%0 Thesis
%@holdercode {isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S}
%@nexthigherunit 8JMKD3MGPCW/3F2UALS
%D 2010
%@copyholder SID/SCD
%E Pilchowski, Hans-Ulrich (presidente),
%E Prado, Antônio Fernando Bertachini de Almeida (orientador),
%E Kuga, Hélio Koiti (orientador),
%E Moraes, Rodolpho Vilhena de,
%E Ferreira, Luiz Danilo Damasceno,
%X Neste trabalho, é analisado o problema da determinação de órbita de um satélite artificial terrestre, posicionado a baixa altitude. Esse tipo de tarefa pode ser efetuado de várias maneiras, dependendo do hardware disponível no satélite e em terra. Neste trabalho, essa tarefa será feita com o uso de medidas obtidas a partir dos satélites da constelação do GPS (Sistema de Posicionamento Global). Esse sistema é constituído por satélites em órbita da Terra, cuja função é enviar sinais capazes de serem captados por receptores, no espaço ou em terra. Essas informações permitem o cálculo da posição desse receptor. Assim sendo, é assumido que o satélite alvo, cuja órbita se deseja determinar, estará portando um receptor deste tipo, especialmente projetado para funcionar no espaço. Para a realização dessa tarefa, são necessários os seguintes passos: i) Simulação do movimento dos satélites GPS e do satélite usuário; ii) Cálculo de todas as distâncias entre os satélites GPS e o satélite usuário; iii) Estudo de quais satélites GPS são visíveis a partir do satélite usuário; iv) Corrompimento, através da adição de uma variável aleatória, de todas essas medidas; v) Desenvolvimento de um procedimento computacional capaz de, com o uso da teoria dos mínimos quadrados, obter a solução de navegação (x,y,z) em cada ponto da órbita; vi) Elaboração de um outro procedimento também baseado na teoria dos mínimos quadrados, que obtém o vetor de estado (posição e velocidade) do satélite usuário a cada instante, a partir da solução de navegação. Esse trabalho foi motivado pelo planejamento do INPE de executar uma missão desse tipo num futuro próximo, dado que é um sistema barato e preciso de determinação de órbita. Deve-se também salientar que o objetivo aqui proposto não é o de obter a máxima precisão que o sistema pode oferecer, mas sim obter uma precisão suficiente para se manter o acompanhamento e permitir o controle do satélite. ABSTRACT: In this work the orbit determination problem of a low orbit earth artificial satellite is analyzed. This kind of problem can be solved by several ways, and the choice depends on the hardware available in the spacecraft and in the ground station. In this work this problem is solved using the GPS (Global Positioning System) constellation satellites data. This system is composed of an Earth orbiting satellites group with the purpose of sending signals to be received by receivers that can be located in the space or in the ground. These information allow the receiver to calculate its own position. It's assumed that the target satellite (which orbit has to be determined) will carry a receptor of this kind, specially designed to work in the space environment. To perform this work, one needs the following steps: i) To simulate the motion of the GPS and the target satellite; ii) To calculate ali the distances between the GPS satellites and the target satellite; iii) To determine which GPS satellites are visible by the target satellite; iv) To corrupt those data by adding a random variable; v) To develop a software, that is able to get a navigation solution on each point of the orbit, using least squares theory; vi) To develop a new software to get the target satellite state vector (position and velocity) from the navigation solution, also using least squares theory. This work was motivated by the INPE's plans of performing this kind of mission in a near future, since this is a cheap and accurate orbit determination system. It must be emphasized that the goal of this work is not to provide the system maximum accuracy, but a sufficient accuracy to track and control the satellite.
%@mirrorrepository sid.inpe.br/mtc-m19@80/2009/08.21.17.02.53
%J Using the GPS navigation solution for satellite orbit determination
%T Utilização da solução de navegação do GPS para determinação de órbita de satélites
%@secondarytype TDI
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%K determinação de órbita, Sistema de Navegação por Satélites (GPS), método dos mínimos quadrados, navegação, satélites, orbit determination, Global Positioning System (GPS), least squares method, navigation, satellites.
%8 1997-06-06
%P 94
%@usergroup administrator
%@usergroup jorge@dem.inpe.br
%@usergroup ricardo
%@usergroup simone
%@usergroup viveca@sid.inpe.br
%@usergroup yolanda.souza@mcti.gov.br
%@e-mailaddress jorge@dem.inpe.br
%@group CMC-SPG-INPE-MCT-BR
%3 publicacao.pdf
%C São José dos Campos
%@secondarykey INPE-16770-TDI/1697
%@project CMC-SPG-INPE-MCT-BR
%2 sid.inpe.br/mtc-m19/2010/11.10.12.50.27
%4 sid.inpe.br/mtc-m19/2010/11.10.12.50
%9 Dissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
%@documentstage not transferred
%A Nascimento, Jorge Martins do,
%@dissemination NTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
%@area ETES