Liquid methane is becoming an increasingly attractive rocket propellant due to its high performance characteristics and potential to support in-situ resource utilisation. Methane, however, when heated, can thermally decompose in a process known as pyrolysis. In regeneratively cooled rocket engines, the solid carbon products from the pyrolysis reactions are deposited on the walls of the cooling channels. This increases the thermal resistance of the channel walls, resulting in higher wall temperatures. In turn, this can facilitate cracking and crack propagation, presenting a potential problem in rockets, especially for future reusable designs. It will therefore be necessary to inspect the state of the cooling channels between flights. The carbon layer also changes the catalytic properties of the surface, affecting the onset temperature of methane pyrolysis, and thus impacting the pyrolysis behaviour during subsequent flights. It is possible to clean the channel using a mixture of gaseous oxygen and ozone, however, preliminary testing has indicated that not all the carbon is removed within a reasonable time frame. An experimental facility exists which can control the thermal and flow conditions in straight test channels to replicate the conditions seen in methane rocket nozzle cooling channels. The purpose of this project is to develop a system to quantitatively assess the amount of carbon deposition in these test channels after methane pyrolysis has occurred within them, and following ozone cleaning. The developed system is an optical method which uses a borescope to capture images within the coked channel. These images are then run through bespoke image processing software to determine the proportion of the inner channel wall that is coked. The software has been developed and a provisional mechanical setup has been designed. Initial validation tests have been conducted to assess the accuracy of the software used in conjunction with the borescope and camera. The results indicate that the system is capable of quantifying coke in a metal channel with an error of 1.489%±0.232% or less. / Flytande metan är på väg att bli ett mera attraktivt raketbränsle på grund av sina högprestanda-egenskaper samt potential för att stödja resursanvändning, in situ. Hursomhelst så kan metan, då uppvärmt, termiskt brytas ned i en process kallad pyrolys. I regenerativt kylda raketmotorer så utfälls de solida kolprodukterna från pyrolysen på väggarna av kylkanalerna. Detta höjer den termiska resistansen hos kanalens väggar vilket resulterar i högre väggtemperaturer. Detta kan, i sin tur, leda till spricktillväxt som väcker ett potentiellt problem med raketer, speciellt för framtida återanvändningsbara designer.Det kommer därför vara nödvändigt att inspektera skicket av kylkanalerna mellan flygningar. Kollagret förändrar också de katalyserande egenskaperna av ytan, vilket har en inverkan på begynnelsetemperaturen av metanpyrolys, som påverkar hur pyrolysen beter sig för följande flygningar.Däremot är möjligt att rena kanalerna genom att använda en blandning av syre i gasform, och ozon. Preliminära tester indikerar på att inte allt kol är borttaget inom en rimlig tidsram. En experimentell anläggning finns, som kan kontrollera tillstånd för värme och flöde i raka testkanaler för att replikera tillstånden som setts i kylkanaler i dysor för metanraketer. Syftet med detta projekt är att utveckla ett system för att kvatitativt bedöma mängden koldeposition i dessa testkanaler efter att pyrolys av metan har skett i dem, följt av ozon-rening. Det utvecklade systemet är en optisk metod som använder ett boroskop för att fånga bilder inuti den kanalen med koks. Dessa bilder körs genom ett skräddarsytt bildprocesseringsprogram för att bestämma proportionerna av den inre kanalväggen med koks. Mjukvaran har utvecklats och en provisorisk mekanisk anordning har utformats. Initiella valideringstester har genomförts för att bedöma noggrannheten av mjukvaran som använts i samband med boroskopet och kameran. Resultaten indikerar på att systemet är kapabelt att kvatifiera koks in en metallkanal med ett fel på 1,489%±0,232% eller mindre.

Hold down release mechanisms (HDRMs) are used for tightly attaching segments of bodies together when it is desired to release them rapidly at some point. When transporting sensitive payloads on launch vehicles, the challenge arises of releasing the fastened segments of the spacecraft without risking damage to the costly equipment. Non-explosive HDRMs are favourable from a safety perspective as there is a lower risk of producing potentially destructive shock-waves throughout the structure.  One variant of a non-explosive HDRM uses a so called 'split spool initiator'. This initiator can only be used once in the actuator mechanism and to reuse the HDRM the initiator must be replaced. The purpose of this thesis is to design an improved split spool initiator which can be reusable while conserving the functionality aspects of the existing design. To achieve this, different ideas were considered and ultimately a solution using shape memory alloys (SMAs) was explored. A prototype was constructed to demonstrate the functionality of the design and simulations are done to determine the forces acting on different parts of the mechanism. / Hold down release-mekanismer (HDRM) används för att säkert kunna fästa samman delar av strukturer för att sedan kunna lossa dessa vid rätt tillfälle. När det transporteras känslig last på exempelvis rymdfarkoster uppkommer utmaningen att göra så på ett sätt som inte riskerar att skada den ofta dyra utrustningen. Det finns en mängd olika HDRM, dessa kan delas upp i två typer som är icke explosiva release-mekanismer och pyrotekniska release-mekanismer. Icke explosiva release-mekanismer har en fördel över pyrotekniska som är att de inte producerar potentiellt destruktiva chock-vågor som sprids genom strukturen. En typ av icke-explosiva release-mekanismer är den så kallade split spool-initieraren. Denna kan endast användas en gång när fästelementet är aktiverat och för att kunna använda fästelementet igen måste hela initieraren bytas ut. Syftet med denna studie har varit att att designa en förbättrad split spool-initierare som är återanvändbar, medan funktionaliteten hos den ursprungliga designen är bevarad. För att åstadkomma detta övervägdes olika idéer och slutligen valdes en lösning som använder minnesmetaller eller Shape memory alloys på engelska (SMA). En prototyp konstruerades för att demonstrera funktionaliteten hos designen. Simuleringar gjordes även för att bestämma krafter som agerade på split spool-strukturen och för att få en överblick över spänningsfördelningen genom initieraren.

The space industry and the technological developments regarding space exploration hasn’t been this popular since the first moon landing. The privatization of space exploration and the vertical landing rockets made rocket science mainstream again. While being able to reuse rockets is efficient both in terms of profitability and popularity, these developments are still in their early stages. Vertical landing has challenges that, if neglected, can cause disastrous consequences. The existing studies on the matter usually don’t account for aerodynamics forces and corresponding controls, which results in higher fuel consumption thus lessening the economical benefits of vertical landing. Similar problems have been tackled in studies not regarding booster landings but regarding planetary landings. And while multiple solutions have been proposed for these problems regarding planetary landings, the fact that the reinforcement learning concepts work well and provide robustness made them a valid candidate for applying to booster landings. In this study, we focus on developing a vertical booster descent guidance and control law that’s robust by applying reinforcement learning concept. Since reinforcement learning method that is chosen requires solving Optimal Control Problems (OCP), we also designed and developed an OCP solver software. The robustness of resulting hybrid guidance and control policy will be examined against various different uncertainties including but not limited to wind, delay and aerodynamic uncertainty. / Rymdindustrin och den tekniska utvecklingen av rymdutforskningen har inte varit så populär sedan den första månlandningen. Privatiseringen av utforskningen av rymden och de vertikala landningsraketerna medförde att raketvetenskapen återkom som en viktig huvudfråga igen. Även om det är effektivt att återanvända raketer i form av lönsamhet och popularitet, är denna utveckling fortfarande i sina tidiga stadier. Vertikal landning har utmaningar som, om de försummas, kan orsaka katastrofala konsekvenser. De befintliga studierna i frågan redovisar vanligtvis inte aerodynamikkrafter och motsvarande regulatorer, vilket resulterar i högre bränsleförbrukning som minskar de ekonomiska fördelarna med vertikal landning. Liknande problem har hanterats i studier som inte avsåg boosterlandningar utan om planetariska landningar. Även om flera lösningar har föreslagits för dessa problem beträffande planetariska landningar, det faktum att förstärkningsinlärningskonceptet fungerar bra och ger robusthet gjorde dem till en giltig kandidat för att ansöka om boosterlandningar. I den här studien fokuserar vi på att utveckla en lagstiftning för styrning av vertikala booster-nedstigningar som är robust genom att tillämpa koncepten inom förstärkningsinlärning. Ef- tersom förstärkt inlärningsmetod som väljs kräver lösning av optimala kontrollproblem (OCP), designade och utvecklade vi också en OCP-lösningsmjukvara. Robustheten för resulterande hybridstyrning och kontrollpolicy kommer att undersökas mot olika osäkerheter inklusive, men inte begränsat till vind, fördröjning och aerodynamisk osäkerhet.