This volume covers the phases from design to manufacturing of a wind tunnel testsupport structure for a conceptual blended wingbodyUAV designed by KTH GreenRaven Project students. The innovative aircraft design demonstrates sustainabilitywithin aviation by utilizing a hybrid electricfuelcell propulsion system. The windtunnel test to be conducted at Bristol University will produce data to evaluate theaerodynamic properties of the model for design verification. The wind tunnel modelis a smallscaled1.5mspanmodel supported by struts that change the pitch andyaw angles during testing. An external force balance provided by Bristol Universitymeasures the loads and moments experienced by the model. The main requirementsfor the structure are to withstand the aerodynamic loads imposed by the model andto change the model’s orientation while maintaining wind speed during the test. Themaximum aerodynamic loads were provided in a matrix, the largest of which was usedas the load condition for the support equating to a 512N lift at 14◦ AOA. Trade studieswere conducted to determine the mechanisms to satisfy the requirements while stayingwithin budget. The chosen design for the support structure includes a circular baseplate constrained by a locking ring with positioning pins to change the yaw angle. Themain strut is mounted at the the center of the circular base plate. A hinge bracketat the top of the strut interfaces with another hinge bracket within the model viaa clevis pin. An electric linear actuator mounted downstream of the main strut isused to vary the pitch angle, with the center of rotation at the clevis pin. Once thedesign was finalized, finite element analysis was done to verify the structural stabilityof the design. The FEA results were compared to EulerBernoulliapproximations fordeflection. Manufacturing of the components was outsourcedwhile assembly andprogramming of the actuator was done inhouse. / Det här examensarbetet är en del av ett projekt som omfattar processen från designtill tillverkning av en vindstunnelstödstruktur för en konceptuell UAV av typenflygande vinge, designad av KTH Green Raven Projectstudenter.Den innovativaflygplanskonstruktionen visar hållbarhet inom flygindustrin genom att användahybridbränsleceller som framdrivningssystem. Vindtunneltest som genomförs vidBristol University kommer att producera data för att utvärdera de aerodynamiskaegenskaperna hos modellen för verifiering av designen. Vindtunnelmodellen är ennedskalad modell på 1,5 m som stöds av stag som ändrar anfallsochgirvinklarnaunder testningen. En extern mätsond från Bristol University mäter de krafter ochmoment som modellen utsätts för. De viktigaste kraven för konstruktionen är attmotstå de aerodynamiska lasterna som modellen påför och att ändra modellensorientering samtidigt som vindhastigheten bibehålls under testet. De maximalaaerodynamiska belastningarna tillhandahölls i en matris; varav den största användessom lastfall för stödet motsvarande en 512N lyftkraft vid 14◦ anfallsvinkel. Jämförandestudier genomfördes för att bestämma mekanismerna för att uppfylla kraven samtidigtsom de låg inom budgeten. Den valda konstruktionen för stödkonstruktionenbestår av en cirkulär basplatta som fixeras med hjälp av en låsring, och som harpositioneringsstift för att ändra girvinkeln. En huvudstång är monterad i mitten avbasplattan upp till ett gångjärnsfäste i modellen. Bakom detta sitter ett linjärt ställdonsom dras ut och skjuts ihop för att ändra modellens attityd med rotationscentrum viddet övre fästet på huvudstaget. När designen slutfördes gjordes en finit elementanalysför att verifiera dess strukturella stabilitet. FEAresultatenjämfördes med EulerBernoulliuppskattningarför utböjning. Tillverkningen av komponenterna överlätstill extern part, medan monteringen och programmeringen av ställdonet gjordesinternt.

This report presents the first steps of development aiming towards making, the open-source aeroelastic code, GEBTAero flight dynamics capable. The implementation was done partly in the Fortran code and part in the GEBTAero Python API with the objective of reusing as much of the existing code as possible with as little substantial architecture modification. The added capacities include the widening of the purview of the software to take into account beam assembly arranged in a plane-like structure, a trim function for the steady level flight was also implemented and the twelve degree of freedom flight mechanics system of equations was introduced in the algorithm. In this short time, unfortunately, few tests were performed fully but important foundation work giving preliminary results was carried out. This includes the verification of the structural modes simulation as well as several bug and inacuracy fixes. / Den här rapporten presenterar de första utvecklingsstegen som syftar till att göra, öppen käll aeroelastisk koden, GEBTAero flygdynamik kapabel. Implementeringen gjordes dels i Fortran-koden och dels i GEBTAero Python API med målet att återanvända så mycket av den befintliga koden som möjligt med så lite väsentlig arkitekturändring. De tillagda kapaciteterna inkluderar utvidgningen av programvaransräckvidd för att ta hänsyn till strålmontering anordnad i en flygplansliknande struktur, en “trim” funktion för jämn nivåflygning implementerades också och de tolv frihetsgraderna flygmekanik system av ekvationer introducerades i algoritmen. Under denna korta tid utfördes tyvärr få tester helt men viktigt grundarbete med preliminära resultat utfördes. Detta inkluderar verifiering av strukturlägen simulering samt flera korrigeringar av fel och felaktigheter.

This thesis deals with the design process of a tensile test specimen geometry with the intention that the specimen will show failure in a shear band during a tensile test. The triggered shear band is linked to a characteristic length lc, which is required for a nonlocal approach to continuum damage mechanics that predicts the life expectancy of a combustion chamber independent of the FEM mesh size. To predict if a specimen will fail in the preferred manner, numerical simulations have been performed and were analysed with the newly defined failure-in-shear-band indicator. Ductile failure modes and the fracture process depend strongly on the stress state. Therefore the indicator is formulated as a function of the Lode parameter and the stress triaxiality. Several double-notched bar specimens have been designed with different notch radii and notch depths. The failure-in-shear-band indicator implies promising values for a small notch radius and larger notch depth. Tensile tests were performed on four specimens which successfully failed in a shear band. Furthermore, a first statement on the magnitude of the characteristic length of CuAgZr is given. / Detta arbete behandlar designprocessen för en dragprovstavskonfiguration framtagen för att uppvisa brott i ett skjuvband under draghållfasthetsprovning. Initiering av skjuvbandet är kopplat till en karakteristisk längd lc, som krävs för att kunna använda en icke lokal metod för att analysera kontinuerlig skademekanik oberoende av maskstorleken i den numeriska modellen. Metoden är utvecklad för att kunna uppskatta den förväntade livslängden för en förbränningskammare. För att förutsäga om ett provobjekt kommer att gå sönder på det sätt som önskashar datorsimuleringar utförts och analyserats med den nyligen definierade indikatorn för skjuvbrott. Plastisk deformation, och så småningom brott, är starkt beroende avspänningstillståndet. Indikatorn är därför formulerad som en funktion av en s.k. Lode parametern och det treaxliga spänningstillståndet. Flera provstavsgeometrier har utformats med dubbla brottanvisningar vars radie och storlek varierats. Indikatorn för skjuvbrott ger lovande värden för små radier och ett större anvisningsdjup. Draghållfasthetsprovning utfördes på fyra provkroppar som uppvisade önskat skjuvbrott. Dessutom erhölls en första indikation om storleken på den karakteristiska längden för CuAgZr.

In the present work, two numerical tools are under scrutiny. Both were made to study the atmospheric re-entry of a spacecraft: DEBRISK computes the trajectory and the survivability of the spacecraft as well as its fragments, and ELECTRA calculates the trajectory of the spacecraft and its fragments, as well as the associated on-ground risk of human casualty. However, they differ in some of their functionalities and their physical models, leading to a difference in the trajectories, thus in the impact points locations for the same spacecraft. This work has multiple purposes. First, the influence of several simulation parameters are studied in both tools in order to determine a correction law for the trajectory of the spacecraft in ELECTRA, making it imitate the DEBRISK trajectory. To do so, a large dataset is built then manipulated, and a verification process is realised to quantify the accuracy of the correction law. Successive iterations of the method show a decent improvement in the ELECTRA trajectory, yet uncertainties around the correction and the low applicability of the law lead to try a new promising method based on a live data reading of the flight parameters from DEBRISK to ELECTRA. Finally, the influence of the shielding of the buildings on the human casualty risk computation, symbolised by a protection coefficient in ELECTRA is studied. Results show that considering this, protection coefficients can multiply up by five the risk of casualty. A technical documentation was written for potential future works on the same subject. / I detta arbete studeras två numeriska verktyg som utformats för att studera det atmosfäriska återinträdet av en rymdfarkost: DEBRISK beräknar rymdfarkostens bana och överlevnadsförmåga såväl som dess fragment, och ELECTRA beräknar rymdfarkostens bana och dess fragment, samt tillhörande risk för olycksfall på marken. De skiljer sig åt i vissa av sina funktioner och sina fysiska modeller, vilket leder till skillnader i banorna, alltså i nedslagspunkterna för samma rymdfarkost. Detta arbete har flera syften. Först studeras påverkan av flera simuleringsparametrar i båda verktygen för att bestämma en korrigeringslag för rymdfarkostens bana i ELECTRA, vilket gör att den imiterar DEBRISK-banan. För att göra detta byggs en stor datamängd som sedan manipuleras, och en verifieringsprocess realiseras för att kvantifiera korrigeringslagens korrekthet. Successiva iterationer av metoden visar en viss förbättring av ELECTRA-banan, men osäkerhet kring korrigeringen och den låga tillämpligheten av lagen leder till att en ny lovande metod, baserad på en direkt dataavläsning av flygparametrarna från DEBRISK till ELECTRA, provats. Slutligen studeras inverkan av avskärmningen av byggnaderna på riskberäkningen av mänskliga olyckor, symboliserad med en skyddskoefficient i ELECTRA. Resultaten visar att med tanke på detta kan skyddskoefficienter multiplicera upp med en faktor fem risken för olyckor. En teknisk dokumentation skrevs för potentiella framtida arbeten om samma ämne.

As the average temperature on Earth keeps rising and becoming a greater threat to life on Earth, several methods has been proposed to mitigate the effects of elevated temperatures or to lower the Earth's average temperature drastically. One suggestion is a solar sail shade that blocks a portion of the incoming sunlight. There are several difficulties to overcome for such a mission and a demonstrator has been proposed to show the feasibility of solar sail shading.This paper is a study of the space radiations interaction with solar sail membrane, in literature and with calculations of the radiation environment with the aim to investigate the feasibility of the demonstrator.The findings of this paper is that there is not enough to show that the mission will be successful, however it is feasible. The major difficulties are the temperature dependence and the still unknown reaction that thin material, the solar sail membrane, has with the space environment. The core interaction for a solar sail membrane is of an energy level range that has not been relevant in other fields, protons with energy less than 10 keV specifically, thus there is a lack of knowledge in the desired energy range. / Med Jordens ökande medeltemperatur har flera nationer på Jorden presenterat metoder för att reducera medeltemperaturen.Ett förslag är att skicka flera solsegel mellan Jorden och Solen för att blockera en del av det inkommande ljuset. Det finns flera utmaningar med detta förslag. För att undersöka om solsegel är en möjlig lösning så har en så kallad ”demonstrator” skapats. Syftet med ”demonstratorn” är att undersöka om lösningen är genomförbar.För att undersöka huruvida det är möjligt att fullgöra ”demonstratorns” uppdrag har rymdstrålningens interaktion med solseglets membran undersökts med hjälp av litteratur samt beräkningar.Slutsatsen är att det behövs mer information för att visa huruvida "demonstratorn" kommer klara det tänkta uppdraget. Den samlade informationen tyder än så länge på att uppdraget går att genomföra. Bland de större svårigheterna finns dels temperaturberoendet på väte-reaktionerna dels att reaktionen mellan solsegel och rymdstrålningen fortfarande är relativt okänd. Den aktuella interaktionen på solseglet ligger inom ett intervall av energinivåer som tidigare inte varit relevanta att undersöka. Detta gäller exempelvis protoner med energinivåer som understiger 10 keV. Därför saknas idag kunskap effekterna på solseglet inom de aktuella energinivåerna.

The automation of airfoil design process is an ongoing effort within the field of turbo-machinery design, with significant focus on developing new reliable and consistent methods that can meet the needs of the engineers. A wide variety of approaches has been in use for inverse airfoil design process which benefit from theoretical inverse design, statistical methods, empirical discoveries and many other ways to solve the design problem. This thesis work also develops a tool in Python to be used in airfoil aerodynamic design process that is simple, fast and accurate enough for initial design of turbo-machinery blades with focus on turbine airfoils used for operation in aircraft engines. To convey the decision-making process during development a simplified case is presented. The underlying considerations are discussed. Other available methods in the literature used for similar problems, are also evaluated and compared to demonstrate the advantages and limitations of the methods used within the tool. The inverse design problem is formulated as a multi-objective optimization problem to handle various different objectives that are relevant for aerodynamic design of turbo-machinery airfoils. Test runs are made and the results are discussed to assess how robust the tool is and how the current capabilities can be modified or extended. After the development process, the tool is verified to be a suitable option for real-life design optimization tasks and can be used as a building block for a much more comprehensive tool that may be developed in the future. / Automatisering av processen för design av vingprofiler kräver fortlöpande insatser inom området turbomaskindesign, med stort fokus på att utveckla nya tillförlitliga och konsekventa metoder som kan tillgodose ingenjörernas behov. Ett stort antal olika tillvägagångssätt har provats för omvänd design av vingprofiler såsom teoretisk invers design, statistiska metoder, empiriska upptäckter och många andra sätt att lösa designproblemet. Detta avhandlingsarbete är också ett lyckat försök att utveckla ett verktyg i Python som ska användas i den aerodynamiska designprocessen; det är enkelt, snabbt och noggrant för den initiala designen av turbomaskinblad med fokus på turbinblad som för användning i flygmotorer. För att förmedla beslutsprocessen under utvecklingen presenteras ett förenklat fall. De underliggande övervägandena diskuteras. Andra tillgängliga metoder i litteraturen som används för liknande problem utvärderas och jämförs för att visa fördelarna och begränsningarna med de metoder som används i verktyget. Det omvända designproblemet formuleras som ett multi-objektivt optimeringsproblem för att hantera olika mål som är relevanta för aerodynamisk design av turbomaskiner. Testkörningar görs och resultaten diskuteras för att bedöma hur robust verktyget är och hur de nuvarande funktionerna kan modifieras eller utökas. Efter utvecklingsprocessen verifieras verktyget som ett lämpligt alternativ för verkliga designoptimeringsuppgifter och kan användas som en byggsten för ett mycket mer omfattande verktyg som kan utvecklas i framtiden.

This thesis work is part of a design process which aims to develop a four-seathybrid-electric aircraft at Smartflyer (Grenchen, Switzerland). In that scope,various mechanisms of the plane had to be developed, including the systemactuating the control surfaces. The objective of this thesis work is to designthe primary flight controls which will be implemented in the first prototypebuilt at Smartflyer.Firstly, the work investigates the calculation of the aerodynamic loads appliedto the control surfaces through the use of three different methods which areanalytical calculations, VLM analysis and CFD simulation. Then, the workconsists in defining the kinematic mechanisms of the flight control to handlethe deflection of the horizontal stabiliser, the ailerons and the rudder. Lastly,the calculation of the forces to which are submitted the components of theflight control is conducted. This step allows to determine the pilot controlforces and ensures to take into account the ergonomic aspect during the designphase. The results of this work highlight the limits of the different methodsused and serves as a basis for a future sizing work and detailed conception. / Detta uppsatsarbete är en del av en designprocess som syftar till att utvecklaett fyrsitsigt hybridelektriskt flygplan vid Smartflyer (Grenchen, Schweiz). Idetta omfång måste olika mekanismer i planet utvecklas, inklusive systemetsom manövrerar kontrollytorna. Syftet med detta uppsatsarbete är att utformade primära flygkontrollerna som kommer att implementeras i den första prototypensom byggdes på Smartflyer.För det första undersöker arbetet beräkningen av de aerodynamiska belastningarnasom appliceras på kontrollytorna genom användning av tre olika metodersom är analytiska beräkningar, VLM-analys och CFD-simulering. Därefter bestårarbetet i att definiera de kinematiska mekanismerna för flygkontrollen föratt hantera avböjningen av den horisontella stabilisatorn, kranarna och rodret.Slutligen genomförs beräkningen av de krafter till vilka komponenterna i flygkontrollenöverförs. Detta steg gör det möjligt att bestämma pilotstyrkrafternaoch säkerställer att man tar hänsyn till den ergonomiska aspekten under designfasen.Resultaten av detta arbete belyser gränserna för de olika metodersom används och tjänar som grund för ett framtida storleksarbete och detaljeraduppfattning.

As commercial lunar rovers are being developed and planned to fly from next year, in the context of a global momentum for lunar exploration, the mindset of system design is shifting to a product-oriented approach (as opposed to traditionally single mission-designed system). This deeply affects the system engineering discipline, which is also evolving through the development of more integrated, model-centric methodologies such as Model-Based System Engineering (MBSE). This Master Thesis combines 2 research questions:- How to adapt systems engineering processes and tools to a commercially-driven / product-oriented approach?- How to leverage new developments (e.g MBSE) within the system engineering discipline to support the rover design transition to a product-oriented philosophy? These research questions are investigated through this Master Thesis, carried out as a 6-month internship at ispace Europe (Luxembourg), a global lunar exploration company developing landers, rovers and data tools. The Master Thesis is applied to ispace’s Exploration Rover currently under development within the Polar Ice Explorer (PIE) mission with support from the Luxembourg Government.The goal of this Master Thesis is to develop an integrated toolchain (set of tools) for efficiently designing rover products (Exploration Rover), including platform configuration for a given mission concept and set of payloads, system sizing and mission analysis. The chosen methodology can be summarized as:1. Adapting PIE models to a generic, parametric/configurable toolset that can be used for mission/platform analysis and optimization2. Defining the Exploration Rover toolchain requirements & architecture, and selecting its environment (trade-off including MBSE solutions)3. Building the Exploration Rover toolchain, integrating models inside the defined architecture By maturing existing models, leveraging new software functionalities (in this case Valispace) and MBSE practises along with adding new parametric models for quick feasibility studies and integrating all models together, it was successfully shown that this integrated toolchain can support rover products definition, performing frequent and insightful design iterations, analysis and trade-offs. Not only does the toolchain comply with the product-approach but also successfully supports the Polar Ice Explorer (PIE) mission, by directly contributing to the system engineering activities and models of the Phase B. Therefore, the Master Thesis proved to be a successful demonstrator for developing more product-driven rovers, by leveraging new practices within the system engineering discipline. / Eftersom kommersiella månrovers utvecklas och planeras att flyga från nästa år, i samband med en global fart för månutforskning, går tankesättet för systemdesign över till produktorienterat tillvägagångssätt (i motsats till traditionellt endast uppdragsdesignat system). Detta påverkar djupt systemteknikdisciplinen, som också utvecklas genom utvecklingen av mer integrerade, modellcentrerade metoder som Model-Based System Engineering (MBSE).  Denna masteruppsats kombinerar två forskningsfrågor: - Hur anpassar man systemtekniska processer och verktyg till en kommersiellt driven / produktorienterad strategi? - Hur kan man utnyttja ny utveckling (t.ex. MBSE) inom systemteknikdisciplinen för att stödja rover-designövergången till en produktorienterad filosofi?  Dessa forskningsfrågor undersöks genom denna magisteruppsats, som genomfördes genom en praktik under 6 månader på ispace Europe (Luxemburg), ett globalt månutforskningsföretag som utvecklar landare, rovers och dataverktyg. Magisteruppsatsen tillämpas på ispaces Exploration Rover som för närvarande är under utveckling inom Polar Ice Explorer (PIE) -uppdraget, med med stöd från den luxemburgska. Målet med detta examensarbete är att utveckla en integrerad verktygskedja (uppsättning verktyg) för att effektivt utforma roverprodukter (Exploration Rover), inklusive plattformskonfiguration för ett givet uppdragskoncept och uppsättning nyttolast, systemstorlek och uppdragsanalys.  Den valda metoden kan sammanfattas som: 1. Anpassa PIE -modeller till en generisk, parametrisk / konfigurerbar verktygssats som kan användas för uppdrag / plattformsanalys och optimering 2. Definiera Exploration Rover-verktygskedjans krav och arkitektur och välja dess miljö (avvägning inklusive MBSE-lösningar) 3. Bygga Exploration Rover -verktygskedjan, integrera modeller inom den definierade arkitekturen  Genom att utveckla befintliga modeller, utnyttja nya mjukvarufunktioner (här Valispace) och MBSE -metoder tillsammans med att lägga till nya parametriska modeller för snabba genomförbarhetsstudier och integrera alla modeller tillsammans: visades det att denna inbyggda integrerade verktygskedja kan stödja rover -produktdefinition, som utför ofta och insiktsfulla design iterationer, analyser och avvägningar. Verktygskedjan följer inte bara produktmetoden utan stöder också framgångsrikt Polar Ice Explorer (PIE) -uppdraget genom att direkt bidra till systemtekniska aktiviteter och modeller i Phase B.  Därför visade masteruppsatsen sig vara en framgångsrik demonstrator för att utveckla mer produktdrivna rovers, genom att utnyttja nya metoder inom systemteknikdisciplinen.

The primary objective of this thesis is to evaluate the prospect of machine learning methods being used to classify flying qualities based on simulator data (with the focus being on pitch maneuvers). If critical flying qualities could be identified earlier in the verification process, they can be further invested in and focused on with less cost for design changes of the flight control system. Information from manned simulations with given flying quality levels are used to create a replication of the performed pitch maneuver in a desktop simulator. The generated flight data is represented by different measures in the classification to separately train and test the machine learning models against the given flying quality level. The models used are Logistic Regression, Support Vector Machines with radial basis functions (RBF), linear and polynomial kernels along with Artificial Neural Networks.  The results show that the classifiers correctly identify at least 80% of cases with critical flying qualities. The classification shows that the statistical measures of the time signals and first order time derivatives of pitch, roll and yaw rates are enough for classification within the scope of this thesis. The different machine learning models show no significant difference in performance in the scope of this thesis. In conclusion, machine learning methods show good potential for classification of flying qualities, and could become an important tool for evaluating flying qualities of large amounts of simulations, in addition to manned simulations. / Huvuduppgiften med detta examensarbete är att utvärdera huruvida maskininlärning kan användas för att klassificera flygkvaliteter från simulatordata (där fokus ligger på att utvärdera tippmanövrar). Om kritiska flygkvaliteter kan identifieras tidigare i verifikationsprocessen, kan resurser fokuseras för att åtgärda problemet tidigt med mindre kostnader för ändringar av styrsystemet. Information från bemannade simuleringar där flygkvalitetsnivåer har angetts av pilot används för att återskapa tippmanövern i skrivbordssimulatorn. Den genererade flygdatan representeras av olika mått i klassificeringen för att separat träna och testa maskininlärningsmodellerna mot den givna flygkvalitetsnivån. De modeller som används i rapporten är logistisk regression, stödvektormaskiner med radiella basfunktioner (RBF), linjär och polynomisk kärna samt artificiella neurala nätverk. Resultaten visar att klassificerarna korrekt identifierar över 80% av fallen med kritiska flygkvaliteter. Klassificeringen visar att statistiska mått av tidssignalen och första ordningens tidsderivator i tipp, roll och gir är tillräckligt för klassificering inom gränserna av detta examensarbete. De olika maskininlärningsmodellerna visar inga signifikanta skillnader i prestanda med datan som används. Sammanfattningsvis kan maskininlärningsmodellerna anses ha god potential för klassificering av flygkvaliteter, och kan vara ett viktigt verktyg för att klassificera flygkvaliteter för stora mängder flygdata, som komplement till bemannade simuleringar.

There is a long history in Kiruna of conducting research on the physics of the aurora borealis. There is also a long history of providing tourists with great opportunities to see the auroras. Planning such tourist activities can be challenging since the auroras are hard to predict. Reliable forecasts would be a valuable tool for researchers as well as for tourists and tour guides. One tool that is already available for both researchers and tourists is the all-sky camera in Kiruna, which is operated by the Swedish Institute of Space Physics (IRF). There has been a digital all-sky camera in operation in Kiruna for over 20 years. From the images captured by this camera, the IRF has developed a numerical index - the auroral index.  Forecasting time series with neural network algorithms is a well studies subject. There are many examples from a wide range of felds, including space weather. A type of neural network that has often been successfully used for time series forecasting is the Recurrent Neural Network (RNN), and more specifcally the Long short-term memory (LSTM).  This thesis evaluates the auroral index - in combination with data from the solar wind - as training data for recurrent neural networks. Furthermore, it attempts to fnd a LSTM neural network model capable of making reliable forecasts of the auroral index. The Keras and TensorFlow software libraries are used to build and train the neural network model. Some challenges with the auroral index - when utilized as training data for neural networks - are identifed. The produced LSTM neural network models are not accurate enough for deployment as a production level service. Further development might improve on this. Finally, this thesis suggests future work that may contribute to better forecasting models for auroras in the Kiruna region.