This paper, written at Safran Electronics & Defense as part of the author’s Master Thesis, is dedicated to the implementation of a GNSS alternate trajectory simulator for an aircraft GPS-aided Inertial Navigation System. First, the basic tenets of GPS-aided inertial navigation systems will be briefly reminded. The need for a GPS spoofing simulator will then be explained. The simulator architecture will be detailed, before showing the in-depth software implementation. Finally, the simulator performance will be ascertained to verify compliance with requirements.

This thesis studies the feasibility of integrating the novelStructural Battery (SB)[1] into the airframe of a UnmannedAerial Vehicle (UAV). The potential advantages in terms ofmass, range and endurance are studied.The aircraft performance is analysed using conventionalflight mechanics, modelled in Matlab and Xfoil. The structureis designed and analysed using composite laminate theoryand beam theory in conjunction with verification in AnsysMechanical. An iterative procedure was used to arriveat a design that satisfied the set structural- and flight requirements.The currently demonstrated structural battery has a specificenergy density of 23.8Wh/kg, an elastic modulus of25GPa and tensile strength of at least 300MPa.[1]The laminae properties used in this master thesis were estimatedusing the Reuss and Voigt model combined with theRule of Mixtures (RoM). A quasi isotropic SB laminate wasmodelled according to the previous structural requirementsand assumed material properties. It yielded an elastic modulusof 54GPa. In order to simplify the analysis the energyand stiffness were decoupled. The SB was assigned a specificenergy of 23.8Wh/kg and 60.6Wh/kg according to thevalues measured and estimated previously[1].A SB with a tensile modulus of 54GPa and specific energyof 24Wh/kg was shown not to be beneficial to integrate intothe primary aircraft structure. The designed SB yieldeda reduction in flight range of 5.8%. This was shown bycomparing the designed SB with a reference aircraft configuration.The reference configuration uses a conventionalbattery that has a specific energy density of 160Wh/kg andconventional Carbon Fibre Composite (CFC) with an elasticmodulus of 71GPa.It was shown that the integration of the SB modelled wouldbecome beneficial compared to the reference aircraft configurationwhen the SB specific energy exceeds 33Wh/kg.The integration of a structural battery with a specific energyof 60.6Wh/kg yielded a flight range improvement of16.9% compared to the reference aircraft. / Denna masteruppsats undersöker möjligheten att integrera ett Strukturellt batteri SB[1] i flygkroppen av en flygande vinge-drönare. Möjliga fördelar beaktat vikt, räckvidd och flygtid studeras.Flygplanets flygprestanda analyseras med klassisk flygmekanik, modellerat i Matlab och Xfoil. Flygplansstrukturen är designad och analyserad genom en kombination av kompositlaminat-teori och balktoeri. Ansys Mechanical används some ett stöd vid modelleringen och verifiering. En iterativ metod används för att komma fram till den slutgiltiga designen som uppfyller de strukturella och flygmekaniska kraven.Dagens påvisade strukturella batteri har en specifik energidensitet på 23,8Wh/kg, en styvhetsmodul på 25GPa och en brottgräns på minst 300MPa [1].Laminategenskaperna uppskattades med Reuss och Voigtmodellen i kombination med Rule of Mixtures (RoM). Ett kvasi-isotropiskt SB laminat modellerades med tidigarenämda strukturella krav och antagna materialegenskaper. Vilket gav en elasticitetsmodul på 54GPa. För att förenkla analysen så antogs energin och styvheten vara frikopplade. SB specifika energi sattes till 23,8Wh/kg och 60.6Wh/kg enligt värden framtagna tidigare[1].Det visade sig att ett SB med en styvhet på 54GPa och en specifik energi på 24Wh/kg ej var lönsamt att använda. Det gav en räckviddsminskning på 5,8%. Detta visades genom att jämföra SB-flygplanet med ett konventionellt referensflyplan.Referensflyplanet använder ett vanligt batteri med en specifik energi på 160Wh/kg och konventionell kolfiberkomposit (CFC) med en elasticitetsmodul på 71GPa.Studien visade att det modellerade strukturella batteriet skulle löna sig gentemot referensflyget om den specifika energin överstiger 33Wh/kg. Om man istället integrerar ett strukturellt batteri med en specifik energi på 60,6Wh/kgsåg man en förbättring på 16,9% jämfört mot referensen.

Aeroelasticity is a multidisciplinary subject encompassing several fields of study. Aeroelastic behaviour is defined by the relation between inertial-, elastic- and aerodynamic forces that appear in dynamic systems in steady- or unsteady conditions. Published literature in the field of supersonic aeroelasticity does not generally provide a thorough demonstration of application. Further, high precision methods incorporated in commercial software often require an extensive preparatory phase and entail a significant computational cost. Thus, the absence of rapid and affordable estimation models for supersonic aeroelastic analyses appears evident. Hence, the scope of this report is to demonstrate and describe the development of an estimation model for aeroelastic analysis of wing structures. The developed model should generate rapid results indicative of the true aeroelastic behaviour of slender wings with thin airfoil geometries in varying supersonic flow conditions. The wing is modelled as a structural finite element beam with properties based on Euler bending- and St. Venant torsion theory. Moreover, two quasi-steady aerodynamic models of Piston theory and Unified Oscillatory Supersonic-Hypersonic theory are presented. The aerodynamic models are implemented in the finite element wing model through strip theory. The computational aeroelastic model is assembled to perform aeroelastic analyses in steady- and quasi-steady conditions. The developed models are evaluated against the previously conducted aeroelastic studies of the Torii Matsuzaki wing by Hiroshi Torii and Yuji Matsuzaki and Marius-Corné Meijer. The conclusion regarding the developed model for supersonic aeroelastic analysis is that it generates results rapidly for varying geometries and flow conditions. Unfortunately, when analysing the aeroelastic behaviour of wings with double-symmetric airfoils, a paradox of infinite stability ensues. Due to lack of modern experimental data and time limitations, no further validation of the aeroelastic model is presented. Thus, the developed aeroelastic prediction model cannot presently be fully evaluated as it requires additional work and validation. / Aeroelasticitet är ett tvärvetenskapligt ämne som omfattar flera studieområden. Aeroelastiskt beteende definieras av förhållandet mellan tröghets-, elastiska- och aerodynamiska krafter som uppträder i dynamiska system under stabila- eller instabila förhållanden. Publicerad litteratur inom området överljudsaeroelasticitet är ofta allmängiltig och ger inte en grundlig demonstration av tillämpningsmetoder. Vidare baseras kommersiell programvara inom området generellt på beräkningstunga metoder och kräver ofta en omfattande förberedelsefas vilket medför betydande beräkningskostnader. Således förefaller sig avsaknaden av snabba och prisvärda uppskattningsmodeller för överljudsaeroelastiska analyser uppenbar. Följaktligen skall denna rapport omfatta och beskriva utvecklingen av en aeroelastisk modell som genererar snabba resultat. Resultaten skall vara indikativa av det verkliga aeroelastiska beteendet hos smala vingar med tunna vingprofiler i varierande överljudsflöden. Den strukturella vingmodellen är uppbyggd med hjälp av finita elementmetoder och är modellerad såsom en balk med egenskaper baserade på Eulers böjnings- och St. Venants vridningsteori. Vidare presenteras två kvasi-stabila aerodynamiska modeller benämnda Piston theory och Unified Oscillatory Supersonic-Hypersonic theory. De aerodynamiska modellerna implementeras i vingmodellen genom stripteori. Den framtagna aeroelastiska beräkningsmodellen möjliggör aeroelastiska analyser av vingkonstruktioner i stabila och kvasi-stabila förhållanden. De utvecklade modellerna utvärderas mot tidigare aeroelastiska studier av Torii Matsuzaki-vingen genomförda av Hiroshi Torii och Yuji Matsuzaki och Marius-Corné Meijer. Slutsatsen gällande den utvecklade modellen för överljudsaeroelastisk analys är att den genererar resultat snabbt för varierande vinggeometrier och flödesförhållanden. Vid analyser av det aeroelastiska beteendet hos vingar med dubbelsymmetriska profiler uppstår dessvärre en paradox av oändlig stabilitet. På grund av bristande tillgänglighet av modern experimentell data och tidsresurser presenteras ingen ytterligare validering av den aeroelastiska modellen. Således kan den framtagna modellen inte fullständigt bedömas utan kräver ytterligare arbete och validering.

The line-of-sight (LoS) pointing and stability requirements of Earth observation satellites are becoming increasingly stringent. The microvibrations that disturb the LoS are therefore no longer negligible, and many studies are focusing on the estimation of these microvibrations and on mitigation strategies, on platform and payload levels. Disturbances of the LoS can be seen by image processing algorithms that provide high-frequency information. In this paper, a novel method is proposed to fuse these optical data with inertial data using a Kalman filter to obtain the best LoS estimation. To demonstrate the performances of this fusion, a simulation tool is developed on Matlab/Simulink and three estimators, corresponding to three image processing techniques (fixed scene, scrolling scene and scene tracking) are tested. The stabilization of the LoS is performed by adding a fast-steering mirror in the optic path of the telescope. Results indicate that the fusion with optical data enables to include in the LoS estimation the instrument motion, which can differ from the platform motion at high frequencies. Using this estimation, stabilization results are approaching the challenging pointing requirements. / Siktlinjens (LoS) peknoggrannhet och stabilitetskrav för jordobservationssatelliter blir allt striktare. Mikrovibrationerna som stör LoS är därför inte längre försumbara, och många studier fokuserar på uppskattningen av dessa mikrovibrationer samt på strategier för att minska dessa, både plattforms- och nyttolastnivåerna. Störningar i LoS kan ses av bildbehandlingsalgoritmer som ger högfrekvent information. I detta arbete föreslås en ny metod för att slå samman optiska data med tröghetsdata med hjälp av ett Kalman-filter för att uppnå bästa LoS-uppskattning. För att visa prestandan för denna datasammanslagning utvecklades ett simuleringsverktyg i Matlab/Simulink och tre uppskattningsalgoritmer, motsvarande tre bildbehandlingstekniker (fast scen, rullningsbild och scenspårning), testades. Stabiliseringen av LoS utförs genom att lägga till en snabbspegel i teleskopets optiska väg. Resultaten visar att sammanslagningen med optisk data gör det möjligt att inkludera instrumentets rörelse i LoS-uppskattningen, som kan skilja sig från plattformens rörelse vid höga frekvenser. Med hjälp av denna uppskattning närmar sig stabiliseringsresultaten de utmanande pekkraven.

In this report, the conceptual design of an unmanned aerial vehicle (UAV) and aerodynamic analysis is treated. The project was split into two groups, one group would do the aerodynamic analysis, and the other group would do the performance analysis. The plan was to create a UAV capable of surveying life stock, large farmlands, wildlife, and also reindeer husbandry. This demanded that the aircraft had to be able to easily launch from all types of locations. To solve this the plane was designed for vertical take-off and landing capabilities (VTOL).  The study includes the selection and performance testing of an airfoil, aerodynamic performance of the wing, and the wing's geometry. It also includes stability analysis, structural design, and CAD creation. The majority of this work was done by combining the usage of the design tool XFLR5 with CAD from Solid Edge and equations done in MATLAB. The aircraft accomplishes our goals to have it be VTOL functional. It has a flight time of over 2 hours and weighs less than 5 kg. Its cruise speed lies at 12 m/s. It is also possible to create a detailed design and to produce the aircraft with relative ease and low cost. Its dynamic stability is however not optimized and further work is needed if optimized stability is desired.

The cooling system is a crucial part for helicopter operations. Withoutit, hovering flight could not be operated. The cooling system for the maingearbox of a helicopter is composed of radiators and a fan. A fan is anaerodynamic body and as such it can be improved in terms of aerodynamicefficiency. Therefore di↵erent parameters need to be taken into account whendesigning a new axial fan to have good aerodynamic performance. Simulationshave been carried out to investigate the e↵ects of these parameters andcome up with an optimal design based on the study requirements. The fanhas to enable the cooling system to evacuate an amount of thermal power sothat the helicopter can take o↵ with high outside temperatures. This optimaldesign has shown an increase of the mass flow rate up to a factor of abouttwo for a given pressure loss compared to the original fan. / Kylsystemet är en avgörande del för en helikopters drift. Utan den kan helikoptern inte hovra. Kylsystemet för huvudväxeln hos en helikopter består av radiatorer och en fläkt. En fläkt är en aerodynamisk kropp och kan därför förbättras gällande aerodynamisk effektivitet. Därför måste olika parametrar övervägas när man utformar en ny axialfläkt för att få god aerodynamiskprestanda. Simuleringar genomfördes för att undersöka effekterna av dessa parametrar och komma fram till en optimal utformning baserad på undersökningskraven. Denna optimala utformning har visat en ökning av massflödet upp till en faktor på cirka två för en given tryckförlust jämfört med den ursprungliga fläkten.

This paper presents the work from a Master thesisat Bauhaus Luftfahrt (Munich, Germany) about subsystemdesign and analysis for electric commercial aircraft, particularlythe assessment of a Solid Oxide Fuel Cell (SOFC) powering a fullelectric subsystem architecture. The different components of theSOFC system architecture are modelled and assessed with theOpenMDAO framework. They are then assembled together toassess the performance of the whole SOFC system architecture,the main goal being to replace the conventional Auxiliary PowerUnit (APU) on the ground and to provide energy to all thesubsystems (e.g. flight controls, air conditioning, ice and rainprotection among others) of the aircraft during flight andground operations. The mass of the different components of theSOFC system is calculated, and a 2% operational empty massincrease is assumed for subsystem electrification. The resultsshow a kerosene block fuel reduction of 2.1% compared to theconventional baseline aircraft. / Denna uppsats presenterar arbetet från ett examensarbete på Bauhaus Luftfahrt (Munchen, Tyskland) om delsystemdesign och analys för elektriska kommersiella flygplan, särskilt bedömningen av en solidoxidbränslecell (SOFC) som driver en fullständig elektrisk delsystemarkitektur. De olika komponenterna i SOFC-systemarkitekturen modelleras och utvärderas med ett Open MDAO-ramverk. Sedan monteras komponenterna ihop för att utvärdera prestandan för hela SOFC systemarkitekturen, där huvudmålet var att ersätta den konventionella hjälpkraftenheten (APU) på marken och att förse alla delsystem med energi (t.ex. flygkontroller, luftkonditionering, is och regnskydd, med mera) av flygplanet under flygning samt markoperationer. Massan för de olika komponenterna i SOFC systemet beräknades, där en ökning av 2% operationell tom massa antogs för delsystemelektrifiering. Resultaten visade en bränslereduktion av fotogenblock på 2,1% jämfört med det konventionella flygplanet.

Airships were very popular 90 years ago with, for example, german Zeppelins. Now theyare back for several reasons, like their low energy consumption.But there are also still many problems to deal with like their sensitivity to wind gusts.In addition, the airships need more studies to improve their flight mechanics and sensitivityto the wind.This degree project, done with the French Aerospace Lab ONERA in Lille, studies a specificairship which is 5mlong and 1.7mwide. First, the airship is studied without wind to determineaerodynamic coefficients and added masses. Then, the model is confronted to experiments withwind gusts. / Luftskepp var mycket populär för 90 år sedan, till exempel med tyska Zeppelinare. Nu ärde tillbaka av flera skäl, som deras låga energiförbrukning.Men det finns fortfarande många problem att hantera som deras känslighet för vindbyar.Dessutom behöver luftskeppen fler studier för att förbättra sina flygegenskaper och vindkänslighet.Detta examsarbete, utfört vid den franska institutionenONERAi Lille, studerar ett specifiktluftskepp som är 5 m långt och 1.7 m brett. Först, studeras luftskeppet utan vind för attbestämma aerodynamiska data och tröghetsegenskaper. Sedan genomförs experiment därmodellen utsätts för vindbyar.

Typical propulsion systems for space transportation involve the ejectionof mass for momentum gain. Solar sails remove the requirement forpropellant mass by obtaining their momentum from solar photons, whichrequires large surface area and very low mass. In this way solar sailcraftgenerate constant accelerations, in contrast with the impulsive thrust ofchemical rockets. This enables new families of orbits and presents a newchallenge for optimization and control. This study presents a summary ofproven solar sail technology and investigates minimum-time trajectoriesto and from Mars. This optimization is carried out in two phases, usingan energy rate-maximizing algorithm for planetary escape and sparse nonlinearprogramming for the interplanetary segment. The results provideupper bounds for minimum-time transfers and are then compared to possiblesail sizes and sailcraft masses. This in turn may inform the designand selection of future missions for materials exchange during explorationor settlement efforts. / Typiska framdrivningssystem för rymdtransport involverar utkast av massa för momentum förstärkning. Solsegelr tar bort kravet på drivmassagenom att ta kraft från solfotoner, vilket kräver stor yta och mycket lågmassa. På detta sätt genererar solsegelfarkoster konstant acceleratione, i motsats till kemiska raketers impulsiva dragkraft. Detta möjliggör nya familjer av banor och utgör en ny utmaning för optimering och kontroll. Denna studie presenterar en sammanfattning av beprövad solsegel teknologi och undersöker minimitidsbanor till och från Mars. Denna optimering utförs i två faser med hjälp av en algoritm som maximerar energiökningen för planetflykt gles gles olinjär programmering (eng: sparse nonlinear programming)för det interplanetära segmentet. Resultaten ger övre gränser för minimal tid för resorna och jämförs sedan med möjliga segelstorlekar och massor för segelfarkosterna. Detta kan i sin tur ge information om utformningen och valet av framtida rymdfärder för lasttransporter vidutforskning eller bosättning.

This Master thesis report contains a complete attitude and orbit control analysis for solar sail spacecraft in the Circular-Restricted-3-Body-Reference frame. The overall goal of the project is to drive one solar sail from the edge of the Earth Sphere of Influence to a vicinity of the sub-Lagrange1 point. First, a trajectory control optimization has been performed using a direct transcription method to find an optimal control to guide the solar sail to a neighborhood of the sub-Lagrange 1 point. Then, the stability of the artificial equilibrium points in the Sun-Earth system has beeninvestigated. Two options are detailed in the following study: Halo orbits which correspond to periodic motion, and the implementation of a PD-controller on the solar sail normal vector to make any artificial equilibrium point asymptotically stable. An attitude control analysis study has been performed to estimate the needed torques for all the mission phases. This report is one of the first step for Space sunshade missions in the vicinity of the sub-Lagrange 1 point. / Detta examensarbete innehåller en komplett AOC-analys för solsegel i CR3B-referenssystemet. Projektets huvudsakliga mål är att driva ett solsegel från kanten av jordens influenssfär till en närhet av sub-Lagrange 1-punkten. Först utfördes en banoptimering med hjälp av den direkta transkriptionsmetoden för att en optimal kontroller för att guida solseglet till en omgivning av sub-Lagrange 1-punkten. Sedan undersöktes den artificiella jämviktspunktens stabilitet i sol-jordsystemet. Två alternativ är beskrivna i den följande studien: Halo-omloppsbanor, vilka utgörs av en periodisk rörelse, och implementationen av en PD-kontroller på solseglets normalvektor för att göra varje artificiell jämviktspunkt asymptotiskt stabil. Dessutom utfördes en analys på attitydkontrollen för att estimera vilka moment som behövs för alla uppdragets faser. Denna rapport är en av de första stegen i att skugga jorden genom användningen av solsegel i en närhet sub-Lagrange 1-punkten.