In this era of miniaturization and industrial needs for accessing space, nanosatellites are an appropriate and riskless answer. This paper examines the development and the progress of the mechanical assembly, integration and test (AIT) campaign on the CNES CubeSat demonstrator, EYESAT. This student  nanosatellite, designed to observe the zodiacal light in the solar system, is actually in integration and testing phase; and will be launched in 2019. This thesis led the project from the structural and thermal model to the end of the qualification model assembly as well as the beginning of the tests campaign. / I eran av komponentminiatyrisering och industriella behov för att nå rymden, är nanosatelliter en lämplig lågrisklösning. Detta arbete undersöker utvecklingen och progressionen av den mekaniska integration och testkampanjen (AIT) för CNES CubeSat-demonstrator EYESAT. Denna studentbyggda nanosatellit, som har som syfte att observera Zodiakalljuset i solsystemet, var under detta examensarbete inne i integrations-och provningsfasen med mål att skjutas upp i jordbana 2019. Detta examensarbete startade med de strukturella och termiska modellerna, forsatte med integrationen av kvalificeringsmodellen och avslutades med inledningen av kvalificeringstestkampanjen.

My Master Thesis takes place in the context of the MicroCarb mission. The goal of this mission is to identify the sinks and the sources of carbon dioxide on Earth in order to map them and to improve the knowledge of its cycle. To fulfill this mission, some particular guidance modes must be implemented in order to study their feasibility. My thesis consisted in defining and enriching the algorithms used to define the guidance laws, by implementing new tools and a new guidance law, and studying the induced performances in terms of data acquisition and with respect to the constraints related to the satellite. Alongside with this mission, the implementation of those elements support the development of the guidance library POLARIS, actual in its early phase, which is at first only dedicated to MicroCarb but which is intended to become multimissions. First, I describe the CNES as well as the guidance team I worked in. Then, the context of the Master Thesis is introduced. Once the context is established we will focus on the first elements I have been working on, as part of the Dazzling studies. Indeed, the spectrometer used in MicroCarb is very sensitive and has to be maintained at very low temperature. Thus the passive cooling mechanism must be protected from the Sunlight and from the light reflected by the Earth. I had to use a class of the Space mechanics library PATRIUS, called Assembly, in order to materialize the satellite and its numerous parts. Once implemented, I was able to perform some Dazzling Studies, highlighting some issues with the various strategies that were considered, and opening new perspectives. Moreover, a problem was detected on a crucial function of the guidance laws calculator. Once a new function was compiled, I had to made a cross validation using Scilab, and results were positive. This part will end with a Geometric Cape study, realized in order to quantify the influence of the satellite, and the MCV roll, over the Geometric Shifting. In the second part, we will introduce a guidance law which was not implemented initially, and on which I had to work during the last weeks of the thesis: The City mode. Although this mode is similar to an existing calibration mode, it has its own characteristics I had to take into account. The code for this acquisition mode worked well, but the results were not satisfying, considering the Dazzling problem and the kinematic constraints. Thus new strategies had to be considered, and more particularly the 2-scans mode. This mode brought a lot of satisfactions, but there is still more work to be done. This report ends with a general conclusion about my work and some perspectives which could be considered for future studies. I also present my personal contribution and some encountered difficulties I had to deal with. / Examensarbetet fokuserade på rymduppdraget MicroCarb. Målet med detta uppdrag är att identifiera koldioxidsänkor och -källor på jorden för att kartlägga dem och förbättra kunskapen om deras cykler. För att uppfylla detta uppdrag måste vissa specifika styrningsmoder implementeras för att studera uppdragets genomförbarhet. Detta bestod i att definiera och förfina de algoritmer som användes för att definiera siktningslinjer, genom att implementera nya verktyg och en ny styrning samt studera prestandan när det gäller datainsamling och utifrån begränsningar hos satelliten. Detta uppdrag stöder utvecklingen av vägledningsbiblioteket POLARIS, i dess tidiga fas, som i första hand är avsedd för MicroCarb men som också är avsett att användas i flera kommande uppdrag. Arbetet inleds med en beskrivning av CNES, där examensarbetet utfördes, samt den grupp jag arbetade inom. Därefter presenteras motivation och sammanhanget. Sedan inriktas fokus mot de första elementen jag har arbetat med som en del av de bländande studierna. Spektrometern som används i MicroCarb är mycket temperaturkänslig och måste hållas vid mycket låg temperatur. Således måste den passiva kylmekanismen skyddas mot solljus samt från det ljus som reflekteras från jorden. En klass inom rymdmekanikbiblioteket PATRIUS, kallad Assembly, användes för att modellera satelliten och dess många delar. Därefter utfördes preliminära bländande studier, med fokus på några problem med de olika styrningsstrategier som föreslagits, vilket öppnade nya perspektiv. Dessutom upptäcktes ett problem med en avgörande funktion i siktlinjens räknare. När en korrigerad funktion sammanställts, utfördes en korsvalidering med mjukvaran Scilab, och resultaten var positiva. Denna del avslutas med en geometrisk studie för att kvantifiera påverkan av satelliten och instrumentrullningen på den geometriska skiftningen. Den andra fasen i arbetet var implementering av en ny funktionalitet kallad Stadsläget. Även om det här läget liknar ett befintligt kalibreringsläge, har det egna egenskaper som måste tas hänsyn till. Beräkningskoden för detta läge fungerade bra, men resultaten var inte tillfredsställande utifrån bländningsproblemet och kinematiska begränsningar. Därför beaktades nya strategier, i synnerhet ett nytt skanningsläget med två avskanningar. Detta läge gav bättre resultat, men behöver utvecklas ytterligare. Rapporten avslutas med förslag på fortsatt arbete och personliga reflektioner.

Eye-Sat is a student-designed 3U-CubeSat, to be launched to a sun-synchronous orbit from where it will map the zodiacal light, a faint glare caused by the reflection of Sun on interplanetary dust. Such mission requires an accurate 3-axis attitude control, for which Eye-Sat is equipped with reactions wheels, magnetorquers, magnetometers and a star tracker. The star tracker can only be used for inertial pointing, which confines its use to shooting phases. A solution based on the remaining 3 equipment is proposed for the other mission phases, providing 3-axis pointing with high agility, for ground station tracking, at the cost of a slightly degraded accuracy. The magnetometers and magnetorquers work in closed-loop, while manoeuvres are performed in open-loop by the reaction wheels, which also ensure gyroscopic stabilisation of the spacecraft. Since this design relies on only one sensor, efforts have been put into making it robust to the imperfections of the magnetometers. Robustness to potential changes in the mission or the design has also been taken into consideration. Performance assessments carried out on a preliminary tuning have demonstrated the capacity of this magnetic-based mode to recover 3-axis pointing when exiting the survival mode, to provide a 3-axis pointing accuracy better than 8 deg  in the worst case, and to sustain slews up to 0.87 deg/s in download. / Eye-Sat är en 3U-CubeSat utformad och byggd av studenter. Den ska placeras i en solsynkron omloppsbana där den kommer att kartlägga zodiakljuset, en svag bländning producerad när solens ljus reflekterar på interplanetärt damm. Detta rymduppdrag kräver en precis reglering kring tre axlar och därför är Eye-Sat utrustad med fyra reaktionshjul, magnetspolar för kraftmomentgenerering, magnetometrar och en stjärnsensor. Stjärnsensorn kan endast användas för inertial attitydreglering, vilket begränsar användningen till fotograferingsfaser. En strategi baserad på de återstående regleringsdonen och sensorerna föreslås för de andra rymduppdragsfaserna, vilken ger treaxlig pekning för markstationsspårning, men med något sämre noggrannhet. Magnetometrarna och magnetspolarna arbetar i sluten reglering, medan manövreringen genomförs i öppen reglering med reaktionshjulen, vilka också säkerställer gyroskopisk stabilisering av rymdfarkosten. Eftersom denna utformning är beroende av endast en sensor är det kritiskt att göra den robust mot mätfel hos magnetometern. Robusthet mot potentiella framtida förändringar i utformningen har också beaktats. Prestandabedömningar som gjorts vid en preliminär inställning har demonstrerat att den magnetiska regleringen kan återställa treaxlig pekning när man lämnar den säkra regleringmoden. En treaxlig pekningsnoggrannhet bättre än 8 grader i värsta fall och vinkelhastigheter upp till 0.87 grader/s i nedladdningsfaser.

We propose using grain-of-sand-scale microscopy (1-micrometre resolution) to study the microstructure and composition of planetary material in a fast, in-situ, solid-state device. We have constructed a small and light prototype instrument (100 grams, 0.3 litres) from commercial-off-the-shelf components, targeted for applications in miniaturised robotic exploration, mounted to a robotic arm, or used as a hand-held tool. This microscope employs a programmable LCD aperture to virtually record multiple perspectives, and a dome studded with LEDs surrounding the sample to control illumination. With this prototype microscope we have captured rich and intuitive raw images for a human observer, and reconstructed 3D surfaces and photometric properties of the samples. The broad applicability of this method is demonstrated by integration into a novel exploration concept in which sensor projectiles are launched from a rover into inaccessible environments. Our microscope can there deliver 3D-maps of the surfaces they encounter and extract relevant morphological properties. Our prototype device is evaluated using a range of lunar and planetary simulants. We argue that this microscope delivers large scientific value on its own, and context for other instruments, with small resource requirements similar to those of a camera alone. / Vi presenterar en metod där mikroskopi med mikrometerupplösning används för att studera mikrostruktur och sammansättning på ytan av planeter. En liten och lätt prototyp (ca. 100 gram, 0.3 liter) av detta mikroskop konstrueras av kommersiellt tillgängliga komponenter och utan rörliga delar. Det är speciellt anpassat för applikationer inom robotik eller som ett handhållet instrument. Mikroskopet använder en programmerbar LCD-apertur för att virtuellt fånga bilder från flera perspektiv samt en kupol med lysdioder för att styra belysningen av provet. Med denna prototyp har vi genererat detaljrika och intuitiva rådata för människor samt implementerat metoder för att rekonstruera 3D-formen och de fotometriska egenskaperna hos provet. Vi understryker användbarheten genom att integrera prototypen i ett nytt koncept för utforskning av planeter, där instrumentet monteras i projektiler som avfyras från en strövare till annars oåtkomliga platser. Därifrån levererar vårt mikroskop 3D-formen samt relevanta morfologiska data om den ytan som påträffas. Vi utvärderar metoden vidare med en uppsättning material som liknar regolit från Månen respektive Mars. Vi anser att denna metod levererar stort vetenskapligt värde samtidigt som den har små resursbehov liknande en enkel kameras.

Asteroid mining is expected to become reality in the near future. The first step is to redirect an asteroid to a stable Earth orbit so that mining technologies can be demonstrated. Detumbling of the asteroid is one of the important steps in asteroid redirection missions. In this thesis, a preliminary lander CubeSat design is suggested for a small asteroid detumbling mission. The candidate asteroid for the detumbling mission is chosen to be 2014 UR, an Arjunatype asteroid with an estimated diameter ranging from 10.6 to 21.2 m. Due to the small size of the asteroid, the landing must be performed with an active control method after which the spacecraft must be firmly anchored to the asteroid. By using the multi-criteria decision making method PROMETHEE, the microspine gripper is chosen as the most suitable anchoring mechanism. Three main mission drivers are identified during the design process: data-flow between the lander and the mothership, Delta-V budget and pointing accuracy. The Delta-V required for landing on the asteroid and despinning it is estimated to be 10 m/s and 0.15 m/s at most, respectively. The uncertainty with the despinning Delta-V is due to varying estimates of the size of the asteroid. The required minimum pointing accuracy is estimated to be 6 degrees. The preliminary lander CubeSat design can be largely realised with commercial off-the-shelf components suggested in this work. Only some of the components have to be custom built or the technologies further developed. It is shown that a CubeSat lander is not able to detumble an asteroid that is rotating fast around multiple axes. However, if the considered asteroid is rotating around a single axis with a rotational period of 2.4 hours, it is be possible to despin it by spending just 1.5 kg of propellant. The suggested lander is a 12U CubeSat with an overall mass of 15 kg and power consumption of 65 W. / Gruvdrift på asteroider förväntas att bli verklighet inom en snar framtid. Det första steget är att omdirigera en asteroid till en stabil omloppsbana runt jorden så att gruvteknik kan demonstreras. Bromsning av asteroidens tumlande är en av de viktigaste stegen i ett rymduppdrag där en asteroid ska omdirigeras. I detta examensarbete föreslås en preliminär asteroidlandare baserad på CubeSat-teknik för ett rymduppdrag där en asteroid ska omdirigeras. En asteroid av Arjuna-typ, 2014 UR, med en diameter på mellan 10.6 och 21.2 m är vald som kandidat för rymduppdraget. På grund av att asteroidens är relativt liten till storlek måste landningen utföras med en aktiv reglermetod och rymdfarkosten måste förankras till asteroiden. Med hjälp av en beslutsmetod utifrån flera mål, PROMETHEE, identifierades förankringsmetoden “mikro-ryggrads-gripare” som den mest lämpliga. Tre huvuduppgifter för rymduppdraget identifierades under designprocessen: dataflöde mellan landaren och moderfarkosten, Delta-V-budgeten och peknoggrannheten. Delta-V som krävs för landning på asteroiden uppskattas att vara högst 10 m/s. Bromsningen av tumlandet kostar högst 15 m/s. Osäkerheten med Delta-V för bromsning av tumlandet beror på olika uppskattningar av asteroidens storlek. Den nödvändiga minsta peknoggrannheten uppskattades vara 6 grader. Utformningen av landaren, baserad på CubeSat-teknik, använder till största delen komponenter som finns på hyllan, s.k. commercial-off-the-shelf. Det visas att en CubeSat-landare inte kan bromsa tumlandet för en asteroid som roterar snabbt kring flera axlar. Om den valda asteroiden roterar runt en axel med en rotationsperiod på 2.4 timmar, är det möjligt att bromsa tumlandet med endast 1.5 kg drivmedel. Den föreslagna landaren är en 12U CubeSat med en total massa på 15 kg och strömförbrukning på 65 W.​

Inom en snar framtid är det troligt att privata, kommersiella rymdflygningar är möjliga, där passagerarna inte kommer att vara utbildade astronauter och, till majoriteten, troligtvis äldre. Dessa personer kommer att utsättas för höga G-krafter vilket utan avancerad träning medför risker som inte beaktats i detalj tidigare. Accelerationsprofilerna för de två rymdfarkoster som just nu utvecklas kommersiellt var analyserade utifrån officiellt tillgänglig data. Videoanalys utfördes utifrån filmer av testflygningar och mänskliga centrifugtester användes för att få fram individuell data. Dessa var sedan kombinerade för att få fram accelerationsprofiler för båda farkosterna. Baserat på dessa profiler och de maximala G-krafterna som uppnåddes analyserades de möjliga riskerna för passagerarna utifrån ett medicinsk perspektiv. / With the advent of private commercial suborbital spaceflight, a new demo-graphic of untrained individuals will begin to travel to space. These individuals are exposed to high levels of G-forces, resulting in medical considerations which are not a normal factor with high performance fighter pilots or astronauts.The acceleration profiles of the Virgin Galactic and Blue Origin spacecraft were obtained from publicly available data. Video analysis was performed on footage of spacecraft test launches and human centrifuge tests to obtain individual data sets. These data sets were used to develop the acceleration profiles for both spacecraft. Based on the spacecraft’s acceleration profiles and peak G-forces, medical conditions were investigated and considered to identify potential risks that may affect the passengers, particularly the elderly.

This thesis treats an error propagation analysis used to estimate the uncertainty of the aerodynamic coefficients. The propagation methods used in this analysis are a Taylor Series Method and a Monte Carlo Method. The Taylor Series Method uses the partial derivatives of each input variable whereas the Monte Carlo Method uses random and repeated samples from the probability density function of each variable. By comparing the results obtained by the different methods, the results can be validated. Coverage intervals with a coverage probability of 95% are calculated along with the percentage contribution each input variable has on the expanded uncertainty. The results showed that the uncertainty of the coefficients varied between 10% and 20% and negligible differences between the methods were observed. More accurate measurements of the dynamic pressure and the position of the center of gravity are needed in order to decrease the uncertainty.

The main purpose of this project, at Safran Electronics & Defense, Mantes-La-Ville, France, was to write the manual of activities of the Supply Chain. This manual gathers all the documents needed to explain the operation of the unit and was created at the request of the quality management. After sorting out all the existing documents, the obsolete ones were deleted, the useful ones set in order and some new documents were written. The result of this work is a document containing a description of the management, organization chart, rituals, indicators, and methods of operating and the procedures of the Supply Chain unit. In the meantime, several side projects about lean management were led during this mission: a 5S methodology applied on the desktop folder of the Supply Chain, the creation of a MOOC about logistics and the reorganization of the reception part. / Huvudsyftet med detta projekt, has Safran Electronics & Defense, Mantes-La-Ville, Frankrike, var att skriva en handbok om Supply Chains verksamhet. Denna handbok samlar alla dokument som behövs för att förklara enhetens funktion och skapades på begäran av kvalitetshanteringen. Efter att ha sorterat ut alla befintliga dokument, raderades de föråldrade, de användbara sattes i ordning och några nya dokument skrevs. Resultatet av detta arbete är ett dokument som innehåller en beskrivning av hantering, organisationsschema, ritualer, indikatorer, arbetssätt och förfaranden i Supply Chain-enheten. Under tiden bedrevs flera sidprojekt om Lean management under detta uppdrag: en 5S-metodik som användes på skrivbordsmappen i Supply Chain, skapandet av en MOOC om logistik och omorganisationen av mottagningsdelen.

This thesis presents a way to maximise the photographic coverage of Phobos, one of the two Martian moons, as part of the space mission Mars Moon eXplorer. This coverage is performed by the French hyperspectral imager MacrOmega, and two criteria are selected: the area covered and the resolution of the pictures. The approach considered is a greedy algorithm, and elements of basic theory are provided. This greedy approach is compared to a chronological algorithm, whose results were already approved for the mission. / Detta examensarbete presenterar ett sätt att maximera den fotografisk täckningen av Phobos, som är en av Mars två månar, som en del av rymduppdraget Mars Moon eXplorer. Den fotografiska täckningen ska utföras av den franska hyperspektralavbildaren MacrOmega, och två kriterier har valts ut: (i) området som omfattas samt (ii) bildens upplösning. Metoden som testas är en girig algoritm och baselementen i algoritmen presenteras. Den giriga algoritmens resultat jämförs med resultat från en kronologisk algoritm, vars resultat redan godkänts för uppdraget.

This work has as an objective to structure the content of a course on Attitude determination methods, part of an Aerospace Engineering Master program. A selection of books, papers, theses, web sites and films was reviewed to identify the most relevant topics within the areas of Static and Dynamic Attitude Determination and the ways to present them in a educational context. Theory is presented in a simplified way and examples were gathered to illustrate the theoretical part.  Finally, a discussion is carried out on the main learning goals and challenges, required time for instruction and exercises and suggestion for a grading system.​ / Detta arbete har som mål att strukturera innehållet i en kurs om Attitydbestämningsmetoder inom flyg- och rymdteknikmastersprogram. Ett urval av böcker, artiklar, avhandlingar, webbsidor och filmer granskades för att identifiera de mest relevanta ämnena inom statisk och dynamisk attitydbestämning och de olika sätten att presentera dem i ett utbildningssammanhang. Teorin presenteras på ett förenklat sätt och några exemplar visas för att illustrera den teoretiska delen. Avslutningsvis, diskuteras de huvudsakliga lärandemålen, nödvändig handledning och övningstid, samt betygsättning.