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@MastersThesis{Marchi:2017:EsMaCo,
               author = "Marchi, Luis Ot{\'a}vio",
                title = "Estudo de manobras para coloca{\c{c}}{\~a}o de um sat{\'e}lite 
                         em uma {\'o}rbita nominal",
               school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
                 year = "2017",
              address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
                month = "2017-02-14",
             keywords = "ve{\'{\i}}culo lan{\c{c}}ador, voo bal{\'{\i}}stico, 
                         {\'o}rbitas de inje{\c{c}}{\~a}o, manobras de 
                         transfer{\^e}ncia, launch vehicle, ballistic flight, injection 
                         orbits, transfer maneuvers.",
             abstract = "A inje{\c{c}}{\~a}o de um sat{\'e}lite em {\'o}rbita 
                         normalmente {\'e} feita por um ve{\'{\i}}culo lan{\c{c}}ador 
                         de m{\'u}ltiplos est{\'a}gios. A fim de obter o melhor 
                         desempenho que ele possa oferecer e, consequentemente, tornar 
                         manobras espaciais menos dispendiosas, t{\'e}cnicas de 
                         otimiza{\c{c}}{\~a}o de trajet{\'o}ria tem sido um assunto de 
                         intensa pesquisa nas {\'u}ltimas d{\'e}cadas. Atualmente o 
                         mercado espacial demonstra uma forte tend{\^e}ncia para o 
                         aprimoramento de sat{\'e}lites cada vez menores devido a 
                         miniaturiza{\c{c}}{\~a}o e aumento da efici{\^e}ncia dos 
                         componentes embarcados. Este trabalho tem por objetivo fazer um 
                         mapeamento inicial do dom{\'{\i}}nio das {\'o}rbitas 
                         poss{\'{\i}}veis de serem alcan{\c{c}}adas por um 
                         ve{\'{\i}}culo lan{\c{c}}ador de tr{\^e}s est{\'a}gios, 
                         levando em considera{\c{c}}{\~a}o apenas o seu movimento de 
                         transla{\c{c}}{\~a}o nos tr{\^e}s eixos. Inclui-se no 
                         equacionamento para o potencial gravitacional at{\'e} o sexto 
                         harm{\^o}nico zonal (J\$_{6}\$) al{\'e}m da presen{\c{c}}a do 
                         arrasto atmosf{\'e}rico e o efeito das for{\c{c}}as de Coriolis 
                         e centr{\'{\i}}fuga. Express{\~o}es para c{\'a}lculo dos 
                         versores de empuxo de cada est{\'a}gio s{\~a}o obtidas para 
                         direcionar o foguete no plano de voo desejado. Em virtude do longo 
                         tempo de opera{\c{c}}{\~a}o a qual se encontram os 
                         sat{\'e}lites SCD-1 e SCD-2 {\'e} realizado um estudo de caso, a 
                         fim de, avaliar a capacidade do Ve{\'{\i}}culo Lan{\c{c}}ador 
                         de Microssat{\'e}lites (VLM-1) em lan{\c{c}}ar um pequeno 
                         sat{\'e}lite substituto a partir do Centro de Lan{\c{c}}amento 
                         de Alc{\^a}ntara (CLA). V{\'a}rias simula{\c{c}}{\~o}es 
                         s{\~a}o realizadas variando a carga {\'u}til transportada. Em 
                         alguns casos, devido {\`a}s limita{\c{c}}{\~o}es do VLM-1, 
                         {\'e} visto que as {\'o}rbitas de inje{\c{c}}{\~a}o acabam por 
                         ser el{\'{\i}}pticas com perigeu baixo e sujeito a decaimento 
                         orbital por influ{\^e}ncia do arrasto. A fim de solucionar este 
                         problema tr{\^e}s configura{\c{c}}{\~o}es de voo do segundo 
                         est{\'a}gio do ve{\'{\i}}culo s{\~a}o analisadas. Al{\'e}m 
                         disso, procura-se determinar a dura{\c{c}}{\~a}o da fase de voo 
                         bal{\'{\i}}stica do lan{\c{c}}ador que minimiza o consumo de 
                         combust{\'{\i}}vel gasto pelo sat{\'e}lite para realizar 
                         manobras de transfer{\^e}ncia de um ou dois impulsos para 
                         corre{\c{c}}{\~a}o do semi-eixo maior e excentricidade. 
                         ABSTRACT: The injection of a satellite into orbit is usually done 
                         by a multi-stage launch vehicle. In order to obtain the best 
                         performance it can offer, and therefore to make orbital maneuvers 
                         less expensive, trajectory optimization techniques has been a 
                         subject of intense research in recent decades. Nowadays the space 
                         market demonstrates a strong tendency towards the improvement of 
                         smaller satellites due to the miniaturization and increased 
                         efficiency of embedded components. This work aims to make an 
                         initial mapping of the possible orbits to be achieved by a 
                         three-stage launch vehicle, taking into account only its movement 
                         of translation in the three axes. It is included in the set of 
                         equations of motion the gravitational potential up to the sixth 
                         zonal harmonic (J\$_{6}\$), the presence of the atmospheric drag 
                         and the effect of the Coriolis and centrifugal forces. Expressions 
                         for calculating the thrust versor of each stage are obtained to 
                         orientate the rocket into the desired flight plane. Considering 
                         the long operating time of the satellites SCD-1 and SCD-2, a case 
                         study is performed in order to evaluate the ability of the 
                         Brazilian Microsatellite Launcher (VLM-1) to launch a small 
                         substitute satellite from the Alc{\^a}ntara Launch Center (CLA) 
                         in Brazil. Several simulations are performed by varying the 
                         payload transported. In some cases, due to the limitations of 
                         VLM-1, it is seen that the injection orbits end up to be elliptic 
                         with low perigee and face orbital decay due to drag. In order to 
                         solve this problem three flight configurations of the second stage 
                         of the vehicle are analyzed. In addition, it is sought to 
                         determine the duration of the ballistic flight phase of the 
                         launcher which minimizes the fuel consumption used by the 
                         satellite to perform one or two-pulse transfer maneuvers for the 
                         correction of the semi-major axis and eccentricity.",
            committee = "Guedes, Ulisses Thadeu Vieira (presidente) and Prado, Antonio 
                         Fernando Bertachini de Almeida (orientador) and Sol{\'o}rzano, 
                         Carlos Renato Huaura (orientador) and Carvalho, Francisco das 
                         Chagas",
           copyholder = "SID/SCD",
         englishtitle = "Study of the orbital maneuvers to place a satellite in a nominal 
                         orbit",
             language = "pt",
                pages = "166",
                  ibi = "8JMKD3MGP3W34P/3NAAM62",
                  url = "http://urlib.net/rep/8JMKD3MGP3W34P/3NAAM62",
           targetfile = "publicacao.pdf",
        urlaccessdate = "04 dez. 2020"
}


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