Nowadays, as the demand for fuel efficiency is increasing and the manufacturing techniques improved to allow the design of laminar wings, the laminar concepts are being revived and studied, and seen as one of the most promising techniques to reduce skin friction and hence the overall drag of the airframe. In order to predict the kind of benefits that could be obtained from such concepts, computational fluid dynamics (CFD) computations can now be carried out but it is necessary to be able to predict flow transition from laminar to turbulent around the lifting surfaces of the aircraft, such as the wing and the horizontal tail plane. Such capability has been developed in the last years by the French Aerospace Laboratory (ONERA) with their CFD code elsA, and by the German Aerospace Center (DLR) with their CFD code Tau. These two codes are widely used in Airbus in their CFD campaigns, and this study aims to assess the capability of the different approaches to predict transition and the benefits from laminar flow in the overall drag. The methods used, the limitations and the suggestions for further improvement of the codes will be detailed in this paper. / Nuförtiden, eftersom efterfrågan på bränsleeffektivitet ökar och tillverkningstekniker förbättrats för att tillåta utformningen av laminära vingar, de laminära begrepp att återupplivas och studeras och ses som en av de mest lovande teknikerna för att minska ytfriktionen och därmed den totala motståndet hos skrovet. För att förutsäga den typ av fördelar som kan erhållas från sådana begrepp, computational fluid dynamics (CFD) beräkningar kan nu utföras men det är nödvändigt att kunna förutse övergångsflöde från laminär till turbulent runt lyftytorna hos flygplanet , såsom kanterna och det horisontella stjärtplan. En sådan förmåga har utvecklats under de senaste åren av den franskaAerospace Laboratory (ONERA) med sin CFD kod Elsa och av den tyska Aerospace Center (DLR) med sin CFD kod Tau. Dessa två koder används allmänt i Airbus i deras CFD kampanjer och denna studie syftar till att bedöma förmågan hos de olika metoder för att förutsäga övergång och fördelarna med laminärt flöde i den totala drag. De metoder som används, de begränsningar och de förslag till ytterligare förbättring av de koder kommer att beskrivas i detalj i detta dokument.

FLARE Suit är en enhet som används för att skydda astronauter från intensiv partikelstrålning när de reser ut ur magnetosfären på framtida Deep Space-uppdrag.   Denna dräkt kan skydda mot solpartiklar som på grund av sin höga densitet kan orsaka akut strålningssjuka och leda till överdriven förstöring av inre organ (mag- tarmkanalen, nervsystemet, blodbildande benmärg) och i värsta fall till döden. Dessa symtom blir mycket starkare utanför jordens magnetosfär, vid månen eller på väg till Mars. För tillfället studeras FLARE-dräkten som ett komplement inombords till det befintliga skyddet från rymdfarkostens struktur, men även för rymdpromenader utanför rymdfarkoster och på andra planeter kan övervägas. FLARE består av en uppblåsbar dräkt som fylls med vatten när det behövs. Under uppskjutning är dräkten tom och lätt tack vare att den vid användning utnyttjar vattnet som redan finns ombord på människobärande rymdskepp. Den fylls på några minuter, och att använda sig av individuella skyddsdräkter är betydligt mer materialsnålt än att täcka farkosten med paneler. Dessutom ger vatten högt skydd per massa. Efter hydrogenerade bornanorör (HBNNT) och högdensitetspolyeten (HDPE) är vatten det tredje högsta skyddsmaterialet mot solstrålning. I framtiden kan vatten även komma att kompletteras med salt vilket kan hjälpa mot (neutronerna i) sekundära partiklar då salt har en hög neutronblockeringseffektivitet. Slutligen har FLARE en helt adaptiv flerskikts- och formändringsdesign som möjliggör anpassning i realtid, beroende på solstrålningens intensitet, antalet involverade astronauter, tidsramen och vattenförsörjningen. Den preliminära utformningen av FLARE-dräkten beskrivs och strålningssimuleringar utförs i en 1D-miljö inom Columbus-modulen, vilket visar en minskning av strålningsexponeringen med 50 procent, med 3,5 till 4 centimeter vatten, beroende på salthalten. Därefter byggs en 3D-miljö, som inte är testad än. För denna miljö har bedömningar av relevanta 3D-modeller gjorts, Columbus-modulen har konstruerats och designval anpassade för mänsklig morfologi har gjorts. Matlab-koder har skrivits också för att bygga och forma en 3D-dräkt ovanpå den mänskliga modellen, följt av olika strålskyddsstrategier. / The FLARE Suit is a device that aims to protect astronauts from intense solar radiation when travelling out of the magnetosphere on future Deep Space missions. This suit is an emergency solution against solar particles that, due to their high density, can cause acute radiation sickness and lead to excessive destruction of internal organs (gastro-intestinal system, nervous system, blood forming bone marrow) and eventually to death. These symptoms will be a lot stronger out of the Earth’s magnetosphere, towards the Moon or Mars. For now, the FLARE Suit is being studied in the intra-vehicular environment as a supplement to already existing shielding provided by the spacecraft’s structure, but extra vehicular activities in space and on other planets can be considered. It consists of a bladder-suit that is to be filled with water when needed, the water being already present on any human carrying spacecraft. The suit can be deployed within a few minutes, be very lightweight at launch due to the resource utilization of on-board water, and does not use a lot of material compared to a fully shielded module since it is fitted to the individual human body. Furthermore, water has been shown to provide a decent shielding per mass capability, the third most shielding efficient material after hydrogenated boron nanotubes (H-BNNT) and high-density polyethylene (HDPE). Water could eventually be complemented with salt that shows high neutron blocking efficiency and could help shield from neutrons (present in secondary particles). Finally, it has a fully adaptive multilayered and shape changing design which allows for real-time scenario adaptation depending on the intensity of the solar radiation, the number of astronauts involved, the time frame and the water supplies. Preliminary design of the FLARE suit is show cased and radiation simulations are being performed in a 1D environment within the Columbus module, highlighting a fifty percent reduction in radiation exposure with 3.5 to 4 centimeters of water, depending on the salt content. Afterwards, a 3D environment is being built, however not tested. For this, selection of a relevant 3D human model, construction of the Columbus module and design choices on human morphology have been made. Matlab codes also were written to build and shape the 3D suit on top of the human model, following diverse radiation shielding strategies.

The analysis of the reliability of CREO simulate will be done step by step. First of all, the precisionof the simulation has to be measured thus a comparison with simple theoretical computations willbe done. Then, the scope of the capacity of the software will be analyzed and if elements deemednecessary to thermal simulations are missing, back up solutions are to be found. Also, the influenceof the meshing will be studied and measured to ensure that the software guarantee convergence evenin the hand of persons unfamiliar with simulations.In parallel, one will experiment with realistic hardware that could be used to compare reality withthe simulations. Those experiments will be handmade using regular materials from the company.

Som en del av Aerospace Engineering masterprogrammet som jag följde på KTH från augusti 2017 till juni 2018, fick jag slutligen en självständig studie i form av ett avhandlingsprojekt. Jag fick möjlighet att slutföra mitt 6-månaders examensprojekt på Safran Aircraft Engines i Villaroche, Frankrike.  Safran är en internationell högteknologisk grupp som arbetar inom flygplanets framdrivning och utrustning, rymd- och försvarsmarknader. Som en del av de mekaniska aktiviteter som genomförs vid Produkt Innovation Lab är genomförandet av en för-dimensioneringsmetod för motorkonstruktioner nödvändiga för att få en uppfattning om för-dimensionering tidigare inom projektet och inom en rimlig tidsrymd. Huvudsyftet med detta projekt är att utveckla metoden som gör det möjligt att göra viktstatus och genomförbarhetsbedömningar av motorramkomponenterna i en preliminär konstruktionsfas och inom en begränsad tid. Detta papper fokuserar mer exakt på en äldre kommersiell motor mellanram. Denna metod måste leda till att en konsekvent modell skapas som ligger närmare kraven och specifikationerna. Slutsatsen av rapporten är att den implementerade pre-designmetoden möjliggör resultat med avseende på viktstatus och genomförbarhet som överensstämmer med specifikationerna. Vidare är beräkningstiden i linje med förväntningarna. Detta projekt har äntligen tillåtit att skapa en modell som kommer att tas som referens för att utveckla och designa nya motorer som har en konfiguration som liknar äldre kommersiella motorer. / This paper aims to develop and to validate a methodology to realize pre-sizing studies on aircraft engine structural frames for Safran Aircraft Engines Product Innovation Lab activities. The members of this team are in charge of creating new propulsion systems architectures in accordance with product strategy guidelines or airframer needs. Aerospace industry being highly competitive, the Product Innovation Lab must be able to respond quickly and precisely to any demand emerging from aircraft manufacturers or strategy team.The main purpose of this project is to improve the methodology permitting to make weight status and feasibility estimations of the engine frame components in a preliminary design phase and in a limited amount of time. This methodology must lead to the creation of a consistent model that is closer to the requirements and specifications imposed. This paper more precisely focus on legacy commercial engine structural frame. Reflection has been conducted on the creation of a simplified parametrized model of an existing commercial engine structural frame and on the way to mesh it in order to find a good compromise between results fidelity and computation time. Regarding the weight status and feasibility results obtained with a first model, an optimization of the model configuration has finally been conducted in order to get results that fit with the specifications.Conclusion of the report is that the pre-sizing methodology can be adapted to existing commercial engine structural frame configuration. Results obtained in terms of weight status and feasibility are in accordance with the specifications and the computation time is in agreement with the expectations. It has permitted to create a model that will be taken as a reference to develop and design new engines having a configuration similar to the legacy commercial engine considered in this study. For that purpose, iterations and optimizations will be conducted on the simplified model implemented during the project in order to determine a new configuration of the pre-sized intermediate frame model which sticks with reality i.e. that respects the provided feasibility specifications.Note that due to the public nature of this report, sensitive information and data used and obtained during the project have been removed from the present paper. Nevertheless, the methodology followed has been presented and discussed in detail. Relative deviations between the results obtained and reference values have also been exposed in order to give the reader an idea of implemented model consistency.

Propulsive hybridisation fits in with the sustainable development policies of many companies which are part of the transportation industry. Actually, it makes it possible either to reduce fuel consumption or to improve the aircraft performance at a fixed fuel burn. However, the current technologies of batteries restrain a more regular use in light aviation. For this project this issue is confirmed as both the quasi-static performance assessment and the dynamic studies show that the endurance objective cannot be improved with Li/Ion batteries. However, it is possible to act directly on the engine performance by placing a thermal energy recovery system on exhaust gas pipes to take advantage of their high temperatures, greatly boosting the aircraft performance in cruise. / Hybridisering av framdrivningssystem passar in med hållbar utvecklingspolitik av många företag inom transportbranschen. Faktiskt tillåter det antingen att minska bränsleförbrukningen eller att förbättra flygplans prestandorna. Ändå är aktuella batteritekniken fortfarande ett problem för en mer frekvent användning av hybridisering förlättflyget. För det här projektet bekräftas det eftersom kvasistatiska och dynamiska studierna visar att hybridsystemet med aktuella Li/Ion batterierna förbättrar inte flygdurationen. Ändå är det möjligt att ingripa på motorprestandorna genom att återanvända värmeenergin av avgas för att förbättra flygdurationen.

This project have looked into the possibility to develop a small autonomous expendable air vehicle to be used with other air vehicles to fly in a group or a swarm. The requirements of this project was that the air vehicle should be able to carry a payload of 8 kg, have arange of 100 km and fly at an subsonic speed at an altitude between 0 to 3000 meter. The air vehicle should also be launched from ground and be able to be stored for 3 to 5 years. The engine was predetermined to be a HAWK 240R. The method of designing the air vehicle asdescribed by Daniel P. Raymer in his book Aircraft design: A Conceptual Approach has been used with adaptation to this project’s specifications. A comparative air vehicle study has also been made. The focus for this project has been the air vehicle design, but launch method,manufacturing and cost estimation have been investigated.The result of this thesis project is the concept of an air vehicle that weights around 30 kg with optimal cruise condition, for maximum range, at sea level altitude and at Mach 0.2. But it was decided that the ability to reach the required range faster was more important than tofly as long as possible and thus Mach 0.6 was chosen for the same altitude. A suggestion to a ground launch device has been made. The manufacturing method for the larger part of the air vehicle was chosen to be 3D printed and an estimated cost analysis for the structure andthe components has been made.The conclusion of the project is that it should be possible to design a relative small vehicle, that is intended to fly together with other vehicles, for a reasonable cost. But before this idea can be realized, more research and testing must be done. / Det här projektet har sett över möjligheten att utveckla en liten obemannad flygfarkost av engångstyp. Tanken är att flera flygfarkoster ska flyga tillsammans i en svärm. Kraven för detta projekt är att flygfarkosten ska kunna bära en last på 8 kg, flyga en sträcka på100 km, hålla en subsonisk hastighet på höjderna 0 till 3000 meter. Motorn var förbestämd till en HAWK 240R. Metoden för att designa flygfarkosten är beskriven i boken Aircraft design: A Conceptual Approach av Daniel P. Raymer och har anpassats till projektet. Enjämförelsestudie med liknade flygfarkoster har även gjorts. Fokuset på detta projekt har varit flygfarkostens design men även uppskjutningsmetod, tillverkning och kostestimering har undersökts.Resultatet för detta projekt är ett koncept på en flygfarkost med vikten på strax under 30 kg. Det optimala flygförhållandet för marschfart, för maximal flygsträcka, är att flyga Mach 0.2 vid havsytan. Men det blev beslutat att flyga den bestämda sträckan så fort som möjligtvar viktigare än att flyga så lång som möjligt och därför valdes marschfarten Mach 0.6 för samma höjd. Ett förslag på en uppskjutningsmetod har gjorts. Tillverkningsmetoden för flera delar av flygfarkosten bestämdes till 3D printing och en kostnadsestimation för strukturen ochingående komponenter har gjorts.Slutsatsen för detta projekt är att det är möjligt att designa ett relativt liten farkost, med tanke att flyga i grupp, till en rimlig kostnad. Men för att detta koncept ska kunna förverkligas måste fler undersökningar och tester göras.

This paper deals with the strategy for developing a very specific mechanism simulator. This mechanism is currently designed by Safran Group. A previous version of the same mechanism does exist but the scale is not on a like-for-like basis. Therefore, physical phenomena involved in this mechanism and their magnitude are not comparable to the previous version of the mechanism and this is why a new simulator has been developed (specified, coded and validated) from scratch. The paper addresses the strategy adopted for modelling a mechanism laying on a wide set of parameters as well as its use. / Artikeln handlar om en strategi som mål bestå av att utveckla en särskild simulator mekanism, för närvarande utformad av Safran Group. Det finns en tidigare version av samma mekanismen men systemskalor är inte i en like-for-like grund. Alltså, fysiska fenomenen som innebärs i mekanismen och deras magnitud kan inte jämföras med tidigare versionen av systemet. Det är varför en ny simulator har skrivits i kod. Artikeln analyserar strategin som adopterades för att utforma ett system som lägger på en bred uppsättning parametrar.

The aim of this report is the investigation of a hybrid vertical take-off and landing (VTOL) tilt wing aircraft which is in development at the company Dufour Aerospace. Using a model, programmed in MATLAB® different stages of flight can be simulated and investigated. Maininvestigation area of this report is the transition between cruise and hover conditions of the aircraft.The simulation is based on the six-degree-of-freedom nonlinear equations of motion for aircraft modified for tilt wing operation. The model characteristics have been determined using various CFD programs, wind tunnel data, as well as numerical and handbook methods.The main focus of modeling lies on the static longitudinal aerodynamic coefficients, the propeller and engine coefficients as well as a propeller slipstream model. Furthermore lateral directional aerodynamic coefficients and dynamic effects and a tail blower (Notar) system are modeled.As results, aerodynamic characteristics of the wing in the propeller slipstream are shown and discussed and the transition conditions are investigated by ’trimming’ the model at equilibrium points over its speed range and analyzing the resulting power requirements.

This paper deals with anomaly detection from collected flight data for a Boeing 757-200currently in use by Icelandair. Previous work on anomaly detection using generated datahas been shown to give good results using multiple linear regression models. Using a similarapproach the paper addresses how the amount of data effects the models ability to detectanomalies. Simple regression approach is compared to a quadratic one and practical use ofmaintenance data in this context is explored. Finally different model variations are investigatedto attempt further root cause analysis of faults.

This thesis investigated different configurations of the attitude determination and control system (ADCS) for the MIST satellite, to find a satisfying trade-off between computational demand and estimation/pointing accuracy. A model of the satellite dynamics was developed and used in a simulation. The designed ADCS consists of a discrete extended Kalman filter (EKF) and a model predictive control (MPC) controller tunable in different ways. The filter works with a linearization of the spacecraft dynamics model which is performed about the last attitude estimate and it is also capable of estimating the residual magnetic moment of the spacecraft without any initial guess. Three different models were used with the MPC and compared: a linear-like, state-dependent model, a model linearized around a fixed equilibrium point, and a model linearized around the last attitude estimate. The simulation, developed with Simulink, served as a testbed for the different tunings. From the simulation results, the filter proved to be capable of estimating the residual magnetic moment of the satellite with satisfying accuracy. Estimation and pointing requirements were met on average with a mean absolute estimation error of 0.8 deg and a mean absolute pointing error of 3.5 deg. This performance was achieved in face of measurement and model uncertainty. / Det här examensarbetet undersökte olika konfigurationer av systemet för bestämning och styrning av orienteringen (ADCS) för MIST-satelliten för att hitta en godtagbar kompromiss mellan nödvändig beräkningskraft samt noggrannheten vid uppskattning av attityden. En modell för satellitens dynamik skapades och användes i simuleringarna. Det framtagna ADCS består av ett diskret utökat Kalmanfilter (EKF) och en ställbar avancerad reglerstrategi (MPC). Filtret arbetar med en linjärisering av rymdfarkostens dynamik kring den senaste uppskattningen av attityden. Vidare är den kapabel att uppskatta rymdfarkostens residuala dipolmoment utan några startvärden. Tre olika MPC-modeller användes och jämfördes: en linjär tillståndsberoende modell, en linjäriserad modell kring en fix jämviktspunkt samt en modell linjäriserad kring den senaste uppskattningen av attityden. Simuleringarna, utvecklade i Simulink, fungerade som en testplattform för de olika inställningarna. Resultatet från simuleringarna visade på att filtret var kapabelt att uppskatta rymdfarkostens residuala magnetiska moment med tillfredsställande noggrannhet. Krav på uppskattning av attityden och önskad attityd uppfylldes med en genomsnittlig absolut avvikelse av 0.8 respektive 3.5 grader. Denna prestanda uppnåddes trots osäkerhet i mätningar och modell.