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1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16d.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP7W/3DL2KKS
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.28.17.28
Última Atualização2013:05.27.14.09.40 (UTC) tereza@sid.inpe.br
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.28.17.28.47
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.23 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17179-TDI/2025
Chave de CitaçãoGonçalves:2013:MaOrSa
TítuloManobras orbitais de satelites artificiais lunares com aplicação de propulsão contínua
Título AlternativoOrbital maneuvers of artificial lunar satellite with continuous thrust application
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-02-28
Data de Acesso22 maio 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas301
Número de Arquivos1
Tamanho5062 KiB
2. Contextualização
AutorGonçalves, Liana Dias
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
BancaPrado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (presidente)
Rocco, Evandro Marconi (orientador)
Moraes, Rodolpho Vilhena (orientador)
Chiaradia, Ana Paula Marins
Endereço de e-Maillianadgon@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (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. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveperturbação
elementos orbitais
propulsão contínua
manobras orbitais
pertubation
orbital elements
continuous thrust
orbital manuvers
ResumoSão 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.
ÁreaETES
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.00.13 1
DivulgaçãoBNDEPOSITOLEGAL
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m19@80/2009/08.21.17.02
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel doi electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
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