Performance models provided by aircraft manufacturers are used by aircraft operators to perform flight path simulations aiming to reduce aircraft fuel consumption. However, performance models are generic and does not account for the performance deviations of each aircraft individual. The performance deviations, particularly in terms of fuel consumption, will affect the dynamic programming of flight path simulations. This may result in a less optimal flight path and ultimately lead to higher fuel consumption than expected. In hope of reducing this risk, a collection of local performance factors were derived. These factors describe the percentual deviation between the real fuel flow and the levels predicted by the performance model, and are allocated with respect to a range of flight parameters in a data library known as the performance library. A test environment is then constructed to simulate a continuous flow of flight data, where a new performance library is derived from the flight data of every month. The local performance factors of the previous month are then updated with the current; a learning process based on the weighted average ensemble approach. Further, the local performance factors are used in conjunction with the performance model to estimate the aircraft fuel consumption during cruise. The observed average prediction error is noticeably smaller than that of an equivalent global, scalar performance factor used by airlines today. The result also reveals that the prediction accuracy and versatility of the performance library is mainly determined by its resolution - higher resolution generally offers better accuracy at a cost of requiring more flight data, whereas lower resolutions are more versatile but of lower accuracy. Finally, the performance libraries of two identical aircraft are used to trace the performance deviation between them. The weighted average of all local performance factors in the performance library of respective aircraft reveal that the average fuel consumption is roughly -1.9 % and -2.5 % lower than the estimates by the performance model, ultimately proving that it is feasible to detect overall fuel efficiency deviation between two identical aircraft. / Prestandamodeller tillhandhållna av flygplanstillverkarna används oftast av flygbolagen för att utföra flygruttsimuleringar i syfte att bespara bränsle. Dock är prestandamodellerna generiska och tillgodoräknar inte prestandaavvikelserna som förekommer hos varje flygplansindivid. Dessa prestandaavvikelser, speciellt i form av bränsleförbrukning, kommer att påverka den dynamiska programmeringen i flygruttssimulationen. Följde när flygrutter som kan leda till högre förbrukningar än de ursprungligen uppskattades. I hopp om att minimera denna risk beräknades mängder av lokala prestandafaktorer, vilka grundar på prestandamodellens avvikelse från verkliga flygdata. Dessa koefficienter allokerades sedan till ett databibliotek (prestandabibliotek) med avseende på en samling av flygparametrar. En testmiljö konstruerades i följd för att simulera ett kontinuerligt dataflöde. Vidare skapades ett prestandabibliotek för varje månadsflygdata, där de nyskapade lokala prestandafaktorerna viktas med de motsvarandeparterna i föregående månadens prestandabibliotek, vilket är en inlärningsprocessbaserad på viktad medelvärdesensemble. Prestandabiblioteket applicerades sedan över prestandamodellen och det snittliga uppskattning felet observerades vara märkbart mindre än det från en motsvarande global, skalärbaserad prestandafaktor. Resultatet antyder också på att prestandabibliotekets uppskattningsnoggrannhet och allsidighet beror huvudsakligen på dess upplösning - en hög upplösning leder generellt till ökad uppskattningsnoggrannhet med på bekostnad av mer flygdata, medan lägre upplösningar tenderar att vara mer allsidiga men med mindre uppskattningsnoggrannhet. Slutligen användes prestandabiblioteken av två identiska flygplan för att spåra prestandaavvikelser som förekommer mellan dem. Viktat medelvärde av alla prestandafaktorer i respektiveflygplanets prestandabibliotek tyder på att snittförbrukningen är ungefär 1,9 % respektive2,5 % lägre än det som uppskattades av prestandamodellen. Härmed bevisades att det är möjligt att spåra varianser i snittförbrukningen mellan två identiska flygplan.

A finite element model of the CubeSat MIST was created, in order to assess the stresses that occur in the satellite in response to loads during its launch. Due to size limits of thesoftware used, simplifications had to be made to the geometry of the model. The loads assessed were quasi-static accelerations, random vibrations, shock loads, as well as a combined quasi-static acceleration and random vibration case. The study assumed the worst possible loads from a list of different potential launch vehicles for the satellite. Non-linear boundary conditions could not be modelled, and instead different linear boundary condition combinations were assessed. The results showed that the satellite showed positive margins of safety for the quasi-static loads. The lowest natural frequency for the satellite was above 130 Hz. For the random vibration loads, positive margins of safety could be shown if adverse stresses attributed to the boundary conditions inthe worst case were ignored. The model proved too conservative to qualify the satellite for the shock loads. Shock testing is therefore recommended for future work, unless requirements for waiving the shock testing can be met. The random vibration and combined loads analysis showed that the −X shear panel experienced high stresses in the corners of its windows, and the part should be inspected once environmental tests are conducted. The −X shear panel only showed adverse stresses in the most extreme boundary condition case, where its deformation was deemed unrealistic. / En finit elementmodell av nanosatelliten MIST skapades for att undersöka dess respons till lasterna under uppskjutning. På grund av storleksbegränsningar i programvaran behövde modellens geometri förenklas. Lasterna som undersöktes var kvasistatiska accelerationer, stokastiska vibrationer, chocklaster samt ett kombinerat kvasistatiskt accelerations- och stokastiskt vibrationsfall. Studien använde de värsta tänkbara lasterna från en lista över olika potentiella bärraketer för satelliten. Icke-linjära gränsvillkor kunde inte modelleras och istället utvärderades olika kombinationer av linjära gränsvillkor. Resultaten visade positiva säkerhetsmarginaler för kvasistatiska belastningar. Den lägsta naturliga frekvensen för satelliten var över 130 Hz. För de stokastiska vibrationsbelastningarna kunde positiva säkerhetsmarginaler motiveras om hänsyn togs till oegentligheter orsakade av gränsvillkoren i det extremaste fallet. Chocklastanalysen visade på begränsningar i modellen. Mekaniska chocktester kommer därmed behövas för att undersöka chocklasterna, om inte kraven for att hoppa över chocktestning uppfylls. Analyserna av de stokastiska vibrationerna och det kombinerade lastfallet visade att skjuvpanelen på −X-sidan upplever höga spänningar i hörnen på sina fönster, och bör inspekteras när experimentella tester genomförs. Skjuvpanelen på −X-sidan upplevde enbart för höga spänningar i fallet med mest extrema gröäsvillkor, där deformationerna bedömdes vara orealistiska.

The Concurrent Design Platform 4 (CDP4®) is a collaborative Model-Based Systems Engineering (MBSE) software tool conceived for architecting complex systems. Nevertheless, there are limitations concerning the manageable number of system options. The upcoming Siemens tool for generative engineering, Simcenter™ Studio, is attempting to overcome this limitation by enabling automatic synthesis and evaluation of architecture variants. The motivation for the Generative Concurrent Design (GCD) project as a collaboration between RHEA, Siemens and OHB is to develop a combined prototype of these two tools. This thesis presents a modelling of Copernicus Next Generation (CNG) space component, using generative capabilities in a typical Phase-0 study. It represents the third step of the bottom-up GCD validation process, intended to investigate how architecting differs among “Sub-system”, “Systems” and “Systems of Systems (SoS)”. Therefore, this work provides an architecting strategy which is generalizable for other SoS use-cases and contributes to assess whether extensions to ECSS-E-TM-10-25 are necessary to successfully support GCD. / Concurrent Design Platform 4 (CDP4®) är ett samarbetsverktyg för modellbaserad systemteknik (MBSE) som utformats för att bygga komplexa system. Dock finns det begränsningar vad gäller det antalet hanterbara systemalternativ. Det kommande Siemens-verktyget för generativ teknik, Simcenter™ Studio, försöker övervinna denna begränsning genom att möjliggöra automatisk syntes och utvärdering av arkitekturvarianter. Motivationen för Generative Concurrent Design (GCD) -projektet som ett samarbete mellan RHEA, Siemens och OHB är att utveckla en kombinerad prototyp av verktygen CDP4® och Simcenter™. Detta examensarbete presenterar en modellering av rymdkomponenten Copernicus Next Generation (CNG) med användning av generativa funktioner i en typisk fas-0-studie. Den representerar det tredje steget i GCD-valideringsprocessen nedifrån och upp, avsedd att undersöka hur arkitekturen skiljer sig åt mellan "Sub-system", "Systems" och "Systems of Systems (SoS)". Detta arbete ger därför en arkitektonisk strategi som är generaliserbar för andra SoS-användningsfall och bidrar till att bedöma om förlängningar till ECSS-E-TM-10-25 är nödvändiga för att framgångsrikt stödja GCD.

This thesis presents an autonomous vision-based navigation strategy applicable to the approach phase of a small body mission, developed within the Robotics Section at NASA Jet Propulsion Laboratory. Today, the operations performed to approach small planetary bodies are largely dependent on ground support and human decision-making, which demand operational complexity and restrict the spectrum of achievable activities throughout the mission. In contrast, the autonomous pipeline presented here could be run onboard, without ground intervention. Using optical data only, the pipeline estimates the target body's rotation, pole, shape, and performs identification and tracking of surface landmarks, for terrain relative navigation. An end-to-end simulation is performed to validate the pipeline, starting from input synthetic images and ending with an orbit determination solution. As a case study, the approach phase of the Rosetta mission is reproduced, and it is concluded that navigation performance is in line with the ground-based state-of-the-art. Such results are presented in detail in the paper attached in the appendix, which presents the pipeline architecture and navigation analysis. This thesis manuscript aims to provide additional context to the appended paper, further describing some implementation details used for the approach simulations. / Detta examensarbete presenterar en strategi för ett autonomt visionsbaserat navigationssystem för att närma sig en liten himlakropp. Strategin har utvecklats av robotikavdelningen vid NASA Jet Propulsion Laboratory i USA. Nuvarande system som används för att närma sig en liten himlakropp bygger till största delen på markstationer och mänskligt beslutsfattande, vilka utgör komplexa rutiner och begränsar spektrumet av möjliga aktiviteter under rymduppdraget. I jämförelse, det autonoma system presenterat i denna rapport är utformat för att köras helt från rymdfarkosten och utan krav på kontakt med markstationer. Genom att använda enbart optisk information uppskattar systemet himlakroppens rotation, poler och form samt genomför en identifiering och spårning av landmärken på himlakroppens yta för relativ terrängnavigering. En simulering har genomförts för att validera det autonoma navigationssystemet. Simuleringen utgick ifrån bilder av himlakroppen och avslutades med en lösning på banbestämningsproblemet. Fasen då rymdfarkosten i ESA:s Rosetta-rymduppdrag närmar sig kometen valdes som fallstudie för simuleringen och slutsatsen från denna fallstudie var att systemets autonoma navigationsprestanda var i linje med toppmoderna system. Den detaljerade beskrivningen av det autonoma systemet och resultaten från studien har presenterats i ett konferensbidrag, som ingår som bilaga till rapporten. Inledningen av rapporten syftar till att förtydliga bakgrunden och implementering som komplement till innehållet i bilagan.

By working as an intern with the Quotation Officer of Sabena Technics Nîmes facility,an aircraft maintenance company, this degree project highlights the different factors totake into account in a quotation of civil planes (B737/B767/A320/A330) by analysingwork packages from airline company, applying a process to estimate the importantdata as the man hours or tools, and using my technical knowledge to understandmaintenance tasks. Management knowledge for commercial sale reviews was usefulas well, this job is in the middle of the commercial team and and the technicalteam. Finally, a critical opinion of the process has been made in order to propose animprovement of the next quotations. / Genom att arbeta som praktikant hos offerterbetaren på Sabena Technics anläggningi Nîmes, ett underhållsföretag för flygplan, belyser detta examensarbete de olikafaktorersom ska beaktas i en underhållsoffert för civila flygplan (B737/B767/A320/A330).Detta gjordes genom att analysera arbetspaket från flygbolag, tillämpa en process föratt uppskatta viktiga uppgifter som arbetstimmar eller verktyg, och använda minatekniska kunskaper för att förstå underhållsuppgifter. Kunskaper om förvaltning avkommersiella försäljningsöversikter var också användbara, eftersom det här jobbetligger mitt emellan det kommersiella teamet och det tekniska teamet. Slutligen harjag gjort en kritisk bedömning av processen för att föreslå en förbättring av framtidaofferter.

This thesis presented an overview of the development of a geolocating algorithm as part of a geoprocessor for raw satellite imagery. This algorithm was devised for and limited by the specifications of a state-of-the-art multispectral telescope designed by Aistech Space, hosted onboard the Guardian spacecraft, which will observe Earth through the visible, near infrared, and thermal infrared bands of the electromagnetic spectrum. The geolocation algorithm presented here is composed of the combination of two models. The first is a physical model, which makes use of spacecraft telemetry and external satellite-tracking data to approximate the geographical center of a sensed scene. Secondly, an optical model obtains a reference Landsat image based on the timestamp and approximated location of the sensed scene and utilizes image processing techniques to pinpoint a more precise geographical location of the sensed scene within acceptable limits. This performance was achieved in 77% of the cases considered. To conclude, a roadmap of the subsequent development topics and their relevance was laid out. / Detta examensarbete presenterar en översikt för utvecklingen av en geolokaliseringsalgoritm som en del av en geoprocessor för obearbetade satellitbilder. Algoritmen anpassades för och begränsades av specifikationerna för ett toppmodernt multispektralt teleskop designat av Aistech Space. Teleskopet kommer att finnas ombord på rymdfarkosten Guardian, där den är avsedd att observera jorden i de synliga, nära infraröda och termiska infraröda delarna av det elektromagnetiska spektrumet. Geolokaliseringsalgoritmen som presenteras i detta arbete är sammansatt av en kombination av två modeller. Den första är en fysisk modell, vilken använder sig av rymdfarkostens telemetri och extern satellitspårningsdata för att approximera det geografiska centrumet av en plats. Den andra är en optisk modell, vilken använder sig av en Landsat-referensbild baserad på tidsstämpeln och den ungefärliga positionen av platsen och använder sedan bildbehandlingstekniker för att fastställa en mer exakt geografisk position av platsen inom acceptabla gränser. Denna prestation lyckades uppnås i 77% av de övervägda fallen. Avslutningsvis lades en plan ut för de efterföljande utvecklingsämnena och deras relevans.

The increasing complexity of systems and the demand for increasing implemented functionalit-ies within the systems necessitate a paradigm shift in development approaches. While traditionalsystems engineering relies heavily on textual documentation, the future calls for a more stream-lined, digital method such as Model-Based Systems Engineering (MBSE). MBSE utilises models tostore data, mitigating textual ambiguity and providing stakeholders with a unified source of inform-ation. Despite its potential, the adoption of MBSE presents challenges because of the need of newpractitioner skill-sets. The thesis investigates the feasibility of implementing an easily adoptable MBSE, using a limitedset of SysML elements and diagrams, approach within the space industry. Through the developmentof guidelines, steps, and goals, a model of an industry-related system is constructed. The createdmodel serves as a demonstration to industry engineers, evaluating the suitability of the proposedguidelines. The thesis concludes the need for maturity of MBSE, its tools, and the need for harmonisationwithin the space industry to establish acceptance among the practitioners. These are the crucialpoints where development and refinements are needed to gain the trust and interest of the end usersof the modelling activities and adopting the proposed methods.i

The interest of drones in all forms has exploded in the recent years. The development of multirotor vehicles such as quadcopters and octocopters, has reached a point where they are cheap and versatile enough to start becoming a part of everyday life. It is clear to say that the future applications seem limitless. This thesis goes through the steps of development, modelling and control design of an octocopter system. The developed octocopter builds on a concept of using the mini computer Raspberry Pi together with the code generation functionality of Matlab/Simulink. The mathematical modelling of the octocopter includes the thrust and torques generated by the propellers, added with gyroscopic torque. These are combined with the aerodynamic effects caused by incoming air. The importance of modelling the later mentioned effects has increased with the demand of precise controlled extreme manoeuvres. A full state feedback based hybrid controller scheme is designed against a linearized model, which makes use of the motor dynamics. The controllers show good performance in simulations and are approved for flight tests, which are conducted on two separate occasions. The octocopter makes two successful flights, proving that the concept can be applied on multirotor vehicles. However, there is a miss-match between the mathematical model and the physical octocopter, leaving questions for future work.

Turbomachinery forms the principal prime mover in the energy and aviation industries. Due to its size, improvements to this fleet of machines have the potential of significant impact on global emissions. Due to high gas temperatures in stationary gas turbines and jet engines, areas of flow mixing and cooling are identified to benefit from continued research. Here, sensitive areas are cooled through cold air injection, but with the cost of power to compress the coolant to appropriate pressure. Further, the injection itself reduces output due to mixing losses.A turbine testing facility is center to the study, allowing measurement of cooling impact on a rotating low degree of reaction high pressure axial turbine. General performance, flow details, and cooling performance is quantified by output torque, pneumatic probes, and gas concentration measurement respectively. The methodology of simultaneously investigating the beneficial cooling and the detrimental mixing is aimed at the cavity purge flow, used to purge the wheelspace upstream of the rotor from hot main flow gas.Results show the tradeoff between turbine efficiency and cooling performance, with an efficiency penalty of 1.2 %-points for each percentage point of massflow ratio of purge. The simultaneous cooling effectiveness increase is about 40 %-points, and local impact on flow parameters downstream of the rotor is of the order of 2° altered turning and a Mach number delta of 0.01. It has also been showed that flow bypassing the rotor blading may be beneficial for cooling downstream.The results may be used to design turbines with less cooling. Detrimental effects of the remaining cooling may be minimized with the flow field knowledge. Stage performance is then optimized aerodynamically, mixing losses are reduced, and the cycle output is maximized due to the reduced compression work. The combination may be used to provide a significant benefit to the turbomachinery industry and reduced associated emissions. / Strömningsmaskinen i dess olika variationer bildar den främsta drivmotorn inom kraftproduktion och flygindustrin. En förbättring av denna väldiga maskinpark har potentialen till betydande inverkan på globala utsläpp. Områden som identifierats kunna dra nytta av vidare forskning är ombandningsprocesser och kylning. Dessa områden är inneboende i stationära gasturbiner och jetmotorer på grund av de heta gaser som används. Kylning uppnås genom injektion av kall luft i kritiska områden och försäkrar därmed säker drift. Kylningen kommer dock till en kostnad. På cykelnivå krävs arbete för att komprimera flödet till korrekt tryck. Dessutom medför injektionen i sig förluster som kan härledas till omblandningsprocessen. Syftet med detta arbete är att samtidigt undersöka de fördelaktiga kylegenskaperna som nackdelarna med inblandning för att på så sätt bestämma den uppoffring som måste göras för en viss kylning. Alla förbättringar tros dock inte behöva föregås av en uppoffring. Om påverkan av kylningen på huvudflödet är välförstådd kan designen justeras för att ta hänsyn till denna förändring och minimera inverkan. Denna metodologi riktar sig mot ett särskilt kylflöde, kavitetsrensningsflödet, som har till uppgift att avlägsna het luft från den kavitet som uppkommer uppströms rotorskivan i ett högtrycksturbinsteg. Studien kretsar kring en turbinprovanläggning som möjliggör detaljerade strömningsmätningar i ett roterande turbinsteg under inverkan av kavitetsrensningsflödet. Högtrycksturbinsteget som används för undersökningen är av låg reaktionsgrad. Här kvantifieras generell prestanda genom mätning av vridmomentet på utgående axel. Flödesfältet kvantifieras med pneumatiska sonder, och kylningsprestandan predikteras genom gaskoncentrationsmätningar. Resultaten visar avvägningen och sambandet mellan turbinverkningsgrad och kylning i kavitet samt huvudkanal. Flödet mäts i detalj, och de effekter som kan förväntas uppkomma då ett turbinsteg utsätts för en viss mängd av kylflödet kvantifieras. De kvantitativa resultaten för det undersökta steget visar på en förlust i verkningsgrad på 1.2 procentenheter för varje procentenhet av kavitetsrensningsflödet i termer om massflödesförhållande. Samtidigt ses kyleffektiviteten öka med 40 procentenheter. Den lokala inverkan på flödesfältet nedströms rotorn för det undersökta steget är 2° i flödesvinken och en ändring på 0.01 i Machnummer för varje procentenhet av kylflödet. Dessa ändringar ses i form av ökad omlänkning och reducerad hastighet nära hubben, och vice versa omkring halva spännvidden. Inverkan av aktuell driftpunkt understryks genom arbetet. Det har också visats att ett läckage som kringgår rotorbladen i vissa kan fall ge fördelaktig kylning i områden nedströms. Denna kombinerade kunskap kan användas för design av turbiner med så låg mängd kylning som möjligt samtidigt som säker drift bibehålls. Den negativa inverkan av den återstående kylningen kan minimeras genom kunskapen om hur flödesfältet påverkas. Genom detta optimeras stegverkningsgraden aerodynamiskt, omblandningsförluster minimeras, och cykeleffekten maximeras genom det minskade kompressionsarbetet till följd av de reducerade kylmängderna. Kombinationen kan ge en betydande förbättring för turbinindustrin och minskade utsläpp. / <p>QC 20171129</p>

The study is conducted to determine practical modelling and simulation techniques to perform dynamic stability and performance analysis on a 3 Degrees of freedom aircraft model using a Modelica-based commercial tool called Modelon Impact. This study is based on a conceptual aircraft model where in-depth details about the aircraft configuration are unknown and the aim is to determine a suitable model that can capture the longitudinal dynamics and aerodynamic constraints of the aircraft during the conceptual design phase. Requirements include short execution time, easy model development, and minimal data requirements. Therefore, this thesis aims at developing plant and control architectures in  Modelon Impact which can be utilized for the rapid development of aircraft concepts with adequate fidelity in a longitudinal mission-based tracking environment. In a conceptual aircraft design environment, to identify a suitable methodology that mitigates the limitations of a traditional feedback controller, two methodologies are considered for comparison: Sequential DAE resolution (SDR) and Dynamic inversion (DI) control which is discussed from an object-oriented aircraft model. The advantages and shortcomings of each of the models discussed above are compared by conducting several experiments in increasing order of longitudinal mission complexity, and the most appropriate model among the two for a conceptual stage of aircraft design development is ascertained. The two methodologies discussed are compared for their level of complexity, code structure, readability, and ease of usability.