The aeronautical industry has always strived towards weight-efficient structures since they improve aircraft performance, enable more fuel or payload, reduce cost of manufacturing and operating the aircraft, and reduce the fuel consumption and emissions. Modern airframes are often built in materials with high strength-toweight and stiffness-to-weight ratio, such as aluminium or fibre composites. Fibre composite materials are becoming increasingly common, requiring bolted joints between composite and aluminium parts. Bolted joints are often weak points in the structure, and understanding their mechanical properties in terms of stiffness and strength is of great importance for designing aircraft that are safe to fly.  The aim of the research presented in this licentiate thesis is to improve the understanding of shear-loaded, composite–aluminium, bolted joints in terms of structural compliance, deformation, load distribution, strength and failure, by performing experiments and developing simulation models that describe those experiments.  Experiments are performed where the optical digital image correlation (DIC) technique is used to measure the deformation of the test specimen surface during quasistatic load application until specimen failure. The DIC method enables more detailed deformation measurements compared to traditional methods. Data processing algorithms for noise reduction of DIC measurement data are developed and the results are used in a novel way to detect beginning bearing damage within the material by observing the specimen surface.  The experimental DIC data is used for adapting models, where the goal is to create a structural element that represents a fastener. A structural element is computationally efficient and suitable for implementation in large scale models of airframe structures in an industrial context. A model is proposed and the selection of parameters for this model are investigated. The parameters are identified by fitting to experimental data.  This licentiate thesis is divided into two parts, where the first part gives an introduction and background to the research, while the second part consists of two appended papers. / <p>Further financed by Saab AB</p>

No description available.

This thesis presents the work I have accomplished during my 6 months internship in Altran Research more precisely inthe Space Innovation Unit in Cannes, France. This period as trainee was also the conclusion of the double degree program I followed in Aerospace Engineering at KTH, the Royal Institute of Technology of Stockholm, Sweden. This report details every Space Safety related projects in which I have been involved. Every topic is related to the management of low earth orbit satellites disintegration during their atmospheric re-entry. Nowadays orbital pollution has pushed national space agencies to take the lead on space debris mitigation. There are currently more than twenty thousand objects of more than 10 cm constantly tracked from ground to avoid collision within-progress missions. This is implying expensive avoidance manoeuvres thus equipment and budget associated. Items shorter than 10 cm are even more numerous and they cannot be seen from ground so they are estimate by models. The debris population is threatening future missions and even launches if nothing is done to prevent/reduce the debrisformation. To avoid this catastrophic scenario, space agencies have developed and financed projects to prevent and reduce debris creation. In the meantime, risk on ground must be reduced to limit population injuries from falling object. Now satellites are designed/retro-designed to demise more, and in known ways, during uncontrolled re-entry. Software are also currently developed to simulate more precisely the complex aerothermal phenomenon of ablation duringatmospheric re-entry. / Detta examensarbete presenterar mitt arbete under en sex månader lång praktik på Altran Research och deras SpaceInnovation Unit i Cannes, Frankrike. Rapporten beskriver de rymdsäkerhetsprojekt jag arbetade med, alla relaterade tillutformning av satelliter i låg jordbana för effektivare sönderfall vid deras atmosfärsåterinträde. Nedskräpning av jordbanor har tvingat nationella rymdstyrelser att ta initiativ för att lindra rymdskrotsproblematiken. Idag spåras banorna för fler än tjugo tusen objekt med en storlek större än 10 cm för att förhindra kollisioner med aktiva satelliter. Detta betyder att dyra undanmanövrar måste göras, vilket påverkar satelliternas utrustning och rymduppdragens budget. Objekt mindre än 10 cm är ännu fler till antalet och de kan inte spåras från jorden. Istället används modeller för att uppskatta deras antal. Rymdskrotspopulationen hotar framtida rymduppdrag och uppskjutningar om ingenting görs för att förhindra eller reducera tillväxen av rymdskrot. För att undvika detta katastrofscenario så har rymdstyrelser utvecklat och finansierat projekt för att förhindra och reducera att nytt rymdskrot skapas. Samtidigt måste risken för att rymdskrot faller ned på marken reduceras för att begränsa skador på människor och egendom. Nuförtiden utformas satelliter för att falla isär och helt och hållet förbrännas vid ett okontrollerat återinträde i atmosfären. Mjukvaror håller på att utvecklas för att mer precist kunna simulera komplex aerotermiska processer och ablationen av material vid atmosfäriskt återinträde.

Simulations of subsonic turbulent coaxial hot jets were conducted on two types ofunstructured grids within the framework of STAR-CCM+. The study case is based on atypical airliner turbofan engine model with a core nozzle and a fan nozzle, having a bypassratio of five. The two meshes used are a polyhedral one, suitable for complex surfaces, and atrimmed one mainly made of hexahedral cells. The sensitivity of the study case to variousinputs is attested using second and third order upwind schemes, modelling turbulence with aSST k-omega model. The project proves to be a valid feasibility study for a steady-statesolution on which an aeroacoustic analysis could be based in future works.

The ADCS concept in MIST reects the limitations of the CubeSat in terms of space, power and onboard computer computational capability. The control is constrained to the use of only magnetic torquers and the determination to magnetometers and Sun sensors in spite of the the under-actuation and underdetermination during eclipses. Usually small satellites with a similar ADCS and demanding requirements fail, therefore MIST would be a design reference for this kind of concept in the case it succeeds. The objectives of this thesis work are the feasibility assessment of the concept to meet the nominal requirements in MIST and the consideration of alternatives. Firstly, the importance of gravitational stabilization and di erent congurations for the inertial properties are analyzed based on the linear stability regions for nadir pointing spacecraft. Besides, extended stability regions are derived for the case when a momentum wheel is used to consider alternative options for passive stabilization in terms of the inertial properties. Then a controller based on the Asymptotic Periodic Linear Quadratic Regulation (AP LQR) theory, the currently most extended and e ective for pure magnetic control in small satellites, is assessed. Also a Liner Quadratic Regulator design by means of numerical optimization methods, which has not been used in any real mission, is considered and its performances compared with the AP LQR. Regarding attitude determination a Linear Kalman Filter is designed using the AP LQR theory. Finally, a robustness analysis is conducted via Monte Carlo simulations for those control and determination strategies. / Systemet for attitydstyrning och -bestamning i nanosatelliten MIST reekterar sma satelliters begransningarna i utrymme, elkraft och omborddatorkapacitet. Regleringen ar begransad till styrning med magnetspolar som genererar kraftmoment. For attitydbestamningen anvands magnetometrar och solsensorer trots under-manovrering och -bestamning vid solformorkelse. Vanligtvis misslyckas sma satelliter med liknande reglersystem och hoga krav, sa om MIST lyckas skulle den bli ett referenskoncept. Malen med detta examensarbete ar att utfora en genomforbarhetsstudie av ett reglerkoncept for att mota de nominella kraven for MIST samt undersoka av alternativa reglersystem. E ekten av gravitationsstabilisering och olika masstroghetskongurationer har analyserats med hjalp av linjariserade stabilitetsregioner for en nadirpekande satellit. Stabilitetsregionerna forstoras da ett roterande hjul infors i ett alternativt stabiliseringskoncept eftersom det roterande hjulet paverkar de e ektiva masstroghetsmomentet. Regleringsalgoritmen som utvarderats i detta arbete ar baserad pa teorin om Asymptotisk Periodisk Linjar Kvadratisk Regulering (AP LKR), den som ar mest anvand samt e ektiv for ren magnetisk styrning av sma satelliter. En utformning av ett koncept baserat pa Linjar Kvadratisk Reglering med numerisk optimering, vilket inte tidigare verkar anvants for ett riktigt rymduppdrag, har undersokts och jamforts med AP LKR-regleringen. Nar det galler attitydbestamningen sa har ett linjart Kalmanlter utformats for AP LKR-regleringen. Slutligen sa har en robusthetsanalys gjorts genom Monte Carlo-simuleringar for styrnings- och bestamningsstrategierna. / El concepto para el ADCS en MIST reeja las limitaciones de los CubeSats en cuanto a espacio, potencia y capacidad computacional del ordenador a bordo. El control esta restringido al uso de solo magnetopares y la determinacion a magnetometros y sensores de Sol a pesar de la imposibilidad de actuacion segun todos los ejes y el conocimiento incompleto en actitud durante eclipses. Normalmente peque~nos satelites con un ADCS similar y exigentes requisitos fallan, por la tanto MIST sera una referencia de dise~no para este tipo de concepto en el caso de que tenga exito. Los objetivos de este trabajo n de master son la evaluacion de la viabilidad del concepto para cumplir los requisitos nominales en MIST y la consideracion de alternativas. Primero, la importancia de la estabilizacion gravitacional y diferentes conguraciones para las propiedades masicas son analizadas en base a las regiones de estabilidad lineales para vehculos espaciales apuntando segun nadir. Ademas, regiones de estabilidad extendidas son deducidas para el caso en el que una rueda de momento es usada con el n de considerar opciones alternativas de estabilizacion pasiva en terminos de las propiedades masicas. Despues un controlador basado en la teora del Asymptotic Periodic Linear Quadratic Regulation, el actualmente mas extendido y efectivo para control magnetico puro en peque~nos satelites, es evaluado. Tambien un dise~no de LQR por medio de metodos de optimizacion numerica, el cual no ha sido usado en ninguna mision real, es considerado y sus prestaciones comparadas con el AP LQR. En relacion a la determinacion de actitud un Linear Kalman Filter es dise~nado usando la teora del AP LQR. Finalmente, un analisis de robustez es llevado a cabo a traves de simulaciones de Monte Carlo para esas estrategias de control y determinacion.

During the aircraft's ight, the control surfaces that enable the aircraft to perform the required maneuvers and the actuator that control them have to withstand loads. Those loads will a ect the actuators lifetime and that is why it is very important to be able to predict their amplitude in order to make sure the actuators will last long enough and be ecient enough during the aircraft lifetime. Duty cycles are thus computed in order to compute the actuators fatigue severity and endurance criteria. The problem is that during the design of a new aircraft, duty cycles generation is very long process. The aim of this thesis it to predict the evolution of actuators fatigue with respect to design parameters in order to reduce computation time during incremental aircraft design.

In today's procedures of bus development in Scania CV, physical tests are the most common and reliable source of confirmation for new concepts. As of now, the majority of the physical tests are conducted in various places around the globe such as Spain, Brazil, and Sweden in order to subject the buses to various climates and environments. Naturally, these tests around the globe demand a lot of resources and are very time-consuming leading the bus development department to look for alternative ways of confirmation for these tests. An alternative to testing is in the eld of Computational Fluid Dynamics (CFD), by using 3D models to simulate in order to save resources and time. Today, the method of simulating using CFD is becoming more frequent in the development phase. However, it needs improvements. The purpose of this master's thesis is to develop a method in which the application of CFD can be successfully relied upon, by identifying a set of boundary conditions used as initial data for the CFD simulation. The boundary conditions in this project are the driving conditions and the surface temperatures of the heat sources inside the engine compartment. Initially, a physical test is conducted, in which the surface and surrounding temperatures are measured. Surrounding temperatures will act as a comparison between the physical tests and the simulations. Once the boundary conditions have been measured through physical tests, the data acquired is then used for the simulation as initial values. The goal is to achieve a maximum of10% difference between the results of the physical test and those of the simulations. From the final results, the difference between the physical tests and the simulations is 24% for one of the driving conditions which is considered the best case. However, the results are an improvement compared to the old method used currently by Scania. The method developed in this masters thesis shows an improvement of 21% compared to the old method for the same driving condition which implies a step in the right direction for reliable simulations. / Gällande dagens industriella utveckling av bussar på Scania CV, läggs det mycket tyngd och förlitan på fysiska tester.  De anses vara väldigt pålitliga när nya koncept ska utvecklas och verifieras. Idag  görs  majoriteten  av  de  fysiska  testerna  på  olika  platser  runt  om  i  världen  så  som  Spanien, Brasilien och Sverige.  Detta görs för att bussarna ska kunna utsättas för olika klimat och miljöer. Naturligtvis, så krävs det mycket resurser och tid för att kunna utföra dessa tester vilket leder till att avledningen för bussutveckling på Scania bestämt sig för att hitta alternativa metoder för att kunna  utvärdera  sina  koncept.  En av dessa metoder är att simulera flödesbilden i ett  motorrum med hjälp av Computional Fluid Dynamics. Vilket leder till att företaget sparar resurser och tid. I skrivande stund används CFD för utveckling av motorrumsflödet mer och mer men resultatet är opålitlig på grund av osäker indata. Syftet med det  här  examensarbetet är att utveckla  en  metod  där tillämpningarna av CFD kan utnyttjas och är  tillförlitlig.  Detta  görs genom att  identifiera  randvillkor som  används till simueringarna. Randvillkoren  baseras på yttemperaturerna av  värmekällorna i motorrummet och körfältet som bussen körs i. För att  bestämma  randvillkoren utförs ett antal fysiska tester där yttemperaturer och omgivningstemperaturer mäts med hjälp av termosensorer, där omgviningstemperaturerna kommer att användas för att jämföra de fysiska testeterna med simuleringarna. Mätningar  som  görs under fysiska tester används sedan för att bygga upp en modell och simulera bussen i en CFD program- vara. Målet med projektet är att kunna uppnå max 10% skillnad mellan det fysiska testet och simuleringarna, vilket visas vara en tuff utmaning. Det slutgiltiga resultatet visar en skillnad på 24% mellan det fysiska testet och simuleringen vilket är  det  bästa resultatet av alla körfall.  Dock, så visar resultaten en förbättring  jämfört med den gamla metoden som  används idag på Scania. Den nya framtagna metoden visar en förbättring med 21% gentemot den gamla metoden för samma körfall, vilket visar att ett steg i rätt riktning har gjorts för att simuleringarna ska anses vara förlorbara.

This paper, written at Safran Electronics &amp; 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.