Fechar
Metadados

@MastersThesis{Mahler:2017:EsPoRe,
               author = "Mahler, Wagner Frederico Cesar",
                title = "Estudo do posicionamento relativo de sat{\'e}lites dispostos em 
                         uma forma{\c{c}}{\~a}o de voo poli{\'e}drica",
               school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
                 year = "2017",
              address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
                month = "2017-06-02",
             keywords = "constela{\c{c}}{\~a}o de sat{\'e}lites, forma{\c{c}}{\~a}o de 
                         voo tetra{\'e}drica, movimento relativo, controle, 
                         forma{\c{c}}{\~a}o orbital de sat{\'e}lites, satellite 
                         constellation, tetrahedral formation flight, relative motion, 
                         control, satellite orbital formation.",
             abstract = "Este trabalho consiste no estudo da varia{\c{c}}{\~a}o do 
                         posicionamento relativo de quatro sat{\'e}lites que se agrupam 
                         sob a geometria de um tetraedro durante o movimento orbital. Os 
                         sat{\'e}lites s{\~a}o posicionados sobre a 
                         configura{\c{c}}{\~a}o admitida, considerando o instante em que 
                         eles estar{\~a}o em forma{\c{c}}{\~a}o. A partir de ent{\~a}o, 
                         o problema {\'e} analisado com base na geometria da 
                         disposi{\c{c}}{\~a}o das espa{\c{c}}onaves e os par{\^a}metros 
                         orbitais s{\~a}o calculados e inseridos em um simulador de 
                         trajet{\'o}rias espaciais, o Spacecraft Trajectory Simulator 
                         (STRS), para testar e avaliar o movimento relativo dos corpos e os 
                         instantes da forma{\c{c}}{\~a}o do poliedro regular. A 
                         detec{\c{c}}{\~a}o da configura{\c{c}}{\~a}o no instante em 
                         que os sat{\'e}lites est{\~a}o na forma{\c{c}}{\~a}o 
                         tetra{\'e}drica regular {\'e} feita atrav{\'e}s de tr{\^e}s 
                         flags detectores: i) baseado no m{\'o}dulo da diferen{\c{c}}a 
                         com rela{\c{c}}{\~a}o a aresta nominal do tetraedro; ii) baseado 
                         no volume nominal para um tetraedro regular com as propriedades 
                         geom{\'e}tricas consideradas; e iii) baseado na diferen{\c{c}}a 
                         do posicionamento relativo dos sat{\'e}lites no instante da 
                         forma{\c{c}}{\~a}o. Os flags possuem uma toler{\^a}ncia, , 
                         estipulada conforme a necessidade e a precis{\~a}o da 
                         miss{\~a}o, para cada um dos tr{\^e}s flags. O movimento dos 
                         sat{\'e}lites {\'e} propagado por meio das equa{\c{c}}{\~o}es 
                         n{\~a}o lineares fornecidas pela mec{\^a}nica celeste, j{\'a} 
                         que as equa{\c{c}}{\~o}es linearizadas de Hill, muito utilizadas 
                         em trabalhos relacionados {\`a}s forma{\c{c}}{\~o}es de 
                         sat{\'e}lites, n{\~a}o consideram os efeitos perturbadores em 
                         sua constitui{\c{c}}{\~a}o. Para o estudo da 
                         varia{\c{c}}{\~a}o do movimento relativo dos sat{\'e}lites em 
                         {\'o}rbita, {\'e} considerado um erro na posi{\c{c}}{\~a}o 
                         inicial do sat{\'e}lite que se encontra sobre a {\'o}rbita 
                         el{\'{\i}}ptica, ent{\~a}o o posicionamento dos quatro corpos 
                         {\'e} novamente propagado. O problema tamb{\'e}m {\'e} 
                         generalizado, dentro das especifica{\c{c}}{\~o}es admitidas para 
                         que a forma{\c{c}}{\~a}o ocorra sobre qualquer regi{\~a}o da 
                         superf{\'{\i}}cie da Terra, e um programa, o Spacecraft 
                         Parameters Calculator (SPC), capaz de calcular todos os 
                         par{\^a}metros orbitais dos quatro sat{\'e}lites {\'e} 
                         implementado. O problema deixa de ser tratado como um caso ideal e 
                         a modelagem desta nova etapa admite quatro 
                         perturba{\c{c}}{\~o}es orbitais sendo elas: i) potencial 
                         gravitacional terrestre; ii) atra{\c{c}}{\~o}es gravitacionais 
                         do Sol e da Lua; iii) press{\~a}o de radia{\c{c}}{\~a}o e iv) 
                         arrasto atmosf{\'e}rico. {\'E} admitido um sistema de controle 
                         em malha fechada que visa minimizar os efeitos causados pelas 
                         perturba{\c{c}}{\~o}es. Os resultados obtidos s{\~a}o 
                         analisados, comparados e discutidos. ABSTRACT: This work consists 
                         of a study of the relative position variation of four satellites 
                         grouped in a tetrahedral geometry during orbital movement. The 
                         satellites arrangement is calculated analyzing the problem through 
                         a geometric perspective, precisely adjusting each satellites 
                         orbital parameters. Those parameters are inserted into a spatial 
                         trajectory simulator, the Spacecraft Trajectory Simulator (STRS), 
                         to evaluate the bodies relative movement and the moments of a 
                         regular tetrahedron formation. It is proposed a detection 
                         algorithm based on three flags, to enhance the precision of a 
                         regular tetrahedrons detection. These flags are based on the 
                         difference in relation to the tetrahedrons nominal edge, the 
                         detection of the tetrahedral formation volume and the difference 
                         between the tetrahedrons edges. In addition, a tolerance value is 
                         considered for each flag. The satellites movement is propagated 
                         through nonlinear equations provided by celestial mechanics, once 
                         Hills equations, commonly used in work related to satellites 
                         formations, do not consider disturbance effects. For the study of 
                         the satellites relative movement variation, an initial position 
                         error is assumed for the satellite in elliptical orbit, and then 
                         the movement is simulated again. The problem is also generalized, 
                         according to the assumed specifications for the formation to occur 
                         over any region of Earths surface, and a software, Spacecraft 
                         Parameters Calculator (SPC), able to determine each satellites 
                         orbital parameters is implemented. Then, in the next phase of the 
                         study, the problem is no longer considered an ideal case once four 
                         kinds of orbital disturbance are assumed to affect the satellites 
                         movement, these disturbances are: i) Earth gravitational 
                         potential; ii) Sun and Moons gravitational attraction; iii) 
                         radiation pressure e iv) atmospheric drag. A control system is 
                         considered to minimize these disturbances effects. The results are 
                         analyzed compared and discussed.",
            committee = "Pilchowski, Hans-Ulrich (Presidente) and Rocco, Evandro Marconi 
                         (orientador) and Santos, Denilson Paulo Souza dos (Orientador) and 
                         Fonseca, Ijar Milagre da and Carvalho, Francisco das Chagas",
         englishtitle = "A study of satellites’ relative positioning while in a tetrahedral 
                         flight formation",
             language = "pt",
                pages = "129",
                  ibi = "8JMKD3MGP3W34P/3PCH48B",
                  url = "http://urlib.net/rep/8JMKD3MGP3W34P/3PCH48B",
           targetfile = "publicacao.pdf",
        urlaccessdate = "04 dez. 2020"
}


Fechar