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A expressão de busca foi <ref thesis and course CMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR and date 2016>.
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3LFCSL2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2016/04.07.20.06
Última Atualização2016:08.11.12.25.30 marcelo.pazos@inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/04.07.20.06.41
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.40.40 administrator
Chave SecundáriaINPE-17717-TDI/2470
Chave de CitaçãoBringhenti:2016:TéDeRo
TítuloTécnicas de dessaturação de rodas de reação e estimação de atitude por filtro de Kalman aplicados ao CONASAT
Título AlternativoReaction wheels’ desaturation techniques and attitude estimation using Kalman filter applied to CONASAT
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-05-09
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas99
Número de Arquivos1
Tamanho1301 KiB
Área de contextualização
AutorBringhenti, Philipe Massad
BancaCarrara, Valdemir (presidente)
Kuga, Hélio Koiti (orientador)
Silva, William Reis
Leite, Alexandre Carvalho
Endereço de e-Mailphilipemassad@hotmail.com; philipemassad@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-04-07 20:10:22 :: philipemassad@hotmailcom -> administrator ::
2016-04-10 19:01:31 :: administrator -> philipemassad@hotmailcom ::
2016-04-12 17:09:44 :: philipemassad@hotmailcom -> yolanda ::
2016-04-29 14:27:40 :: yolanda -> administrator ::
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2016-06-21 13:05:23 :: philipemassad@hotmailcom -> administrator ::
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2016-06-23 12:12:24 :: yolanda -> administrator ::
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2016-08-11 12:33:00 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> marcelo.pazos@inpe.br ::
2016-08-18 11:55:05 :: marcelo.pazos@inpe.br :: -> 2016
2016-08-18 12:12:40 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2016
2018-06-04 02:40:40 :: administrator -> :: 2016
Área de conteúdo e estrutura
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Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavedessaturação, rodas de reação, filtro de Kalman, estimação de atitude, controle de atitude, momentum damping, reaction wheel, Kalman filter, attitude estimation, attitude control.
ResumoSatélites apontados para a Terra precisam manter uma atitude fixa mesmo na presença de distúrbios, sejam esses de origem interna ou externa. Em muitas aplicações, um apontamento de alta precisão é alcançado utilizando rodas de reação, que armazenam a quantidade de movimento angular do corpo do satélite, mas são limitadas à compensação de torques internos e torques externos periódicos. Os torques seculares, como, por exemplo, o arrasto aerodinâmico e a pressão de radiação solar, acabam por saturar as rodas de reação (atingindo velocidades máximas positivas ou negativas), sendo necessária a ação de um torque externo por expulsão de massa ou de origem magnética para forçar a velocidade angular de volta aos limites permitidos e dessaturar as rodas, diminuindo o acúmulo de quantidade de movimento angular. Logo, uma lei de controle adequada é necessária para amenizar a influência dos torques de perturbação, permitindo o funcionamento nominal das rodas. Esse trabalho visa apresentar, simular e validar diferentes técnicas de dessaturação de rodas de reação em satélites de pequeno porte. O modelo de satélite escolhido foi o CONASAT, baseado em CubeSats, atualmente em desenvolvimento no INPE. Além disso, este trabalho também contempla o estudo e implementação de um filtro de Kalman para sistemas lineares, para estimação de bias de giroscópios e da atitude representada em quatérnios, melhorando as medidas fornecidas por um algoritmo de determinação de atitude como o algoritmo TRIAD. Quando a determinação de atitude é feita utilizando medidas do sensor solar, a estimação do bias nos giroscópios permite que o filtro apresente uma baixa deriva na estimação da atitude quando o satélite se encontra na sombra da Terra, diminuindo assim o erro no controle de atitude em toda a órbita. ABSTRACT: Earth-pointed satellites must maintain a fixed attitude even in the presence of internal and external disturbances. In many applications, a high precision pointing is achieved using reaction wheels as actuators, which are used as momentum storage for the spacecraft, but are limited to the compensation of internal and periodical external torques only. Secular torques, such as aerodynamic drag and solar radiation pressure, tend to saturate the reaction wheels (leading to a maximum positive or negative speed), and it is necessary to apply an external torque (magnetic or mass expulsion) to force the wheels speed back to operational levels, decreasing the total angular momentum of the spacecraft. Therefore, an adequate control law is necessary to minimize the influence of disturbance torques, allowing the nominal operation of the wheels. This work aims to present, implement and validate methods of reaction wheels desaturation for small satellites. The satellite model studied on this work was the CONASAT, based on Cubesats (INSTITUTO NACIONAL DE PESQUISAS ESPACIAIS, 2011), currently being developed at INPE. This work also covers the study and implementation of a Kalman filter for attitude (represented by quaternions) and gyroscope biases estimation, improving the measures provided by the TRIAD attitude determination algorithm. When using solar sensors for attitude determination, the gyros bias estimation allows a low drift filter in the attitude estimation when the spacecraft is in the Earths shadow, decreasing the attitude control error during the entire orbit.
AreaETES
ArranjoINPE > Produção > CMC > Técnicas de dessaturação...
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originais/@4primeirasPaginas-7.pdf 05/07/2016 10:44 187.5 KiB 
originais/Avaliação final pag 2 aluno Philipe Massad Bringhenti.pdf 23/06/2016 13:30 23.3 KiB 
originais/DISSERTACAO_PHILIPE_MASSAD_FINAL.doc 21/06/2016 10:07 1.1 MiB
originais/DISSERTACAO_PHILIPE_MASSAD_FINAL.pdf 21/06/2016 10:07 1.0 MiB
originais/Thumbs.db 21/06/2016 16:28 5.0 KiB 
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autorizacao.pdf 11/08/2016 09:25 597.3 KiB 
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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 tertiarymark tertiarytype url versiontype
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Tipo de ReferênciaThesis
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Identificador8JMKD3MGP3W34P/3LCP9DE
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Última Atualização2016:08.09.17.16.29 marcelo.pazos@inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/03.22.17.53.56
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.40.37 administrator
Chave SecundáriaINPE-17712-TDI/2465
Chave de CitaçãoGermano:2016:EsMoSi
TítuloEstudo, modelagem e simulação da campanha de reentrada e fragmentação de um satélite artificial aplicado a uma plataforma multimissão
Título AlternativoA study, modeling and simulation of a re-entry campaign and fragmentation of an artificial satellite applied to a multimission platform.
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-04-20
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas119
Número de Arquivos1
Tamanho8148 KiB
Área de contextualização
AutorGermano, André Andreatta
BancaRocco, Evandro Marconi (presidente)
Souza, Marcelo Lopes de Oliveira e (orientador)
Ricci, Mario Cesar
Carrara, Valdemir
Marinho, Cleverson Maranhão Porto
Endereço de e-Mailandre.andreatta@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-03-22 17:53:56 :: andre.andreatta@gmail.com -> administrator ::
2016-03-22 22:21:57 :: administrator -> andre.andreatta@gmail.com ::
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2016-06-01 13:05:23 :: andre.andreatta@gmail.com -> administrator ::
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2016-08-12 18:38:26 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2016
2018-06-04 02:40:37 :: administrator -> :: 2016
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Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavereentrada atmosférica, zona de impacto, detritos, atmospheric reentry, impact zone, debris.
ResumoEste trabalho tem como objetivo principal o estudo e modelagem do processo completo de uma campanha de reentrada e fragmentação de um satélite artificial, especialmente os da Plataforma Multimissão, bem como estimar uma provável área de impacto dos fragmentos gerados neste processo na superfície terrestre. Compreendendo-se a necessidade de uma estimativa da zona de impacto dos detritos de um satélite na superfície terrestre, estuda-se a campanha de reentrada na atmosfera terrestre através de manobras como a transferência de Hohmann, bem como a interferência que o arrasto atmosférico causa na trajetória e sobre os componentes do satélite, causando fragmentações do material que o compõe. Finalmente, estima-se uma possível zona de impacto de tais detritos gerados. Todo este estudo e modelos de simulação serão, ao final, adaptados a um satélite desenvolvido a partir da plataforma Multimissão. ABSTRACT: The objective of this work is to study and to model the entire process of a campaign related to re-entry and fragmentation of an artificial satellite, especially those applied to Multimission Platform, and to estimate a probable impact area in Earths surface of the fragments generated on this process. Understanding the need of estimate an impact zone of the debris from a satellite on Earth s surface, it was studied the re-entry campaign into the atmosphere through maneuvers such as the Hohmann s transfer, as well the interference that the atmospheric drag causes on the satellite s trajectory and leading its fragmentation. Finally, it was estimated a possible impact area of such debris. This study and simulation models was also adapted to a satellite from the Multimission platform.
AreaETES
ArranjoBDMCI > Fonds > Produção > CMC > Estudo, modelagem e...
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originais/@4primeirasPaginas-6.pdf 05/07/2016 10:25 187.2 KiB 
originais/Avaliação final pagina 2.pdf 09/06/2016 16:39 24.0 KiB 
originais/Dissertacao_AndreAndreattaGermano.docx 08/06/2016 14:25 6.3 MiB
originais/Dissertacao_AndreAndreattaGermano.pdf 08/06/2016 14:26 7.8 MiB
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autorizacao.pdf 09/08/2016 14:16 589.8 KiB 
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3LH65H8
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2016/04.18.14.16
Última Atualização2016:07.28.17.47.19 marcelo.pazos@inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/04.18.14.16.03
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.40.42 administrator
Chave SecundáriaINPE-17702-TDI/2458
Chave de CitaçãoOliveira:2016:StLoOr
TítuloStudy of low-thrust orbital maneuvers in the presence of external disturbing forces
Título AlternativoEstudo de manobras orbitais com baixo empuxo na presença de forças perturbadoras
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-04-19
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas222
Número de Arquivos1
Tamanho3232 KiB
Área de contextualização
AutorOliveira, Thais Carneiro
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaMoraes, Rodolpho Vilhena de (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Rocco, Evandro Marconi (orientador)
Winter, Othon Cabo
Gomes, Vivian Martins
Carvalho, Francisco das Chagas
Endereço de e-Mailthais.tata@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-04-18 14:22:15 :: thais.oliveira@inpe.br -> yolanda ::
2016-04-26 18:44:42 :: yolanda -> thais.oliveira@inpe.br ::
2016-05-04 17:05:41 :: thais.oliveira@inpe.br -> yolanda ::
2016-05-04 17:09:23 :: yolanda -> thais.oliveira@inpe.br ::
2016-05-05 14:45:49 :: thais.oliveira@inpe.br -> yolanda ::
2016-05-17 19:34:25 :: yolanda -> thais.oliveira@inpe.br ::
2016-05-24 11:50:24 :: thais.oliveira@inpe.br -> yolanda ::
2016-05-24 17:01:02 :: yolanda -> administrator ::
2016-07-11 18:49:45 :: administrator -> simone ::
2016-07-11 18:50:14 :: simone -> administrator ::
2016-07-12 20:55:52 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2016-07-28 16:30:21 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> marcelo.pazos@inpe.br ::
2016-07-28 16:58:42 :: marcelo.pazos@inpe.br :: -> 2016
2016-07-28 17:49:18 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2016
2018-06-04 02:40:42 :: administrator -> :: 2016
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveexternal disturbing forces, electrodynamic tethers, solar sails, station-keeping maneuvers, perturbation integral, forças perturbadoras externas, cabos eletrodinâmicos, velas solares, manobra de manutenção orbital, integral de perturbação.
ResumoOne of the main objectives of this thesis is to study the magnitude of the disturbing forces received by a spacecraft for several orbits with the help of the method called Perturbation Integral. The Perturbation Integral can be the integral of the magnitude of the acceleration caused by the external disturbing forces that act on a spacecraft for one orbital period or the magnitude of the integral of the acceleration of the external disturbing forces for one orbital period. The study includes the behavior of different external disturbing forces for different orbits by varying the Keplerian elements. In this context, it is possible to find orbits that are less perturbed and create maps for various orbits that illustrate the magnitude of the perturbation behavior and the fuel consumption required to keep a spacecraft in a Keplerian orbit and the fuel consumptions required to perform orbital maneuvers after a period of time. Another main objective is to study low-thrust orbital maneuvers, known as station-keeping maneuvers, and to reduce the fuel consumption that may be used in the thrusters. The orbit of a spacecraft is deviated from the Keplerian orbit due to external perturbations. Propulsions systems can be used to correct the orbit with fuel expenditure. One of the proposals of this thesis is the use of electrodynamic tethers and solar sails to reduce the effects of the external perturbations to reduce the fuel consumption in station-keeping maneuvers. This study also includes the possibility to use the electrodynamic tethers as a drag force to optimize the time of the orbital decay of a spacecraft. The validation of the tether or solar sail usage is performed in two different environments. The first one is an orbital integrator that integrates the orbit of the spacecraft including the external disturbing forces. The second environment, used only for the solar sail validation, is an orbit simulator that can include a more realistic environment, like failures on the actuators, on the sensors, external disturbing forces non-predicted, etc. This last simulator is known as 'STRS' or "Spacecraft Trajectory Simulator". RESUMO: Um dos principais objetivos desta tese é estudar a magnitude das forças perturbadoras por várias órbitas com a ajuda de um método chamado Integral da Perturbação. A Integral da Perturbação pode ser a integral da magnitude da aceleração causada pelas forças perturbadoras externas que atuam sobre um veículo espacial por um período orbital ou a magnitude da integral da aceleração das forças perturbadoras externas por um período orbital. O estudo inclui o comportamento de diferentes perturbações externas para diferentes órbitas variando os elementos Keplerianos. Neste contexto, é possível encontrar órbitas que são menos perturbadas e criar mapas para diversas órbitas que ilustram o comportamento da magnitude da perturbação, o consumo de combustível necessário para manter um veículo espacial em uma órbita Kepleriana e o consumo de combustível para realizar manobras orbitais após um período de tempo. Outro objetivo principal é estudar manobras orbitais de baixo impulso, conhecidas como manobras de manutenção orbital, e diminuir o consumo de combustível utilizado nos propulsores. A órbita de um veículo espacial é desviada da órbita Kepleriana devido às perturbações externas. Sistemas de propulsão podem ser usados a fim de corrigir os desvios consumindo combustível. A proposta da tese abrange o uso de cabos eletrodinâmicos e de velas solares a fim de reduzir os efeitos das perturbações externas e diminuir o consumo de combustível em manobras de manutenção. Este estudo também inclui a possibilidade de utilizar os cabos eletrodinâmicos como uma força de arrasto de modo a otimizar o tempo de decaimento orbital de um veículo espacial. A validação do cabo eletrodinâmico ou da vela solar é realizado em dois ambientes distintos. O primeiro é um integrador orbital que integra a órbita do veículo espacial, incluindo as perturbações externas. O segundo ambiente, usado somente para a validação de vela solar, é um simulador de órbita que apresenta um ambiente mais realista capaz de considerar falhas nos atuadores, nos sensores, forças perturbadoras externas não previstas, etc. Este último simulador é conhecido como 'STRS' ou "Simulador de Trajetória de um Satélite".
AreaETES
ArranjoINPE > Produção > CMC > Study of low-thrust...
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originais/@4primeirasPaginas.pdf 28/07/2016 11:21 187.0 KiB 
originais/Avaliação final pag 2 aluna Thais Carneiro Oliveira.pdf 25/05/2016 15:21 30.1 KiB 
originais/Tese (1).docx 24/05/2016 09:04 3.4 MiB
originais/Tese (1).pdf 24/05/2016 08:56 2.9 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 28/07/2016 11:49 740.3 KiB 
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Idiomaen
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simone
thais.oliveira@inpe.br
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Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2016/07.14.00.14
Última Atualização2016:11.23.11.57.31 marcelo.pazos@inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/07.14.00.14.06
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.41.00 administrator
Chave SecundáriaINPE-17738-TDI/2491
Chave de CitaçãoOliveiraJr:2016:PrSiSi
TítuloProjeto e simulação do sistema de validação e testes de controle de atitude com aplicação em micro-satélites
Título AlternativoDesign and simulation of the validation and tests system and attitude control with application in microsatellites
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-05-25
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas99
Número de Arquivos1
Tamanho6763 KiB
Área de contextualização
AutorOliveira Junior, Arnaldo Ferreira de
BancaKuga, Helio Koiti (presidente/orientador)
Carrara, Valdemir (orientador)
Oliveira, Élcio Jeronimo de
Saotome, Osamu
Endereço de e-Mailarfeoljr@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-07-14 00:40:05 :: arfeoljr@gmail.com -> administrator ::
2016-07-17 18:32:25 :: administrator -> arfeoljr@gmail.com ::
2016-07-24 23:06:45 :: arfeoljr@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2016-07-26 17:15:08 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> arfeoljr@gmail.com ::
2016-07-26 22:00:34 :: arfeoljr@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2016-11-21 18:00:18 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> marcelo.pazos@inpe.br ::
2016-11-23 11:07:32 :: marcelo.pazos@inpe.br :: -> 2016
2016-11-23 11:58:33 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2016
2018-06-04 02:41:00 :: administrator -> :: 2016
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Palavras-Chavecontrole de atitude, filtro de Kalman, simulação, attitude control, Kalman filter, simulation.
ResumoNeste trabalho apresentaremos por meio de modelagem matemática dos sensores (magnetômetro, sensor solar e giroscópios MEMS) e dos atuadores (bobinas magnéticas) um simulador que represente as características reais do sistema de determinação e controle de atitude a serem desenvolvidos pelo INPE e que serão embarcados no computador de bordo do satélite NBR-2, um Cubesat 2U em desenvolvimento com lançamento previsto para 2016. De forma a extrair informações úteis dos experimentos de bordo, o satélite deverá contar com um sistema de determinação de atitude. O algoritmo de determinação de atitude deve ser determinístico, obtendo os parâmetros de atitude diretamente a partir das medidas efetuadas pelos sensores, que são contaminadas com ruído. O método TRIAD será utilizado na determinação de atitude; o processo de estimação de atitude e do viés do giroscópio será executado por um filtro de Kalman. A propagação do estado será feita pela dinâmica do corpo rígido livre de torques externos, e pela equação da cinemática em quatérnio. O sistema de controle de atitude deverá, em seu modo nominal, efetuar o apontamento de uma das faces do NBR-2 para a Terra com precisão ao redor de cinco graus. O equacionamento do filtro, as equações de propagação e os resultados de simulação do movimento do satélite em órbita serão apresentados. Estes resultados serão utilizados na codificação do software a ser embarcado nas próximas missões brasileiras baseadas em Cubesats. Para codificação do software serão apresentadas as principais características do computador de bordo NanoMind do NBR-2, bem como o sistema operacional FreeRTOS. Os resultados mostram que o algoritmo do Filtro de Kalman, mesmo sob condições iniciais imprecisas, é capaz de convergir. Estes resultados serão úteis na codificação de software dos satélites do programa NBR-2, além de outros programas a serem desenvolvidos pelo INPE baseados na plataforma Cubesat. ABSTRACT: This work shows by mathematical modeling of the sensors (magnetometer, solar sensor and MEMS Gyros) and the actuators (magnetic coils), a computer simulator representing the real characteristics of attitude determination and control system for Cubesat missions at INPE and will be embedded in onboard computer of satellite NBR-2, a Cubesat in development with scheduled launch at 2016. In order to extract usefull information from onboard experiments, the satellite should rely in an attitude determination system. The algorithm of attitude determination should be deterministic, obtaining the attitude parameters direct from measurements of sensors wich are contaminated with noise. The TRIAD or QUEST methods will be used for attitude determination; the estimation process of attitude and gyros bias will be executed by a Kalman filter. A rigid body dynamics without external torques, together with the kynematic equations, will be employed for the filter state propagation in terms of quaternions. The attitude control system, in nominal mode, should point one face of NBR-2 to Earth, with accuracy around five degrees. The Kalman filter equations, the state variables dynamic equations and the results from attitude and orbit simulation will be presented. This results will be used in embedded code of ADCS (Attitude Determination and Control System) for next Brazilian missions based on Cubesat. The main characteristics of NanoMind onboard computer of the NBR-2 is presented, as well as the FreeRTOS operational system. Results show that the Kalman filter algorithm, even under inaccurate initial conditions, can converge. This results will be usefull in software coding for NBR satellite program, or others ADCS softwares to be developed by INPE based on the Cubesat plataform.
AreaETES
ArranjoBDMCI > Fonds > Produção > CMC > Projeto e simulação...
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originais/@4primeirasPaginas-9.pdf 23/11/2016 09:10 187.1 KiB 
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originais/Avaliação final pag 2 aluno Arnaldo ferreira de Oliveira Junior.pdf 23/08/2016 11:59 30.2 KiB 
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Tipo de ReferênciaThesis
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Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
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Última Atualização2016:09.20.17.29.38 marcelo.pazos@inpe.br
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Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.41.00 administrator
Chave SecundáriaINPE-17742-TDI/2495
Chave de CitaçãoSantos:2016:MoDePa
TítuloModelagem e determinação de parâmetros de sensores inerciais MEMS
Título AlternativoModeling and determination of parameters for MEMS inertial sensors
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-05-27
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas176
Número de Arquivos1
Tamanho2766 KiB
Área de contextualização
AutorSantos, Pedro Paulo Gomes Domingues de Oliveira
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaKuga, Helio Koiti (presidente)
Souza, Marcelo Lopes de Oliveira e (orientador)
Milani, Paulo Giácomo (orientador)
Carrara, Valdemir
Ricci, Mario Cesar
Hemerly, Elder Moreira
Endereço de e-Mailp.p.santos1985@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-07-25 16:57:00 :: p.p.santos1985@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2016-07-25 18:55:15 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2016-07-26 00:03:19 :: administrator -> p.p.santos1985@gmail.com ::
2016-07-26 07:45:51 :: p.p.santos1985@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2016-09-20 12:27:54 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> marcelo.pazos@inpe.br ::
2016-09-20 16:58:02 :: marcelo.pazos@inpe.br :: -> 2016
2016-09-20 17:30:27 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2016
2018-06-04 02:41:00 :: administrator -> :: 2016
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Palavras-Chavemodelagem e determinação de parâmetros de sensores inerciais MEMS, acelerômetros e girômetros microfabricados, calibração de sensores inerciais MEMS, caracterização de ruído de sensores inerciais MEMS, sensores inerciais, modeling and determination of parameters of MEMS inertial sensors, micromachined accelerometers and gyrometers, calibration of MEMS inertial sensors, characterization of the noise of MEMS inertial sensors, inertial sensors.
ResumoA tecnologia de Sistemas Eletro-Mecânicos Microfabricados (MEMS) para sensores inerciais tornou viável o uso dos sistemas inerciais em diversas aplicações como automotivas, industriais e de entretenimento. Isso foi possível porque esses sensores são baratos, pequenos, têm alta confiabilidade e reduzem significativamente a quantidade de componentes do sistema. No entanto, a redução no tamanho tem, como consequências, os aumentos no nível de ruído, na sensibilidade térmica e em outras formas de erro. Assim, para que se obtenha um desempenho satisfatório no uso desses sensores faz-se necessário um conhecimento detalhado dos seus mecanismos de erro, de modo que esses erros possam ser compensados. Neste trabalho, é utilizado um método de caracterização de acelerômetros e girômetros MEMS; é definido um modelo matemático e procedimentos de laboratório para determinação dos parâmetros considerados pelo modelo; finalmente, esse método é aplicado a uma Unidade de Medição Inercial. Para isto, são revisadas as principais publicações nas áreas de sensores inerciais MEMS, modelamento e sistemas strapdown, tendo por objetivo chegar a um modelo matemático consistente para os erros dos sensores. É discutida a aplicabilidade dos diferentes parâmetros sugeridos pela literatura a sensores dessa categoria, levando em conta o impacto dos erros, a exatidão dos modelos disponíveis para cada parâmetro em questão e os recursos necessários para fazer a sua caracterização. Em seguida, são listados procedimentos de laboratório para determinação dos parâmetros selecionados e, por fim, são executados os ensaios em laboratório sobre a UMI. Os resultados obtidos neste trabalho validam o método utilizado e sugerem que este pode ser aplicado: 1) em nível de projeto para aprimorar o processo de especificação de sensores inerciais MEMS através de técnicas de simulação; e 2) no contexto da aplicação, para aprimorar os processos de calibração e de compensação dos erros. ABSTRACT: The Micro Electro Mechanical Systems (MEMS) technology for Inertial Sensors has enabled the use of Inertial Systems in a variety of applications such as automotive, industrial, entertainment, etc. This was possible because these sensors have low-cost, small size, high reliability and they greatly reduce the number of parts of the system. However, reduced size has as consequences the increase of noise level, thermal sensitivity and other forms of error. Consequently, to obtain a satisfactory performance using these sensors, a detailed knowledge of their error mechanisms is required, so that they can be compensated. In this work, a characterization method for MEMS accelerometers and MEMS gyroscopes is used; a mathematical model is defined and laboratory procedures to determine the parameters regarded by the model are listed; finally, this method is applied to an Inertial Measurement Unit. To achieve that, the main publications on the subjects of MEMS inertial sensors, modeling and strapdown systems, are reviewed, with the purpose to reach a consistent mathematical modeling of the sensor errors. The applicability, on sensors of this category, of the different parameters suggested by the literature, are discussed, considering the error magnitudes, the correctness of the available models for each parameter and the resources needed to characterize them. After that, laboratory procedures to determine the selected parameters are listed and, finally, those procedures are executed in Laboratory over the IMU. The obtained results from this work validate the executed method and suggest that it can be applied: 1) at project level, to enhance the specification process of MEMS inertial sensors through simulation techniques; and 2) at application level, to improve calibration processes and error compensation.
AreaETES
Arranjo 1BDMCI > Fonds > Produção > CMC > Modelagem e determinação...
Arranjo 2BDMCI > Fonds > Produção > CSE > Modelagem e determinação...
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originais/@4primeirasPaginas-7.pdf 22/08/2016 13:40 187.3 KiB 
originais/Avaliação final pag 2 aluno Pedro Paulo Gomes D. de Oliveira Santos.pdf 28/07/2016 11:27 35.7 KiB 
originais/Dissertação - Pedro Paulo Gomes D de O Santos.docx 04/08/2016 10:18 3.4 MiB
originais/Dissertação - Pedro Paulo Gomes D de O Santos.pdf 26/08/2016 14:33 2.5 MiB
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3L2GUSP
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Última Atualização2016:06.03.13.45.42 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/01.19.19.20.35
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.40.33 administrator
Chave SecundáriaINPE-17658-TDI/2418
Chave de CitaçãoSilva:2016:FiHiEs
TítuloFiltro H-infinito estendido de segunda ordem e filtro de partículas regularizado com "roughening" aplicados na estimação de atitude de satélites artificiais
Título AlternativoSecond-order extended H infinite filter and regularized particle filter with roughening applied in attitude estimation of artificial satellite
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-01-11
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas177
Número de Arquivos1
Tamanho6925 KiB
Área de contextualização
AutorSilva, William Reis
BancaKuga, Hélio Koiti (presidente/orientador)
Zanardi, Maria Cecília França de Paula Santos (orientadora)
Garcia, Roberta Veloso
Pardal, Paula Cristiane Pinto Mesquita
Baroni, Leandro
Endereço de e-Mailreis.william@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-01-19 19:20:35 :: reis.william@gmail.com -> administrator ::
2016-01-22 02:23:38 :: administrator -> reis.william@gmail.com ::
2016-02-17 17:13:53 :: reis.william@gmail.com -> yolanda ::
2016-02-17 18:00:09 :: yolanda -> reis.william@gmail.com ::
2016-02-19 18:21:05 :: reis.william@gmail.com -> yolanda ::
2016-05-23 14:44:46 :: yolanda -> marcelo.pazos@sid.inpe.br ::
2016-05-23 16:46:32 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br :: -> 2016
2016-05-23 17:54:01 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br -> administrator :: 2016
2016-06-03 12:03:33 :: administrator -> yolanda :: 2016
2016-06-03 13:46:20 :: yolanda -> marcelo.pazos@sid.inpe.br :: 2016
2016-06-03 14:06:19 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br -> administrator :: 2016
2018-06-04 02:40:33 :: administrator -> :: 2016
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
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Palavras-Chavefiltro H infinito estendido de segunda ordem, filtro de partículas regularizado, estimação de atitude, calibração de giros, sistema não linear, second-order extended H infinity filter, regularized particle filter, attitude estimation, gyros calibration, nonlinear system.
ResumoNeste trabalho é analisada a possível aplicação do Filtro H$propto$ para sistema não linear, conhecido como Filtro H$propto$ Estendido, e do Filtro de Partículas Regularizado na determinação de atitude e estimação dos bias dos giros. A aplicação utiliza medidas simuladas e reais do CBERS-2 (China Brazil Earth Resources Satellite 2) que tem uma órbita polar heliossíncrona com uma altitude de 778 km cruzando o Equador às 10:30 am na direção descendente, excentricidade congelada e perigeu a 90 graus provendo uma cobertura global da Terra a cada 26 dias. O modelo cinemático de atitude é descrito por uma equação não linear envolvendo os ângulos de Euler. Os sensores de atitude disponíveis são dois DSS (Sensor Solar Digital), dois IRES (Sensores de Terra Infravermelho), e um triedro de giros mecânicos. Os dois IRES fornecem a medida direta dos ângulos de roll e pitch com um certo nível de erro. Os dois DSS são montados no corpo do satélite tal que eles fornecem uma função não linear dos ângulos de atitude roll, pitch e yaw. Os giros são alinhados nos três eixos dos satélite e fornecem a variação angular no sistema de referência do corpo. Dessa forma, é proposto usar uma extensão do Filtro linear H$propto$ e do Filtro de Partículas Regularizado para o caso não linear de determinação de atitude com não linearidade em ambos modelos da dinâmica e das medidas. O objetivo de realçar e ampliar as propriedades desses filtros em termos dessas características favoráveis. ABSTRACT: In this work is analized the possible application of the $propto$ Filter for nonlinear system, known as Extended $propto$ Filter, and of the Regularized Particle Filter in attitude determination and gyros drift estimation. The application uses simulated and actual measurements of the CBERS-2 (China Brazil Earth Resources Satellite 2) which has polar sun-synchronous orbit with an altitude of 778 km, crossing Equator at 10:30 am in descending direction, frozen eccentricity and perigee at 90 degrees providing a global coverage every 26 days. The attitude kinematic model is described by nonlinear equations involving the Euler angles. The attitude sensors available are two DSS (Digital Sun Sensors), two IRES (Infra-Red Earth Sensor), and one triad of mechanical gyros. The two IRES give direct measurements of roll and pitch angles with a certain level of error. The two DSS are mounted on the satellite body such that they give a nonlinear function of roll, pitch and yaw attitude angles. The gyros are aligned in the three satellite axes and provide the angular measurements in the body frame reference system. Herein one proposes to use an extension of the $propto$ linear filter and of the Regularized Particle Filter for the nonlinear case of attitude estimation with non-linearity in both the dynamics and the measurement model. The aim is to highlight and magnify the properties of the filters in terms of its favourable characteristics.
AreaETES
ArranjoBDMCI > Fonds > Produção > CMC > Filtro H-infinito estendido...
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originais/@4primeirasPaginas.pdf 23/05/2016 11:01 188.5 KiB 
originais/Pagina 2 William Reis Silva.pdf 23/05/2016 10:58 156.3 KiB 
originais/publicacao-3.pdf 03/03/2016 14:55 6.5 MiB
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DivulgaçãoBNDEPOSITOLEGAL
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Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3LBQ8EE
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2016/03.16.19.32
Última Atualização2016:07.20.19.25.00 marcelo.pazos@inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/03.16.19.32.43
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.40.37 administrator
Chave SecundáriaINPE-17703-TDI/2459
Chave de CitaçãoSilvaNeto:2016:EsInPr
TítuloEstudo da influência da pressão de radiação solar na remoção de satélites em ressonância
Título AlternativoStudy of the influence of the solar radiation pressure in the de-orbit satellites in resonance
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-03-29
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas132
Número de Arquivos1
Tamanho59557 KiB
Área de contextualização
AutorSilva Neto, José Batista da
BancaMoraes, Rodolpho Vilhena de (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Sanchez, Diogo Merguizo (orientador)
Formiga, Jorge Kennety Silva (orientador)
Yokoyama, Tadashi
Gomes, Vivian Martins
Endereço de e-Mailneto.jbs91@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-03-16 19:32:43 :: neto.jbs91@gmail.com -> administrator ::
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2016-05-20 18:50:23 :: yolanda -> administrator ::
2016-06-04 05:08:20 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
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2018-06-04 02:40:37 :: administrator -> :: 2016
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavedescarte de satélites, detritos espacial, ressonâncias, de-orbit, disposal of satellites, debris, ressonance.
ResumoO aumento das atividades espaciais nas últimas décadas vem gerando um grande número de detritos espaciais, que estão alocados nas mais diversas regiões de interesse de exploração, como as órbitas do sistema GNSS na região de órbitas médias. Para evitar a colisão destes detritos com satélites operacionais, estratégias de descarte vêm sendo adotadas. Um exemplo é o reposicionamento de satélites do GNSS 500 km acima ou abaixo da órbita nominal. Porém, já é de conhecimento que este tipo de estratégia pode não funcionar a longo prazo. Instabilidades nas regiões de descarte podem alterar os elementos orbitais, como o semi-eixo maior (ressonância 2:1 spin-órbita) e a excentricidade (ressonância 2$omega$+$Omega$).). Deste modo, o satélite não operacional pode cruzar com as órbitas nominais. Para evitar este tipo de problema, uma alternativa é a retirada completa do satélite até a reentrada (de-orbit). Deste modo, o presente estudo traz o de-orbit com o auxílio da pressão de radiação solar, como alternativa para satélites em regiões sujeitas a ressonâncias. Para tanto, neste trabalho, foram encontradas condições iniciais de longitude do nodo ascendente e argumento do perigeu para de-orbit de satélites das constelações GPS e Galileo. Ao final do estudo foram encontrados conjuntos de condições iniciais com mínimo crescimento da excentricidade e regiões com máximo crescimento de excentricidade. Ambas as regiões são de interesse como condição inicial de de-orbit. Na primeira há o menor risco de colisão durante o de-orbit e a segunda é uma região onde o de-orbit acontece mais rapidamente, pois o raio do perigeu diminui mais rápido. Através das integrais das acelerações foi possível mensurar a contribuição total de cada perturbação durante o tempo de de-orbit. Ao final do trabalho através de estudos de casos dentro da região de órbitas baixas foi possível analisar o comportamento do dispositivo de variação da área-sobre-massa e/ou coeficiente de reflectividade em regiões próximas a Terra. ABSTRACT: The increase of space activities in recent decades has been generating a lot of space debris, which are dispersed in different regions of interest, such as the GNSS orbit in MEO region. To avoid the collision of these debris with operational satellites, disposal strategies have been adopted. An example is the repositioning of the satellites of the GNSS into orbits 500 km above or below the nominal orbit. However, it is already known that this type of strategy could not work in long term. Instabilities in the disposal regions can change the orbits elements, such as the semi-major axis (resonance 2:1 spin-orbit) and eccentricity (resonance 2$omega$+$Omega$). Thus, the non-operational satellite can cross the nominal orbits. To avoid this problem, an alternative is the removal of the satellite to re-entry (de-orbit). So, the present study provides the de-orbit, with the help of solar radiation pressure, as an alternative for satellites in regions subject to resonances. This work is focused on finding the initial conditions longitude of the ascending node and argument of the perigee to de-orbit of the satellites of the GPS and Galileo constellations. At the end of the study, it was found sets of initial conditions with minimal growth of eccentricity and regions with maximum eccentricity growth. Both regions are of interest. The first one reduces the risk of collision during the de-orbit and the second one is a region where the de-orbit happens faster, because the perigee radius decreases fast. Through the integral of the accelerations, it was possible to measure the overall contribution of each disturbance during the time of de-orbit. At the end, through case studies within the LEO region, we analyzed the behavior of the device of area-to-mass variation and/or reflectivity coefficient variation orbits close to the Earth.
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Tipo de ReferênciaThesis
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Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
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Chave SecundáriaINPE-17752-TDI/2503
Chave de CitaçãoSiqueira:2017:AbDo'f
TítuloUma abordagem no domínio 'frequência-estrutura' para a detecção e diagnóstico de falhas em sistemas de controle reconfiguráveis
Título AlternativoA 'frequency-structure' based approach for fault detection and diagnosis in reconfigurable control systems
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2017
Data2016-07-01
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas484
Número de Arquivos1
Tamanho123306 KiB
Área de contextualização
AutorSiqueira, Jairo Eduardo Moraes
BancaRicci, Mário César (presidente)
Souza, Marcelo Lopes de Oliveira e (orientador)
Leite, Alexandre Carvalho (orientador)
Milani, Paulo Giácomo
Rocco, Evandro Marconi
Moreira, Fernando José de Oliveira
Curvo, Marcelo
Endereço de e-Mailjairo.siqueira@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-05-23 16:41:20 :: jairo.siqueira@gmail.com -> administrator ::
2016-06-04 05:08:33 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2016-06-10 17:43:02 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
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2018-06-04 02:27:16 :: administrator -> :: 2017
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavedetecção de falhas, tolerância a falhas, sistemas de controle, controle de atitude, domínio da frequência, fault detection, fault tolerance, control systems, attitude control, frequency domain.
ResumoO uso de abordagens padrão para a concepção e o desenvolvimento de estruturas de controle automático para sistemas complexos, podem incorrer em degradação de performance operacional com perda das margens de estabilidade e de segurança, caso falhas de sensores ou de atuadores ocorram. Tais falhas, as quais representam perdas locais no sistema como um todo, podem potencialmente evoluir para falência do sistema de controle se não forem eliminadas ou mitigadas em tempo e medida adequados. Tais eventos não são aceitáveis, dado que os mesmos representam a perda completa das capacidades originais de segurança ou de missão. Desta forma, este trabalho visa estudar o problema de detecção e diagnóstico de falhas em sistemas de controle reconfiguráveis, de forma a propor uma metodologia enquanto solução a tal problemática, baseada no chamado domínio ${"}$frequência-estrutura${"}$. A fim de que sejam atingidos os objetivos propostos, são tomados os seguintes passos: 1) Revisão de literatura sobre métodos disponíveis para detecção e diagnóstico de falhas, assim como de reconfiguração de controle; 2) A partir de um modelo LTI genérico, é proposto um repertório de falhas de sensores e de atuadores, as falhas são modeladas e caracterizadas, considerando então para cada modelo/modo de falha (a) como as topologias das malhas de controle - i.e., as estruturas - são afetadas, (b) qual é o impacto gerado (propagação temporal) nas malhas de controle, (c) quais são os conteúdos espectrais específicos; (3) é proposto um método que se baseia nas potências espectrais de um conjunto pré-determinado de resíduos (de sensores e de atuadores) e no uso de clusterização como meio de obtenção dos limiares de falhas; (4) o método é testado com complexidade incremental, a partir de um modelo linear sem ruído e de 1-DOF, sem capacidade de reconfiguração, até um modelo não-linear e ruidoso, com 3-DOF e dotado de redundâncias para reconfiguração de sensores e de atuadores. Os numerosos resultados mostram que o método diagnostica as falhas modeladas, mesmo na presença de acoplamento MIMO, não linearidades giroscópicas inerentes, e ruídos e distúrbios significativos, na planta usada, sugerindo sua aplicabilidade a casos mais gerais e difíceis. ABSTRACT: The use of standard approaches for the conception and development of automatic control structures for complex systems may inccur in operational performance degradation with loss of stability and safety margins, when sensor or actuator faults occur. These faults, which represent local losses within the overall control system, may potentially evolve to system failure if not eliminated or mitigated in proper time and measure. Such an event is not acceptable, since it represents the complete loss either of the original safety or mission capabilities. Therefore, this work studies the problem of fault detection and diagnosis in reconfigurable control systems, and proposes a new method to solve such problem, which is based on the so called ${"}$frequency-structure${"}$ domain. To accomplish the proposed goals, the following steps are undertaken: 1) A literature review on available fault detection and diagnosis methods is presented, as well as those for control reconfiguration; 2) Starting from a generic view of a LTI system, a set of sensor and actuator faults is proposed, the faults are modelled and characterized, considering for each fault/faulty mode (a) how the control loops topologies - i.e., the structure - are affected, (b) what is the impact (timewise propagation) caused on the control loops, (c) what are the spectral contents; 3) a method is proposed, which is itself based on the spectral power of pre-determined model-based residuals (sensors and actuators), and uses clusterization as means for obtaining thresholds; (4) the method is tested with incremental complexity, batchwise and recursively, from an initial noiseless, linear, 1-DOF control system without reconfiguration capabilities; to a noisy, non-linear, 3-DOF one, itself capable of sensor and actuator reconfigurations. The numerous results show that the method diagnoses the modeled faults, even in the presence of MIMO coupling, inherent gyroscopic nonlinearities and significant noises and disturbances in the plant used, suggesting its applicability to more general and difficult cases.
AreaETES
ArranjoINPE > Produção > CMC > Uma abordagem no...
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Tese_JEMS_v021.docx 16/09/2016 17:33 170.0 MiB
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3LLU9DB
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Última Atualização2016:09.15.14.03.37 marcelo.pazos@inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/05.12.02.12.57
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.40.47 administrator
Chave SecundáriaINPE-17723-TDI/2476
Chave de CitaçãoSiqueli:2016:EsInAc
TítuloEstudo da influência do achatamento dos primários na captura gravitacional temporária
Título AlternativoStudy of the influence of the primary oblateness in temporary gravitational capture
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2016
Data2016-05-19
Data de Acesso08 mar. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Número de Páginas112
Número de Arquivos1
Tamanho2445 KiB
Área de contextualização
AutorSiqueli, Guilherme Afonso
BancaMoraes, Rodolpho Vilhena de (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Solórzano, Carlos Renato Huaura (orientador)
Vieira Neto, Ernesto
Gomes, Vivian Martins
Endereço de e-Mailguilhermesiqueli@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2016-05-12 02:12:57 :: guilhermesiqueli@gmail.com -> administrator ::
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2018-06-04 02:40:47 :: administrator -> :: 2016
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
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Transferível1
Palavras-Chaveastrodinâmica, captura gravitacional, achatamento, J2, astrodynamics, gravitational capture, oblateness.
ResumoNeste trabalho é apresentado um estudo do efeito do achatamento dos primários no processo de captura gravitacional. Os trabalhos mais relevantes da literatura, nas área de dinâmica orbital, captura gravitacional e achatamento de primários, são apresentados. O modelo matemático que descreve o comportamento do sistema é deduzido e um novo método de adimensionalização das equações é proposto. Com base neste modelo são realizados experimentos fatoriais, que são experimentos estatísticos em que algumas variáveis de um modelo são alteradas simultaneamente, para inferir a contribuição de cada parâmetro na dinâmica no sistema e no tempo total que um corpo permanece na esfera de influência de um primário, sem que colida com o mesmo. Por fim a contribuição do achatamento de um primário é discutida e as conclusões do trabalho são apresentadas. ABSTRACT: In this dissertation it is presented a study of the effect of the oblateness of the primary in the gravitational capture process. The most important researches in the literature in the orbital dynamics area, gravitational capture and oblateness are presented. The mathematical model that describes the behavior of the system is deduced and a new adimensionalization method of the equations of motion is proposed. Based on this model are performed factorial experiments, that are statistical experiments in that some variables of the model are changed simultaneously, to measure the contribution of each parameter in the dynamics of the system and in the total time that a body remains in the sphere of influence of a primary without colliding with it. Finally, the contribution of the oblateness of a primary is discussed and the conclusions of the study are presented.
AreaETES
ArranjoINPE > Produção > CMC > Estudo da influência...
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originais/@4primeirasPaginas.pdf 11/08/2016 16:07 187.4 KiB 
originais/Avaliação final pag 2 aluno Guilherme Afonso Siqueli.pdf 20/07/2016 14:42 26.4 KiB 
originais/publicacao-4.pdf 20/07/2016 11:36 2.2 MiB
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