet can improve fuel penetration but with the excess stagnation pressure loss. In this paper, the position of air jet is changed to find the position that maximum fuel jet penetration height and minimum stagnation pressure loss is achieved. For numerical simulations, Two-dimensional Navier-Stokes equations and k-ω sst turbulence model and the perfect gas equation are solved. Then the results of the numerical solution are compared and validated with experimental data. Numerical results showed good agreement with the experimental values. In the experimental test, Helium is injected into supersonic crossflow and so numerical simulation is started with Helium injection. In scramjet usually, hydrogen was used as fuel. Therefore, hydrogen fuel injection is used for the parametric study. In the case of air injection near the fuel injection, maximum fuel penetration with minimum stagnation pressure loss is achieved.یکی از روشهای رایج جهت اختلاط سوخت و هوا در محفظههای احتراق اسکرمجت، پاشش متقاطع سوخت در جریان هوای مافوقصوت ورودی به محفظه احتراق میباشد. در این میان پاشش جت هوا قبل از جت سوخت، میتواند موجب افزایش ارتفاع عمق نفوذ سوخت به درون محفظه احتراق شود. البته این پاشش جت هوا موجب افزایش تلفات فشار سکون نیز میشود. در این مقاله سعی شده است که با تغییر مکان موقعیت پاشش جت هوا، شرایطی را که در آنجا بیشترین عمق نفوذ سوخت و کمترین تلفات فشار سکون ایجاد میشود را بیابیم. جهت انجام شبیهسازیهای عددی، معادلات دو-بعدی ناویر-استوکس به همراه مدل آشفتگی دو-معادلهای k-ω sst و معادله حالت گاز کامل حل شدهاند و نتایج حاصل از شبیهسازی عددی با نتایج تجربی مقایسه و صحّهگذاری شدهاند. در آزمایش تجربی از گاز هلیوم برای پاشش در جریان مافوقصوت استفاده شده است. به همین خاطر در ابتدا برای صحّهگذاری، شبیهسازی عددی با پاشش گاز هلیوم صورت گرفته است. سپس با توجه به اینکه سوخت متداول مورد استفاده در موتورهای اسکرمجت، هیدروژن میباشد از پاشش سوخت هیدروژن برای مطالعه پارامتری استفاده شده است. در نهایت از نتایج حل عددی مشخص شد که در صورتی که پاشش جت هوا به فاصله بسیار کوچکی از جت سوخت صورت پذیرد میتواند بیشترین عمق نفوذ سوخت را با کمترین تلفات فشار سکون ایجاد نماید.https://www.astjournal.ir/article_40391_853b2594bb6ed079a49f81b05c398fc3.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Analysis of dynamic transition process in RL-10 liquid rocket engineتحلیل دینامیکی فرآیند گذرای موتور سوخت مایع RL-1019720740392FAمحمد امین اسکندریدانشجوی دکترا / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیحسن کریمیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20190122In this research study the transient process in expansion cycle rocket engines. For this purpose, the RL-10 expansion cycle rocket engines has been selected as the study sample. In expansion cycle engines, the start-up process is complex due to the use of fluid passing through the heat transfer path in the cooling system instead of using the gas generator to move the turbine. This process is managed by control valves.It is important to know the effect of the process and the timing of the opening and closing of the valves in the analysis of this type of system. In this paper, the dynamic model of the expansion cycle rocket engines was first developed and validated using experimental test results.Finally, using this model, the effect of valve opening and closing on the dynamic behavior of the motor was measured by measuring the time characteristics of the system.This study showed that the process and order of opening and closing valves in the oxidizing path in expansion cycle rocket engine is very important.در این پژوهش به بررسی فرآیند گذرا در موتور های سوخت مایع با سیکل انبساطی پرداخته شده است. بدین منظور موتور انبساطی RL-10، به عنوان نمونه مورد مطالعه انتخاب شده است. در موتورهای سیکل انباسطی به دلیل استفاده از سیال عبوری از مسیر انتقال حرارت در سیستم خنک کاری به جای بهره مندی از مولد گاز برای به حرکت در آوردن توربین، فرآیند راه-اندازی دارای پیچیدگی های خاصی است. این فرآیند توسط شیرآلات کنترلی مدیریت میشود. شناخت اثر فرآیند و ترتیب زمانی باز و بسته شدن شیر ها در تحلیل این نوع سیستم ها حائز اهمیت است. در این مقاله ابتدا به مدل دینامیکی موتور انبساطی توسعه و با استفاده از نتایج تست تجربی مورد اعتبار سنجی قرار گرفت. در پایان با استفاده از این مدل اقدام به بررسی اثر باز و بسته شدن شیرها بر رفتار دینامیکی موتور با اندازه گیری مشخصه های زمانی سیستم، گردید. این بررسی نشان داد فرآیندو ترتیب باز و بسته شدن شیرها در مسیر اکسید کننده در این نوع موتورها از اهمیت بسزایی برخوردار استhttps://www.astjournal.ir/article_40392_05324dcf664a005070b96acf521731d3.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Designing, implementation and validation of a laboratory for sun sensor test and calibrationطراحی، پیادهسازی و اعتبارسنجی آزمایشگاه تست و کالیبراسیون حسگرهای خورشیدی20922040394FAسید محمد مهدی دهقاناستادیار / مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالکاشترمراد مومنیمحقق / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشترمحمد چرخگردمحقق / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشترJournal Article20170522In this paper, designing, implementation and validation of a laboratory for sun sensor test and calibration would be presented. In this laboratory, power, spectrum, uniformity, subtending angle, and the parallelism of the sunbeams and also the angular motion of sun sensor with respect to sun simulator are accurately simulated. Using the simulator, test and calibration of sun sensors in different angular maneuvering would be possible. This capability depends on a method for precise calibration of 3DOF motion simulator and sun simulator with respect together. This calibration method is used to make the sunbeams and optical axes of sun sensors, which is perpendicular to the sun sensor surface, parallel and coaxial. In the beginning of the paper, the detailed description and adjustment methods for each of the components of the simulator are presented. Afterwards, an algorithm for making the optical axes of the sun sensor coaxial with the axis of the sun simulator beams will be developed. Furthermore, each of the specifications of the produced beams is compared with the sunbeams specifications using the existent peripheral or some heuristic methods. Finally, a referenced calibrated sun sensor is evaluated in a known angular maneuver by the developed simulator. Comparing the known angular maneuver to the measured angles shows the adequate accuracy of the implemented simulator in order to test and calibration of the analog sun sensor. Considering the specification of the produced beams, it seems that digital sun sensor can also be calibrated.این مقاله به ارائة طرح، پیادهسازی و اعتبارسنجی آزمایشگاه تست و کالیبراسیون حسگر خورشیدی میپردازد. در این آزمایشگاه مشخصههای توان، طیف، یکنواختی، زاویة ظاهری و توازی پرتوهای خورشیدی، همچنین حرکات وضعی حسگر خورشیدی نسبت به خورشید با دقت بالایی شبیهسازی میشوند و بدینوسیله امکان تست و کالیبراسیون حسگر خورشیدی در مانورهای مختلف وضعیت فراهم میآید. تأمین این امکان مستلزم کالیبرهکردن میز سه درجه آزادی شبیهساز حرکات وضعی و شبیهساز خورشیدی نسبت به یکدیگر است که با موازی شدن پرتوهای خورشید و محور اپتیکی حسگر خورشیدی؛ یعنی بردار نرمال سطح آن فراهم میشود. این مقاله علاوه بر ارائة طرح آزمایشگاه و ملاحظات راهاندازی آن، به طراحی و تشریح تستهایی که برای ارزیابی مشخصههای اصلی شبیهساز، بهویژه توازی پرتوهای تولید شده و هممحور بودن پرتو خورشیدی و محور حسگر انجام گرفته است، میپردازد و برای تکمیل این روند یک حسگر خورشیدی مرجع کالیبره شده را در یک مانور وضعیت مورد ارزیابی قرار میدهد. نتایج حاصل نشاندهندة دقت کافی شبیهساز برای تست و کالیبراسیون حسگرهای خورشیدی آنالوگ است. همچنین شواهد نشان میدهد این طرح برای ارزیابی حسگرهای خورشیدی دیجیتال نیز از دقت کافی برخوردار است.https://www.astjournal.ir/article_40394_f79f188f0d6dc7bdf3937c8038076fc8.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Improving fuel consumption and reducing pollutant production in the upgraded gas microturbine combustion chamber based on limited geometric changeبهبود مصرف سوخت و کاهش تولید آلایندهها در محفظه احتراق میکروتوربین گاز ارتقایافته براساس تغییر هندسی محدود22123540395FAرضا آقایی طوقعضو هیات علمی / گروه مهندسی هوافضا، دانشکده فنی و مهندسی، واحد علوم و تحقیقات تهران، دانشگاه آزاد اسلامی0000-0002-5702-7824Journal Article20190916This paper investigates the effect of limited geometrical changes on the combustion chamber performance of a specifically upgraded gas microturbine. The fuel used in this chamber is gas-methane. The purpose of this paper is to improve the performance of the chamber in terms of fuel consumption and to reduce NO and CO2 emissions concentrations. For this purpose, based on the relevant calculations, a combustion chamber was designed for the upgraded engine and later, with changes in the volume of primary combustion zones (PZ) and dilution zone (DZ), two additional geometries were created. Then, using three-dimensional numerical analysis, the combustion performance was tested and evaluated in all three geometries. The numerical simulation uses the PDF interaction model and the k-epsilon turbulence model. The results show that the chamber with a reduced geometry of 25% by volume, with a 10% reduction in FAR ratio, has an acceptable flow pattern and performance, and the amount of contaminants in it has decreased by more than 30% on average.مقاله حاضر به بررسی اثر تغییرات هندسی محدود در عملکرد محفظه احتراق یک میکروتوربین گاز ارتقایافته خاص میپردازد. سوخت مورد استفاده در این محفظه گاز متان است. هدف از اینکار، بهبود عملکرد محفظه از نظر مصرف سوخت و نیز کاهش آلایندههای NO و CO2 است. به اینمنظور، ابتدا براساس محاسبات مربوط، یک محفظه احتراق برای موتور ارتقایافته طراحی شد و بعد از آن، با ایجاد تغییراتی در حجم نواحی احتراق اولیه (PZ) و رقیقسازی (DZ)، دو هندسه دیگر بهوجود آمد. سپس، با استفاده از تحلیل عددی سه- بعدی، عملکرد احتراق در هر سه هندسه مورد آزمایش و ارزیابی واقع شد. برای شبیهسازی عددی از مدل برهمکنش PDF و مدل آشفتگی استفاده شده است. نتایج نشانداد محفظه با هندسهای که 25% حجم آن کاهش داده شده است، با 10% کاهش نسبت سوخت به اکسیدکننده (FAR)، الگوی جریان و عملکرد بهتری دارد و میزان آلایندههای مذکور در آن بهطور میانگین، بیش از 30% کاهش یافته است.https://www.astjournal.ir/article_40395_425b471b550c3bd747bf0b39f901c8a7.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Numerical investigation of the effect of nozzle geometry of diesel injector and needle lift on spray formationبررسی عددی تاثیر هندسه نازل انژکتور دیزل و فاصله سوزن بر شکل گیری افشانه23724540396FAمجید روزبهانیکارشناسی ارشد / مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت دبیر شهید رجایی، تهرانمیراعلم مهدیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت دبیر شهید رجایی، تهرانJournal Article20191005The fuel spray analysis in the combustion chamber, as a significant parameter in optimizing nozzle performance, is associated with complexity, both numerical and experimental, due to the high pressure and speed of the fuel flow. In this paper, the simulation of the effect of nozzle geometry and the needle lift on the Diesel fuel spray has been done by usage of Fluent software. The spray penetration length is considered as a major criterion for improving the performance of the Diesel engine. The size and location of cavitation phenomena within the nozzle will change with the deformation of the nozzle geometry and the needle lift, under constant conditions. Accordingly, firstly the effect of nozzle geometry and needle lift on the formation of cavitation in the Diesel nozzle was simulated transiently with moving mesh and using the scanner-Saur method. Then, using the obtained results, fuel spray was simulated by SSD method. In this paper, the aim of increasing the accuracy of problem solving is investigated for laboratory and experimental values. The process of flow changes in the nozzle is solved unsteady, and then the outlet results at the upstream are used as input values for flow downstream and spray. This article shows that how the penetration length of spray will change with the deformation of the nozzle geometry and needle lift.در این مقاله شبیهسازی تاثیر شکل هندسه نازل و ارتفاع سوزن بر روی افشانه سوخت دیزل با استفاده از نرمافزار فلوئنت بررسی شده است. با تغییر شکل نشیمنگاه و فاصله سوزن تا نشیمنگاه در شرایط ثابت، اندازه و محل شکلگیری کاویتاسیون درون نازل تغییر خواهد کرد. به همین دلیل ابتدا به صورت گذرا و با شبکهبندی متحرک و همچنین روش اسکنر – سائور، تاثیر هندسه نازل و فاصله سوزن تا نشیمنگاه بر شکلگیری کاویتاسیون درون نازل دیزل، شبیهسازی شده، سپس با استفاده از نتایج بدست آمده افشانه سوخت با روش تحلیل تصادفی قطره ثانویه شبیه سازی شده است. با هدف افزایش دقت حل مسئله نسبت به مقادیر تجربی و آزمایشگاهی، مراحل بررسی جریان سوخت درون نازل به صورت گذرا حل شده و سپس از نتایج مستخرج در بالادست، به عنوان مقادیر ورودی جریان در پایین دست و افشانه استفاده شده است. نتایج نشان میدهد که با تغییر شکل نشیمنگاه و فاصله سوزن، کاویتاسیون و به طبع آن طول نفوذ افشانه چگونه تغییر خواهد کرد.https://www.astjournal.ir/article_40396_8bc67361caebab3b3f86e13e70be9b50.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Numerical simulation of heat pipe and study of geometric parameters and working fluid on its thermal performance for aerospace applicationsشبیه سازی عددی و تحلیل پارامتری یک لوله حرارتی جهت کاربرد در سامانه های هوافضایی24726043155FAنگار شاکرمیدانشجوی کارشناسی ارشد / گروه مهندسی مکانیک، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه اصفهانابراهیم افشاریعضو هیات علمی / گروه مهندسی مکانیک، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه اصفهان، اصفهاناحسان بنی اسدیعضو هیات علمی / گروه مهندسی مکانیک، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه اصفهان، اصفهان0000-0001-7835-8094سعید اصغریعضو هیات علمی / پژوهشکده مواد و انرژی، اصفهانسید علی اطیابیدکتری مهندسی مکانیک / گروه مهندسی مکانیک، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه اصفهانJournal Article20200417One of the critical challenges in the satellite is thermal management of the electronic unit and preventing the formation of hotspots, which requires proper heat transfer for structures used in spacecraft. One way to increase heat conduction is to use heat pipes in these structures. Heat pipes are passive heat control methods that can be used in aerospace applications due to their reliability, cost and power consumption, lifetime, and high thermal conductivity. The main goal of this study is to apply a heat pipe in thermal management of the satellite. We use a 3D cylindrical numerical model of the wicked heat pipe for comprising with experimental data. Heat pipe simulation is performed using the multi-phase volume of the fluid model (VOF) method, and user-defined function in the numerical model in Fluent software. We use transient mode for solving equations. The simulations results show that after 120 s the heat pipe operation is stabled. The results confirm reducing the porosity, the thermal resistance in the heat pipe increases, and the heat transfer performance decreases. The results also show that the methanol has the lowest thermal resistance among other coolants.استفاده از لولههای حرارتی به عنوان راهکاری برای کنترل دمایی غیر فعال در تجهیزات الکترونیکی، مخصوصاً در ماهوارهها محسوب میشوند. قابلیت اعتماد بالا، هزینه پایین و عدم مصرف توان، عمر زیاد و هدایت گرمایی بالا از ویژگیهای جذاب استفاده از این وسایل هستند. در این مقاله، هدف مطالعه عددی پارامترهای موثر بر عملکرد یک لوله حرارتی است که در زیر سیستم کنترل دمایی در کاربردهای فضایی، دما را در حین عملکرد ماهواره در محدوده مد نظر کنترل میکند. در این پژوهش ابتدا اعتبارسنجی نتایج عددی شبیه سازی یک لوله حرارتی سه بعدی استوانهای با نتایج آزمایشگاهی موجود در مراجع انجام شده است. پس از اطمینان از حل عددی، اثر سیال کاری، ضریب تخلخل و طول کندانسور بر رفتار حرارتی لوله بررسی شده است. مدلسازی عددی به صورت گذرا، سه بعدی و با استفاده از روش حجم سیال انجام شده است. نتایج شبیهسازی نشان میدهد که رفتار دمایی لوله حرارتی پس از 120 ثانیه پایا میشود. همچنین، با کاهش ضریب تخلخل ناحیه فتیله، مقاومت حرارتی در لوله حرارتی افزایش و میزان انتقال حرارت کاهش مییابد. با بررسی سه سیال کاری استون، آب و متانول،کمترین مقاومت حرارتی مربوط به سیال کاری متانول، استون و آب بوده است. همچنین کسر حجمی بخار آب و آب مایع با کاهش طول کندانسور به ترتیب بیشتر و کمتر بوده است.https://www.astjournal.ir/article_43155_f3538f389ccdbd4ef4e1d47ee023d79d.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10709120200521Experimental investigation the effect of Fe3O4 nanoparticle on the performance and emission of SI gasoline fueled with mixture of dimethyl ether and gasolineبررسی تجربی تأثیر استفاده از ذرات نانواکسید آهن بر عملکرد و آلایندگی موتور اشتعال جرقه ای با سوخت دوگانه بنزین در ترکیب با دی متیل اتر و سوخت پایه بنزین26127140393FAمحسن شیرنژاددانشجوی دکتری / مهندسی مکانیک، دانشگاه ارومیهصمد جعفرمدارعضو هیات علمی / مهندسی مکانیک، دانشگاه ارومیهشهرام خلیل آریاعضو هیات علمی / مهندسی مکانیک، دانشگاه ارومیهجواد خیرالهیدکتری / مهندسی مکانیک، دانشگاه ارومیهJournal Article20180910In the present work, in order to improve performance characteristics such as power output and reduce fuel consumption in spark ignition engines and engines used in the aerospace industry, combined gasoline fuels with dimethyl ether and iron oxide nano catalysts that can be synthesized at lower prices than other catalysts , Has been studied in a gasoline spark ignition engine. In order to achieve the steady state in the experimental stages, the temperature of the water and engine oil before each test of the EF7 spark ignition engine at engine speed of 2800 rpm is about 10 to 15 minutes to reach the various parts of the engine. The tests are carried out at full load conditions and engine speed rpm 2800 and between torques 0 to N.m 100. The output power and fuel consumption of the engine, with the combination of gasoline with 10% of the dimethyl ether, increased by 22.5% and 28.28% respectively, and in the case of gasoline in combination with 10% of dimethyl ethyl and 10ppm of iron oxide nano additive, lead to output power 19.44% increased and fuel consumption 19.5% reduced. in the case of gasoline in combination with 10% of dimethyl ether and 20ppm nano additive of iron oxide lead to output power 13.93% increased and fuel consumption 11.08% reduced, compared to the base fuel gasoline. emissions have also been reduced by combined fuel with iron oxide nano catalysts.در پژوهش حاضر برای تعیین مشخصههای عملکردی و آلایندگی موتورهای اشتعال جرقهای استفاده از سوختهای ترکیبی بنزین با دیمتیلاتر و نانوکاتالیست اکسید آهن در موتور اشتعال جرقهای با سوخت پایه بنزین مورد مطالعه قرار گرفته است. برای رسیدن به حالت پایداری در مراحل تستهای تجربی، دمای آب و روغن موتور قبل از هر تست موتور اشتعال جرقهای EF7 در دور موتور rpm2800 در حدود 10 تا 15 دقیقه کارکرده تا قسمتهای مختلف موتور به حالت پایا برسد. تستها در شرایط بار کامل و دور موتور rpm2800 و بین گشتاورهای 0 تا N.m100 انجام گرفته است. توان خروجی و مصرف سوخت وبژه موتور، با ترکیب بنزین با ده درصد دیمتیل اتر به ترتیب 5/22 درصد و 28/24 درصد افزایش و در حالت بنزین در ترکیب با ده درصد دیمتیل اتر و ppm10 افزودنی نانواکسید آهن به ترتیب 9/04 درصد افزایش 5/19 درصد کاهش و در حالت بنزین در ترکیب با ده درصد دیمتیل اتر و ppm20 افزودنی نانواکسید آهن به ترتیب 13/93 درصد افزایش و 11/08 درصد کاهش در مقایسه با سوخت پایه بنزین داشته است. آلایندهها برای سوخت ترکیبی بنزین با نانوذرات اکسید آهن کاهش یافته است.https://www.astjournal.ir/article_40393_c0aaf849f62f44d704f93c44f6060d8c.pdf