Although concerns about carbon dioxide (CO2) emissions and their impact on climate change has led to an increase in renewable energy electricity generation, natural gas power plants remain the dominant source of electricity generation in the United States. Until the capacity of renewable energy sources can meet growing electricity demand, natural gas power generation will likely remain an important source of electricity generation. Supercritical CO2 (sCO2) power generation cycles offer an alternative to traditional gas turbines by reusing and sequestering CO2 from the combustion process to prevent its release into the atmosphere. This study seeks to understand natural gas ignition in highly CO2 diluted mixtures at conditions relevant to sCO2 cycles, as well as rocket engines, using a high-pressure shock tube facility. Experiments were performed using a natural gas mixture (C1-C4 alkanes) with and without CO2 dilution for varying equivalence ratios at pressure up to 213 atm for a temperature range of 1016 K to 1286 K. Experiments were also performed using a second natural gas mixture (C1-C2), as well as using methane for a baseline comparison with similar studies. Ignition delay times were measured using OH radical emission measurements and compared to model predictions. Laser absorption spectroscopy measurements at a wavelength of 3.39 µm were used as a qualitative indicator of methane depletion during ignition. It was found that misinterpretation of OH radical emission measurements for experiments with significant reflected-shock bifurcation suggests better agreement with model predictions than observed using a combination of emission and absorption measurements. A comparison of chemical kinetics models shows inconsistent agreement with methane ignition measurements at 200 bar with CO2 and argon as the primary bath gases. Reaction pathway analysis was conducted to investigate the predicted effects of CO2 on chemical kinetics for these conditions. In addition, model predictions did not capture the effect of CO2 on natural gas ignition at 200 bar for the mixtures and temperature ranges studied. More data is needed to support the refinement of chemical kinetics mechanisms to better model methane and natural gas ignition in CO2 at 200 bar.

Determining suitable controllers for the process of evaluating dynamic per-formance of multiple versions of an aircraft’s aerodynamical, geometric and propulsive properties in its conceptual stage is an expensive task.In this report a proposition is made to utilize a generalized feedback lin-earizing controller that o˙ers the aircraft designer valuable insight into the manoeuvre performance of their aircraft. This is carried out by first estab-lishing fundamental requirements for a controller capable of treating a generic airframe, and formulating the resulting control laws.It is shown in this report, that with a suÿciently simple aerodynamic and propulsive model explicit feedback linearization is possible with satisfactory performance and robustness. Whereas it would be necessary to implement INDI if explicit inverse mappings are not obtainable. Which in turn would introduce additional tuning parameters.Robustness verification is performed in two stages, firstly by introducing a high model uncertainty within the flight control system and showing, via simulation, that the control system successfully performs desired multi-axial manoeuvres whilst managing to maintain the induced side slip below 0.1◦. Secondly by disturbing the aircraft with a discrete side slip. Critical side slip disturbance angle was found to be considerably larger than that for regular aircraft entailing that the used case study may be somewhat over dimensioned with respect to yaw control authority.

This project outlines a cost-effective numerical simulation method for the analysis of the longitudinal mechanics of paraglider systems. It is built on static stability methods for the analyses of low subsonic aircraft, non-linear lifting line methods for aerodynamic parameterization, and frequency domain analysis methods derived from system theory. Paragliders possess a glide polar in the range of ≈ 25-60 km.h−1 and display underdamped dynamic responses dominated by a long-period mode. The simulation results for performance and dynamic response are qualitatively valid relative to experimental data and in the same order of magnitude. / Projektet handlar om utveckling och utvärdering av en kostnadseffektiv simuleringsmodell för longitudinella frihetsgrader av skärmflyg. Modellen är byggd med fundamentala metoder för stabilitetsanalys av låghastighetsflygplan, ickelinjära liftingline metoden för aerodynamikanalys samt frekvensanalys från systemteori. Ett skärmflygs glidepolar är definierad på hastighetsintervallet ≈ 25-60 km.h−1 och visar ett underdämpat dynamiskt svar med lång period. Simuleringsresultaten för prestanda och dynamisk stabilitet ¨ar kvalitativt giltiga i förhållande till experimentella data och visar samma magnitud.

The current design paradigm for developing tube-and-wing style aircraft has been well documented in literature. This research attempts to develop and val-idate a similar design methodology to what is presently utilized for tube-and-wing based aircraft, but has so far not been successfully implemented for the blended wing-body. This construction has no clear distinction between the lift generating surfaces and the cargo carrying structure. The methodology that was developed included the concatenation and validation of low-fidelity, low speed and low complexity aerodynamic models in order to allow for quick and simple analysis of a large number of possible geometries. This enables the user eÿciently determine the most promising candidate geometries for further study and/or development. Known issues with the low velocity and low com-plexity aerodynamic models include the absence of shock wave modelling, an important part in determining the aerodynamic performance of a lift generat-ing surface. The result of this work is the creation and documentation of a procedure for early-stage design of a blended wing-body airframe. However, due to convergence issues with the high-fidelity CFD solver, the methodology could not been validated for transonic flow. It can thus be only considered valid for flow velocities for which the Prandtl-Glauert correction is valid. / Den befintliga konstruktionsmetodiken för utveckling och design av flygfarkoster är väl dokumenterad i tidigare publicerad litteratur. Detta arbete ämmar utveckla och validera en liknande metodologi som redan existerar för de väl etablerade flygplansgeometrier som baseras på cylinder/vingar-principen. Metoden som utvecklades inkluderade sammansättaning och validering av tidigare existerande lågupplösta samt lågkomplexa aerodynamiska modeller avsedda för beräkning av flödesekvationer för inkompressibel, friktionsfri och stationär strömning. Detta var avsett att möjliggöra ögonblicksvalidering av en föreslagen sammansmält kropp/vinge-geometri med speciell fokus på vissa prestationsbaserade nyckeltal. För cylinder/vinge-geometrier är dessa lågupplösta metoder i litteraturen väletablerat inexakta på grund av en avsaknad av stötvågsmodellering, men då stora delar av de lyftkraftsgenererande ytorna för-ändrats på en sammansmält kropp/vinge är inte nödvändigtvis detta sant för den typen av flygplan också. Då de högupplösta, mer komplexa höghastighetssimuleringarna inte konvergerade inom den utsatta tiden kan den föreslagna metodiken endast anses giltig för det intervall av flödeshastighet vari PrandtlGlauerts korrektionsfaktor stämmer väl överens med verkligheten.

This thesis work is part of a process to ensure the production ramp-up of the A320neo aircraft pylons at Airbus Saint-Eloi factory (Toulouse). The aim of the project was to optimise the production management in order to sustain the transition to a serial production of the assembly lines. The objective of the thesis work was to develop a model to prevent the downtime of the production lines caused by the shortage of the assembly lines or the unavailability of tools on workstations.Firstly, the work investigates the existing models in order to understand the causes of stocks variability. Performance of tools was determined with the Markov chain model. Then, the work provides a method to forecast production needs in terms of items and tools. An algorithm was developed to collect and process the data on the existing resources in order to compare it to the forecasted needs. Solutions were designed to identify the causes of the shortages on the production lines. In addition, by analysing the trends of the shortage of stocks and the availability of tools on workstation, a forecast of long term constraints for production is possible. The method showed promising results to identify and manage the missing items and tooling on the workstations. / Denna avhandlingsarbetet en del av en process för att säkerställa produktion ramp-up av A320neo-flygplanets pyloner på Airbus Saint-Eloi-fabriken (Toulouse). Syftet med projektet var att optimera produktionshanteringen för att upprätthålla övergången till en serieproduktion av monteringslinjerna. Målet med avhandlingsarbetet var att utveckla en modell för att förhindra driftstopp av produktionslinjerna som orsakats av bristen på artiklar eller om verktyg på arbetsstationerna. För det första undersöker arbetet de befintliga modellerna för att första° orsakerna till lagerförändringar. Utförandet av verktyg bestämdes med Markovchain-modellen. Sedan ger arbetet en metod för att förutse produktionsbehov i termer av artiklar och verktyg. En algoritm utvecklades för att samla och bearbeta data på befintliga resurser för att jämföra den med de prognostiserade behoven. Lösningar utformades för att identifiera brist till bristerna på produktionslinjerna. Genom att analysera trenderna om brist på lager och tillgången till verktyg på arbetsstationen ¨ar det dessutom möjligt att prognostisera långsiktiga produktionsbegränsningar. Metoden visade lovande resultat att identifiera och hantera de saknade artiklarna och verktygen på arbetsstationerna.

This Master Thesis report presents the mechanical concept and design of a microgravity fluid science experiment that is planned to be launched to the International Space Station in approximately five years. Named AtmoFlow, this experiment aims to study the complex flow phenomena occurring in different planets’ atmosphere by implementing a scaled-down model of a planet-atmosphere system in microgravity. The design introduced here focuses on several of the experiment’s systems: the Turn Table, a rotating system involving a Fluid Cell Assembly, a Thermal Control System and two Rotation Drive Systems. Design methods, main choices and crucial conception steps are presented. Components’ dimensioning and choices are motivated. Models and analyses are derived from the selected design to ensure that the design meets the requirements on microgravity disturbances, structural and rotational characteristics stated during previous project’s phases. The Computer Assisted Design model of the experiment’s final concept and its integration sequence are eventually proposed and discussed. / Denna rapport presenterar den mekaniska utformningen av ett mikrogravitationsexperiment som studerar strömningsmekaniska fenomen och som planeras att skickas till den internationella rymdstationen om ungefär fem år. Experimentet heter AtmoFlow och syftar till att studera komplexa flödesfenomen som förekommer i olika planeters atmosfärer genom att implementera en nerskalad modell av en planets atmosfärssystem i mikrogravitation. Utformningen av experimentet som presenteras här fokuserar på flera av experimentets system: rotationsbordet (ett roterande system med en strömningscellhopsättning), ett termiskt reglersystem samt två rotationsdrivsystem. Utformningsmetoder, huvudsakliga val och utformningssteg presenteras. Dimensioneringen av komponenter och deras urval motiveras. Modeller och analyser av den valda konstruktionen har utförts för att säkerställa att den uppfyller kraven på störningar i mikrogravitation, struktur och rotationsegenskaper som specificerats under tidigare faser i utformningen av experimentet. CAD-modellen av den slutliga utformningen av konstruktionen av experimentet presenteras och diskuteras.

Nowadays manufacturing processes are rapidly developing. Salt-bath dip brazing is a conventional manufacturing method commonly used by Saab AB to fuse aluminium components in a high temperature salt bath. However conventional manufacturing methods have shown some limitations. Additive Manufacturing, or 3D printing, is a newer technology which has become very popular in the industry offering competitive advantages regarding production time and size, and structural complexity of the components among other aspects. In this work, Additive Manufacturing is investigated to assess if the performance of heat sinks can be increased compared to the salt-bath dip brazing method. Geometrical shapes of heat sink-fins were studied by empirical research to compare their characteristics in air-flow, convection and pressure drop. Eight different geometrical shapes have been analyzed using Additive Manufacturing, and the control plate fins was used as a reference for comparison with salt-bath dip brazing. It was found out that the NACA 0010 fins and Square Grid fins geometries gave the best performance with a 63% and 64% decrease in pressure drop per diverted energy compared to the control plate fins, respectively. / Numera utvecklas tillverkningsprocesser snabbt. Saltbadslödning är en tillverkningsmetod som vanligen används av Saab AB för att foga aluminiumkomponenter i ett saltbad med hög temperatur. Dock har konventionella tillverkningsmetoder visat vissa begränsningar. Additiv Tillverkning eller 3D printing är andra tekniker som har blivit mycket populära i industrin på grund av dess många fördelar med avseende på produktionstid, storlek och bland andra aspekter strukturkomplexitet. I det här arbetet undersöks det om Additiv Tillverkning kan användas för att öka prestanda på kylflänsar jämfört med Saltbadslödning. Geometriska former av kylflänsar studerades genom empirisk forskning för att jämföra deras egenskaper i luftflöde, konvektion och tryckfall. Åtta olika geometriska former skapade utifrån Additiv Tillverkning har studerats och jämförts med en kontroll som representerar saltbadslödning. Det upptäcktes att NACA 0010-fenor och kvadratiska rutnäts-geometrier gav den bästa prestandan med en minskning i tryckfall på 63% respektive 64% per avledd energi jämfört med kontrollfenorna.

The field of computational fluid dynamics (CFD) is exponentially growing in terms of performance, robustness, and applications. The expansion of CFD also means more users and more simulations, which translates into more human errors and mistakes in the simulation set up. Because the simulation set up should be the correct in order to accurately reproduce the desired phenomenon, such errors must be mitigated in order to increase the reliability and robustness of the simulations. In this project a tool has been developed to tackle this issue, within the CFD software SIMULIA PowerFLOW. The tool extracts and analyzes the data of the cases before simulation, reporting the results to the user for error detection. The present work aims to present the implementation, the application and the benefits of the designed tool. / Strömningsmekaniska beräkningar (CFD) området växer exponentiellt med avseende på prestanda, robusthet och tillämpningar. Expansionen av CFD bidrar även till er användare och simuleringar, vilket i sin tur leder till er mänskliga fel och misstag i uppsättningen av simuleringar. Eftersom simuleringsuppsättningen behöver vara korrekt för att återskapa önskade fenomen, behöver sådana fel undvikas för att kunna öka simuleringens tillförlitlighet och robusthet. Med avseende på detta utvecklades ett verktyg i CFD mjukvaran SIMULIA PowerFLOW. Verktyget extraherar och analyserar inställningarna före simulering och rapporterar resultaten till användaren för feldetektering. Det här arbetet redogör för utvecklingen, tillämpningen och fördelarna med framställda verktyget.

A modern view of aircraft performance analysis, is to quantify aircraft manoeuvrability with agility metrics. There are several different agility metrics, which can be seen as indexing of the aircraft agility performance. The quantified unit is the time it takes for the aircraft to perform a specific manoeuvre relevant to a given agility metric. In this thesis, estimations are done of two agility metrics, the CCT (Combat Cycle Time) and the T90 (Time to capture 90◦ bank angle) for the F-18 HARV aircraft.Estimations of the agility metrics were obtained by simulating a six-degree-of-freedom aircraft model of the F-18 HARV aircraft performing the specific manoeuvres. To control the aircraft model during the simulation a control sys-tem was developed based on the NDI (Nonlinear Dynamic Inversion) method with time scale separation assumption. The method uses the feedback from the controlsystem for linearizing the aircraft system, which results in that simple linear controllers can be applied to the nonlinear aircraft model.In this case simple proportional controllers were implemented and in the case of estimating the T90 agility metric additional gain scheduling as functions of altitude and Mach number was required to extract maximum performance. Although the control system was developed for these two specific agility metrics, results indicates that the NDI method provides an effective way to implement controllers for complex systems, especially when considering a high nonlinear flight regime.

Under de senaste åren har rymdindustrin förändrats markant av bland annat inflödet av privat finansiering och tillgängligheten av ny teknologi, vilket har resulterat i att mindre och billigare satelliter finns på marknaden. GomSpace Sweden, som är en del av GomSpace Group, är en aktör på denna marknad och utvecklar framdrivningssystem för mindre satelliter, så kallade CubeSats. En av deras miniatyriserade produkter är ett framdrivningssystem av kall gas, som passar för 3-unit CubeSats. Med dagens design kan bränsletanken fyllas genom en ingångsport men endast tömmas genom munstyckena, vilket skapar flertalet problem. Detta arbete avser att utveckla en lösning på dessa problem och skapa ett fullständigt fyllnings- och tömningssystem för GomSpace produkt. En konceptuell lösning av ett fyllnings- och tömningsverktyg utvecklades, för att sedan designas och slutligen tillverkas. Verktyget testades, och resultaten uppfyllde de initialt ställda kravspecifikationerna. Efter fler utförda tester uppstod möjligheter till förbättringar vilket ledde till att en andra digital version av verktyget utvecklades. Ett förslag till en mergenerell lösning för fyllnings- och tömningssystem utvecklades också, vilket kan användas som en modul i framtida utvecklingsprocesser av små framdrivningssystem. Sammanfattningsvis visar detta arbete en lösning på problemet med fyllnings- och tömningssystemet av det nuvarande framdrivningssystemet för 3-unit CubeSats. Ett verktyg både tillverkades och testades med framgång. En förbättrad version av verktyget, som minskar riskerna för skador och slitage samt förenklar användningen, skapades som en digital modell. Slutligen, designades en generell lösning för fyllnings- och tömningssystem, vilket skulle kunna användas i flertalet av GomSpace’ framtida produkter och därmed minska bådekostnader och tid för produktutveckling. / During recent years, private funding and new technology have boosted a change of the space industry, resulting in smaller and cheaper satellites being available on the market. GomSpace Sweden, part of GomSpace Group, is located in this market and develops propulsion systems for small satellites, so called, CubeSats. One of these highly miniaturized and efficient products is the cold gas propulsion system, suitable for 3-unit CubeSats. Due to the current design, the propellant tank of the system can be filled through a port but only drained through the thrusters, which causes several issues. This thesis concerns the development of a solution to these issues and creating a complete fill and drain system. A conceptual solution for a fill and drain tool was created and later designed as well as manufactured. The tool was tested and all initial requirements were successfully verified. However, through testing the functionality of the tool, several areas of improvement were found. A second version of the tool was digitally designed to meet these improvements. Also, a proposal of a more general fill and drain solution was digitally designed, which could be realized as a module in future development processes, including a fill and drain tank interface, fill and drain tool and a fill and drain procedure. In conclusion of the thesis, a solution to the problem with the current design of the propulsion system was successfully developed and tested. An improved version of the solution was designed, which decreases the risk of damage to the propulsion system and simplifies the usage. Finally, a design of a general fill and drain system was created, which could possibly span over several future GomSpace products and lowering both the cost and time of development.