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Data e hora local de busca: 23/10/2020 03:02.

Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3HHFMR2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/12.09.13.21
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/12.09.13.21.52
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17462-TDI/2253
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoFernandes:2014:EsTéMo
AutorFernandes, Diego Camilo
TítuloEstudo da técnica de modulação por espaço vetorial para comutação de motores sem escovas aplicados a rotores de inércia
Ano2014
BancaRicci, Mario Cesar (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Milani, Paulo Giácomo
Arias, Ronaldo
Romano, Rodrigo Alvite
Data2014-05-27
Título AlternativoStudy of the space vector modulation method for switching of the brushless motors (BLDC) applied to rotor of inertia
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chaveroda de reação, modulação por espaço vetorial, motor sem escovas, reaction wheel, space vector modulation, brushless motors.
ResumoEmbora a concepção e o funcionamento de rodas de reação para uso espacial sejam de simples compreensão, seu projeto, desenvolvimento, qualificação, produção e testes seguem padrões da área espacial, exigindo requisitos de alta confiabilidade do sistema e tornando bastante complexo seu projeto. Tendo em vista a alta exigência dos padrões aeroespaciais justifica-se um estudo mais aprofundado de técnicas que propiciem a otimização das características convencionais de circuitos comutadores para motores, em especial aqueles cuja topologia aplicam-se a motores sem escovas. Deste modo, o estudo da técnica de modulação por espaço vetorial (SVM) aplicada como estratégia de comutação de motores sem escovas (BLDC), apresentada neste trabalho, objetiva compreender as principais características desta técnica digital e simultaneamente avaliar sua aplicabilidade na mitigação de uma das fontes contribuintes no efeito da ondulação do torque comandado, quando, sob condições de baixa velocidade, uma roda de reação equipada com um motor BLDC estará submetida. Utilizando a plataforma de desenvolvimento de mercado, DRV8301-LS31, dotada da eletrônica embarcada necessária para análise proposta, foi implementada uma variante desta técnica de modulação cujo resultado obtido, após avaliação das curvas de respostas do sistema mediante ao regime de operação em baixas rotações, demonstra eficiência em reduzir oscilações no eixo motor provenientes do circuito comutador e boa estabilidade no controle de velocidades próximas a 10 rpm. ABSTRACT: Although the conception and operation of reaction wheels for aerospace applications are easily understood, its design, development, qualification, production and tests requires high reliability of the system and makes the project quite complex. The high demand of aerospace standards justify further studies of techniques that facilitate the optimization of the characteristics of conventional switching circuits for motors, particularly those whose topology can be applied to brushless DC (BLDC) motors. Thus, the study of the space vector modulation (SVM) method applied to the commutation strategy of BLDC motors presented in this work aims to understand the main characteristics of this technology and to evaluate its effectiveness in the mitigation of the contributing sources in the ripple torque, in which, under low speed operation, reaction wheel equipped with a BLDC motor will be subjected. A variant of this modulation technique was implemented here, by means of the development platform (kit) DRV8301-LS31, endowed with the onboard electronics required for the proposed analysis. The results obtained after evaluation of the response curves of the system at low speed operating regimes, demonstrates its efficiency in reducing fluctuations in the drive shaft resulting from the switching circuit and provides good stability in control of speeds close to 10 rpm.
Número de Páginas131
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho44412 KiB
Número de Arquivos5
Última Atualização2015:02.10.13.12.26 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.40 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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originais/avaliação final pagina 2 do aluno Diego Camilo Fernandes.pdf 16/12/2014 16:23 21.7 KiB 
originais/Dissertação DCFernandes 2014_11_30_rev3-11dez14.docx 29/01/2015 11:07 17.0 MiB
originais/Dissertação DCFernandes 2014_11_30_rev3-11dez14.pdf 29/01/2015 11:14 6.9 MiB
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autorizacao.pdf 10/02/2015 11:12 575.5 KiB 
Histórico2014-12-09 13:22:19 :: dcamilo_82@hotmail.com -> administrator ::
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2014-12-12 22:22:15 :: dcamilo_82@hotmail.com -> administrator ::
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2015-02-19 16:19:12 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: -> 2014
2018-06-04 03:04:40 :: administrator -> :: 2014
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype url versiontype
Data de Acesso23 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3HA3MTB
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/10.24.18.24
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/10.24.18.24.01
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17476-TDI/2264
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoBrasil:2014:EsFoDi
AutorBrasil, Pedro Ivo de Oliveira
TítuloEstudo da formação dinâmica de objetos transnetunianos destacados próximos a ressonâncias de movimentos médios com Netuno
Ano2014
BancaYokoyama, Tadashi (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Gomes, Rodney da Silva (orientador)
Winter, Othon Cabo
Roig, Fernando Virgilio
Carruba, Valerio
Oliveira, Rafael Sfair de
Data2014-11-24
Título AlternativoStudy of the dynamical formation of trans-neptunian objects close to mean motion resonances with neptune
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chaveobjetos transnetunianos, essonâncias orbitais, sistema solar, trans-neptunian objects, orbital ressonances, solar system.
ResumoAtualmente são conhecidos mais de mil objetos em órbitas transnetunianas, mas estima-se que o número total de corpos deste tipo possa passar de centenas de milhões. O cinturão de Kuiper contém pelo menos quatro regiões dinamicamente distintas das quais a mais recentemente determinada é a do disco estendido espalhado (ESD), cujos objetos são também denominados de objetos destacados. Um dos objetos pertencentes a esta região, 2004XR190, tem uma órbita peculiar com pequena excentricidade e alta inclinação, sugerindo que algum processo dinâmico foi responsável pela excitação deste último elemento. Gomes (2011) conseguiu reproduzir numericamente órbitas similares às de 2004XR190 como fruto do espalhamento do disco primordial de partículas responsável pela migração dos planetas gigantes no Sistema Solar primitivo. Através de interações entre as ressonâncias (Kozai+MMR) a partícula pode ser destacada após experimentar um modo de baixa excentricidade da ressonância. Nesta tese pretende-se estudar, através de uma metodologia numérica e semi-analítica, mecanismos dinâmicos tais como as ressonâncias de movimentos médios (MMR), a ressonância de Kozai e o acoplamento entre ambas. Em princípio, os mesmos mecanismos que produzem $2004XR_{190}$ seriam capazes de gerar órbitas de corpos próximos a outras MMRs. Aqui pretende-se estudar estas possibilidades, a fim de realizar previsões de possíveis órbitas para corpos ainda não observados no cinturão de Kuiper. ABSTRACT: More than one thousand transneptunian objects are currently known, but it is estimated that this number can be as big as hundreds of millions, The Kuiper Belt contains at least four dynamically distinct regions of which the rnost recently determined is the extended scattered disk (ESD), whose objects are also called detached objects. One of the objects belonging to this region, 2004XR190, has a peculiar orbit with small eccentricity and high inclination, suggesting that some dynamical process was responsible for the excitation of the latter element. Gomes (2011) was able to numerically reproduce orbits similar to those of 2004XR190 as the the result of scattering of the primordial planetesimals disk responsible for the migration of the giant planets in the early solar system. Through interactions between resonances (Kmmi+MMR) the particle could be detached from resonance after experiencing a low eccentricity mode resonance. In this thesis we intend to study, thraugh numerical and semi-analytical methods, mechanisms such as mean motion resonances (MMR), Kozai resonance, and the coupling between both. In principle, the same mechanism that produced $2004XR_{190}$ is capable of generating bodies dose to other MMR's. Here we intend to study this possibility in order to make predictions of possible orbits for bodies not yet observed in the Kuiper Belt.
Número de Páginas83
Idiomapt
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho17770 KiB
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Última Atualização2015:02.23.12.06.10 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.29 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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2014-11-10 19:44:23 :: pedro_brasil87@hotmail.com -> yolanda ::
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2018-06-04 03:04:29 :: administrator -> :: 2014
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Data de Acesso23 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GNNJ2B
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.28.19.09
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.28.19.09.15
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17424-TDI/2226
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoMartins:2014:PrDeCo
AutorMartins, Fernando de Almeida
TítuloProjeto e desenvolvimento de um controlador de motores "brushless" (BLDC) para aplicação em volantes e rodas de inércia
Ano2014
BancaKuga, Hélio Koiti (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Ricci, Mario Cesar
Milani, Paulo Giácomo
Kucinskis, Fabricio de Novaes
Romano, Rodrigo Alvite
Data2014-05-29
Título AlternativoDesign and construction of a motor controller "brushless" (BLDC) application for steering wheels and wheels of inertia
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chaveroda de reação, controlador eletrônico, motor sem escovas BLDC, FPGA, satélite, reaction wheel, electronic control, brushless motor BLDC, FPGA, satellite.
ResumoEste trabalho apresenta o projeto e o desenvolvimento de uma eletrônica para controle de motores de corrente contínua sem escovas (emph{Brushless DC Motor }- BLDC). A aplicação visada é o emprego deste controlador em rodas de reação para sistemas de controle de atitude de satélites. O principal objetivo e o foco da aplicação foi o desenvolvimento e construção de vários métodos para acionar o motor e medir os parâmetros de desempenho. A placa projetada criou uma plataforma adequada para o estudo do acionamento, e testes de software para o acionamento das fases do BLDC. O uso de dispositivos programáveis, como micro-controladores e dispositivos programáveis lógicos como FPGA permitiram projetar diferentes estratégias de controle. Combinando vários tipos de sensores e dados externos adquiridos de sensores pela placa eletrônica, procedimentos de controle em malha fechada puderam ser experimentados com diferentes sensores. Os resultados são apresentados e o desempenho é comparado com o de uma roda de reação típica. ABSTRACT: This work presents the design and development of an electronic board to control Brushless DC Motors (BLDC). The main application of this work is to use the board to control the BLDC of a reaction wheel and to apply it to satellite attitude control systems (ACS). The focus was the development and construction of several methods to drive the motor and to measure the performance parameters. The designed board created a plataform suitable for BLDC driving studies and software testing. The use of programmable devices like micro-controllers and logical programmable devices like FPGA allows to project different control strategies. Combining many types of sensors and external data acquired by the electronic board, closed loop control procedures could be experimented with different sensors. The results collected from control performance and a comparison of motor performance with a typical RW were presented.
Número de Páginas141
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho9444 KiB
Número de Arquivos1
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Última Atualização2014:10.20.16.04.30 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.23 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
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Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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originais/@4primeirasPaginas.pdf 21/08/2014 14:37 149.5 KiB 
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originais/Dissertação_FMartins_rev_280714.docx 29/07/2014 14:27 5.9 MiB
originais/Páginas de Avaliação final - Fernando de Almeida.pdf 31/07/2014 08:56 200.1 KiB 
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 01/10/2014 11:04 535.5 KiB 
Histórico2014-07-28 19:12:34 :: fmartins_eng@yahoo.com -> yolanda ::
2014-07-29 11:15:35 :: yolanda -> fmartins_eng@yahoo.com ::
2014-07-29 14:10:32 :: fmartins_eng@yahoo.com -> administrator ::
2014-08-01 04:58:12 :: administrator -> yolanda ::
2014-10-01 14:06:00 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-10-02 18:06:17 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-10-02 18:46:36 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2014-10-20 15:44:30 :: administrator -> yolanda :: 2014
2014-10-20 16:04:57 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br :: 2014
2014-10-20 16:05:16 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2018-06-04 03:04:23 :: administrator -> :: 2014
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
Data de Acesso23 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GMLDNP
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.22.03.44
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.22.03.44.41
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17418-TDI/2220
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoSilva:2014:EsFuMé
AutorSilva, Suely
TítuloEstudo da fusão dos métodos LQG/LTR e SDRE para o controle de uma classe de sistemas não lineares
Ano2014
BancaSouza, Marcelo Lopes de Oliveira (presidente)
Milani, Paulo Giácomo (orientador)
Carrara, Valdemir
Cruz, José Jaime da
Yoneyama, Takashi
Data2014-02-28
Título AlternativoStudy of the fusion of the methods LQG/LTR and SDRE for the control of a class of nonlinear system
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavesistemas não lineares, controle LQG/LTR, SDRE, estabilidade de Lyapunov. nonlinear systems, LQG/LTR control, SDRE, Lyapunov stability.
ResumoEste trabalho propõe uma técnica para o controle de sistemas não lineares que realiza uma extensão da metodologia LQG/LTR através da utilização dos conceitos da teoria SDRE. São apresentadas as condições para a aplicação da técnica e provas de estabilidade local para uma classe de sistemas não lineares. A técnica é, em primeiro lugar, apresentada com base na literatura disponível, onde se mostra que podem existir soluções ótimas e subótimas. Deriva-se uma prova da existência de soluções para o uso do modelo de compensação LQG/LTR aplicado a sistemas de controle não lineares, onde se apresenta que as condições de existência desse tipo de solução exigem apenas que o sistema seja Estabilizável e Detectável, permitindo que se possa aplicar o método iterativamente em uma malha de controle. São realizadas análises para verificação da preservação das propriedades da metodologia LQG/LTR quando aplicada ao caso não linear. Realizam-se comparações com a literatura, onde se mostra que melhores resultados podem ser conseguidos através do emprego desta técnica. Finalmente, apresentam-se os resultados de seu emprego para o controle de um sistema não linear que representa a dinâmica de um satélite artificial. ABSTRACT: This work proposes a technique for the control of nonlinear systems that is an extension of the LQG/LTR methodology, obtained using the SDRE theory concepts. Conditions for the technique application are presented as well as proofs of local stability for one generic class of nonlinear systems. The technique is firstly presented based on the available literature, where it is shown that there may exist optimal and suboptimal solutions. One proof of the existence of solutions for the use of the LQG/LTR compensation model applied to nonlinear control systems is derived. Then it is presented that the conditions for the existence of this kind of solution requires only the stabilizability and the detectability of the system. These conditions allow the method to be applied iteratively in one control loop. An analysis is carried out to verify the preservation of the LQG/LTR methodology properties. Comparisons with the literature are performed, showing that better results can be obtained employing this technique. Finally, the results of its application for the control of a nonlinear system that represents an artificial satellite dynamics are presented.
Número de Páginas167
Idiomapt
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho5168 KiB
Número de Arquivos1
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Última Atualização2014:10.20.17.39.51 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.23 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
Estágio do Documentoconcluido
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Endereço de e-Mailsue.silvap@gmail.com
Grupo de Usuáriosadministrator sue.silvap@gmail.com tereza@sid.inpe.br yolanda.souza@mcti.gov.br
Grupo de Leitoresadministrator sue.silvap@gmail.com tereza@sid.inpe.br yolanda.souza@mcti.gov.br
Visibilidadeshown
Transferível1
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Estágio do Documentonot transferred
Repositório de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
Permissão de Leituraallow from all
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Conteúdo da Pasta source
originais/@4primeirasPaginas.pdf 01/08/2014 09:15 149.0 KiB 
originais/avaliação final pagina 2 da aluna Suely Silvia.pdf 29/07/2014 09:47 194.3 KiB 
originais/Tese de Doutorado _ Suely Silva.docx 24/07/2014 16:27 5.2 MiB
originais/Tese de Doutorado _ Suely Silva.pdf 24/07/2014 16:28 5.0 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 28/08/2014 15:12 615.7 KiB 
Histórico2014-07-22 03:50:58 :: sue.silvap@gmail.com -> administrator ::
2014-07-22 07:41:57 :: administrator -> yolanda ::
2014-07-22 17:21:08 :: yolanda -> sue.silvap@gmail.com ::
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Data de Acesso23 out. 2020
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Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GLFEH5
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.14.20.56
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.14.20.56.34
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17426-TDI/2228
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoSiqueira:2014:CaCaUn
AutorSiqueira, Rafael Henrique de
TítuloCaracterização e calibração de unidade de giros em configuração redundante para teste de desempenho em determinação de atitude
Ano2014
BancaMilani, Paulo Giácomo (presidente)
Kuga, Hélio Koiti (orientador)
Carrara, Valdemir (orientador)
Ricci, Mario Cesar
Baroni, Leandro
Data2014-05-28
Título AlternativoCharacterization and calibration of gyroscope unit in redundant configuration for performance testing in attitude determination
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavegiroscópio, calibração de giroscópios, redundância, determinação de atitude, gyroscope, calibration of gyros, redundancy, attitude determination.
ResumoGiroscópios a fibra óptica (GFO) são sensores utilizados em satélites para sistema de navegação inercial devido ás suas características de precisão, menor custo e viabilidade de industrialização. Os testes de giroscópios isolados do tipo emph{Laser} ou Fibra Ótica são bastante difundidos e estão devidamente padronizados em normas específicas. Entretanto ao se integrarem essas unidades em uma estrutura mecânica, chamada de UMI (Unidade de Medida Inercial), podem ocorrer vários problemas que concorrem para piorar o desempenho da unidade. Este trabalho apresenta a calibração de um conjunto composto por quatro giroscópios de fibra ótica, em uma configuração tetraédrica, que foram desenvolvidos em empresa nacional. Neste trabalho, a calibração é realizada em solo através de ensaios em uma mesa servo-controlada de alta precisão de 3 eixos que cobre a faixa de trabalho dos giroscópios escolhidos. O procedimento é descrito matematicamente e detalhes de sua aplicação à UMI tetraédrica são apresentados tais como: infraestrutura, hardware e software, coleta de dados e aferição de resultados. Uma análise via variância Allan é realizada de modo a detectar e avaliar as principais fontes de ruídos existentes nos GFO nacionais. Como aplicação prática, é mostrado um teste com o objetivo de avaliar o erro acumulado em determinação de atitude com os giros calibrados e não-calibrados. Conclui-se que o procedimento de calibração desenvolvido neste trabalho poderá ser usado para testes de UMI com geometria tetraédrica que tenham potencial de utilização para as próximas missões brasileiras. ABSTRACT: Fiber optic gyros (FOG) sensors are widely used in satellites for inertial navigation system due to their characteristics of precision, lower cost and industrial feasibility. Tests for individual Laser Gyro or Fiber Optic Gyro types are quite widespread and have their specific standards. However on assembling them into a mechanical structure, named IMU (Inertial Measurement Unit), several problems that contribute to decrease the performance of the unit may take place. This paper presents the calibration of a set consisting of four fiber optic gyroscopes in a tetrahedral configuration, developed by a Brazilian company. In this work the on-ground calibration is performed through a 3-axis servo-controlled turn table covering the working range of the chosen gyros. The procedure is mathematically described and details of its application to the tetrahedron UMI are presented such as: infra-structure, hardware and software, data collection and of results. An Allan variance analysis is performed in order to detect and evaluate the main sources of noise existing in there Brazilian FOGs. As a practical application, a test with the aim of evaluating the accumulated error on attitude determination with the calibrated and non-calibrated gyros is shown. One concludes that the calibration procedure developed in this work could be used for tests in IMUs with a tetrahedral geometry (or not) that have potential to be utilized in the next Brazilian missions.
Número de Páginas138
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho8615 KiB
Número de Arquivos1
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Última Atualização2014:09.03.13.14.32 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.21 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
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Data de Acesso23 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GK4L3P
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.06.06.17
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.06.06.17.39
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17414-TDI/2217
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoOliveira:2014:EsCaMa
AutorOliveira, Alexandre Macedo de
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloEstimação das características de massa de mancais aerostáticos para aplicações espaciais
Ano2014
BancaRicci, Mario Cesar (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Kuga, Hélio Koiti (orientador)
Fenili, André
Martins Filho, Luiz de Siqueira
Data2014-06-18
Título AlternativoAir bearing mass characteristics estimation for space applications
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chaveestimação, mancais aerostáticos, filtro de Kalman, controle de atitude, sistemas inerciais. estimation, air bearing, Kalman filtering, attitude control, inertial systems.
ResumoMancais aerostáticos têm sido utilizados em testes de sistemas de controle de atitude de satélites e para a verificação do software e da eletrônica embarcada há mais de 50 anos. Para a validação do ambiente de simulação do sistema de controle de atitude, é necessário o conhecimento acurado das características de massa do conjunto: momentos de inércia e localização do centro de gravidade. A caracterização destas propriedades é muito importante, uma vez que um desalinhamento entre este centro e o centro de rotação do mancal provoca torques indesejados na mesa, que podem ser superiores às perturbações normalmente encontradas no ambiente espacial, inviabilizando a característica do experimento de simular um ambiente de torques mínimos em solo. Neste trabalho são sugeridos dois métodos para estimação das características de massa de duas plataformas baseadas em mancais aerostáticos com três graus de liberdade. Os métodos utilizam medidas de posição e velocidade angulares provenientes de sensores acoplados ao corpo, e são capazes de estimar a atitude, momentos de inércia e posição do centro de gravidade do conjunto. Os algoritmos são baseados na dinâmica não-linear do movimento de atitude de um corpo rígido em conjunto com técnicas não-lineares de estimação (filtro de Kalman estendido e mínimos quadrados não-linear). Para se chegar aos objetivos propostos, vários sensores e atuadores foram integrados aos mancais e entre si. Para a validação dos valores estimados, um algoritmo de controle simples para cada plataforma foi desenvolvido, com o intuito de comparar a resposta ao controle no domínio do tempo. ABSTRACT: Air bearings have been used for tests on satellite attitude control systems and for software and embedded electronic inspection for over 50 years. To validate the simulation environment of the attitude control system, the accurate knowledge of the mass characteristics (moments of inertia and center of gravity) of the assembly is necessary. This characterization is very important, since a misalignment between this center and the air bearing rotation center causes undesirable torques on the table, which can be higher than those disturbances normally found at the space environment, invalidating the minimum-torque environment property of the simulator. This work suggests two methods for estimating the mass characteristics of two different three degrees of freedom air bearings. The methods uses angular positions and velocities measurements from body-fixed sensors, and it is capable of estimating the attitude, moments of inertia and the gravity center of the assembly. The algorithms are based on the nonlinear dynamics of a rigid body attitude motion together with nonlinear techniques of estimation (extended Kalman filter and nonlinear least squares). To reach the proposed aims, different sensors and actuators were acquired and integrated with each other. To validate the estimated values, a sim ple control algorithm for each platform was developed in order to compare the response to the control in the time domain.
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho5985 KiB
Número de Arquivos1
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Última Atualização2014:10.09.14.08.17 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.21 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
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Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark nextedition notes number numberofpages orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
Data de Acesso23 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GJGRS2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.02.21.27
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.02.21.27.49
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17439-TDI/2238
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoSilveira:2014:DeFeCo
AutorSilveira, Guilherme da
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloDesenvolvimento de uma ferramenta computacional para simulação de voo de veículos lançadores
Ano2014
BancaKuga, Hélio Koiti (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Fonseca, Ijar Milagre da
Garcia, Alexandre
Data2014-07-29
Título AlternativoDevelopment of a computational tool for flight simulation of launch vehicles
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavesimulação, trajetória, dinâmica de voo, foguetes, veículos lançadores, simulation, trajectory, flight dynamics, rockets, launch vehicles.
ResumoA crescente capacidade computacional dos atuais computadores tem permitido cada vez mais a utilização da técnica de simulação digital nos processos de desenvolvimento de produtos de engenharia. A simulação computacional de sistemas complexos como aviões, foguetes ou satélites possibilita a redução de riscos e de custos associados a esses projetos. Além disso, muitas vezes a simulação é o único meio de investigar aspectos relacionados a esses sistemas que não podem ser reproduzidos em laboratório. Durante o desenvolvimento e a utilização de veículos lançadores, ou foguetes, uma importante área que deve ser investigada é a chamada dinâmica de voo do veículo, a qual analisa o movimento do veículo, sujeito a forças e momentos, no espaço tridimensional. A ferramenta de simulação que possibilita o estudo dos fenômenos associados com a dinâmica de voo de um foguete é o simulador de voo. Este trabalho apresenta o desenvolvimento de uma ferramenta computacional para simulação de voo de veículos lançadores. Tal ferramenta permite, por meio da determinação de diversos parâmetros de voo como a posição, a velocidade e a aceleração do veículo, a realização de análises relacionadas à dinâmica de voo do veículo. Levando-se em consideração requisitos de flexibilidade, a ferramenta foi desenvolvida de modo a permitir a simulação do movimento de diversos tipos de veículos lançadores, controlados ou não controlados, em seis graus de liberdade. Utilizando a técnica de programação modular, a flexibilidade foi garantida por meio de uma biblioteca de modelos dinâmicos, dos subsistemas do veículo e ambientais, cuja combinação pode dar origem a modelos de voo de diferentes veículos lançadores. Além da biblioteca, fazem parte ainda do simulador o módulo principal, cuja função é realizar a integração da trajetória de acordo com o modelo de voo do veículo, e uma interface gráfica, que facilita a criação do modelo de voo. Os resultados obtidos com o simulador desenvolvido nesse trabalho são verificados por meio de comparação com resultados de outras ferramentas de simulação. Foram realizados três estudos de caso, de forma que as diversas funcionalidades do simulador pudessem ser testadas. De maneira geral, os resultados obtidos são bastante semelhantes aos resultados das ferramentas utilizadas para comparação. Algumas diferenças observadas puderam ser explicadas em virtude dos diferentes modelos utilizados em cada ferramenta. ABSTRACT: The growing of the eomputational power in modem eomputers allowed the ever inereasing use of the digital simulation teehniques in the development proeess of engineering produets. The simulation proeess of eomplex systems sueh as aireraft, roekets or satellites enables risk and eost reduetion assoeiated with these projeets. Furthermore, the simulation is often the only way of investigating some aspeets related to these systems that ean not be reprodueed in laborataries. During the development phase and operation of launeh vehicles, ar roekets, an important area that should be investigated is the vehide flight dynamics, which analyzcs thc vchiclc motion subject to forces and torques in a three-dimensional spaee. The simulation tool that enables the study of the phenomena associated with the flight dynamics of a rocket is thc flight simulator. This work presents the development of a computational tool to simulate a launch vehicle flight. This tool provides, through the determination of various flight parameters sueh as vehicle position, velocity and acceleration, methods and means to analyze the vehicle trajectory and the dynamics of flight. Considering requirements like flexibility, the tool was developed aiming to allow motion simulation of several types of launch vehicles, guided or unguided, in six degrees of freedom. Using the teehnique of modular programming, flexibility is ensured by a library of dynamie models, vehicle subsystems models and environment models that together produce different flight paths or launch vehicle configurations. Besides the library, the simulator has a main module, whose function is to integrate the trajectory aceording to the vehicle flight model, and a user graphical interface to create the fiight model easily, The results obtained with the developed sirnulator were compared with results eorning frorn other simulation tools. Three different flight seenarios were ernployed in order to test the simulator features. In overall, the results are quite similar to the ones resulting from the tools used for comparison. Some differences in the results were found, but they can be explained by the different mo dels used on each tool.
Número de Páginas149
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
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similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3G9DG9L
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Chave SecundáriaINPE-17408-TDI/2211
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoCachuté:2014:AnExTe
AutorCachuté, Liomar de Oliveira
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloAnálise experimental e teórica de tubos de calor pulsativos em circuitos abertos
Ano2014
BancaCorrea, Ricardo Varela (presidente)
Riehl, Roger Ribeiro (orientador)
Cardoso, Sebastião
Guimarães, Lamartine Nogueira Frutuoso
Coimbra, Rogerio Frauendorf de Faria
Bastos Netto, Demétrio
Data2014-05-20
Título AlternativoExperimental and theorical analysis of open loop pulsating heat pipes
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavecontrole térmico, escoamento bifásico, transporte de calor, tubo de calor, tubo de calor pulsativo em circuito aberto, thermal control, two-phase flow, heat transport, heat pipe, open loop pulsating heat pipe.
ResumoA função do controle térmico na área espacial é manter os componentes de um determinado sistema dentro de limites permitidos de temperatura, em todos os modos de operação, em ambientes submetidos às condições térmicas previamente determinadas. No desenvolvimento de sistemas de controle térmico inicialmente voltado para a área espacial, dispositivos com alta condutância térmica, que atuam de forma passiva, são utilizados para o transporte de calor entre sua fonte e local de dissipação conhecidos como tubos de calor, têm desempenhado um papel relevante também no controle térmico de sistemas terrestres e espaciais. Foi feita uma revisão bibliográfica abordando o estado da arte de dispositivos de controle térmico passivos tais como termossifões, circuitos de bombeamento capilar, tubos de calor circuitados e tubos de calor com condutância variável. Dentro desta categoria de dispositivos, os tubos de calor pulsativos em circuito aberto têm despertado um crescente interesse dentro da engenharia de controle térmico devido à sua fabricação relativamente simples, baixo peso, baixo custo e possibilidade de instalação em espaços reduzidos dentro de sistemas onde tais requisitos sejam fundamentais. Foram relatados casos recentes de aplicação de tubos de calor pulsativos em sistemas nas áreas espacial e de vigilância aérea e terrestre. Este trabalho investigou os componentes que constituem este dispositivo, especificações de materiais e fluidos utilizados em sua fabricação com suas respectivas abrangências e limitações. Buscou-se entender e descrever a operação, bem como os princípios fundamentais que regem os regimes de escoamento bifásicos presentes em seu funcionamento. Uma investigação experimental foi realizada através de ensaios, onde foi obtida e montada uma base de dados, devidamente registrada em gráficos, proveniente da avaliação do comportamento de diversos fluidos de trabalho previamente selecionados, operando em um tubo de calor pulsativo em circuito aberto. Com a fundamentação teórica desenvolvida a partir da investigação realizada em regimes de escoamento bifásico e da base de dados gerada através dos experimentos realizados, foram desenvolvidas ferramentas de projeto para tubo de calor pulsativo em circuito aberto. Os resultados obtidos através da aplicação das ferramentas de projeto propostas foram confrontados com aqueles obtidos nos ensaios realizados para validação e determinação da precisão resultante da sua aplicação, apresentando resultados satisfatórios dentro de uma faixa de erro de +1% (mín.) e +35,7% (máx.). ABSTRACT: The application of the thermal control in space missions is to keep the compo-nents of a particular system within permitted temperature limits, in all modes of operation and in environments subjected to thermal conditions previously stated. In the development of thermal control systems facing the space applications initially high thermal conductance devices known as heat pipes that operate passively are used to transport heat between the source to the local dissipation or heat sink, present an important role also in the thermal control of terrestrial and space systems. A literature review was performed addressing the state of the art of passive thermal control devices such as thermosyphons, capillary pumping loops, loop heat pipes and variable conductance heat pipes are some examples of passive thermal control devices. Within this category, open loop pulsating heat pipes have attracted a growing interest within the thermal control engineering due to their relative simple fabrication, low weight, low cost and it can be installed into small spaces inside of systems where they are required to transfer heat. Recent studies have reported recent cases of application of pulsating heat pipes in space missions, as well as surveillance and ground missions. This study investigated the components that comprise this device, specifications of materials and fluids used in their manufacturing with their scopes and limitations. The purpose was to understand and describe the operation as well as the fundamental principles governing the two-phase flow regimes present in operation of open loop pulsating heat pipes. An experimental research was carried out by testing, which was obtained and assembled a database , duly registered in graphs derived from the evaluation of the behavior of different working fluids previously selected operating in an open loop pulsating heat pipe. With the theoretical framework developed from the research carried out in two-phase flow and database generated through the experimental procedures, arrangements were made to establish the necessary tools for open loop pulsating heat pipes development. The results obtained by applying the tools of this project proposals were compared with the obtained results during tests performed to validate the accuracy and determination on its application, presenting satisfactory results within an errors of 1% (min.) and 35,7% (max.).
Número de Páginas225
Idiomapt
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
DivulgaçãoBNDEPOSITOLEGAL
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
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Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel doi electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
Data de Acesso23 out. 2020
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Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3G2CSP2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/03.25.13.48
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/03.25.13.48.10
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17369-TDI/2179
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoMasago:2014:EsÓrRe
AutorMasago, Bruna Yukiko Pinheiro Lopes
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloEstudo de órbitas ressonantes no sistema triplo 2001sn263
Ano2014
BancaWinter, Othon Cabo (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Chiaradia, Ana Paula Marins (orientadora)
Araújo, Rosana Aparecida Nogueira de
Data2014-02-27
Título AlternativoEstudies of resonant orbits around 2001sn 263 asteroid
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chaveasteroide triplo 2001SN263, sonda espacial, ressonantes, problema bi-liptico inclinado precessando, achatamento J2, triple asteroid 2001sn263, spacecraft, resonants, precessiong inclined bi elliptical problem, flattening J2.
ResumoO asteroide triplo 2001SN$_{263}$ é um emph{Near-Earth Asteroid} (NEA). Em 2008, os cientistas do Observatório de Arecibo (Porto Rico) fizeram várias observações desse asteroide e descobriram que não se tratava apenas de um corpo único, mas sim de um sistema triplo. Os dois corpos menores orbitam o objeto central. O sistema consiste de um corpo central (Alfa) de 2,6 km de diâmetro e dois corpos menores (Beta e Gama) de 0,78 km e 0,58 km de diâmetro, respectivamente. No que diz respeito ao corpo central, Beta tem semieixo maior de 16,63 km e um período de 6,23 dias, e Gama tem semieixo maior de 3,80 km e um período de 0,69 dias. As órbitas da sonda espacial que são ressonantes com o período dos corpos menores são bastante úteis, pois possuem a vantagem de gerarem vários encontros sucessivos com esses corpos, dentro da dinâmica kepleriana, sem a necessidade de manobras orbitais. Apesar da dinâmica utilizada ser mais complexa, as órbitas ressonantes foram mantidas, por serem consideradas como um bom ponto inicial para a busca de órbitas com passagens múltiplas pelos corpos menores. A proximidade da sonda com os corpos é de fundamental importância para a observação dos mesmos. Este trabalho aborda diversas órbitas para a sonda espacial em torno do corpo principal (Alfa), com o objetivo de encontrar as órbitas que mais se aproximam dos corpos menores. No primeiro cenário, o corpo secundário estudado será Beta. Isso implica que serão buscadas órbitas que serão ressonantes com a órbita desse corpo secundário. Esse cenário será chamado de Alfa-Beta-Sonda. O segundo cenário será testado usando Alfa-Gama-Sonda. Como sistema dinâmico será assumido que Beta e Gama descrevem órbitas keplerianas elípticas e não coplanares em torno de Alfa, e que a sonda espacial é perturbada pela força gravitacional dos três corpos que compõem o sistema triplo mais o achatamento do corpo principal. Estes cenários são analisados usando o Problema Bi-Elíptico Inclinado Precessando. É assumido um sistema de referência centrado no corpo principal e com o plano de referência sendo aquele que contém a órbita do segundo corpo em massa, aqui denominado de Beta. Os corpos Beta e Gama são assumidos estarem em órbitas elípticas, sendo que a órbita de Gama está inclinada em relação ao plano de referência. Além disso, essas órbitas são assumidas estarem precessando devido à presença do achatamento do corpo principal (J$_{2}$). Sendo assim, o argumento do periapsis $(omega)$, a longitude do nodo ascendente $(Omega)$ e a longitude do periapsis $( arpi)$ são funções do tempo. Este trabalho analisou órbitas para a sonda com passagens próximas à Beta e depois próximas à Gama. A melhor solução, com base nos resultados aqui obtidos, é montar a missão como uma série de trechos ligados por manobras orbitais. Isso implicaria na escolha de trechos excelentes para a observação de um ou dois dos três corpos que compõem o sistema e utilizar propulsão para mudar a sonda de um trecho para outro, assim podendo observar com qualidade todos os corpos pertencentes ao sistema. Os resultados mostraram que órbitas ideais, sem correção orbital, que permitam a exploração dos três corpos são difíceis de serem encontradas. Existem algumas soluções que fornecem opções de encontros próximos com os três corpos, mas é sempre necessário certo cuidado com passagens próximas demais, devido ao risco de colisão. ABSTRACT: The triple asteroid 2001SN$_{263}$ is a Near-Earth Asteroid (NEA). In 2008, scientists at the Arecibo Observatory (Puerto Rico) made several observations of the asteroid and found that it was not just a one body, but also a triple system. Two smaller bodies orbit the central object. The complete system consists of a central body (Alpha) ofwith 2.6 km in diameter and two smaller bodies (Beta and Gamma) of with 0.78 km and 0.58 km in diameter, respectively. The smaller bodies describe orbits around the more massive body. With respect to the central body, the second body has semi-major axis of 16.63 km and a period of 6.23 days, and the third body has semi-major axis of 3.80 km and a period of 0.69 days. The orbits of the spacecraft that are resonant with the period of the smaller bodies are useful because they generate several successive encounters with those bodies, under a keplerian dynamics, without the need for orbital maneuvers. Even using a better dynamics, the resonant orbits were used, because they generates good starting trajectories. The proximity of the probe with the bodies is of fundamental importance for the observation of the themsame. This work studies various orbits that the spacecraft would be donemake around the main body and even around the smaller bodies. As oneIn the first study, first study, iit is considered as that the main body of the triple asteroid is Alpha, Beta is the secondary body and the third one is the spacecraft, whose mass is considered negligible. This scenario is called by the "Alpha-Beta-Probe Scenario". As a second study, it is considered that Alpha isas the main body of the asteroid Alphasystem, Gama is the secondary and the probe is the third body, again with negligible mass. This scenario is called "Alpha-Gama-Probe Scenario". For the dynamical system it is assumed that Beta and Gamma describe Keplerian elliptical orbits. Their orbits are inclined around Alphanot coplanar. It is considered that the gravitational forces of the three bodies and the flatness of the main body perturb the orbit of the spacecraft orbit. These scenarios are analyzed using the Precessiong Inclined Bi-Elliptical problem. It is assumed a reference system centered on the main body and that the reference plane is the one that contains the orbit of the second body Beta. The bodies Beta and Gamma are assumed to be in elliptical orbits, with the orbit of Gamma inclined with respect to the reference plane. Moreover, these orbits are assumed to precess due to the flattening of the main body (J$_{2}$). Therefore, the argument of periapsis $(omega)$, the longitude of the ascending node $(Omega)$ and the longitude of periapsis $( arpi)$ are functions of time. For the spacecraft, its motion is governed by the gravitational pull of the three bodies and the flattening of the central body Alpha. This work analyzed orbits with close approaches with the Beta and then with Gama. The best solution, based on the results obtained here, is to build the mission as a series of segments connected by orbital maneuvers. This would imply in choosing some of the excellent orbits for observing one or two of the three bodies that exist in the system and then to use propulsion to change the probe from one orbit to another, thus being able to observe with quality all bodies belonging to the system.The results showed that ideal orbits, without orbital correction, enabling the exploration of the three bodies are hard to find. There are some solutions that provide close encounters with the three bodyies, but you always need some care with too close passages, due to the risk of collisions.
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho2406 KiB
Número de Arquivos1
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Última Atualização2014:10.22.11.26.07 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
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Data de Acesso23 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FQ7DLL
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/02.21.13.42
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/02.21.13.42.28
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17330-TDI/2140
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoDeienno:2014:EsCaPo
AutorDeienno, Rogerio
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloSatélites de Saturno e Urano: estabilidade, captura e possível evolução orbital - do LHB aos dias de hoje
Ano2014
BancaMoraes, Rodolpho Vilhena de (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Yokoyama, Tadashi (orientador)
Nogueira, Érica Cristina
Gomes, Rodney da Silva
Winter, Silvia Maria Giuliatti
Data2014-03-10
Título AlternativoSatellites of Saturn and Uranus: stability, capture, and possible orbital evolution - from LHB to current days
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavemigração planetária, satélites planetários, evolução orbital, Saturno, Urano, planetary migration, planetary satellites, orbital evolution, Saturn, Uranus.
ResumoNo Modelo de Nice é aceito que os satélites regulares resistiram à migração planetária sendo que os irregulares foram capturados durante a fase de instabilidade do Sistema Solar. Este problema foi exaustivamente estudado por nós, em particular para o sistema de Urano (satélites equatoriais). O que se observou é que, qualitativamente e estatisticamente isso se verifica, no entanto, a configuração resultante, pós migração, apresenta inclinações e excentricidades, difíceis de serem explicadas se comparadas com os valores atuais observados nos satélites regulares. Neste projeto daremos continuidade ao estudo feito em Urano, mas agora considerando que os satélites poderiam ter se formado no plano local de Laplace, e não no equador. Paralelamente, será feita a extensão também para o planeta Saturno, visando um estudo comparativo dos sistemas de Urano e Saturno. Trabalhos recentes sugerem que a obliquidade de Saturno não seria primordial. Assim, também enfatizaremos o efeito da obliquidade de Saturno na dinâmica de seus satélites (em especial Titan, Hyperion e Iapetus). Neste projeto também estuda-se alguns processos pós migração do Modelo de Nice que possibilitariam o decaimento das inclinações e das excentricidade de forma a reproduzir os valores reais de hoje (dado que, como dito acima, no mestrado encontramos configurações pós migração muito diferentes das atuais). ABSTRACT: In the Nice model is accepted that the regular satellites resisted to planetary migration and the irregulars were captured during the instability phase of the Solar System. Such problem was exhaustively studied by us, in particular to the system of Uranus (equatorial satellites). Was observed that, qualitatively and statistically, it verifies. However, the resulting configuration after the migration presents inclinations and eccentricities hard to be explained if compared with the current observed values of the regular satellites. In this project, we continue the study done in Uranus, but now, considering that the satellites could be formed on the local Laplace plane, not the equator. At the same time, will be also done the extension to planet Saturn, attempting to a comparative study of the systems of Uranus and Saturn. Recent works suggest that the obliquity of Saturn is not primordial. So, we will emphasize the effect of Saturns obliquity on the dynamics of its satellites as well (specially Titan, Hyperion, and Iapetus). Still in this project, we study some of the post migrational process of the Nice model that would make possible the decai of the orbital inclinations and eccentricities, in a such way to reproduce the current values.
Número de Páginas187
Idiomapt
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
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Data de Acesso23 out. 2020
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