The Swedish Sea Rescue Society (SSRS) is exploring how small, remotely launched drones can help in making the rescue work safer and more efficient. The planned drone to be used for such purposes is a 1 kg, 1 m wide, foam constructed, flying wing drone. Aviation regulatory authorities are however struggling with the problem posed by balancing the benefits of unmanned aerial vehicles (UASs) with the safety risk posed to manned aircraft, people and structures on the ground. A risk assessment framework called Specific Operations Risk Assessment (SORA) states specifications on risks that a certain operation can generate. An impact study was requested from SSRS as the purpose of this master thesis, to make sure the drones will not cause danger to other aircraft in the same airspace. SSRS needs to know how dangerous their drone is according to the regulations and how they can improve the design. A literature study was made to determine the critical scenarios for the UAVs area of application. A mathematical collision model was developed where the properties of the flying wing were considered to determine the energies involved. The results provide limits for when a small flying wing poses danger in its area of operation. The results also shows the effects of having a crumple zone included in the construction. A crumple zone only makes a difference when colliding at lower speeds. For the future, a combined model for the UAV to be used with the collision object would provide more accurate results since they affect each other in the collision. / Sjöräddningssällskapet (SSRS) undersöker hur små, fjärrstyrda drönare kan göra deras räddningsarbete säkrare och effektivare. Den planerade drönaren som ska användas för sådana ändamål är en 1 kg, 1 m bred, skumkonstruerad, drönare av typen flygande vinge. Luftfartsmyndigheterna strävar efter att balansera fördelarna med obemannade flygfordon (UAS) med säkerhetsrisken för bemannade flygplan, människor och byggnader. En riskbedömningsram som benämns Specific Operations Risk Assessment (SORA) anger specifikationer för risker som en viss tillämning kan generera. En konsekvensstudie vid kollision med drönare begärdes från SSRS som syfte med detta examensarbete. Detta för att säkerställa att drönarna inte kommer att orsaka fara för andra flygfarkoster i samma luftrum som deras UAV ska användas. SSRS behöver veta hur riskfylld deras drönare är enligt riskspecifikationerna och hur de kan förbättra sin design. En litteraturstudie gjordes för att bestämma de kritiska scenarierna för deras drönares tillämpningsområde. En matematisk kollisionsmodell har utveklats som tar hänsyn till drönarens material och konstruktion och hur det påverkar de involverade energierna. Resultaten sätter gränser för när en liten fjärrstyrd drönare kan utgöra fara i sitt användningsområde. Resultaten visar också effekten av att ha en deformationszon på drönaren. En deformationzon visar sig, bara göra skillnad i kollisioner vid låga hastigheter. För framtiden skulle en kombinerad modell för den UAV som ska användas med kollisionsobjektet ge mer exakta resultat, eftersom de påverkar varandra i kollisionen.

In-orbit calibrations of space instruments are often necessary to ensure the accuracy of the measurements. The Moon provides a target with very predictable characteristics. In this report, the opportunities to perform in-orbit lunar calibrations of the MicroCarb instrument are evaluated and a procedure for conducting the Mission Planning for these calibrations is developed. Through modeling the spacecraft in its orbit, simulations show that continuous observation sequences of up to 48 minutes can be expected each lunation. The variability of the optical properties of the Moon during an opportunity is related to the orientation of the plane of the orbit of the spacecraft with respect to the cone with axis the Moon-Sun direction and apex the center of the Moon that contains the spacecraft. Choosing a value of the phase angle (Sun-Moon-Spacecraft angle) around −20 degrees to plan the lunar calibrations allows to minimize the variations of apparent radiance of the Moon during the observation. The results make it possible to refine the choice of the best moments to plan the lunar calibrations. This also allows the satellite operations team to anticipate the planning of lunar calibrations on the scale of several months. / Kalibreringar i omloppsbana för rymdinstrument är ofta nödvändiga för att säkerställa mätningarnas noggrannhet. Månen utgör ett kalibreringsmål med mycket förutsägbara egenskaper. I denna rapport utvärderas möjligheterna att utföra månkalibreringar i omloppsbana för MicroCarb-instrumentet och ett förfarande för genomförande av uppdragsplanering för dessa kalibreringar har utvecklats. Genom att modellera rymdfarkosten i sin bana visar simuleringar att kontinuerliga observationssekvenser på upp till 48 minuter kan förväntas varje månvarv. Variationen hos de optiska egenskaperna för månen under ett tillfälle är relaterad till orienteringen av rymdfarkostens plan i förhållande till konen med axeln för månen-solens riktning. Att välja ett värde för fasvinkeln (Sun-Moon-Spacecraft-vinkel) på runt −20 grader vid planering av månkalibreringarna gör det möjligt att minimera variationerna i månens strålning under observationen. Resultaten gör det möjligt att förfina valet av de bästa tidpunkterna för månkalibreringarna. Detta gör det också möjligt för satellitoperationsteamet att förutse planeringen av månkalibreringar flera månader framåt.

Rapid prototyping has in the last few years gained an ever increasing central role in projects thanks to its agile benefits. Because of that, boundaries regarding what can be accomplished can be pushed and new techniques for achieving goals can be explored at a reasonable cost. A challenge that remains though, is to be able to prototype rapidly with advanced materials such as fibre composites, in a cost effective and reliable manner. The Maritime Robotics Laboratory at KTH Royal Institute of Technology is developing an unmanned fixed-wing aerial vehicle that is also submersible and takes off from the water surface. The design for the craft is completely novel in order to meet the necessary requirements.  The goal of this master's thesis is to assist with the design of the craft in order to ensure its manufacturability. When the design was finished, a structural analysis of said design was performed, utilizing finite element software. This ensured that the correct amount of material was used, where it was needed. Lastly, and the main scope of this thesis, is the manufacture of the components which make up the craft. Several options were considered during the manufacturing process, like vacuum infusion and prepreg due to the varying size and complexity of all the components which are to be manufactured.  More conventional materials (such as medium density fibreboard) was decided upon when manufacturing the molds for the main airframe of the craft due to its sheer size. The method which was decided upon for building all auxiliary components was to use inexpensive 3D-printed polylactic acid molds, coated with glass fibre reinforce adhesive polytetrafluoroethylene film, in conjunction with a low-temperature prepreg. The trials eventually turned out successful and the components which were built using this technique came out according to their specified dimensions that were provided and in accordance to the structural analysis which was conducted. This is promising for rapid prototyping in where only entry-level composites manufacturing equipment is accessible. / "Rapid prototyping" (Snabb prototyptillverkning) har under de senaste åren fått en allt mer central roll i projekt tack vare dess agila fördelar. På grund av detta kan gränser för vad som kan åstadkommas tänjas på och nya tekniker för att uppnå mål kan undersökas till en rimlig kostnad. En utmaning som dock kvarstår är att snabbt kunna ta fram prototyper med avancerade material som fiberkompositer på ett kostnadseffektivt och pålitligt sätt. Maritime Robotics Laboratory vid KTH utvecklar en drönare som är nedsänkbar under vatten och lyfter från vattenytan. Designen för detta är helt ny för att uppfylla den önskade kravspecifikation. Målet med detta examensarbetet är att hjälpa till med utformningen av drönaren för att säkerställa dess tillverkbarhet. Designarbetet omfattar en strukturanalys med användning av finita elementmetoder. Detta för att säkerställa att rätt mängd material används där det behövs. Slutligen, och huvuduppgiften för detta projekt, är tillverkningen av de komponenter som utgör drönaren. Flera alternativ övervägdes under tillverkningsprocessen, som vakuuminjektion och prepreg på grund av den varierande storleken och komplexiteten hos alla komponenter som ska tillverkas. Mer konventionella material (som t.ex. medium density fibre, fiberspånskiva) valdes vid tillverkning av formarna för drönarens skrov på grund av dess stora storlek. Metoden som beslutades för att bygga alla hjälpkomponenter var att använda billiga 3D-printade polylaktid-formar, belagda med glasfiberarmerade självhäftande polytetrafluoreten-film, i kombination med en lågtemperatur prepreg. Försöken blev så småningom framgångsrika och komponenterna som byggdes med dessa metoder blev producerade enligt deras angivna dimensioner som gavs och i enlighet med den strukturella analys som utfördes. Detta är lovande för snabb prototyping där utrustning för produktion med kompositmaterial är begränsad till inträdesnivå.

This study has investigated the conceptual feasibility of a rocket propelled kinetic energy penetrator (KEP), designed for the handheld recoilless rifle Carl-Gustaf® 84 mm calibre system, from an exterior ballistics perspective. The methodology is based upon evaluating the aerodynamic properties of different conceptual design proposals through CFD-simulations and then performing trajectory analysis to assess their exterior ballistic performance. In particular, the main focus has been to optimize the stability, velocity and spin rate of the KEP. The results of the study indicates that the final chosen KEP design retains, from an aerodynamic perspective, longitudinal stability for Mach numbers up to 4.5, regardless if the rocket motor is ignited or not. Furthermore, if using NK1384 propellant, the final chosen design in the study is, according to the calculations, able to achieve a maximum velocity of 0.7⋅v_ref and retain a minimum velocity of 0.628⋅v_ref in the horizontal range of [0.318⋅x_ref,0.648⋅x_ref] measured from the shooter. In addition, the angular spin velocity achieves a maximum value of 15.5 Hz, satisfying the performance limitation of the rocket motor which only functions properly for frequencies up to 30 Hz, while simultaneously providing a sufficiently considered spin rate in order to average possible thrust and mass deviations of the KEP. The results also show that if using ammonium dinitramide (ADN) propellant, the KEP is able to achieve a maximum velocity of 0.786⋅v_ref, retain a minimum velocity of 0.628⋅v_ref in the horizontal range of [0.28⋅x_ref,0.98⋅x_ref] and achieve a maximum spin rate of 17.5 Hz. / Den här studien har på ett konceptuellt plan undersökt om det är möjligt att konstruera en raketdriven kinetisk energi-pil (KE-pil), designad för det rekylfria Carl-Gustaf® 84 mm granatgeväret. Studiens metod grundade sig i att undersöka olika konceptuella designförslag och utvärdera deras aerodynamiska egenskaper genom CFD-simulationer för att sedan genomföra bansimuleringar och bedöma deras ytterballistiska prestanda. Framför allt fokuserades det på att optimera KE-pilens stabilitet, hastighet och rollvinkelfrekvens. Resultaten från studien indikerar att det ur ett aerodynamiskt perspektiv är möjligt att statiskt stabilisera KE-pilen för Machtal upp till 4.5, oavsett om raketmotorn är antänd eller ej. Vidare, vid implementering av NK1384-krut lyder prestandaspecifikationerna enligt följande för studiens slutgiltiga designförslag enligt genomförda beräkningar. Den maximalt uppnådda hastigheten är 0.7⋅v_ref och en minimumhastighet om 0.628⋅v_ref kan upprätthållas inom det horisontella intervallet [0.318⋅x_ref,0.648⋅x_ref ] räknat ifrån skytten. Vidare uppnås en maximal rollvinkelfrekvens på 15.5 Hz, vilket tillfredsställer raketmotorns prestandabegränsning om en maximal rollvinkelfrekvens på 30 Hz, samtidigt som detta är en god frekvens för att utjämna eventuella avvikelser från raketmotors avsedda massflödesriktning tillika avsedd massdistribution hos KE-pilen. Om krutet i stället byts ut till ammoniumdinitramid (ADN) kan en maximal hastighet om 0.786⋅v_ref uppnås, en minimumhastighet om 0.628⋅v_ref kan upprätthållas inom intervallet [0.28⋅x_ref,0.98⋅x_ref ] och den maximala rollfrekvensen är 17.5 Hz.

An aerodynamic shape optimization procedure was performed on a low observable engineintake duct. The intake duct was fixed in its throat and aerodynamic interface plane (AIP)sections, while leaving up to 7 design parameters free to deformation in the centroid curveand mid section profile. The optimization setup consisted of an optimizer block implementedin MATLAB, where the NSGA-II optimization algorithm was implemented, and a simulationblock using computational fluid dynamics (CFD). The objective functions for the optimizationprocess were the pressure recovery and the DC60 distortion coefficient in the AIP section.In total, four optimizations with gradually increasing degrees of deformation were conducted.The first optimization process was a validation case, performed on a test duct design, whilethe remaining optimizations were performed using a duct designed by the Swedish DefenceResearch Agency (FOI) as a starting point, for cruise and take-off conditions. The connection of NSGA-II and the CFD setup proved useful, as the distortion was decreasedby up to 52.8% relative the original value while keeping the pressure recovery within 0.06% ofthe original duct. The algorithm was successful in finding an improvement for both consideredoperating conditions, with the largest improvement for the cruise case. In total 975 duct designswere evaluated in the four processes, using a uniform inflow boundary condition on a boundaryextruded one meter from the throat of the intake duct. The importance of the handling of non-converged solutions in the automated optimizationprocess was also pointed out, as an oscillating solution affected the third optimization, therebyrendering that solution useless. / En aerodynamisk formoptimering av en insynsskyddad luftintagskanal för en stridsdrönaregenomfördes genom att koppla den genetiska optimeringsalgoritmen NSGA-II samt CFD i enautomatiserad process. Optimeringens två målfunktioner var att maximera tryckåtervinstenoch minimera flödesdistorsionen på AIP-randen. Luftintagskanalen som användes som basför optimeringen var fixerad vid inlopps- samt AIP-profilerna, medan deformation tilläts imellanliggande delar, styrt av upp till 7 styrparametrar. Den kanal som användes som bas föroptimeringsprocessen togs fram av FOI, Totalförsvarets Forskningsinstitut, i samband med ettNATO-STO projekt för den obemannade stirdsdrönaren MULDICON. Totalt genomfördes fyra optimeringsprocesser, där 975 kanaler evaluerades, varav den förstaoptimeringen skedde på en något modifierad test-kanal som verifikationssteg, medan de senareoptimeringarna skedde på FOI-kanalen. Två optimeringar genomfördes på marschhöjdsförhållanden på 11km höjd, medan resterande optimeringar genomfördes för start-förhållandenpå standard havsnivå. Metoden gav goda resultat, med maximalt 52,8% relativ minskning av flödesdistorsionenmedan tryckåtervinsten bibehölls inom 0.06% av ursprungliga värdet. Det framgick att metodengav störst förbättring för fallet vid marschhöjd, jämfört med originalkanalen. Det påpekades också att den implementerade metoden har begränsningar och är känslig förkraftiga separationer och flödesinstabiliteter, vilket kan skapa oscillationer i lösaren och därmedge falska resultat. Det påverkade den tredje optimeringsprocessen där den optimala lösningenvar okonvergerad, och därmed inte gav verklig förbättring av kanalens prestanda

The impact of air travel on the climate, along with its increasing share in CO2 emissions haveraised the demand for sustainable air travel solutions. The current aircraft technologies haveseen significant improvement throughout the years. Although, the rate at which new aircrafttechnologies are developed can not keep up with the increased demand for air travel. Hence, adifferent approach to reduce the aviation’s impact on climate can be achieved by optimizing thevertical flight path in order to reduce the fuel consumption, i.e. using dynamic programming.Upon departure, an optimization of the vertical flight path is initiated and an optimal flight planis suggested to the flight crew. The fuel saving produced by the optimal flight plan is a potential saving that can only be fullyachieved if the flight crew chose to fly according to the optimized flight path. However, restrictionsfrom the Air Traffic Control, as well as the flight crew’s willingness to follow theoptimized flight path can affect the achieved saving. Hence, a tool is developed in order tocompute trip fuel consumption from post-flight data obtained from the Automatic DependentSurveillance-Broadcast (ADS-B) surveillance technology. A method to identify the start andend positions of cruise segments is successfully implemented. Two methods of calculating thefuel are implemented and compared. The first method is based on simulating the actual flight,which uses the same performance model as for the simulation of the operational flight plantrip and optimized trip. The second method is based on utilizing the ADS-B data to obtain theaircraft speed which in return can be used as a parameter to obtain the fuel flow of the aircraft,hence the trip is not simulated. The results reveals that the simulation method produces flighttrajectories that are comparable to the operational and optimized flight plans since they use thesame model structure. However, using ADS-B data to obtain fuel consumption represents theactual flight trajectory more accurately. Furthermore, an optimization algorithm based on the on-board Flight Management Computeris implemented. According to the results, the FMC optimization offers a sufficient optimizationof the cruise phase, when compared to the OFP trip, however performs worse than the dynamicprogramming, which provides a global optimal solution / Flygresornas inverkan på klimatet, tillsammans med dess ökande andel av CO2-utsläppen, harökat kraven på hållbara flygplanslösningar. Den nuvarande flygplansteknologin har genomgåttbetydande förbättringar genom åren. Men takten för vilken ny flygplansteknik utvecklas kaninte hålla jämna steg med den ökade efterfrågan på flygresor. Däremot kan ett annat tillvägagångssättför att minska flygets påverkan på klimatet uppnås genom att optimera den vertikalaflygvägen för att minska bränsleförbrukningen, d.v.s. med hjälp av högupplösta väderdata. Vidavgång initieras en dynamisk programmering där optimering av den vertikala flygbanan och enoptimal färdplan föreslås för flygbesättningen. Bränslebesparingen som den optimala färdplanen ger är en besparingspotential som endast kanuppnås fullt ut om flygbesättningen väljer att flyga enligt den. Restriktioner från flygledningen,samt flygbesättningens vilja att följa den optimerade färdplanen kan dock påverka denuppnådda besparingen. Därav utvecklas ett verktyg för att beräkna färdens bränsleförbrukningfrån post-flight data erhållna från Automatic Dependent Surveillance-Broadcast (ADS-B) övervakningsteknologi.En metod för att identifiera start- och slutpositionerna för kryssningssegmentimplementeras framgångsrikt. Två metoder för att beräkna bränslet implementeras ochjämförs. Den första metoden baseras på att simulera den faktiska flygningen. Denna metodanvänder samma prestandamodell som för simuleringen av den operativa färdplanens resa ochden optimerade resan. Den andra metoden baseras på att använda ADS-B-data för att erhållaflygplanets hastighet, som i sin tur kan användas som en parameter för att få fram flygplanetsbränsleflöde vid en tidpunkt. Resultaten visar att simuleringsmetoden ger flygbanor somär rättvist jämförbara med de operativa och optimerade flygplanerna, då de använder sammamodell. Men att använda ADS-B-data för att få bränsleförbrukning representerar den faktiskaflygbanan mer exakt. Dessutom implementeras en optimeringsalgoritm baserad på den inbyggda Flight ManagementComputer. Enligt resultaten erhåller FMC-optimeringen en tillfredsställande optimering avkryssningsfasen, jämfört med OFP-resan, men presterar sämre än den dynamiska programmeringen,vilket alltid ger en global optimal lösning.

Docking maneuvers are a relevant part of the modern space mission, requiring precision and safety to ensure the success of the overall mission. This thesis proposes using a non-linear Model Predictive Control (MPC) as a controller with various constraints to ensure safe docking maneuvers for a satellite. This was done in MATLAB using as a model for the satellite the Sliders used by the Robotics Lab at Luleå University of Technology (LTU). The controller was tested first on the MATLAB model and then briefly on hardware.The main objective of this thesis is to develop and implement an MPC-based control strategy to achieve safe docking maneuvers between two satellites. Great attention has been paid to implementing constraints, such as collision avoidance, and hardware constraints, such as thrust limits, to ensure the safety and reliability of the process.Through the MATLAB simulations, it was possible to indicate that the introduced constraints contribute significantly to the safe execution of docking maneuvers, preventing collisions, andoptimizing fuel usage. The controller successfully adapts to unforeseen disturbances and uncertainties in real-time, showcasing its robustness and reliability in dynamic space environments.The hardware simulations have shown that the controller operates as expected but needs further tuning to adapt to the hardware uncertainties.In conclusion, this thesis comprehensively explores MPC-based control strategies with constraints for space docking maneuvers. The positive results underscore this approach’s potential to ensure the safety and reliability of future space missions, opening avenues for further research and application in autonomous space systems.

A retarding potential analyzer (RPA) is being developed at the Swedish Institute of Space Physics to build expertise in designing plasma particle instruments measuring currents. This thesis presents the results of the project. First, a literature survey of RPAs was conducted to support the IRF’s working group in critical design choices. Subsequently, a 3D CAD model was designed by the mechanical engineering department. This model was used to perform ion optical simulations to investigate the behavior of the instrument. The simulations showed that potentials at the walls drastically affect the trajectories of charged particles in the instrument. Consequently, the instrument’s response diverges from simple analytical models. An effort was made to adapt these models to better describe the observed response. The instrument was also manufactured from the computeraided design (CAD) model by the institute’s own workshop. After fit-checking and thorough cleaning, the parts were assembled in a clean environment. Subsequently, the instrument was tested with an ion beam in the IRF’s vacuum chamber. The instrument exhibited an extremely low noise level and was successfully used to measure the ion beam. The measurements confirmed the instrument was performing as expected and allowed for an energy analysis of the ion beam. Furthermore, the high temporal resolution of the instrument enabled a closer inspection of fluctuations in the beam current. Overall, the project showed the IRF’s capability to rapidly design, manufacture, integrate, and test plasma instruments. It serves as the basis for future iterations of the instrument, optimizations, advanced simulations, and the development of an ion drift meter to complement the measurements by enabling directional observations.

This thesis provides insights to what is peculiar about a solar sail attitude and orbit control system and provides the assessment, in the form of a feasibility study, of the effectiveness of sail tip vanes as a control hardware to escape the Earth sphere of influence. The demonstrator aims to prove the technology for the Sunshade project, a constellation of solar sails located at the Lagrangian point L1 to obscure part of the solar radiation directed towards earth. Solar sailing poses a few fundamental challenges to spaceflight and it is a yet-to-be-proven branch of space engineering. Other tentative design exist but there is no standard to follow or off-the-shelf component that can be straightforward used. Moreover the scalability to the final project has to be accounted for in every step of the project.</p><p>The project is divided in a preliminary dimensioning, followed by a Simulink® based simulation which tests preliminary decisions. The simulation, performed on an orbit on the ecliptic plane, integrates models of Earth’s eclipse and environmental disturbance torques.  The escape time for a 100 m solar sail is found to be 1215 days, with a nonlinear PD control algorithm and sail tip vanes as the only control hardware. Attention is also posed on the consequence of a simplified sail film deformation in terms of centre of pressure to centre of mass off-set. / I detta examensarbete studeras vad som är speciellt med solsegels system för attityd- och bankontroll och ger en bedömning, i form av en möjlighetsstudie, av effektiviteten hos flöjlar som sätts på seglets hörn som kontrollhårdvara för att lämna jordens inflytelsesfär. Demonstratorn syftar till att bevisa tekniken för Sunshade-projektet, en konstellation av solsegel belägen vid lagrangepunkten L1 för att skugga en del av solstrålningen riktad mot jorden. Solsegling innebär några grundläggande utmaningar för rymdfärden och det är en ännu inte bevisad gren av rymdteknik. Annan preliminär design finns, men det finns ingen standard att följa eller standardkomponenter som enkelt kan användas. Dessutom måste skalbarheten till det slutliga projektet redovisas i varje steg i projektet.Projektet är uppdelat i en preliminär dimensionering, följt av en Simulink-baserad simulering som testar preliminära beslut. Simuleringen, utförd på en omloppsbana påekliptikan, integrerar modeller av jordens skugga och störningar av vridmoment från ett antal källor.Flykttiden för ett 100m solsegel blir 1215 dagar, med en icke-linjär PD kontrollalgoritm och segelhörnsflöjlar som den enda styrhårdvaran. Dessutom studeras förskjutningen av tryckcentrum i förhållande till masscentrum under en förenklad modell av segeldeformation.

In this thesis, a simulation harness is constructed in Simulink for the purpose of validating the Attitude Determination and Control System (ADCS) on the APTAS student CubeSat in support of the upcoming flight readiness review. The simulation results are used to verify the compliance of a subset of the requirements for the ADCS, detailed in table 1. Calibration of the onboard sun sensor array, which is used to find the sun vector for the attitude determination, is performed using a break-out board of sun sensors tested in a sun simulator. The data gathered from this test is used to model the sun sensor system in the simulation and in flight software. The results show that the sun sensor system is able to find the sun vector with an average error angle of 5.4 degrees, though the error angle may spike up to 18 degrees in operation. It is found that the complete ADCS is able to guide the spacecraft toward the desired nadir-facing attitude, though not with the accuracy specified in the requirements. The spacecraft is able to detumble much better than required. All deficiencies found in the ADCS software have been corrected. These changes arelisted in appendix B. It is concluded that, despite its flaws, the ADCS software is flight ready. / Project APTAS