The use of wind tunnel models for aerodynamic research is nowadays indispensable to aviation progress in the last years as aircrafts have become more complex. Wind tunnel model design and manufacturing has adopted many different processes and materials such as the use of a five-axis CNC; making this process a relatively long and expensive one. Composite materials offer a good trade-off between ease and cost of manufacturing compared to the more traditional methods, especially for in-house-built prototypes. This volume covers the different phases from design to manufacturing of a wind tunnel model for the MK18 conceptual blended wing-body UAV designed by KTH Green Raven Project students.The model is a down-scaled 1.5 meter span version with a belly-mounted two-strut support. The main structural requirements for the model are to withstand the aerodynamic loads obtained via CFD simulations. A mechanical interface for the support structure connection was designed. Carbon fiber reinforcement with an epoxy resin matrix was selected as the constituents for the airframe skins. A finite element model of the design was developed by using Abaqus to verify the overall structural behavior and stability. The manufacturing strategy of the airframe skins involved producing lightweight fiberglass molds out of CNC milled MDF male patterns and using vacuum infusion process to obtain the final carbon fiber parts. The internal structure members were manufactured out of different materials and processes from water-jet cutting of aluminum profiles to 3D-printed plastic components. The FEA study results showed that the model withstands the maximum loads with a high safety factor and a wing-tip deflection of less than 2\% of half the wingspan. The manufacturing of the molds turned out to be longer and more complicated than expected, but with overall good results. The composite skins came out with good mechanical and surface quality. The total weight of the model resulted in approximately 4.5 kg. Pressure taps were positioned and installed on the model skins. Their respective tubes routed in CAD to visualize the networking for manufacturing. This ensured proper placement to balance ease of installation with meaningful data collection. / Användningen av vindtunnelmodeller för aerodynamisk forskning är idag oumbärlig för flygets framsteg eftersom flygplan de senaste åren har blivit mer komplexa. Vindtunnelmodelldesign och konstruktion har använder många olika tillverkningsmetoder och material såsom femaxlig CNC; vilket gör processen relativt långsam och dyr. Kompositmaterial ger en bra avvägning mellan enkelhet och tillverkningskostnad jämfört med de mer traditionella metoderna, särskilt för egenbyggda prototyper. Denna rapport behandlar faserna från design till tillverkning av en vindtunnelmodell för en konceptuell blended wing-body UAV, MK18, konstruerad av KTH Green Raven Project­studenter. Modellen är en nedskalad version med 1,5 meter spännvidd som monteras på ett bukmonterat, tvådelat stöd. De viktigaste kraven på modellen är att kunna motstå de aerodynamiska belastningarna som beräknats via CFD­simuleringar. Den interna strukturen i modellen utformades för att integrera anslutningen med stödstrukturen. Kolfiber tillsammans med en epoxihartsmatris valdes som beståndsdelar för flygplanets skal. En finit elementmodell av designen utvecklades med hjälp av Abaqus FEA för att verifiera det övergripande strukturella beteendet och stabiliteten. Tillverkningsstrategin för flygplansskalet innebar att man tillverkade lätta glasfiberformar på CNC­frästa MDF­hanformar och använde en vakuuminfusionsprocess (VIP) för att erhålla de slutliga kolfiberdelarna. De inre strukturdelarna tillverkades av olika material och processer från bearbetning av aluminiumprofiler till 3D­utskrivna plastkomponenter. FEA­studieresultaten visade att modellen tål de maximala belastningarna med en hög säkerhetsfaktor och uppvisar en utböjning vid vingspetsarna på mindre än 2% av halva spännvidden. Tillverkningen av formarna visade sig ta längre tid och vara mer komplicerad än väntat, men gav övergripande goda resultat. Kompositskalet visade sig ha god mekanisk ytskvalitet. Modellens totala vikt blev under 5 kg. Hål för tryckmätning placerades också på modellens skal och rören drogs i en CADmodell för att visualisera nätverket för tillverkning. Detta säkerställde korrekt placering för att balansera enkelhet i installationen med meningsfull datainsamling.

The general trend of efficiency increase, weight and noise reduction has derived in the design of more slender, loaded, and 3D shaped blades. This has a significant impact on the stability of fan, and low pressure turbine blades, which are more prone to aeroelastic phenomena such as flutter. The flutter phenomenon is a self-excited, self-sustained unstable vibration produced by the interaction of flow and structure. These working conditions will induce either blade overload, or High Cycle Fatigue (HCF) produced by Limited Cycle Oscillation (LCO). The main objectives of the present work are on the investigation of the aeroelastic properties of a high-lift low-pressure in the light of the local flow features present in such profiles, in nominal and extreme off-design conditions both in high and low subsonic Mach number, for three dif-ferent rigid body modes. In addition, the validity of the linearity assump-tion of the influence coefficient technique has also been investigated, in order to expand the understanding of the physical limits of this assumption. This work has been designed as experimental investigation in the influence coefficient domain focused on a high-lift low-pressure turbine designed by ITP within the framework of the European FP7 project FU-TURE. These experiments have been carried out in the Aeroelastic test rig (AETR), at KTH Stockholm, which consist of an instrumented annular sector cascade with a single oscillating blade. The results acquired have been supported by numerical results provided by a non-propietary commercial software package (ANSYS CFX). The results suggest that the typical three-dimensional effects associated secondary flow features and tip leakage flows have a significant influence on the aeroelastic performance and the cascade stability. However the major influence appears as a consequence of the separation surface on the pressure side which appears at extreme off-design operating conditions. The contribution to stability of this local feature depend on the oscillation mode showing for the axial and torsion mode a neutral stability contribution, which is directly associated with the geometrical properties of the cascade. However, on the circumferential mode this separation surface has a stabilizing effect much more independent of the blade geometry. The study of the linearity assumption of the influence coefficient domain has revealed, that an apparent linear relation between the integrated unsteady response and the vibrational amplitude, does not necessary imply that the local unsteady response is linear with respect to the oscillation amplitude. The results also suggest that the validity of the linearity as-sumption is more sensitive to high oscillation amplitudes at high Mach conditions. / <p>QC 20140609</p>

During the last decades, the space sector has gone through many changes; more private actors have joined, the dependence on space assets has increased, and the threat of cyberwarfare and private cyber attacks is growing. With this recent development, one wonders how we can ensure cyber security in such a specific industry. This is a multifaceted matter since there is a need to have technical solutions and to ensure that stakeholders take their responsibility, both of which will be considered in this thesis. Thirteen qualitative interviews with Swedish space stakeholders were conducted to understand the current industry landscape and which aspects should be prioritised for the future. We found that all Swedish actors must begin to cooperate, both state and businesses should contribute to a change in priority and technical experts should have more influence. The results were also applied and evaluated with the Multistakeholder Model. We examined distributed ledger technology and which adjustments were needed to make it applicable to satellites to include a technical aspect. We found that an update of the underlying structure and the choice of Proof of Stake as a consensus method could make distributed ledgers less demanding of computational power and storage.

The 2010's have seen many changes happening in the launcher world: private players have emerged increasing competition for the traditional launch operators and the development of reusable launcher allowing a decrease in launch cost. The satellite market has also evolved with the appearance of nano-satellites and the development of satellite constellations. ArianeWorks is a joint initiative between CNES and ArianeGroup aiming at accelerating European innovation in the launcher field. Within this framework, Themis, a reusable first stage demonstrator, is currently built and tested. This thesis presents the evaluation of a mini-launcher that would use a derivative of Themis as a first stage. To do so, a set of software tools has been developed and evaluated. These tools make it possible to evaluate various launcher architectures, and to carry out system loops in order to refine the design choices and associated performances. The first results of design and performance from the tools are also presented. / Under 2010-talet har många förändringar skett i bärraketvärlden: privata aktörer har dykt upp och ökad konkurrensen för de traditionella operatörerna. Utvecklingen av återanvändbara bärraketer möjliggör en minskning av uppskjutningskostnaden. Satellitmarknaden har också utvecklats med uppkomsten av nanosatelliter och utvecklingen av satellitkonstellationer. ArianeWorks är ett gemensamt initiativ mellan CNES och ArianeGroup som syftar till att påskynda europeisk innovation inom bärraketområdet. Inom detta ramverk byggs och testas för närvarande Themis, en återanvändbar demonstrator för ett första raketsteg. Den här uppsatsen presenterar utvärderingen av en ministartare som använder en del av Themis. Inom detta arbetet har en uppsättning mjukvaruverktyg utvecklats och utvärderats. Dessa verktyg gör det möjligt att utvärdera olika bärraketutformningar och utföra systemloopar för att förfina utformningsval och tillhörande prestanda. De första resultaten av utformningen och prestandan presenteras.

Many satellites have an orbit of reference defined according to their mission. The satellites need therefore to navigate as close as possible to their reference orbit. However, due to external forces, the trajectory of a satellite is disturbed and actions need to be taken. For now, the trajectories of the satellites are monitored by the operations of satellites department which gives appropriate instructions of navigation to the satellites. These steps require a certain amount of time and involvement which could be used for other purposes. A solution could be to make the satellites autonomous. The satellites would take their own decisions depending on their trajectory. The navigation control would be therefore much more efficient, precise and quicker. Besides, the autonomous orbit control could be coupled with an avoidance collision risk management. The satellites would decide themselves if an avoidance maneuver needs to be considered. The alerts of collisions would be given by the ground segment. In order to advance in this progress, this internship enables to analyse the feasibility of the implementation of the two concepts by testing them on an experiments satellite. To do so, tests plans were defined, tests procedures were executed and post-treatment tools were developed for analysing the results of the tests. Critical computational cases were considered as well. The tests were executed in real operations conditions. / Många satelliter har en referensbana definierad enligt deras uppdrag. Satelliterna behöver därför navigera så nära deras referensbana som möjligt. På grund av externa krafter störs dock satellitbanan och åtgärder måste vidtas. För närvarande övervakas satellitbanorna av satellitavdelningar på marken vilka ger lämpliga instruktioner för navigering till satelliterna. Dessa steg kräver en tid och engagemang som skulle kunna användas för andra ändamål. En lösning är att göra satelliterna autonoma. Satelliterna skulle då kunna ta sina egna beslut beroende på deras bana. Navigeringskontrollen skulle därför vara mycket mer effektiv, exakt och snabbare. Dessutom kan den autonoma banregleringen kopplas till riskhantering för undvikande av kollision med rymdskrot och andra satelliter. Satelliterna skulle själva avgöra om en undvikande manöver måste övervägas. Varningar om kollisioner skulle ges av marksegmentet. För att gå vidare i denna utveckling analyserar detta arbete genomförbarheten av implementeringen av olika koncept för undanmanövrar genom att testa dem på en experimentsatellit. För att göra detta definierades testplaner, testprocedurer utfördes och efterbehandlingsverktyg utvecklades för analys av testresultaten. Kritiska beräkningsfall togs fram. Testerna utfördes under verkliga driftsförhållanden.

Flight mechanical simulators play an important role in the design steps during development of a new aircraft. To be able to simulate and evaluate flight mechanical characteristics during development it is important to minimize development time and cost while keeping flight safety high during early flights. The aim of the project presented in this thesis is to develop a method for validating a flight mechanical simulator against flight test data from dynamic maneuvering. An important part in this thesis is about how deviations in the result data can be found and analyzed, for example deviations between aircraft individuals or store configurations. The work presented here results in a good model for comparison of a big amount of data where it is easy to backtrace where the deviation occurs. / Flygmekaniska simulatorer är av stor betydelse under utvecklingen av ett nytt stridsflygplan. Möjligheten att simulera och utvärdera under tidens gång har stor betydelse både ur tid- och kostnadsbesparings perspektiv men även ur flygsäkerhetsperspektiv när det är dags för första flygning. Syftet med det här projektet är att utveckla en metod för jämförelse mellan simulering och flygprov för att validera hur bra den flygmekaniska simulatorn kan förutspå flygplansbeteende. En viktig del i projektet syftar till hur skillnader i resultaten kan hittas och analyseras, till exempel skillnader mellan olika flygplansindivider eller lastkonfigurationer. Arbetet presenterat här har resulterat i en modell som är bra för jämförelse av en stor mängd data där det är enkelt att spåra var skillnaderna har uppstått.

Integrating hardware in simulations is useful in many applications, for example to investigate the performance of an aircraft with the non-ideal response of a physical system. This thesis aims to integrate a flight simulator, JSBSim, with an actuator test rig, FLUMES Iron Bird. Two aircraft models were replicated in JSBSim, a passenger aircraft and a delta winged fighter aircraft. The models were analyzed to ensure proper flight performance in regards to stability. The stability analysis was conducted from both the aerodynamic data provided as well as through state-space theory. The fighter aircraft was unstable in the subsonic region and in need of a flight control system to fly properly. The integration with the test rig was implemented using Simulink S-functions and a real-time target computer ensuring synchronous communication with the actuator test rig. The passenger aircraft was successfully integrated and tested with the actuator test rig. / Att integrera hårdvara med simuleringar är behjälpligt i många situationer, exempelvis för att undersöka hur ett flygplan reagerar med ett icke-idealt svar från ett fysiskt system. I det här examensarbetet är målet att utveckla ett gränssnitt mellan en flygsimulator, JSBSim, och en aktuatortestrigg, FLUMES Iron Bird. Två flygplansmodeller skapades i JSBSim, ett passagerarflygplan och ett stridsflygplan. För att vara säker på flygplansmodellernas prestanda analyserades modellerna med avseende på stabilitet. Stabilitetsanalysen beräknades både utifrån aerodynamisk data såväl som utifrån tillståndsanalys, där både statisk och dynamisks stabilitet inkluderades. Stridsflyget var instabilt i underljudsfart och behöver därför ett styrsystem för att vara flygbart. Integreringen med testriggen utfördes i Simulink med hjälp av S-funktioner och en realtidsdator för att garantera synkronisk kommunikation mellan flygsimulatorn och testriggen. Det modellerade passagerarflygplanet kunde integreras och testas med testriggen.

With the increasing number of satellites operating in orbit and the development of nanosatelliteconstellations, it has become more and more arduous for operators to keep track of every satellitestate, and perform corrective or avoidance manoeuvres. That is why CNES, the French space agency,is developing new algorithms, which aimed at making satellites more self-su cient. More especially,these algorithms are in charge of autonomous orbit control, collision risk calculations and satellitestatus monitoring. In this thesis, we present the architecture of these three algorithms and how theyinteract between them to deal with the autonomous control of a satellite. In addition, this paper studiestheir integration within the OPS-SAT nanosatellite, which is an in-orbit demonstrator developed bythe European Space Agency (ESA) and opened to worldwide experimenters. By analysing the dataused by the numerical propagators, the size of the input configuration files sent to the nanosatellitewas optimised. Thanks to this optimisation, the size of telecommands sent during each OPS-SATflyby above the ESOC ground station meets the requirements. Due to some issues encountered with the nanosatellite’s GPS, a solution was found to update thecurrent orbit on-board, and thus allow the proper algorithms’ operation. This thesis also introduceshow the tests were carried out in order to validate these algorithms, both on flat-sat and on the realsatellite. The results demonstrate that their integration on the OPS-SAT numerical environment issuccessful, meaning that the algorithms and their dependences are correctly packaged, sent and uploaded,and that they work as expected. Their execution time are of course longer due to the limitedcalculation capacity of the on-board computer, but are still compatible with real operations, except forthe collision risk computation, which can exceed the orbital period depending on the initial conditions.Finally, the thesis presents the process of real operations for one of the three algorithms developed byCNES, the di culties encountered and the solutions considered. / Med det ökande antalet satelliter i omloppsbana och utvecklingen av nanosatellitkonstellationer hardet blivit mer och mer krävande för operatörer att hålla reda på varje satellits tillstånd och utförakorrigerande eller undvikande manövrar. Det är därför som CNES, den franska rymdorganisationen,utvecklar nya algoritmer som syftar till att göra satelliter mer autonoma. Närmare bestämt ansvarardessa algoritmer för autonom omloppsbanereglering, kollisionsriskberäkningar och satellitstatusövervakning.I detta examensarbete presenterar vi arkitekturen för dessa tre algoritmer och hur de interagerarmellan sig för att hantera den autonoma styrningen av en satellit. Dessutom studeras deras integrationinom OPS-SAT-nanosatelliten, som är en demonstrator i omloppsbana som utvecklats av Europeiskarymdorganisationen (ESA) och öppnad för globala experiment. Genom att analysera de datasom används av de numeriska propagatorerna optimerades storleken på de ingångskonfigurationsfilersom skickades till nanosatelliten. Tack vare denna optimering uppfylls storlekskraven på telekommandonsom skickas under varje passage av OPS-SAT ovanför ESOC-markstationen. På grund av vissa problem med nanosatellitens GPS hittades en lösning för att uppdatera den aktuellaomloppsbanan ombord och därmed möjliggöra korrekt funktion av algoritmerna. Detta examensarbeteintroducerar också hur testerna genomfördes för att validera dessa algoritmer, både på en s.k. flat-satoch på den verkliga satelliten. Resultaten visar att deras integration i den numeriska miljön OPS-SATär framgångsrik, vilket innebär att algoritmerna och deras beroende är korrekt förpackade, skickade ochuppladdade och att de fungerar som förväntat. Deras exekveringstid är naturligtvis längre på grundav den inbyggda datorns begränsade beräkningskapacitet, men är fortfarande kompatibel med verkligaoperationer, förutom beräkningen av kollisionsrisk, som kan överstiga omloppsperioden beroende påde initiala förhållandena. Slutligen presenterar rapporten processen för verkliga operationer för en avde tre algoritmerna som utvecklats av CNES, svårigheterna och de lösningar som övervägs.

Beyond Atlas, a company based in Danderyd, Sweden is working on a Low Earth Orbit (LEO) 3U-CubeSat (Cube Satellite) exploration mission. As part of their maiden mission, they aim to validate the navigation, propulsion, and communication techniques of a CubeSat while it performs orbital maneuvers to collect photographs of space debris. This study briefly introduces the Beyond Atlas mission and its CubeSat design. The thesis work then mainly focuses on the details of the Attitude Determination and Control System (ADCS) peripherals and software onboard the CubeSat. It describes the Attitude Determination peripherals such as the sun sensor, star tracker, magnetometer, and gyroscope that will be onboard the CubeSat, followed by the description of the Attitude Control peripherals, namely, the magnetorquer and the reaction wheel. Subsequently, it discusses the hardware’s configuration and interface techniques with the flight computer that specifically caters to the satellite’s attitude determination and control aspect. Finally, it reports a Hardware-in-the-loop (HIL) testing methodology, and the corresponding results obtained from the unit testing of the peripherals and the operational testing (Detumbling and Pointing) of the ADCS of the Beyond Atlas CubeSat. Based on the testing results, the report concludes that the selected hardware for the Beyond Atlas mission, when integrated, can perform the principal functionalities. / Beyond Atlas baserat i Danderyd, Sverige är ett företag som arbetar med ett rymdutforsknings projekt. Som en del av deras jungfruuppdrag används en 3UCubeSat för att validera navigering, framdrivning och kommunikationsningar medan den utför banmanövrer för relativnavigation och tar bilder av rymdskräp. Denna studie introducerar kort Beyond Atlas uppdraget och dess CubeSat-design. Rapporten fokuserar sedan huvudsakligen på detaljerna i ADCS kringutrustning och programvara ombord på CubeSat. Den beskriver attitydkännande utrustning som solsensorer, startracker, magnetometer och rategyro som finns ombord, följt av beskrivningen av attitydst yrenheter, nämligen magnetorquer och reaktionshjul. Därefter diskuteras hårdvarans konfiguration och gränssnitt med navigationsdatorn som dedikerat utför satellitens attitydbestämning och attitydkontroll ADCS. Slutligen rapporterar studien testmetodik av inledande validerings-tester (Detumbling and Pointing) av ADCS i Beyond Atlas CubeSat. Baserat på testresultaten drar rapporten slutsatsen att den valda hårdvaran för satelliten kan utföra de primära navigationsfunktionerna.

Propulsion systems allow satellites to perform many functionalities in space, such as orbital station keeping, reentry control, attitude control, orbital transferring, rendezvous operation, and even more thrilling, interplanetary travel. Indeed, propulsion systems in satellites have fostered a new favourable era of space exploration and application, therefore, detailed processes to operate propulsion systems need to be developed so that space missions, carrying this valuable system, are completed successfully. The aim of this study is to describe the most relevant operating procedures for the cold gas propulsion system NanoProp 3U, developed by GomSpace, on-board the 3U CubeSat MIST satellite developed by KTH. Procedures, such as power levels, telemetry considerations, propellant mass determination, Fault Detection Isolation and Recovery analysis, and decommissioning plan allow proper operation of NanoProp according to the mission requirements determined for MIST mission. Moreover, this study describes detailed mission experiments to be performed with NanoProp with the objective of assessing the performance delivered by the propulsion system itself, and other on-board subsystems which are required for monitoring and controlling the spacecraft according to the effects generated by the propulsion system. The planning and operation of a propulsion system should be outlined on-ground, during the mission design, so a clear understanding of the characteristics and limitations of the system are highlighted towards the development of a secure and solid space mission. / Framdrivningssystem tillåter satelliter att utföra många funktioner i rymden, som t.ex. att hålla konstant avstånd till en annan rymdfarkost, utlösa återinträde i atmosfären, attitydstyrning, manövrera mellan olika omloppsbanor, och, till och med, interplanetära uppdrag. Framdrivningssystem i satelliter har främjat en ny lovande era av rymdforskning och praktisk tillämpning av rymden, och därför behöver detaljerade, men praktiskt hanterbara, metoder för att operativt använda framdrivningssystem utvecklas. Basen för detta arbete är att beskriva de mest relevanta driftsrutinerna för framdrivningssystemet NanoProp 3U, utvecklat av GomSpace, för användning ombord på MIST-satelliten (en 3U Cubesat) som utvecklats av KTH. Aspekter på NanoProps användning i MIST som förbrukning av elektrisk energi, telemetribehov, drivmedelsmassa, hantering av felfunktioner (upptäckt och avhjälpande) och avveckling av satelliten vid drifttidens slut analyseras i detalj. Dessutom analyserar detta arbete hur detaljerade driftprov kan utföras med NanoProp i syfte att bedöma de prestanda som framdrivningssystemet tillhandahåller och hur dessa prov påverkar och stöds av driften av satellitens övriga delsystem. Det övergripande syftet med detta arbete är således att utveckla en metod för att planera driften av ett framdrivningssystem under ett satellitprojekts definitions- och utvecklingsfaser så att en tydlig förståelse av systemets egenskaper och begränsningar leder till ett säkert och stabilt rymduppdrag.