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A expressão de busca foi <ref thesis and course CMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR and date 2013>.
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m16d.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP7W/3EGT738
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m19/2013/07.25.18.55
Última Atualização2013:09.12.16.30.58 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/07.25.18.55.08
Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.14.43 administrator
Chave SecundáriaINPE-17238-TDI/2070
Chave de CitaçãoAmaral:2013:EsEfRe
TítuloEstudo dos efeitos da reconfiguração sobre o transitório e a estabilidade de sistemas de controle reconfiguráveis
Título AlternativoStudy of the effects of the reconfiguration on the transient and stability of reconfigurable control systems
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-05-27
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas192
Número de Arquivos1
Tamanho12436 KiB
Área de contextualização
AutorAmaral, Jairo Cavalcanti
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
BancaMilani, Paulo Giácomo (presidente)
Souza, Marcelo Lopes de Oliveira e (orientador)
Souza, Luiz Carlos Gadelha de
Moreira, Fernando José de Oliveira
Paiva, Henrique Mohallem
Endereço de e-Maillmanacero@yahoo.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-09-11 13:49:17 :: yolanda@sid.inpe.br -> lmanacero@yahoo.com ::
2013-09-12 16:32:01 :: lmanacero@yahoo.com -> tereza@sid.inpe.br ::
2013-09-16 14:25:02 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2013
2013-09-16 14:59:09 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2013
2018-06-05 04:14:43 :: administrator -> :: 2013
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Transferível1
Palavras-Chavecontrole reconfigurável, cross-fading, Plataforma Multimissão (PMM), critérios integrais, reconfigable control, cross-fading, Multimission Platform (MMP), integral criteria.
ResumoNeste trabalho, foram utilizadas e abordagens teóricas de extquotedblleft{cross-fading} extquotedblright, extquotedblleft{anti- windup} extquotedblright e rastreio de saída para reduzir a instabilidade durante a transição entre modos de controle; foram utilizados critérios integrais de uma maneira original, para determinar trajetórias de transição do sinal de controle durante chaveamento entre modos de controle; e foi desenvolvido um novo método para descrever a Função-Transferência um sistema durante o período de transição entre modos de controle usando extquotedblleft{cross-fading} extquotedblright. Isso foi verificado pela utilização das ferramentas MatrixX/SystemBuild e MatLab para modelagem e simulação, enfatizando casos de aplicação prática, como um par de motores de corrente contínua e a PMM (Plataforma Multimissão). ABSTRACT: In this work, we used theoretical approaches of cross-fading, anti-windup and output tracking to reduce the instability during the transition between control modes; we used integral criteria in an original way, to determine transition trajectories for the control signal during a switching between control modes; and we developed a new method to describe the Transfer Function of a system during the transition between control modes using cross-fading. This was verified using the MatrixX/Systembuild and MatLab tools to model and simulate, emphasizing cases of practical application, such as a pair of DC motors and the MMP (Multimission Platform).
AreaETES
Conteúdo da Pasta source
Originais/05_09_2013.pdf 11/09/2013 10:11 9.5 MiB
Originais/@4primeirasPaginas.pdf 12/09/2013 11:18 804.0 KiB 
Originais/aprovacao.pdf 26/07/2013 13:39 164.3 KiB 
Originais/C¢pia de Tese JairoAmaral -v73 - C¢pia.docx 12/09/2013 12:07 2.2 MiB
Originais/~$pia de Tese JairoAmaral -v73 - C¢pia.docx 12/09/2013 12:05 0.2 KiB 
publicacao.pdf 12/09/2013 13:29 12.1 MiB
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agreement.html 25/07/2013 15:55 1.7 KiB 
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Tipo de ReferênciaThesis
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Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP7W/3EMDHQ8
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Última Atualização2013:11.14.12.29.21 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/08.22.10.40.40
Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.14.45 administrator
Chave SecundáriaINPE-17284-TDI/2105
Chave de CitaçãoAmorimTerceiro:2013:MéAuDe
TítuloUm método automático para desenvolver arquiteturas funcionais e físicas de sistemas de controle por otimização multi-objetivo baseada em modelos, atributos e métricas sistêmicas
Título AlternativoAn automatic method for developing functional and physical architectures of control systems by multi-objective optimization based on systems models, attributes and metrics
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-08-26
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas196
Número de Arquivos1
Tamanho7296 KiB
Área de contextualização
AutorAmorim Terceiro, Francisco Carlos de
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
BancaSouza, Petrônio Noronha de (Presidente)
Souza, Marcelo Lopes de Oliveira (Orientador)
Rocco, Evandro Marconi
Milani, Paulo Giácomo
Leite, Alexandre Carvalho
Paiva, Henrique Mohallen
Endereço de e-Mailterceiroamorim@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-08-22 10:46:01 :: terceiroamorim@gmail.com -> yolanda ::
2013-08-28 11:40:54 :: yolanda -> administrator ::
2013-10-14 00:18:29 :: administrator -> terceiroamorim@gmail.com ::
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2013-11-14 13:16:56 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2013
2018-06-05 04:14:45 :: administrator -> :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
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Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavesistemas de controle, controle, arquitetura, otimização, multi-objetivo, engenharia de sistemas, control systems, control, architecture, optimization, multi-objective, systems engineering.
ResumoO conceito de arquiteturas para um sistema está diretamente conectado às suas funções e à sua materialização física. A arquitetura funcional define o que ele é capaz de fazer e a arquitetura física define como ele realiza sua missão. Atualmente, a elaboração de arquiteturas de sistemas é realizada por uma equipe multidisciplinar e esta tem que levar em consideração uma série de atributos de diversos domínios do conhecimento. Entretanto, essa elaboração pode ser considerada como uma atividade em que a Engenharia de Sistemas encontra a Arte. Em alguns domínios específicos, os métodos sobre o desenvolvimento de arquiteturas de sistemas já estão muito bem formalizados. Entretanto, quando analisamos a elaboração de arquiteturas de sistemas multidomínios, como os sistemas de controle, percebe-se que ainda há muito espaço para racionalização. Esta tese propõe um método automático para desenvolver arquiteturas funcionais e físicas de sistemas de controle por otimização multiobjetivo baseada em modelos, atributos e métricas sistêmicas. Para isso, a presente tese contém uma revisão da literatura sobre os métodos existentes de elaboração e seleção de arquiteturas de sistemas, modelos e métricas de atributos de sistemas de controle, e otimização multiobjetivo. Em seguida, a Tese apresenta a formulação do problema proposto, descreve três investigações (I1, I2 e I3) e as abordagens para sua solução. Na sequência, a tese descreve o ambiente e modelos desenvolvidos para elaborar diversas alternativas de arquiteturas tanto para sistemas estáticos como para sistemas dinâmicos. Resultados são apresentados com as principais arquiteturas de destaque, onde cada arquitetura é avaliada por meio das métricas escolhidas. Então, por meio de otimização multiobjetivo e pelo Critério da Menor Perda, uma arquitetura/solução é selecionada utilizando levando em consideração o equilíbrio entre todas as métricas da arquitetura. Esta se compara muito favoravelmente com os poucos resultados similares encontrados na literatura consultada. Além disto, e da inovação do método de geração das arquiteturas, a utilização do Critério de Menor Perda para chegar racionalmente a uma solução que une equilibradamente os requisitos tanto da Engenharia de Controle como da Engenharia de Sistemas são conquistas inovadoras desta Tese. ABSTRACT: The concept of architecture for a system is directly connected to its functions and to its physical embodiment. The functional architecture defines what it can do and the physical architecture defines how it accomplishes its mission. Nowadays, a multidisciplinary team carries out the development of system architectures and they have to take into account a number of attributes and domains of knowledge. However, this development can be seen as an activity in which the Systems Engineering meets the Art. In some specific areas, the methods of the development of system architectures are already well formalized. However, when we analyze the development of architectures of multidomain systems, such as control systems, it is clear that there still is much room for rationalization. This thesis proposes an automatic method for developing functional and physical architectures of control systems by multi-objective optimization based on systems models, attributes and metrics. To do that, this thesis contains a literature review of existing methods of preparation and selection of system architectures, models and metrics of attributes of control systems, and multi-objective optimization. Then, the thesis presents the formulation of the proposed problem, describes three investigations (I1, I2 and I3) and approaches to their solutions. Further, the thesis describes the environment and models developed to prepare several alternative systems architectures for both static and dynamic systems. Results are presented with the main architectures, where each architecture is evaluated by means of the metrics chosen. Then, by means of multi-objective optimization and the Smallest Loss Criterion, an architecture / solution is selected by taking into account the balance between all metrics. Besides this, and the innovation of the method of generation of architectures, the use of the Smallest Loss Criterion to arrive at a solution that rationally balances the requirements of both Control Engineering and Systems Engineering are new achievements of this thesis.
AreaETES
Conteúdo da Pasta source
originais/@4primeirasPaginas.pdf 13/11/2013 15:50 805.1 KiB 
originais/Avaliação Final do aluno Francisco Carlos de Amorim Terceiro.pdf 01/11/2013 14:58 276.4 KiB 
originais/Tese_Doutorado_Amorim_III_rev22.docx 05/11/2013 11:07 4.5 MiB
originais/Tese_Doutorado_Amorim_III_rev22.pdf 11/11/2013 16:26 7.3 MiB
originais/Thumbs.db 11/11/2013 16:28 21.5 KiB 
publicacao.pdf 13/11/2013 16:44 7.1 MiB
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autorizacao.pdf 14/11/2013 10:29 418.6 KiB 
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Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m19@80/2009/08.21.17.02.53
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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Tipo de ReferênciaThesis
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 tereza@sid.inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.28.17.28.47
Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.13.59 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 Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas301
Número de Arquivos1
Tamanho5062 KiB
Área de 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
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-02-28 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
2018-06-05 04:13:59 :: administrator -> tereza@sid.inpe.br :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
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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 extit{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 extquotedblleft{ extit{Spacecraft Trajectory Simulator-STRS}} extquotedblright, Rocco (2008b), which assess the behavior of the orbital elements, the fuel consumption and the thrust applied to the satellite over the time.
AreaETES
ArranjoRepositório da BDMCI > Fonds INPE > Produção > CMC > Manobras orbitais de...
Conteúdo da Pasta source
Originais/@4primeirasPaginas-3.pdf 24/05/2013 14:19 773.8 KiB 
Originais/aprovacao.pdf 03/05/2013 09:20 165.7 KiB 
Originais/Dis_corrigida_280413.docx 24/05/2013 14:13 4.3 MiB
Originais/Dis_corrigida_280413.pdf 24/05/2013 14:27 3.7 MiB
Originais/P ginas de Dis_corrigida-Lista de Figuras.pdf 24/05/2013 14:37 65.3 KiB 
publicacao.pdf 27/05/2013 08:59 4.9 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 28/02/2013 14:28 1.7 KiB 
autorizacao.pdf 16/05/2013 09:35 1.5 MiB
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Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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e-Mail (login)tereza@sid.inpe.br
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Tipo de ReferênciaThesis
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Última Atualização2013:08.13.14.56.13 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/06.06.17.21.58
Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.14.09 administrator
Chave SecundáriaINPE-17245-TDI/2077
Chave de CitaçãoLopes:2013:AbMuOt
TítuloUma abordagem multi-objetivo para a otimização de trajetórias de uma vela solar
Título AlternativoAn approach for multi-objective optimization solar sail trajectories
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-05-24
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas132
Número de Arquivos1
Tamanho1693 KiB
Área de contextualização
AutorLopes, Igor Mainenti Leal
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
BancaRocco, Evandro Marconi (presidente)
Souza, Luiz Carlos Gadelha de (orientador)
Sousa, Fabiano Luis de Souza (orientador)
Galski, Roberto Luiz
Santos, Cláudia Celeste Celestino de Paula
Vieira Neto, Ernesto
Endereço de e-Mailrogimainenti@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-06-06 17:26:50 :: rogimainenti@gmail.com -> administrator ::
2013-07-19 01:42:21 :: administrator -> yolanda ::
2013-08-05 19:32:27 :: yolanda -> lmanacero@yahoo.com ::
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2018-06-05 04:14:09 :: administrator -> :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavevela solar, trajetória de veículo espacial, algoritmo evolutivo, Otimização Extrema Generalizada (GEO), otimização multi-objetivo, solar sail, spacecraft trajectory, evolutionary algorithm, Generalized Extremal Optimization (GEO), multi-objective optimization.
ResumoEste trabalho tem como objetivo propor uma abordagem multi-objetivo para o problema de trajetória ótima de uma vela solar. A vela solar é um sistema de propulsão de baixo empuxo que consiste em uma ampla e leve superfície capaz de usar a pressão de radiação do Sol para impulsionar um veículo espacial. A principal vantagem de uma vela solar é o fato de não consumir propelente. Entretanto, por ser um propulsor de baixo empuxo, para se obter um efeito significativo sobre o veículo, é necessária uma aplicação contínua de empuxo. Por esse motivo a identificação de trajetória ótima torna-se muito complexa. Além disso, por ser formada por uma estrutura grande e flexível, a realização de manobras de atitude pode provocar muitas vibrações indesejadas, que representa risco para a missão, além de consumir energia. Sendo assim, torna-se interessante minimizar o número de manobras, além do tempo de transferência para realização de missões interplanetárias. Com o intuito de abordar esse problema multi-objetivo, foi utilizado uma versão multi- objetivo da Otimização Extrema Generalizada com codificação real (M- GEO$_{real}$), por este ser um algoritmo capaz de abordar problemas complexos, com não linearidades e descontinuidades. No presente trabalho foi proposto um caso teste de transferência entre as órbitas da Terra e de Marte. Além da proposta de resolver esse problema de forma multi-objetivo, espera-se também determinar a eficiência e a eficácia do algoritmo ao abordar esse tipo de problema. Para tanto, antes do estudo multi-objetivo foi realizada uma abordagem mono-objetivo do problema. Essa primeira etapa do estudo teve como função estudar as melhores formas de abordar o problema e comparar versões mono-objetivo do GEO$_{real}$ ao algoritmo determinístico baseado em gradiente Programação Quadrática Sequencial (SQP - Sequential Linear Programming). Os resultados para o caso de otimização mono-objetivo demonstraram que a versão do GEO teve um melhor desempenho do que o SQP. Isso sugere que algoritmos estocásticos são mais eficientes do que determinísticos para abordagem de tal problema. O algoritmo M-GEO$_{real}$ retornou uma fronteira com 5 soluções viáveis e algumas dessas soluções foram dominadas pela solução obtida pelo GEO$_{real1}$. ABSTRACT: This work aims to propose a multi-objective approach to the problem of optimal solar sail trajectories. The solar sail is a low-thrust spacecraft that consist of a broad and light surface able to use the solar radiation pressure to propel a spacecraft. The main advantage of a solar sail is the fact of not consuming propellant. However, a low-thrust spacecraft needs a continuous activity to obtain a significant effect. For this reason the identification of optimal trajectory becomes very expensive. Moreover, attitude maneuvers can cause many unwanted vibrations, because solar sails are formed by a large and flexible structure. So, it could increase the mission risk and the energy consumption. Therefore, it becomes interesting to minimize the number of attitude maneuvers, besides the transfer time. In order to tackle this multi-objective problem, one used a multi-objective version of the Generalized Extremal Optimization with real codification (M-GEO$_{real}$), because this algorithm is capable to tackle complex problems with nonlinearities and discontinuities. Besides, is also expected to determine the efficiency and effectiveness of the algorithm to tackle such problem. Therefore, before multi-objective study, one realized a mono-objective approach to the problem. In this first stage, one studied the best way to tackle the problem and it was compared mono-objective versions of the GEO$_{real1}$ with the deterministic gradient-based algorithm Sequential Linear Programming (SQP). The mono-objective optimization results showed that the GEO$_{real1}$ algorithm had a better performance than the SQP. This suggests that stochastic algorithms are more efficient than deterministic approach to such kind of problems. Nevertheless, the M-GEO$_{real}$ algorithm presented difficulties to tackle this problem and returned a frontier with few feasible solutions. Furthermore, some of these solutions were dominated by the solution obtained by GEO$_{real1}$.
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ArranjoBDMCI > Fonds > Produção > CMC > Uma abordagem multi-objetivo...
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Chave SecundáriaINPE-17176-TDI/2022
Chave de CitaçãoPinheiro:2013:ApCoMi
TítuloAplicação do controlador misto H2/H∞ no controle da atitude de um microssatélite na presença de incertezas paramétricas
Título AlternativoApplication of a mixed control H2/H∞ in the attitude control system of a microsatellite in the presence of parametric uncertainty
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-02-25
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas139
Número de Arquivos1
Tamanho2798 KiB
Área de contextualização
AutorPinheiro, Erberson Rodrigues
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaKuga, Helio Koiti (presidente)
Souza, Luiz Carlos Gadelha de (orientador)
Macau, Elbert Einstein Nehrer
Martins Filho, Luiz de Siqueira
Endereço de e-Mailerberson@hotmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-03-15 16:05:00 :: erberson@hotmail.com -> yolanda ::
2013-03-20 17:42:58 :: yolanda -> erberson@hotmail.com ::
2013-04-24 04:21:01 :: erberson@hotmail.com -> administrator ::
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2013-05-16 13:10:23 :: lmanacero@yahoo.com -> tereza@sid.inpe.br ::
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2013-05-17 12:11:52 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2013
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2018-06-05 04:13:57 :: administrator -> :: 2013
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É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavemicrossatélite, incerteza paramétrica, controle misto, microsatellite, parametric uncertainty, mixed control.
ResumoO projeto de um sistema de controle de atitude de um satélite é de suma importância para o sucesso das missões espaciais, e tem como objetivo realizar manobras angulares para manter uma orientação específica. Devido as limitações financeiras das missões espaciais, constelações de satélites pequenos seriam uma escolha economicamente viável. No entanto, o sistema de controle de atitude de microssatélites é mais vulnerável às incertezas devido às variações do momento de inércia. Satélites artificiais estão sujeitos a dois tipos de incertezas: incerteza estruturada, que representa a incertezas de alguns parâmetros e a incerteza não estruturada, que está relacionada aos erros de modelagem. Essas incertezas devem ser levadas em consideração no projeto do sistema de controle, pois este pode perder desempenho e robustez. Para o caso de microssatélites com massa menor que 100kg a atitude é muito sensível a perturbações externas e as variações no momento de inércia. Diante de perturbações e incertezas, surge a necessidade de projetar um controle que seja robusto e ao mesmo tempo mantenha um bom desempenho. A proposta deste trabalho é a modelagem de um microssatélite e o estudo do controlador misto H$_{2}$/ H$infty$ via LMI e com alocação regional de pólos. ABSTRACT: The design of the satellite attitude control system is paramount to the success of the space missions that aims to perform angle maneuver and to maintain a specific orientation. Due to the space missions limited budget, small satellite c1uster or constellation would be an economical choice. From risk-sharing viewpoint, a number of smaller satellites have a significant reliability advantage over a bigger one. However, microsatellite attitude control system design becomes more vulnerable to uncertainty disturbances due to moment-of-inertia variation as the satellite has great decrease in size and weight. Artificial satellites are subject to two kinds of uncertainty: structure uncertainty that represent some satellite parameter variation and the unstructured uncertainty, which represent some kind of the satellite model errar. These uncertainty must be considered into the design of satellite attitude control, because the lost of robustness and performance. For microsatellite with mass less than 100kg the attitude is more sensitive to external disturbance and the moment-of-inertia variation. The purpose of this work is to model a microsatellite and to perform a mixed H$_{2}$/ H$infty$ Control via LMI optimization with regional pole placement.
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ArranjoINPE > Produção > CMC > Aplicação do controlador...
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m16d.sid.inpe.br
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Última Atualização2013:05.17.13.08.55 administrator
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Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.13.58 administrator
Chave SecundáriaINPE-17178-TDI/2024
Chave de CitaçãoSilva:2013:MaOrCo
TítuloManobras orbitais combinando uso de força gravitacional e impulso aplicado fora do periapside
Título AlternativoSwing-by maneuvers combining gravitacional force and an impulse applied out of the periapsis
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-02-28
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas244
Número de Arquivos1
Tamanho7296 KiB
Área de contextualização
AutorSilva, Alessandra Ferraz da
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
BancaRocco, Evandro Marconi (presidente)
Prado, Antônio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Winter, Othon Cabo (orientador)
Araújo, Rosana Aparecida Nogueira de
Santos, Cláudia Celeste Celestino de Paula
Endereço de e-Mailaleferrazsilva@hotmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-03-15 15:27:07 :: aleferrazsilva@hotmail.com -> yolanda ::
2013-03-15 16:17:25 :: yolanda -> aleferrazsilva@hotmail.com ::
2013-04-29 18:50:17 :: aleferrazsilva@hotmail.com -> yolanda ::
2013-05-13 19:52:09 :: yolanda -> lmanacero@yahoo.com ::
2013-05-17 13:09:24 :: lmanacero@yahoo.com -> tereza@sid.inpe.br ::
2013-05-22 13:34:02 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2013
2013-05-22 14:00:05 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2013
2018-06-05 04:13:58 :: administrator -> :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-ChaveSwing-By, manobras, trajetórias, satélite, Swing-By, maneuvers, trajectories, spacecraft.
ResumoExistem vários estudos na literatura sobre Manobras de Swing-By (também conhecidas como Manobras de Flyby). Este tipo de manobra é importante, pois gera uma economia de combustível que torna viável um grande número de missões que seriam impossíveis de serem realizadas sem esse conceito. Essa manobra pode ser estudada de forma independente ou combinada com a aplicação de forças propulsivas. Neste trabalho foi desenvolvido um algoritmo para o cálculo da variação da energia de uma manobra combinada onde a aplicação do impulso ocorre antes ou depois do periapside da órbita do veículo espacial, na vizinhança da esfera de influência do corpo secundário. A partir deste algoritmo inferiu-se que o ponto ótimo para aplicar o impulso é, em geral, fora do periapside e na direção não tangencial a órbita. Esse tipo de manobra poderá ser utilizado na missão ASTER, que prevê o envio de uma sonda até um asteroide, e que esta em estudo por diversas instituições brasileiras, incluindo o INPE e a FEG-UNESP. ABSTRACT: There are several papers in the literature about the Swing-By Maneuvers (also known as Flyby Maneuvers). This type of the maneuver is important, because it produces a fuel economy that makes viable a large number of the missions that would be impossible to be performed without this concept. This maneuver can be studied independent or combined with the application of propulsive force. In this work it was developed an algorithm for calculating the variation of energy of a combined maneuver where the impulse is applied before or after of the passage of the spacecraft by the periapsis and inside or outside the sphere of influence of secondary body. From this algorithm it is concluded that, in general, the optimal point to apply the impulse is out of the periapsis and in a direction that is not tangential to the orbit. This type of maneuver can be used in the ASTER mission, that will send a spacecraft to an asteroid, and that is under study by several Brazilian institutions, including the INPE and FEG-UNESP.
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ArranjoBDMCI > Fonds > Produção > CMC > Manobras orbitais combinando...
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Tipo de ReferênciaThesis
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Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP7W/3DG55TB
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.04.16.36
Última Atualização2013:05.06.12.47.40 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.04.16.36.53
Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.13.57 administrator
Chave SecundáriaINPE-17174-TDI/2020
Chave de CitaçãoSouza:2013:EsEfMo
TítuloEstudo dos efeitos do movimento de líquido e da flexibilidade no desempenho e na robustez do sistema de controle de atitude de um satélite artificial
Título AlternativoStudy of the effects of slosh and flexibility in the performance of attitude control system
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-02-25
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas146
Número de Arquivos1
Tamanho1901 KiB
Área de contextualização
AutorSouza, Alain Giacobini de
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaFonseca, Ijar Milagre da (Presidente)
Souza, Luiz Carlos Gadelha de (Orientador)
Zanardi, Maria Cecília Franca Paula Santos
Fenili, André
Endereço de e-Mailalaingiacobini@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-02-04 16:36:53 :: alaingiacobini@gmail.com -> administrator ::
2013-03-14 17:13:01 :: administrator -> yolanda@sid.inpe.br ::
2013-05-03 18:01:51 :: yolanda@sid.inpe.br -> yolanda ::
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2013-05-06 12:49:40 :: lmanacero@yahoo.com -> tereza@sid.inpe.br ::
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2018-06-05 04:13:57 :: administrator -> :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveslosh, flexibilidade, análogo mecânico, LQR, LQG, filtro de Kalman, H-infinito, slosh, flexibility, mechanical analogies, LQR, LQG, kalman fliter, H-infinity.
ResumoO projeto do Sistema de Controle de Atitude (SCA) de satélites artificiais torna- se mais difícil à medida que sua configuração possua componentes como painéis e antenas flexíveis e/ou tanques preenchidos com líquido, uma vez que tais componentes introduzem perturbações que podem afetar a dinâmica do satélite, tornando-a mais complexa, bem como o desempenho e a robustez do SCA. Portanto, torna-se de extrema importância levar em consideração tais efeitos no projeto do SCA de satélites rígido-flexíveis. Além disso, embora um controlador bem projetado possa suprimir tais perturbações rapidamente, a ação do controlador poderá ficar limitada ao erro de apontamento devido ao tempo mínimo necessário para suprimir tais perturbações afetando, portanto sua aquisição de atitude. Neste trabalho investigam-se os efeitos do movimento de líquido (slosh) e da flexibilidade de um painel solar no desempenho e na robustez do SCA de um satélite artificial. Para isso, desenvolveram-se quatro modelos, sendo eles: um modelo A em que se considera apenas o corpo rígido, o modelo B que é o corpo rígido mais um tanque semipreenchido com um líquido, o modelo C é constituído do modelo B mais um apêndice flexível e o modelo D em que se considera apenas o corpo rígido mais o apêndice flexível. Utiliza-se a dinâmica de um pêndulo como análogo mecânico da dinâmica do movimento do líquido e a técnica do filtro de Kalman para estimar parâmetros do sistema. Particularmente, estima-se o comprimento da haste do pêndulo e sua frequência de oscilação a fim de interpretar os efeitos do movimento do líquido. Projeta-se a estes modelos dois SCA, um usando o método do Regulador Linear Quadrático (LQR) e outro usando a técnica do Regulador Linear Gaussiano (LQG). Para os modelos B e C projeta-se usando as leis de controle usando os métodos LQR e LQG considerando a estimação do pêndulo ao mesmo tempo. Para o modelo D projetou-se uma lei de controle usando o método H infinito. As leis de controle projetadas com os métodos LQR e LQG apresentaram um bom desempenho. Ao efetuar a estimação ao mesmo tempo em que se tem a ação da lei de controle, foi observado que os polos começaram a migrar para uma região de maior estabilidade melhorando a resposta do controlador. Por fim a lei de controle projetada, no modelo D, com o método H infinito foi capaz de controlar a flexibilidade, mas apresentou uma resposta lenta, devido à dificuldade de se encontrar uma planta generalizada que satisfaça as condições de uso deste método. ABSTRACT: The design of the satellite Attitude Control System (ACS) becomes more complex when the satellite structure has great number of components like, flexible solar panels and antennas, mechanical manipulators and tanks with fuel. As result, the ACS performance and robustness can depend on the effects of dynamics interaction between these components being considered in the satellite controller design. When the satellite is performing a translational and/or rotational maneuver the fuel slosh motion can change the center of mass position damaging the ACS accuracy. Therefore, controller performance and robustness depend not only on a good control technique but also on the knowledge of the system interactions characteristics. In this work one designs the ACS for four models: Model A is rigid satellite, Model B is rigid satellite with a partially filled fuel tank taking into account the slosh dynamics using mechanical analogies, Model C a same rigid satellite with the slosh dynamics and a flexible arm (solar panel) and Model D is a rigid satellite with a flexible arm (solar panel). In first case we estimate a parameter of the mechanic analogous (slosh parameter) using a Kalman filter and after that we design two ACS for these models using the Linear Quadratic Regulator (LQR) and the Linear Quadratic Gaussian (LQG). For the Models B and C we design two control laws using the LQR and LQG methods and considering at the same time the estimation of the rod. The Model D we develop a control law using the H infinity method. The results using the methods LQR and LQG was satisfactory and the results using at the same time the estimation of the slosh parameter, in model B and C. We have interesting results: the poles of the system run to a zone of more stability. The results using the method H infinity in model D is not so satisfactory, but it was able to control the flexibility.
AreaETES
ArranjoINPE > Produção > CMC > Estudo dos efeitos...
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Originais/Alain Giacobini de Souza.doc 25/04/2013 08:17 4.4 MiB
Originais/Alain Giacobini de Souza.pdf 24/04/2013 14:38 2.2 MiB
Originais/folha de aprovacao.pdf 25/04/2013 11:53 152.7 KiB 
publicacao.pdf 06/05/2013 09:22 1.9 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 04/02/2013 14:36 1.7 KiB 
autorizacao.pdf 06/05/2013 09:47 3.3 MiB
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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Área de notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel doi electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readpermission resumeid rightsholder secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
Área de identificação
Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m16d.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP7W/3DGNKP2
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Última Atualização2013:08.12.14.29.19 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/02.08.16.21.42
Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.13.57 administrator
Chave SecundáriaINPE-17228-TDI/2061
Chave de CitaçãoTagawa:2013:EsCoAt
TítuloEstudo de um controlador de atitude em um simulador de Aviônica Modular Integrada (IMA) aplicado ao satélite Amazônia-1
Título AlternativoStudy of an attitude controller in a Simulated Integrated Modular Avionics (SIMA) applied to Amazônia-1 satellite
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-04-02
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas303
Número de Arquivos1
Tamanho7304 KiB
Área de contextualização
AutorTagawa, Gitsuzo de Brito Siqueira
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
BancaFonseca, Ijar Milagre da (presidente)
Souza, Marcelo Lopes de Oliveira (orientador)
Ricci, Mario Cesar
Moreira, Fernando José de Oliveira
Paiva, Henrique Mohallem
Endereço de e-Mailgitsuzo@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-02-08 16:22:37 :: gitsuzo@gmail.com -> administrator ::
2013-07-19 01:42:12 :: administrator -> yolanda ::
2013-07-29 13:58:55 :: yolanda -> lmanacero@yahoo.com ::
2013-08-08 16:13:33 :: lmanacero@yahoo.com -> tereza@sid.inpe.br ::
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2018-06-05 04:13:57 :: administrator -> :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-ChavePlataforma MultiMissão (PMM), Sistema de Controle de Atitude e Órbita (AOCS), Aviônica Modular Integrada (IMA), Multimission Platform (MMP), Integrated Modular Aviônics (IMA), Attitude and Orbit Control System (AOCS).
ResumoO conceito IMA ( extit{Integrated Modular Avionics}) tem sido alvo de estudo em centros de renome como NASA e ESA, em grandes empresas como Boeing e Airbus etc. Com intuito de explorar esse conceito, este trabalho modela, implementa e simula um Sistema de Controle de Atitude (SCA) compatível com o modo nominal da Plataforma MultiMissão (PMM) do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) em um Simulador de IMA (SIMA). As simulações iniciam-se com um sistema simples, o Massa-Mola-Amortecedor (MMA). Em seguida, é feita a modelagem, implementação e simulação do SCA. Todas as simulações são feitas em MatLab, linguagem C e SIMA, e os valores são comparados e concordam entre si. Além disso, simularam-se ambos os sistemas, MMA e SCA, em um mesmo módulo, dividido em seis partições e, inseriu-se uma falha em uma das partições do MMA. Apesar da falha desta partição, as demais partições do SCA continuaram seu funcionamento normalmente. Os resultados demonstram a viabilidade no uso da plataforma IMA e provam que o particionamento baseado no conceito IMA é robusto. ABSTRACT: The IMA (Integrated Modular Avionics) concept has been studied at NASA and ESA, in big companies such as Boeing and Airbus etc. In order to explore this concept, this work models, implements and simulates an Attitude Control System (ACS) compatible with the nominal mode of the MultiMission Platform (MMP) of INPE (National Institute for Space Research) in a Simulated Integrated Modular Avionics (SIMA).The simulations begin with a simple system, the Mass-Spring-Damper (MSD). After that, the modeling, implementation and simulation of the ACS are done. All the simulations are performed in MatLab, C language and SIMA, and their results are compared and agreed one with each other. Moreover, both systems, MSD and ACS, are simulated within the same module, divided in 6 partitions, and a fault was introduced in one of the MSD partitions. Despite the fault within this partition, the partitions, the ACS partitions remaining kept working properly. The results demonstrate the viability of the use of the IMA platform, and prove that the partitioning based on IMA concept is robust.
AreaETES
ArranjoBDMCI > Fonds > Produção > CMC > Estudo de um...
Conteúdo da Pasta source
Originais/@4primeirasPaginas-7.pdf 07/08/2013 14:51 777.0 KiB 
Originais/aprovacao.pdf 15/07/2013 15:55 161.0 KiB 
Originais/Gitsuzo Tagawa - FINAL Definitivo.docx 23/07/2013 08:06 13.4 MiB
Originais/Gitsuzo Tagawa - FINAL Definitivo.pdf 08/08/2013 11:06 14.3 MiB
publicacao.pdf 08/08/2013 12:55 7.2 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 08/02/2013 14:21 1.7 KiB 
autorizacao.pdf 08/08/2013 13:12 2.4 MiB
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP7W/3DGNKP2
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP7W/3DGNKP2
Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosadministrator
gitsuzo@gmail.com
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yolanda.souza@mcti.gov.br
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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Permissão de Atualizaçãonão transferida
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Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m19@80/2009/08.21.17.02
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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 readpermission resumeid secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m16d.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP7W/3F7Q5U2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m19/2013/11.12.19.30
Última Atualização2014:01.27.12.03.00 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2013/11.12.19.30.57
Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.14.57 administrator
Chave SecundáriaINPE-17302-TDI/2115
Chave de CitaçãoVenditti:2013:MaOrRe
TítuloManobras orbitais ao redor de corpos irregulares
Título AlternativoOrbital maneuvers around irregular bodies
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2013
Data2013-11-22
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas228
Número de Arquivos1
Tamanho6490 KiB
Área de contextualização
AutorVenditti, Flaviane Cristine Faria
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaWinter, Othon Cabo (presidente)
Rocco, Evandro Marconi (orientador)
Silva, Áurea Aparecida da
Carvalho, Francisco das Chagas
Chanut, Thierry Grégory Gil
Endereço de e-Mailmoonflav@yahoo.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-11-12 19:34:43 :: moonflav@yahoo.com -> administrator ::
2013-11-23 16:32:24 :: administrator -> yolanda ::
2013-11-25 12:49:20 :: yolanda -> administrator ::
2013-12-08 06:22:44 :: administrator -> moonflav@yahoo.com ::
2013-12-17 16:22:29 :: moonflav@yahoo.com -> administrator ::
2014-01-24 13:02:03 :: administrator -> yolanda@sid.inpe.br ::
2014-01-24 13:32:06 :: yolanda@sid.inpe.br -> yolanda ::
2014-01-24 13:33:09 :: yolanda -> administrator ::
2014-01-24 13:35:30 :: administrator -> yolanda@sid.inpe.br ::
2014-01-24 13:48:40 :: yolanda@sid.inpe.br -> lmanacero@yahoo.com ::
2014-01-24 15:26:57 :: lmanacero@yahoo.com -> tereza@sid.inpe.br ::
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2014-01-27 12:11:23 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2013
2018-06-05 04:14:57 :: administrator -> :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavemanobras orbitais, asteroides, trajetórias, pequenos corpos, orbital maneuvers, asteroids, trajectories, minor bodies.
ResumoO objetivo principal deste trabalho foi estudar manobras ao redor de corpos irregulares. Para o controle de trajetória foi utilizada propulsão contínua controlada em malha fechada, tanto para manobras de correção, que são manobras de pequena amplitude que visam anular os efeitos das perturbações, quanto para manobras de transferência, que são manobras de grande amplitude visando alterar elementos orbitais iniciais. A modelagem para o campo gravitacional dos corpos irregulares foi desenvolvida com o auxílio do modelo de poliedros, desenvolvidos por meio de observação de dados reais dos asteroides e disponibilizados pelo JPL/NASA. Esses modelos foram adaptados para uma abordagem de concentrações de massa, o que tornou possível a realização de manobras orbitais ao redor dos asteroides selecionados. Um estudo de quatro modelos diferentes de concentrações de massa foi desenvolvido e analisado para que, assim, o modelo mais indicado fosse utilizado de acordo com objetivos desejados no trabalho. ABSTRACT: The main goal of this work was to study maneuvers around irregular bodies. Continuous low thrust controlled in closed loop was used for the trajectory control, both for correction maneuvers, which are maneuvers of small amplitude with the objective of nullifying the effects of perturbation, and for transfer maneuvers, which are maneuvers of large amplitude, in order to change the initial orbital elements. The model for the gravitational field of irregular bodies was developed with the assistance of the polyhedron model, developed after observation of actual data from asteroids and provided by JPL / NASA. These models were adapted to work with a mass concentrations approach, which made it possible to perform orbital maneuvers around the selected asteroids. A study of four different models of mass concentrations were developed and analyzed, so that the most suitable model could be used, according to the desired goals.
AreaETES
ArranjoBDMCI > Fonds > Produção > CMC > Manobras orbitais ao...
Conteúdo da Pasta source
originais/@4primeirasPaginas.pdf 23/12/2013 13:52 804.6 KiB 
originais/Banca Examinadora da alina- Flaviane Cristine Faria Venditti.pdf 14/01/2014 14:01 399.0 KiB 
originais/TeseFinalCorBiblio4.doc 17/12/2013 14:16 17.3 MiB
originais/TeseFinalCorBiblio4.pdf 17/12/2013 16:32 6.2 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 24/01/2014 11:51 1.3 MiB
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP7W/3F7Q5U2
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP7W/3F7Q5U2
Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
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yolanda.souza@mcti.gov.br@sid.inpe.br
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m19@80/2009/08.21.17.02.53
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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