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Two micro air vehicles, namely Sapthami and Sapthami-flyer, are developed in this thesis. Their total weight is less than 200grams each. They fit inside a 30cm and 32cm sphere respectively and carry the commercially available Kestrel autopilot hardware. The vehicles have an endurance of around 20-30 minutes. The stall speed of Sapthami is around 7m/s and that of Sapthami-flyer is around 5m/s as found by nonlinear modeling. The low stall speed makes it possible for them to be launched by hand. This enhances their portability as they do not require any launching equipment. The vehicle installed with Kestrel autopilot system is capable of many modes of operations. It is capable of fully autonomous flight with the aid of a variety of sensors like the GPS unit, heading sensor, 2-axis magnetometer, 3-axis accelerometer and 3-axis gyros. The vehicle carrying the Kestrel autopilot hardware is capable of autonomous and semi-autonomous flights after installation and tuning of feedback loops. Sapthami, is a tailless flying wing with an inverse zimmermann profile. A flying wing is a preferred configuration for the MAV as it maximizes the lifting area for a given size constraint. For a maximum size constraint of 30cm and aspect ratio around 1, the vehicle operates at Reynolds number between 100,000 to 250,000, at flight velocity 7 m/s to 15 m/s. The Inverse Zimmerman profile has a higher lift coefficient, CL, in comparison to the other planforms such as rectangular, elliptical and Zimmermann, for aspect ratio 1 to 1.25 and tested at Reynolds number of 100,000. The configuration of Sapthami is clean as there is no fuselage and all the components like autopilot hardware and battery are housed inside the wing. A thick reflex Martin Hepperle (MH) airfoil MH18 is chosen which gives sufficient space to place the components. This airfoil is specially used for tailless configurations due to its negative camber at the trailing edge. This negative camber helps in reducing the negative pitching moment of the wing, since no separate horizontal tail is available on a tailless aircraft to compensate for it. The vehicle is fabricated using the blue foam, having a density of 30kg/m3 . The wing is fabricated by CNC machining after which slots are cut manually to embed the electronics. The vehicle is found to have stable flying characteristics. Limited flight trials are done for Sapthami. It takes large time to fabricate the vehicle due to limited availability of CNC machining facility. Therefore, a new tailless, wing-fuselage configuration, which can be fabricated with balsa wood, is designed. Sapthami-flyer is the second vehicle designed in this thesis. Its wing span is slightly more than Sapthami. Since it is a wing-fuselage configuration, therefore there is no need for a thick airfoil. Mark drela’s AG airfoils are found to have better lift than MH airfoils for the inverse Zimmerman profile. The thickness of the airfoils is reduced to 1% so that the wing can be made by a 1.5mm thick balsa sheet to reduce weight. The inverse Zimmermann profile wing with the AG09 airfoil is found to have best lift-to-drag ratio when compared to AG36, MH45 and MH18. The analysis is done using commercially available AVL software. AG09 with 1% thickness is used in the final configuration. This configuration has better short period damping than Sapthami. It also has slower modes of operation than Sapthami. The operating modes of most of the MAVs, including Sapthami and Sapthami-flyer, are lowly damped but fast. This makes it difficult for the pilot to fly the vehicle. To improve the flying qualities of the vehicle artificial stabilization is required. The feedback is implemented on the Kestrel autopilot hardware. It allows only PID based feedback structures to be implemented, hence gives no choice to the designer to implement higher order control. The digital integrator and differentiator implementation for feedback are non-ideal. This further reduces the effectiveness of control. The problem is dealt with by incorporating the additional dynamics introduced by these implementation while formulating the control problem. Further the modeling of the micro air vehicle is done by using vortex lattice simulation based softwares. The fidelity of the obtained dynamics is low. Therefore, there is high uncertainty in the plant model. The controller also needs to reject the wind gust disturbances which are of the order of the flight speed of the vehicle. All the above stated requirements from the control design can be best addressed by a robust control design. Sapthami-flyer uses aileron and elevator for control. There is no rudder in the configuration in order to reduce weight. In the longitudinal dynamics, pitch rate and pitch error feedback to elevator are used to increase the short period and phugoid damping respectively. In the lateral dynamics, a combination of roll rate, yaw rate and roll error feedback is given to aileron to improve the dutch roll damping and stabilize the spiral mode. The feedback loops for both longitudinal and lateral dynamics are multi-output single input design problems, therefore simultaneous tuning of loops is beneficial. The PID control is designed by first converting the actual plant to a static output feedback equivalent plant. The dynamics introduced by non-ideal differentiator and integrator implementation on the autopilot hardware are incorporated in the open loop static output feedback formulation. The robust pole placement for the SOF plant is done by using the modified iterative matrix inequality algorithm developed in this thesis. It is capable of multi-loop, multi-objective feedback design for SOF plants. The algorithm finds the optimal solution by simultaneously putting constraints on the H2 performance, pole placement, gain and phase margin of the closed loop system. The pole placement is done to minimize the real part of largest eigenvalue. A single controller is designed at a suit-able operating point and constraints are put on the gain and phase margin of the closed loop plant at other operating points. The designed controller is tested in flight on board Sapthami-flyer. The vehicle is also capable of tracking commanded pitch and roll attitude with the help of pitch error, roller or feedbacks. This is shown in the flight when the pilot leaves the RC stick and the vehicle tracks the desired attitude. The vehicle has shown improved flying characteristics in the closed loop mode.

In this study a mechanism which produced flapping and pitching motions was designed and fabricated. These motions were produced by using a single electric motor and by exploiting flexible structures. The aerodynamic forces generated by flexible membrane wings were measured using a two degree of freedom force balance. This force balance measured the aerodynamic forces of lift and thrust. Two sets of wings with varying flexibility were made. Lift and thrust measurements were acquired as the mechanism flapped the wings in a total of thirteen cases. These thirteen cases consisted of zero velocity free stream conditions as well as forward flight conditions of five meters per second. In addition, flapping frequency was varied from two Hertz to four Hertz, while angle of attack offsets varied from zero degrees to fifteen degrees. The four most interesting conditions for both sets of wings were explored in more detail. For each of these conditions, high-speed video of the flapping wing was taken. The images from the video were also correlated with cycle averaged aerodynamic forces produced by the mechanism. Several observations were made regarding the behavior of flexible flapping wings that should aid in the design of future flexible flapping wing vehicles.

This thesis deals with the design and development of a 75 mm fixed-wing nano-air vehicle (NAV). The NAV is designed to fit inside a cube with each side measuring 75 mm. The range and endurance of the NAV are 300 m and 2-3 minutes, respectively. The high-wing horizontal tailless NAV has a take-off weight of 19.5 g. The battery-powered single propeller NAV has two control surfaces in the form of elevator and rudder. This thesis contains a detailed account of the airfoil selection, selection of the configuration of NAV and the longitudinal, lateral and directional aerodynamic characterization of the NAV. The development of one of the lightweight autopilot hardware which weighs 1.8 g is also given in detail. The development of non-linear equations of motion of NAV including thrust and coupling effects is also discussed. The effects of the gyroscopic coupling and counter torque on the linear dynamics of the NAV are analyzed by conducting a parametric study about the variation of the eigenstructure attributable to the varying degree of coupling in the system matrix of the linear coupled model. A robust simultaneously stabilizing output feedback controller is synthesized for stabilizing the plants of the NAV. The synthesizing of the robust simultaneously stabilizing output feedback controller is based on a frequency-shaped central plant. A new procedure is developed to determine the frequency-shaped central plant utilizing the v-gap metric between the plants, the frequency-shaping of the plants with the pre and post compensators and the robust stabilization theory. An optimization problem is formulated to obtain these compensators. A novel iterative algorithm is developed to acquire the compensators by solving the optimization problem. Thereafter, an iterative algorithm is developed to find an output feedback controller for robust simultaneous stabilization by blending the existing features of robust stability condition of right co-prime uncertainty model of the frequency-shaped central plant, the maximum v-gap metric of the frequency-shaped central plant, H∞ loop-shaping and eigenstructure assignment algorithm for output feedback using the genetic algorithm. The six-degree-of-freedom numerical and hardware-in-loop simulations (HILS) of closed-loop non-linear and linear plants of NAV are performed to assess the performance of the controller and to validate the control algorithm implemented in the autopilot. The airworthiness of the aircraft is tested by conducting flight trials in radio-controlled (RC) mode without including the autopilot. The successful RC flight trial of the NAV indicates airworthiness of the aircraft which aided in freezing the configuration. This is one of the smallest fixed wing aerial vehicle that was successfully flown till date.

Mini Unmanned Aerial Vehicles (MUAVs) werden immer beliebtere Forschungsplattformen. Vor allem in den letzten Jahren ziehen sie aufgrund ihrer Erschwinglichkeit und ihrer Flexibilität, die es erlaubt sie in fast allen Lebensbereichen einzusetzen, beträchtliche Aufmerksamkeit auf sich. MUAVs haben offensichtliche Vorteile gegenüber bemannten Plattformen einschließlich ihrer viel geringeren Herstellungs- und Betriebskosten, Risikovermeidung für den menschlichen Piloten, der Möglichkeit sicher niedrig und langsam fliegen zu können, und Realisierung von Operationen, die über die inhärenten Grenzen des menschlichen Körpers hinausgehen. Der Fortschritt in der Micro Electro-Mechanical System (MEMS) Technologie, Avionik und Miniaturisierung von Sensoren spielte auch eine bedeutende Rolle bei der Entwicklung der MUAVs. Diese Fluggeräte reichen von einfachem Spielzeug aus dem Elektrofachhandel bis zu hoch entwickelten, kommerziellen Plattformen, die die Durchführung neuer Aufgaben wie Offshore-Windkraftwerk Inspektionen, 3D-Modellierung von Gebäuden usw. erlauben. MUAVs sind auch umweltfreundlich, da sie weniger Luftverschmutzung und Lärm verursachen. Unbemannt ist daher unübertroffen. Aktuelle Forschung konzentriert sich auf die Möglichkeit mehrere kostengünstige Fluggeräte zusammen fliegen zu lassen, während die erforderliche relative räumliche Trennungen beibehalten wird. Dies ermöglicht es effizient Aufgaben zu erfüllen im Vergleich zu einem einzigen sehr teuren Fluggerät. Durch die Redundanz entfällt auch das Risiko des Scheiterns der Mission durch den Verlust eines einzigen Fluggeräts. Wertvolle Aufgaben, die kooperative Fluggeräte ausführen können, sind beispielsweise gemeinsame Lasttransporte, Such- und Rettungsmissionen, mobile Kommunikationsrelais, Sprühen von Pestiziden und Wetterbeobachtung. Obwohl die Realisierung von Flügen mit mehreren, gekoppelten UAVs komplex ist, rechtfertigen dennoch offensichtliche Vorteile diese mühsame und aufwändige Entwicklungsarbeit. Verteilte Steuerung von kooperierenden Einheiten ist ein multidisziplinäres Thema, das es erfordert in diversifizierten Bereichen zu arbeiten. Dazu gehören MUAV Hardware und Software, Kommunikationstechniken für den notwendigen Informationsaustausch, Flugdynamik, Regelungstechnik, insbesondere für verteilte / kooperative Steuerungstechniken, Graphentheorie für Kommunikationstopologie Modellierung und Sensoren-Technologie wie Differential GPS (DGPS). Für eine Flotte von Agenten, die in unmittelbarer Nähe fliegen, ist eine genaue Positionsbestimmung zwingend nötig um Kollisionen zu vermeiden und die Anforderungen für die meisten Missionen wie Georeferenzierung zu erfüllen. Für solche Szenarien ist DGPS ein potenzieller Kandidat. Ein Teil der Forschung konzentriert sich daher auf die Entwicklung von DGPS Code. Eines der Module dieser Forschung war Hardware-Implementierung. Ein einfacher Test-Aufbau zur Realisierung von Basisfunktionalitäten für Formationsflug von Quadrocoptern wurde am Lehrstuhl für Informationstechnik in der Luft- und Raumfahrt der Universität Würzburg entwickelt. Diese Testumgebung kann nicht nur zur Prüfung und Validierung von Algorithmen für Formationsflug in realer Umgebung genutzt werden, sondern dient auch zur Ausbildung von Studenten. Ein bereits vorhandener Prüfstand für einzelne Quadrocopter wurde mit den notwendigen Kommunikation und verteilten Steuerung erweitert, um Algorithmen für Formationsflüge in drei Freiheitsgraden (Roll / Nick / Gier) zu testen. Diese Studie umfasst die Bereiche der Kommunikation, Steuerungstechnik und Embedded-System-Programmierung. Das Bluetooth-Protokoll wurde für die gegenseitige Kommunikation zwischen zwei Quadrocoptern verwendet. Eine einfache Technik der Proportional-Integral-Differential (PID) Steuerung in Kombination mit Kalman-Filter wurde genutzt. Die MATLAB Instrument Control Toolbox wurde für die Datenanzeige, die Analyse und das Plotten verwendet. Plots können in Echtzeit gezeichnet werden und empfangene Daten können auch in Form von Dateien zur späteren Verwendung und Analyse gespeichert werden. Das System wurde preisgünstig, unter Berücksichtigung eines einfachen Aufbaus, entwickelt. Der vorgeschlagene Aufbau ist sehr flexibel und kann einfach an veränderte Anforderungen angepasst werden. Als verteiltes Steuerungsschema wurde ein zentralisierter, heterogener Formationsflug Positionsregler formuliert, der einen „explicit model following Linear Quadratic Regulator Proportional Integral (LQR PI)“ Regler verwendet. Der Anführer Quadrocopter ist ein stabiles Referenzmodell mit der gewünschten Dynamik, deren Ausgang vollkommen von den beiden Wingmen Quadrocopter verfolgt wird. Der Anführer selbst wird durch Pole Placement Steuerverfahren mit den gewünschten Stabilitätseigenschaften gesteuert, während die beiden Anhänger durch robuste und adaptive LQR PI Steuerverfahren geregelt werden. Für diese Studie wird ein Vollzustandsvektor der Quadrocopter betrachtet während nur die resultierende Leistung verfolgt wird. Die ausgewählte 3D Formationsgeometrie und die statische Stabilität bleibt unter einer Vielzahl von möglichen Störungen erhalten. Bei Kommunikationsverlust zwischen Anführer und einem der Anhänger, leitet der andere Anhänger die Daten, die er vom Anführer erhalten hat, an den betroffenen Anhänger weiter. Die Stabilität des Regelsystems wurde unter Verwendung von Singulärwerten analysiert. Der vorgeschlagene Ansatz für eng gekoppelten Formationsflug von MUAVs wurde mit Hilfe von umfangreichen Simulationen unter MATLAB® / Simulink® validiert und ergab viel versprechende Ergebnisse. Auch die Tracking-Leistung wurde für zeitlich veränderliche Befehle gezeigt. Die vorgeschlagene Architektur ist skalierbar und kann problemlos erweitert werden. Dieser Ansatz ist für die Szenarien geeignet, die eng gekoppelte Formationsflug benötigen, wie kooperatives Greifen oder gemeinsame Lasttransporte. Ein innovatives Framework für die Teamarbeit von zwei Quadrocopter Flotten wurde entwickelt. Als Beispielmission wurde ein Szenario gewählt, bei dem ein Feuer auf einer größeren Fläche gelöscht werden muss. Jede Formation hat ihre angegebene Formationsgeometrie und eine zugewiesene Aufgabe. Die Lageregelung für die Quadrocopter in einer der Formationen wurde durch ein LQR PI-Regelschema, das auf „explicit model following“ basiert, umgesetzt. Die Quadrocopter in anderen Formation werden durch ein LQR PI Servomechanismus Regelsystem gesteuert. Die beiden Steuersysteme werden in Bezug auf ihre Leistung und ihren Steuerungsaufwand verglichen. Beide Formationen werden durch entsprechende Bodenstationen durch virtuelle Anführer kommandiert. Die Bodenstationen tauschen die befohlene Höheninformation aus, um gegenseitig eine sichere Trennung zwischen den Formationen zu gewährleisten. Die Quadrocopter können kommandierte Solltrajektorien folgen und über erwünschten Punkten für eine vorgegebene Zeit schweben. Bei Kommunikationsverlust zwischen Bodenstation und einem der Quadcopter leitet der benachbarte Quadrocopter die Befehlsdaten, die er von der Bodenstation erhalten hat, an die betroffene Einheit weiter. Das vorgeschlagene Framework wurde durch umfangreiche Simulationen mit Hilfe von MATLAB® / Simulink® validiert und liefert sehr brauchbare Ergebnisse. Cluster-Rekonfiguration von Agenten wird in unserer Arbeit ebenfalls gezeigt. Dies erlaubt es die Formationsgeometrie während des Fluges auf eine beliebige neue Form umzuschalten. Für die genannten Anwendungen sind Konsens Algorithmen nicht erwünscht, da wir von den Quadrocopter Flotten fordern, dass sie dem von uns gewählten Weg folgen, und nicht ihren Weg selbst wählen. Eine Reihe der praktischen Probleme von Kommunikationsnetzen kann in geeigneter Weise durch Graphen dargestellt werden. Dies erleichtert die Problemformulierung und den Analyseprozess. Kommunikationstopologien für Netzwerke mit einer großen Anzahl von Einheiten, wie zum Beispiel Schwärme von Luftfahrzeugen, können durch einen graphentheoretischen Ansatz untersucht werden. Um die Bildung solcher Probleme zu erleichtern, wird der Graph mit Hilfe der Laplace-Matrix dargestellt. Eigenwerte der Laplace-Matrix wurden in unserer Studie angemessene Berücksichtigung gegeben einen Einblick in die Graphen / Subgraphen Eigenschaften zu verleihen. Der gleiche wurden genutzt um die bekannte Euler Formel zu verallgemeinern und somit auf Graphen und Subgraphen anwendbar zu machen. Eine modifizierte Euler-Formel wird ebenfalls vorgestellt. Die Verwendung der Graphentheorie in verteilten / kooperativen Regelsystemen wird auch durch Simulationen gezeigt. Kooperative Kontrolschemas, die auf auf Konsens-Algorithmen beruhenden, wurden für die Lageregelung von Quadrocopter-Flotten, in denen kein expliziter Anführer existiert, verwendet. Konsens-Algorithmen wurden in Kombination mit verschiedenen Steuersystemen verwendet, was zur Autonomie von Quadrocoptern beiträgt. Die Steuersysteme, die für diesen Zweck verwendet werden, umfassen LQR PI-Regelung basierend auf „model following“ und LQR PI Servo-Mechanismus. Die Regelungen wurden unter verschiedenen Kommunikationstopologien untersucht, darunter voll verbundene ungerichtete Graphen, gerichteten Graphen und Zyklus-Topologie. Der Informationsfluss unter den Agenten in einem Cluster wurde durch Laplace-Matrix modelliert. Die Auswirkungen von Eingangs Verzerrungen auf Konsens Werte wurden ebenfalls untersucht. Quadrocopter können durch gegenseitigen Konsens Flugbahnen verfolgen und die Zielpunkte erreichen. Die vorgeschlagenen Regelungssysteme wurden unter verschiedenen Kommunikationstopologien in Matlab / Simulink-Umgebung durch umfangreiche Simulationen validiert. Die Ergebnisse bescheinigen die Wirksamkeit der präsentierten Schemata mit dem zusätzlichen Vorteil der Einfachheit der Umsetzung. Das vorgeschlagene Regelungssystem ist skalierbar für große Gruppen von MUAVs. Für Formationsflug sind die Anforderungen an die Positionsgenauigkeit sehr hoch. GPS-Signale allein bieten keine ausreichend hohe Positionsgenauigkeit um die Anforderung zu erfüllen; eine Technik für die genauere Positionsbestimmung ist daher erforderlich, beispielsweise DGPS. Es existiert eine Anzahl von öffentlichen Codes für die GPS-Positionsbestimmung und Baseline-Bestimmung im Offline-Modus. Es existiert jedoch keine Software für DGPS, die Korrekturfaktoren der Basisstationen nutzt, ohne auf Doppel Differenz Informationen zu vertrauen. Um dies zu erreichen, wurde eine Methodik in MATLAB-Umgebung für DGPS mit C/A Pseudoranges nur auf einzelne Frequenz L1 eingeführt es machbar für Empfänger kostengünstig GPS zu nutzen. Unsere Basisstation wird an einem genau vermessen Referenzpunkt aufgestellt. Pseudoranges und geometrische Abstände werden an der Basisstation verglichen, um die Korrekturfaktoren zu berechnen. Diese Korrekturfaktoren, für aller gültigen Satelliten während einer Epoche, werden dann an einen Rover übergeben. Das Rover berücksichtigt innerhalb der entsprechenden Epoche diese für seine eigene wahre Positionsbestimmung. Zur Validierung der vorgeschlagenen Algorithmen wird unsere Rover ebenfalls an einer vorbestimmten Stelle platziert. Der vorgeschlagene Code ist ein geeignetes und einfaches Werkzeug für die Nachbearbeitung von GPS-Rohdaten für eine genaue Positionsbestimmung eines Rover, z.B. eines UAV während der Post-Missionsanalyse. / Mini Unmanned Aerial Vehicles (MUAVs) are becoming popular research platform and drawing considerable attention, particularly during the last decade due to their afford- ability and multi-dimensional applications in almost every walk of life. MUAVs have obvious advantages over manned platforms including their much lower manufacturing and operational costs, risk avoidance for human pilots, flying safely low and slow, and realization of operations that are beyond inherent human limitations. The advancement in Micro Electro-Mechanical System (MEMS) technology, Avionics and miniaturization of sensors also played a significant role in the evolution of MUAVs. These vehicles range from simple toys found at electronic supermarkets for entertainment purpose to highly sophisticated commercial platforms performing novel assignments like offshore wind power station inspection and 3D modelling of buildings etc. MUAVs are also more environment friendly as they cause less air pollution and noise. Unmanned is therefore unmatched. Recent research focuses on use of multiple inexpensive vehicles flying together, while maintaining required relative separations, to carry out the tasks efficiently compared to a single exorbitant vehicle. Redundancy also does away the risk of loss of a single whole-mission dependent vehicle. Some of the valuable applications in the domain of cooperative control include joint load transportation, search and rescue, mobile communication relays, pesticide spraying and weather monitoring etc. Though realization of multi-UAV coupled flight is complex, however obvious advantages justify the laborious work involved...

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What if the future of transportation was more diverse, more exciting and more responsible? What if Volvo became a true mobility provider with a broader product palette? What if the airship would finally get its great renaissance and what would it look like if Volvo developed it? With these questions in mind, I started my thesis and eventually designed an airship for Volvo. The word Volvo is derived from Latin and means “I roll” which inspired me to pick the name “Volem” which is equally derived from Latin and means “I fly”. The focus of the degree work is transport in tourism and the final concept is a holistic service design for continental round-trips provided by Volvo. It is not just an airship but rather an entirely new way of traveling suited to the needs of future tourism. A journey of this future should be environmentally responsible, experientially enriching, educational and exciting. The key to this future is “Volvo Volem”. “Volvo Volem” has a comfortable main deck, an extraordinary lounge and an observation balcony which provides an unforgettable experience with its views. During the design process, I conducted some research in the field of tourism and in LTA (lighter-than-air) technologies. I used traditional design tools like sketching and 3D-modelling to refine my ideas. To get an impression of the interior I got the opportunity to test the geometry in virtual reality, which turned out to be a very helpful technology with increasingly indispensable characteristics in the design field.

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Research and prototyping of a fuel cell stack system for micro aerial vehicles (MAVs) was conducted by Virginia Tech in collaboration with Luna Innovations, Inc, in an effort to replace the lithium battery technology currently powering these devices. Investigation of planar proton exchange membrane (PEM) and direct methanol (DM) fuel cells has shown that these sources of power are viable alternatives to batteries for electronics, computers, and automobiles. However, recent investigation about the use of microtubular fuel cells (MTFCs) suggests that, due to their geometry and active surface areas, they may be more effective as a power source where size is an issue. This research focuses on hydrogen MTFCs and how their size and construction within a stack affects the power output supplied to a MAV, a small unmanned aircraft used by the military for reconnaissance and other purposes. In order to conduct this research effectively, a prototype of a fuel cell stack was constructed given the best cell characteristics investigated, and the overall power generation system to be implemented within the MAV was modeled using a computer simulation program. The results from computer modeling indicate that the MTFC stack system and its balance of system components can eliminate the need for any batteries in the MAV while effectively supplying the power necessary for its operation. The results from the model indicate that a hydrogen storage tank, given that it uses sodium borohydride (NaBH4), can fit inside the fuselage volume of the baseline MAV considered. Results from the computer model also indicate that between 30 and 60 MTFCs are needed to power a MAV for a mission time of one hour to ninety minutes, depending on the operating conditions. In addition, the testing conducted on the MTFCs for the stack prototype has shown power densities of 1.0, an improvement of three orders of magnitude compared to the initial MTFCs fabricated for this project. Thanks to the results of MTFC testing paired with computer modeling and prototype fabrication, a MTFC stack system may be possible for implementation within an MAV in the foreseeable future. / Master of Science