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1. Identity statement
Reference TypeThesis or Dissertation (Thesis)
Sitemtc-m16d.sid.inpe.br
Holder Codeisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identifier8JMKD3MGP7W/3DL2KKS
Repositorysid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.28.17.28
Last Update2013:05.27.14.09.40 (UTC) tereza@sid.inpe.br
Metadata Repositorysid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.28.17.28.47
Metadata Last Update2022:03.15.19.34.23 (UTC) administrator
Secondary KeyINPE-17179-TDI/2025
Citation KeyGonçalves:2013:MaOrSa
TitleManobras orbitais de satelites artificiais lunares com aplicação de propulsão contínua
Alternate TitleOrbital maneuvers of artificial lunar satellite with continuous thrust application
CourseCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Year2013
Date2013-02-28
Access Date2024, July 21
Thesis TypeDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Secondary TypeTDI
Number of Pages301
Number of Files1
Size5062 KiB
2. Context
AuthorGonçalves, Liana Dias
GroupCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
AffiliationInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CommitteePrado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (presidente)
Rocco, Evandro Marconi (orientador)
Moraes, Rodolpho Vilhena (orientador)
Chiaradia, Ana Paula Marins
e-Mail Addresslianadgon@gmail.com
UniversityInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CitySão José dos Campos
History (UTC)2013-02-28 17:28:47 :: lianadgon -> yolanda ::
2013-03-22 17:13:07 :: yolanda -> lianadgon ::
2013-04-29 17:37:33 :: lianadgon -> administrator ::
2013-05-14 13:02:50 :: administrator -> lmanacero@yahoo.com ::
2013-05-16 12:36:09 :: lmanacero@yahoo.com -> tereza@sid.inpe.br ::
2013-05-24 12:46:36 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2013
2013-05-27 14:28:06 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2013
2022-03-15 19:34:23 :: administrator -> tereza@sid.inpe.br :: 2013
3. Content and structure
Is the master or a copy?is the master
Content Stagecompleted
Transferable1
Keywordsperturbação
elementos orbitais
propulsão contínua
manobras orbitais
pertubation
orbital elements
continuous thrust
orbital manuvers
AbstractSão realizados estudos avaliando a influência do potencial gravitacional e do albedo lunar sobre a órbita de um satélite artificial. O potencial gravitacional é modelado por meio de harmônicos esféricos, de acordo com o modelo apresentado em Konopliv (2001), e o albedo lunar é calculado a partir de adaptações no modelo apresentado em Rocco (2008a, 2009a). O modelo do albedo fornece o incremento de velocidade aplicado ao satélite devido à força causada pelo albedo lunar e o modelo do potencial gravitacional fornece as componentes x, y e z para a aceleração da gravidade em cada instante de tempo ao longo da órbita de um satélite artificial, sendo possível considerar os harmônicos esféricos até grau e ordem 100. A partir da comparação da aceleração gravitacional de um campo central e da aceleração gerada pelo campo fornecido pelo modelo de Konopliv pode ser obtida a variação da velocidade perturbadora aplicada ao veículo, possibilitando, por meio da solução do problema inverso, a obtenção dos elementos keplerianos que caracterizam a órbita do satélite artificial, afim de que seja feita uma análise do movimento orbital. Manobras de transferência e correção orbitais de satélites lunares são simuladas considerando as perturbações citadas, utilizando empuxo contínuo e controle de trajetória em malha fechada. As simulações são realizadas utilizando o simulador de trajetória \textit{Spacecraft Trajectory Simulator- STRS}, Rocco (2008b), em que são avaliados o comportamento dos elementos orbitais, o consumo de combustível e o empuxo aplicado ao satélite ao longo do tempo. ABSTRACT: The studies evaluating the influence of the gravitational potential and the lunar albedo on the orbit of an artificial satellite are presented. The gravitational potential is modeled by spherical harmonics, in accordance with the model shown in Konopliv (2001) and the lunar albedo is calculated using a model presented in Rocco (2008a, 2009a) adapted to the Moon. The albedo model provides the velocity increment applied to the satellite due to the force caused by the lunar albedo and the model of gravitational potential provides the components x, y and z for the acceleration of gravity at each instant of time along the orbit of an artificial satellite. It allows to consider the spherical harmonics up to degree and order 100. From the comparison of the gravitational acceleration of a central field and the acceleration generated by the field provided by the Konopliv model the disturbing velocity variation applied to the vehicle can be obtained. Through the solution of the inverse problem, that provides the Keplerian elements of the orbit, an analysis of the orbital motion is made. Transfer maneuvers and orbital correction of lunar satellites are simulated considering the mentioned disturbances using continuous thrust and trajectory control in closed loop. The simulations are performed using the simulator \textquotedblleft{\textit{Spacecraft Trajectory Simulator-STRS}}\textquotedblright, Rocco (2008b), which assess the behavior of the orbital elements, the fuel consumption and the thrust applied to the satellite over the time.
AreaETES
Arrangementurlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Manobras orbitais de...
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6. Notes
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