MATS (Mesospheric Airglow/Aerosol Tomography and Spectroscopy) is a small satellite that will belaunched in 2019. The satellite will fly in low-earth orbit obtaining data from Noctilucent Clouds andthe oxygen Airglow phenomenon. The satellite is equipped with CCDs prepared to capture images ofthe mesospheric events. The image signal needs to be processed by an analog chain before reachingthe ADC. Satellites in orbit and their components are susceptible of being affected by ionizingradiation originated from the space.Electronic devices are affected in an ionization process, interfering with their functionality andperformance. Tests need to be done over the MATS components to guarantee that the transmissionof the signals is not affected by the radiation and the satellite is able to maintain its performance. Theaim of this thesis is to explain the tests carried to analyze the different MATS components at similarradiation conditions as the real mission and to find the most adequate substitutes in case of the nonsuitabilityof the original components. / MATS (Mesospheric Airglow/Aerosol Tomography and Spectroscopy) är en satellit som kommer attskjutas upp i 2019. Satelliten ska flyga i en låg omloppsbana och avbilda nattlysande moln och syreluftsken (airglow). Satelliten har CCD detektorer för att ta bilder av dessa fenomen i mesosfären.Sensorernas signaler behöver behandlas av en analog kedja innan de når ADC. Satelliter på bana ochderas komponenter kan påverkas av joniserande strålning från rymden.Elektronikenheter påverkas i en joniseringsprocess, som stör deras funktionalitet och prestanda.Tester måste göras över MATS komponenter för att garantera att överföringen av signalerna intepåverkas av strålningen och satelliten kan bibehålla sin prestanda. Syftet med detta arbete är attförklara de tester som utförts för att analysera de olika MATS-komponenterna vid liknandestrålningsförhållanden som det verkliga uppdraget och att hitta de mest lämpliga ersättningar ifall deursprungliga komponenterna visar sig inte vara lämpliga.

In the present thesis, the objective was to find the maximum amount of payload mass that can be put into a 500 km polar orbit by a 1400 kg air-launched multi-stage rocket launched from a fighter jet platform. To fulfill the objective an algorithm incorporating several modules was developed. The modules performed calculations based on theoretical models and literature values to arrive at optimal design variables. From the design the maximum payload mass was able to be derived and it was concluded that a three-stage launch vehicle was able to deliver a 22.0 kg payload to the desired orbit. / I den här avhandlingen var syftet att hitta den maximala mängden nyttolastmassa som kan transporteras av en 1400 kg flerstegsraket uppskjuten från luften till en 500 km polär bana. För att uppfylla målet utvecklades en algoritm med flera moduler. Modulerna utförde beräkningar baserade på teoretiska modeller och litteraturvärden för att komma fram till optimala designvariabler. Från konstruktionen kunde den maximala nyttolastmassan härledas och det konstaterades att en trestegsraket kunde leverera en nyttolast på 22.0 kg till den önskade omloppsbanan.

In the present thesis, the objective was to find the maximum amount of payload mass that can be put into a 500 km polar orbit by a 1400 kg air-launched multi-stage rocket launched from a fighter jet platform. To fulfill the objective an algorithm incorporating several modules was developed. The modules performed calculations based on theoretical models and literature values to arrive at optimal design variables. From the design the maximum payload mass was able to be derived and it was concluded that a three-stage launch vehicle was able to deliver a 22.0 kg payload to the desired orbit. / I den här avhandlingen var syftet att hitta den maximala mängden nyttolastmassa som kan transporteras av en 1400 kg flerstegsraket uppskjuten från luften till en 500 km polär bana. För att uppfylla målet utvecklades en algoritm med flera moduler. Modulerna utförde beräkningar baserade på teoretiska modeller och litteraturvärden för att komma fram till optimala designvariabler. Från konstruktionen kunde den maximala nyttolastmassan härledas och det konstaterades att en trestegsraket kunde leverera en nyttolast på 22.0 kg till den önskade omloppsbanan.