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Data e hora local de busca: 22/01/2021 06:39.

Área de identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/433QQRB
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2020/08.14.11.57
Última Atualização2020:08.14.11.57.43 simone
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2020/08.14.11.57.43
Última Atualização dos Metadados2020:08.14.11.57.43 simone
Chave SecundáriaINPE--PRE/
Chave de CitaçãoPeresRicc:2015:PrSiCo
TítuloProjeto de um sistema de controle de atitude que utiliza um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan
Ano2015
Data de Acesso22 jan. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho246 KiB
Área de contextualização
Autor1 Peres, Raphael Willian
2 Ricci, Mário César
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHS5
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 FATESF
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 raphael-peres@hotmail.com
2 mariocesarricci@uol.com.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
Nome do EventoSeminário de Iniciação Científica do INPE (SICINPE).
Localização do EventoSão José dos Campos
Título do LivroAnais
Editora (Publisher)INPE
Cidade da EditoraSão José dos Campos
Tipo SecundárioPRE CN
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavesatélite, controle, atitude, volante de inércia.
ResumoO objetivo deste trabalho é aplicar a teoria clássica de controle no projeto de um sistema de controle de atitude de satélites. Pretende-se apresentar os procedimentos de projeto para um sistema de controle de atitude contendo um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan (gimbals), para um satélite estabilizado em três eixos numa órbita geoestacionária. A utilização de um volante de inércia com dois eixos cardan é uma opção bastante interessante porque com apenas um dispositivo é possível controlar o torque em torno dos três eixos do veículo, através do controle de velocidade da roda e do fenômeno do girotorqueamento com dois graus de liberdade. Se o tamanho da roda e a velocidade são determinados adequadamente é possível cancelar torques cíclicos sem empregar jatos de gás, usando-os apenas periodicamente para cancelar torques de perturbação seculares (que crescem linearmente com o tempo). Nesse sistema, baseado em um volante de inércia, é necessário apenas um sensor de arfagem/rolamento (sensor de Terra) para a manutenção precisa da atitude, diferentemente de sistemas de controle baseados em expulsão de massa os quais têm necessidade de utilização contínua de propulsores, além dos sensores de rolamento, arfagem e guinada. Considera-se que o satélite está na trajetória nominal em órbita e, portanto, que a fase de aquisição da atitude já tenha transcorrido. Serão determinadas propriedades específicas, leis e parâmetros de controle com o intuito de anular o torque de perturbação de pressão de radiação solar e o torque devido ao desalinhamento dos propulsores do sistema de correção de órbita. Será analisada a estabilidade do sistema de controle e serão obtidas respostas para torques de perturbações do tipo degrau, cíclico e impulsivo. As equações do movimento são desenvolvidas partindo do pressuposto que o satélite é um corpo rígido com uma roda de inércia capaz de gerar momento angular internamente, o qual somado com o momento angular do veículo fornece o momento angular total. Os torques que agem sobre o satélite considerados no modelo são os torques de distúrbio devido à pressão de radiação solar, torque de desalinhamento dos propulsores de correção de órbita e o torque devido ao gradiente de gravidade.
AreaETES
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 14/08/2020 08:57 1.0 KiB 
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP3W34P/433QQRB
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34P/433QQRB
Idiomapt
Arquivo AlvoPeres_projeto.pdf
Grupo de Usuáriosmarcelo.pazos@inpe.br
simone
Visibilidadeshown
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
NotasBolsa PIBIC/INPE/CNPq
Campos Vaziosaccessionnumber archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder copyright creatorhistory date descriptionlevel dissemination doi edition editor format isbn issn label lineage mark nextedition nexthigherunit numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project readergroup readpermission rightsholder secondarydate secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype type url versiontype volume
Área de controle da descrição
e-Mail (login)simone
atualizar 
Área de identificação
Tipo de ReferênciaReport
Sitemtc-m21c.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34R/432MJF5
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21c/2020/08.07.14.38
Última Atualização2020:08.07.14.38.08 simone
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21c/2020/08.07.14.38.08
Última Atualização dos Metadados2020:08.07.14.38.08 simone
Chave de CitaçãoPeresRicc:2015:PrSiCo
TítuloProjeto de um sistema de controle de atitude que utiliza um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan
Ano2015
Data de Acesso22 jan. 2021
TipoRDP
Número de Páginas100
Número de Arquivos1
Tamanho5753 KiB
Área de contextualização
Autor1 Peres, Raphael Willian
2 Ricci, Mário César
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHS5
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 FATESF
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 raphael-peres@hotmail.com
2 mariocesarricci@uol.com.br
InstituçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais
CidadeSão José dos Campos
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavecontrole de atitude, inércia, eixo cardanm satélite.
ResumoO objetivo deste trabalho é aplicar a teoria clássica de controle no projeto de um sistema de controle de atitude de satélites. Pretende-se apresentar os procedimentos de projeto para um sistema de controle de atitude contendo um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan (gimbals), para um satélite estabilizado em três eixos numa órbita geoestacionária. A utilização de um volante de inércia com dois eixos cardan é uma opção bastante interessante porque, com apenas um dispositivo, é possível controlar o torque em torno dos três eixos do veículo, através do controle de velocidade da roda e do fenômeno do girotorqueamento com dois graus de liberdade. Se o tamanho da roda e a velocidade são determinados adequadamente é possível cancelar torques cíclicos sem empregar jatos de gás, usando-os apenas periodicamente para cancelar torques de perturbação seculares (que crescem linearmente com o tempo). Nesse sistema, baseado em um volante de inércia, é necessário apenas um sensor de arfagem/rolamento (sensor de Terra) para a manutenção precisa da atitude, diferentemente de sistemas de controle baseados em expulsão de massa os quais têm necessidade de utilização contínua de propulsores, além dos sensores de rolamento, arfagem e guinada. Considera-se que o satélite está na trajetória nominal em órbita e, portanto, que a fase de aquisição da atitude já tenha transcorrido. Serão determinadas propriedades específicas, leis e parâmetros de controle com o intuito de anular o torque de perturbação de pressão de radiação solar e o torque devido ao desalinhamento dos propulsores do sistema de correção de órbita. Será analisada a estabilidade do sistema de controle e serão obtidas respostas para torques de perturbações do tipo impulsivo, em degrau e cíclico. As equações do movimento são desenvolvidas partindo do pressuposto que o satélite é um corpo rígido com uma roda de inércia capaz de gerar momento angular internamente, o qual somado com o momento angular do veículo fornece o momento angular total. Os torques que agem sobre o satélite considerado no modelo são os torques de distúrbio devido à pressão de radiação solar, torques de desalinhamentos do vetor empuxo dos jatos de gás e o torque devido ao gradiente de gravidade.
AreaETES
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 07/08/2020 11:38 1.7 KiB 
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP3W34R/432MJF5
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34R/432MJF5
Arquivo AlvoRaphael Willian Peres.pdf
Grupo de Usuáriossimone
Visibilidadeshown
Permissão de Leituraallow from all
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhourlib.net/www/2017/11.22.19.04.03
DivulgaçãoBNDEPOSITOLEGAL
Acervo Hospedeirourlib.net/www/2017/11.22.19.04
Área de notas
NotasBolsa PIBIC/INPE/CNPq
Campos Vaziosarchivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder copyright creatorhistory date descriptionlevel doi e-mailaddress edition format isbn issn label language lineage mark nextedition nexthigherunit orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project readergroup reportnumber rightsholder secondarydate secondarykey secondarymark secondarytype session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype translator url versiontype
Área de controle da descrição
e-Mail (login)simone
atualizar 
Área de identificação
Tipo de ReferênciaReport
Sitemtc-m21c.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34R/42QM8NB
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21c/2020/07.07.18.33
Última Atualização2020:07.07.18.33.27 simone
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21c/2020/07.07.18.33.27
Última Atualização dos Metadados2020:07.07.18.33.27 simone
Chave de CitaçãoPeresRicc:2014:PrSiCo
TítuloProjeto de um sistema de controle de atitude que utiliza um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan
Ano2014
Data de Acesso22 jan. 2021
TipoRDP
Número de Páginas39
Número de Arquivos1
Tamanho740 KiB
Área de contextualização
Autor1 Peres, Raphael Willian
2 Ricci, Mário César
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHS5
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 FATESF
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 raphael-peres@hotmail.com
2 mariocesarricci@uol.com.br
InstituçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais
CidadeSão José dos Campos
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavecontrole de atitude, inércia, eixo cardan.
ResumoO objetivo final deste trabalho, o qual tem prazo para finalização em julho de 2015, é aplicar a teoria clássica de controle no projeto de um sistema de controle de atitude de satélites. Pretende-se com este trabalho apresentar os procedimentos de projeto para um sistema de controle de atitude contendo um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan (gimbals), para um satélite estabilizado em três eixos numa órbita geoestacionária. A utilização de um volante de inércia com dois eixos cardan é uma opção bastante interessante porque, com apenas um dispositivo, é possível controlar o torque em torno dos três eixos do veículo, através do controle de velocidade da roda e do fenômeno do girotorqueamento com dois graus de liberdade. Se o tamanho da roda e a velocidade são determinados adequadamente é possível cancelar torques cíclicos sem empregar jatos de gás, usando-os apenas periodicamente para cancelar torques de perturbação seculares (que crescem linearmente com o tempo). Nesse sistema, baseado em um volante de inércia, é necessário apenas um sensor de arfagem/rolamento (sensor de Terra) para a manutenção precisa da atitude. Diferentemente de sistemas de controle baseados em expulsão de massa, os quais têm necessidade de utilização contínua de propulsores, além dos sensores de rolamento, arfagem e guinada. Considera-se que o satélite está na trajetória nominal em órbita e, portanto, que a fase de aquisição da atitude já tenha transcorrido. Serão determinados propriedades específicas, leis de controle e parâmetros do sistema com o intuito de anular o torque de perturbação de pressão de radiação e o torque devido ao desalinhamento dos propulsores do sistema de controle de órbita. Será analisada a estabilidade do sistema de controle e serão obtidas respostas para torques de perturbação impulsivos, em degrau e cíclico. Até o presente momento, foi obtida toda a base teórica necessária para o desenvolvimento do projeto através de estudos preliminares. Também foram obtidas as equações não lineares de movimento, partindo do pressuposto que o satélite é um corpo rígido com uma roda de inércia capaz de gerar momento angular internamente, o qual somado com o momento angular do veículo fornece o momento angular total. Os torques que agem sobre o satélite, que foram considerados no modelo, são os torques de distúrbio devido à pressão de radiação solar, torques de desalinhamentos do vetor empuxo dos jatos de gás e o torque devido ao gradiente de gravidade. O objetivo, a partir de agora, é obter as três equações linearizadas para os movimentos de rolamento, arfagem e guinada, em torno das condições nominais e realizar o controle nos três eixos.
AreaETES
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 07/07/2020 15:33 1.7 KiB 
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP3W34R/42QM8NB
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34R/42QM8NB
Arquivo AlvoRaphael Willian Peres.pdf
Grupo de Usuáriossimone
Visibilidadeshown
Permissão de Leituraallow from all
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhourlib.net/www/2017/11.22.19.04.03
DivulgaçãoBNDEPOSITOLEGAL
Acervo Hospedeirourlib.net/www/2017/11.22.19.04
Área de notas
NotasBolsa PIBIC/INPE/CNPq
Campos Vaziosarchivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder copyright creatorhistory date descriptionlevel doi e-mailaddress edition format isbn issn label language lineage mark nextedition nexthigherunit orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project readergroup reportnumber rightsholder secondarydate secondarykey secondarymark secondarytype session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype translator url versiontype
Área de controle da descrição
e-Mail (login)simone
atualizar 
Área de identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GUJ9RH
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/09.02.17.22
Última Atualização2020:07.06.20.10.31 simone
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/09.02.17.22.10
Última Atualização dos Metadados2020:07.06.20.10.32 simone
Chave SecundáriaINPE--PRE/
Chave de CitaçãoPeresRicc:2014:PrSiCo
TítuloProjeto de um sistema de controle de atitude que utiliza um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan
Ano2014
Data de Acesso22 jan. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho193 KiB
Área de contextualização
Autor1 Peres, Raphael Willian
2 Ricci, Mário César
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHS5
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 FATESF
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 raphael-peres@hotmail.com
2 mariocesarricci@uol.com.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
Nome do EventoSeminário de Iniciação Científica do INPE (SICINPE).
Localização do EventoSão José dos Campos
Data30-31 jul., 2014
Título do LivroAnais
Editora (Publisher)INPE
Cidade da EditoraSão José dos Campos
Tipo SecundárioPRE CN
Histórico2014-09-02 17:22:10 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br -> administrator ::
2020-04-29 13:33:11 :: administrator -> simone :: 2014
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavesatélite, controle, atitude, volante de inércia.
ResumoO objetivo final deste trabalho, o qual tem prazo para finalização em julho de 2015, é aplicar a teoria clássica de controle no projeto de um sistema de controle de atitude de satélites. Pretende-se com este trabalho apresentar os procedimentos de projeto para um sistema de controle de atitude contendo um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan (gimbals), para um satélite estabilizado em três eixos numa órbita geoestacionária. A utilização de um volante de inércia com dois eixos cardan é uma opção bastante interessante porque, com apenas um dispositivo, é possível controlar o torque em torno dos três eixos do veículo, através do controle de velocidade da roda e do fenômeno do girotorqueamento com dois graus de liberdade. Se o tamanho da roda e a velocidade são determinados adequadamente é possível cancelar torques cíclicos sem empregar jatos de gás, usando-os apenas periodicamente para cancelar torques de perturbação seculares (que crescem linearmente com o tempo). Nesse sistema, baseado em um volante de inércia, é necessário apenas um sensor de arfagem/rolamento (sensor de Terra) para a manutenção precisa da atitude. Diferentemente de sistemas de controle baseados em expulsão de massa, os quais têm necessidade de utilização contínua de propulsores, além dos sensores de rolamento, arfagem e guinada. Considera-se que o satélite está na trajetória nominal em órbita e, portanto, que a fase de aquisição da atitude já tenha transcorrido. Serão determinados propriedades específicas, leis de controle e parâmetros do sistema com o intuito de anular o torque de perturbação de pressão de radiação e o torque devido ao desalinhamento dos propulsores do sistema de controle de órbita. Será analisada a estabilidade do sistema de controle e serão obtidas respostas para torques de perturbação impulsivos, em degrau e cíclico. Até o presente momento, foi obtida toda a base teórica necessária para o desenvolvimento do projeto através de estudos preliminares. Também foram obtidas as equações não lineares de movimento, partindo do pressuposto que o satélite é um corpo rígido com uma roda de inércia capaz de gerar momento angular internamente, o qual somado com o momento angular do veículo fornece o momento angular total. Os torques que agem sobre o satélite, que foram considerados no modelo, são os torques de distúrbio devido à pressão de radiação solar, torques de desalinhamentos do vetor empuxo dos jatos de gás e o torque devido ao gradiente de gravidade. O objetivo, a partir de agora, é obter as três equações linearizadas para os movimentos de rolamento, arfagem e guinada, em torno das condições nominais e realizar o controle nos três eixos.
AreaETES
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 02/09/2014 14:22 1.0 KiB 
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP5W34M/3GUJ9RH
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP5W34M/3GUJ9RH
Idiomapt
Arquivo AlvoPeres_projeto.pdf
Grupo de Usuáriosmarcelo.pazos@inpe.br
Grupo de Leitoresadministrator
marcelo.pazos@inpe.br
simone
Visibilidadeshown
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
NotasBolsa PIBIC/INPE/CNPq
Campos Vaziosaccessionnumber archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi edition editor format isbn issn label lineage mark nextedition nexthigherunit numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project readpermission rightsholder secondarydate secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype type url versiontype volume
Área de controle da descrição
e-Mail (login)simone
atualizar 
Área de identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3L3G64E
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2016/01.25.18.20
Última Atualização2016:01.25.18.20.05 christophercerqueira@gmail.com
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2016/01.25.18.20.05
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.56.01 administrator
Chave SecundáriaINPE--PRE/
ISSN2177-3114
Rótuloself-archiving-INPE-MCTI-GOV-BR
Chave de CitaçãoPeresRicc:2015:PrSiCo
TítuloProjeto de um sistema de controle de atitude que utiliza um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan
FormatoOn-line
Ano2015
Data de Acesso22 jan. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho144 KiB
Área de contextualização
Autor1 Peres, Raphael Willian
2 Ricci, Mário Cesar
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHS5
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 engenharia.peres@gmail.com
EditorWETE, Comissão Organizadora do
Endereço de e-Mailchristophercerqueira@gmail.com
Nome do EventoWorkshop em Engenharia e Tecnologia Espaciais, 6 (WETE)
Localização do EventoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Data18-19 ago
Título do LivroProceedings
Editora (Publisher)Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Cidade da EditoraSão José dos Campos
Tipo SecundárioPRE CN
Tipo TerciárioSessão Oral
Histórico2016-01-25 18:20:05 :: christophercerqueira@gmail.com -> administrator ::
2018-06-04 02:56:01 :: administrator -> christophercerqueira@gmail.com :: 2015
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-ChaveControle, Atitude, Satélite.
ResumoPretende-se apresentar os procedimentos de projeto para um sistema de controle de atitude de um satélite contendo um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan (gimbals). Serão determinadas leis e parâmetros de controle com o intuito de anular o torque de perturbação de pressão de radiação solar.
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 25/01/2016 16:20 1.0 KiB 
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP3W34P/3L3G64E
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34P/3L3G64E
Arquivo Alvo31_RafaelPeres.pdf
Grupo de Usuárioschristophercerqueira@gmail.com
Visibilidadeshown
Permissão de Leituraallow from all
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGP3W34P/3R44LQ8
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
Campos Vaziosaccessionnumber archivingpolicy archivist area callnumber contenttype copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi edition isbn language lineage mark nextedition notes numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project readergroup rightsholder secondarydate secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject tertiarymark type url versiontype volume
Área de controle da descrição
e-Mail (login)christophercerqueira@gmail.com
atualizar 
Área de identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3K2893S
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2015/08.04.17.46
Última Atualização2015:09.24.17.50.14 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2015/08.04.17.46.01
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.02.55.35 administrator
Chave SecundáriaINPE--PRE/
Chave de CitaçãoPeresRicc:2015:PrSiCo
TítuloProjeto de um sistema de controle de atitude que utiliza um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan
Ano2015
Data de Acesso22 jan. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho5753 KiB
Área de contextualização
Autor1 Peres, Raphael Willian
2 Ricci, Mario Cesar
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHS5
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 FATESF
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 raphael-peres@hotmail.com
2 mario.ricci@inpe.br
Nome do EventoSeminário de Iniciação Científica e Iniciação em Desenvolvimento Tecnológico e Inovação
Localização do EventoSão José dos Campos, SP
Data30-31 jul.
Editora (Publisher)Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais
Cidade da EditoraSão José dos Campos, SP
Tipo SecundárioPRE CN
Histórico2015-08-04 17:46:01 :: simone -> administrator ::
2018-06-04 02:55:35 :: administrator -> simone :: 2015
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
ResumoO objetivo deste trabalho é aplicar a teoria clássica de controle no projeto de um sistema de controle de atitude de satélites. Pretende-se apresentar os procedimentos de projeto para um sistema de controle de atitude contendo um volante de inércia suspenso por dois eixos cardan (gimbals), para um satélite estabilizado em três eixos numa órbita geoestacionária. A utilização de um volante de inércia com dois eixos cardan é uma opção bastante interessante porque com apenas um dispositivo é possível controlar o torque em torno dos três eixos do veículo, através do controle de velocidade da roda e do fenômeno do girotorqueamento com dois graus de liberdade. Se o tamanho da roda e a velocidade são determinados adequadamente é possível cancelar torques cíclicos sem empregar jatos de gás, usando-os apenas periodicamente para cancelar torques de perturbação seculares (que crescem linearmente com o tempo). Nesse sistema, baseado em um volante de inércia, é necessário apenas um sensor de arfagem/rolamento (sensor de Terra) para a manutenção precisa da atitude, diferentemente de sistemas de controle baseados em expulsão de massa os quais têm necessidade de utilização contínua de propulsores, além dos sensores de rolamento, arfagem e guinada. Considera-se que o satélite está na trajetória nominal em órbita e, portanto, que a fase de aquisição da atitude já tenha transcorrido. Serão determinadas propriedades específicas, leis e parâmetros de controle com o intuito de anular o torque de perturbação de pressão de radiação solar e o torque devido ao desalinhamento dos propulsores do sistema de correção de órbita. Será analisada a estabilidade do sistema de controle e serão obtidas respostas para torques de perturbações do tipo degrau, cíclico e impulsivo. As equações do movimento são desenvolvidas partindo do pressuposto que o satélite é um corpo rígido com uma roda de inércia capaz de gerar momento angular internamente, o qual somado com o momento angular do veículo fornece o momento angular total. Os torques que agem sobre o satélite considerados no modelo são os torques de distúrbio devido à pressão de radiação solar, torque de desalinhamento dos propulsores de correção de órbita e o torque devido ao gradiente de gravidade.
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agreement.html 04/08/2015 14:46 1.0 KiB 
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Campos Vaziosaccessionnumber archivingpolicy archivist booktitle callnumber contenttype copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi e-mailaddress edition editor format isbn issn keywords label lineage mark nextedition nexthigherunit notes numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project rightsholder secondarydate secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype type url versiontype volume
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Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
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Identificador8JMKD3MGP7W/3CF9KFH
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Última Atualização dos Metadados2018:06.05.04.12.50 administrator
Chave SecundáriaINPE--PRE/
Chave de CitaçãoPinheiroSouz:2012:PrSiCo
TítuloProjeto do sistema de controle de atitude de um microssatélite usando o LQG
Ano2012
Data de Acesso22 jan. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho355 KiB
Área de contextualização
Autor1 Pinheiro, Erberson Rodrigues
2 Souza, Luiz Carlos Gadelha de
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
Nome do EventoWorkshop em Engenharia e Tecnologia Espaciais, 3 (WETE).
Localização do EventoSão José dos Campos
Data4 - 6 jun. 2012
Título do LivroAnais
Editora (Publisher)Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Cidade da EditoraSão José dos Campos
Tipo SecundárioPRE CN
Histórico2012-08-17 11:52:37 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br -> administrator :: 2012
2012-10-01 15:16:12 :: administrator -> marcelo.pazos@sid.inpe.br :: 2012
2013-01-15 16:59:36 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br -> administrator :: 2012
2018-06-05 04:12:50 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2012
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Idiomaen
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Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m19@80/2009/08.21.17.02.53
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGP7W/3E6FERH
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m19@80/2009/08.21.17.02
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Campos Vaziosabstract accessionnumber archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi edition editor electronicmailaddress format isbn issn keywords label lineage mark nextedition notes numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project readergroup resumeid rightsholder secondarydate secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype type url versiontype volume
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e-Mail (login)marcelo.pazos@inpe.br
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemarte3.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZ3r59YCT/GUeLR
Repositóriosid.inpe.br/iris@1905/2005/07.28.23.18.41
Última Atualização2014:01.14.16.36.32 simone
Metadadossid.inpe.br/iris@1905/2005/07.28.23.18.51
Última Atualização dos Metadados2019:10.10.14.49.16 simone
Chave SecundáriaINPE-5473-TDI/504
Rótulo6498
Chave de CitaçãoMoscati:1992:PrSiCo
TítuloProjeto de um sistema de controle de atitude (três eixos) de satélites utilizando a metodologia LQG/LTR
Título AlternativoProject of an attitude control system (three-axis) of a satellite using the LQG/LTR methodology
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano1992
Data Secundária19930129
Data1992-02-27
Data de Acesso22 jan. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Ciência Espacial)
Número de Páginas232
Número de Arquivos1
Tamanho1373 KiB
Área de contextualização
AutorMoscati, Ney Ricardo
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
BancaSouza, Marcelo Lopes de Oliveira e (presidente)
Cruz, José Jaime da (orientador)
Cabral, Eduardo Lobo Lustosa
Fleury, Agenor de Toledo
Orlando, Valcir
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSao Jose dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2013-04-29 21:42:34 :: administrator -> jefferson :: 1992
2013-09-19 19:33:59 :: jefferson -> sergio@sid.inpe.br :: 1992
2013-09-19 19:47:03 :: sergio@sid.inpe.br -> administrator :: 1992
2013-10-14 00:20:17 :: administrator -> sergio@sid.inpe.br :: 1992
2014-01-14 16:36:32 :: sergio@sid.inpe.br -> tereza@sid.inpe.br :: 1992
2014-01-14 16:53:46 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 1992
2019-10-10 14:27:46 :: administrator -> simone :: 1992
2019-10-10 14:49:16 :: simone -> :: 1992
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Palavras-Chavecontrole de atitude, controle robusto, estabilização, attitude control, robust control, stabilization.
ResumoEm satélites para observação da Terra, é necessário um Sistema de Controle de Atitude (S.C.A.) na estabilização, pois mesmo que o veiculo seja precisamente orientado no lançamento ( com rotação correta), este tende a se desviar desta orientação devido a influencia de torques ambientais, mudanças internas e acoplamentos da dinâmica de atitude com a dinâmica orbital e flexível do satélite A configuração do S.C.A. adotado (um volante de inércia e duas rodas de reação ) apresenta forte acoplamento entre "roll" e "yaw", tratando-se, portanto, de um sistema multivariável, enquanto o eixo de "pitch"e praticamente desacoplado O modelo linear da dinâmica de atitude deste satélite apresenta incertezas devido as dinâmicas não modeladas dos painéis flexíveis e a variação do acoplamento giroscópico, provocado pela mudança na velocidade do volante de inércia Utilizou-se para o projeto do S.C.A. operando no modo normal, a metodologia LQG/LTR ("Linear Quadratic Gaussian/Loop Transfer Recovery"). Esta metodologia e inerentemente uma metodologia de projeto para sistemas do tipo "MIMO", onde a estrutura do compensador e conhecida pro "MBC", a mesma de compensadores LQG Ela reúne abordagens tanto no domínio do tempo como no domínio da frequência, e apresenta a grande vantagem de tratar a robustez a nível de projeto As especificações do projeto no domínio da frequência, usuais para sistemas do tipo "SISO", como margens de fase e de ganho, banda passante, características de rejeição a perturbações e insensibilidade a variação nos parâmetros, são estendidas para o caso "MIMO" através do conceito de valores singulares. A metodologia LQG/LTR basicamente permite a recuperação das excelentes características quanto a robustez de sistemas LQR quando o estado não é completamente medido. Entretanto as especificações no domínio do tempo são de difícil tratamento. Devido a facilidade de utilização da metodologia e aos resultados obtidos nas simulações terem sido bastante satisfatórios , concluiu-se que a metodologia LQG/LTR é uma opção bastante atraente para o projeto de S.C.A.'s quando o modelo de projeto e do tipo "MIMO". ABSTRACT: In Earth remote sensing satellites, an Attitude Control System (A.C.S.) is necessary for stabilisation, due to the fact that even the vehicle is precisely oriented in launch, it deviate from this orientation due the influence of ambiental torques, internal changes and coupling between atitude dynamics and satellite's orbital and flexible dynamics. The configuration adopted for the A.C.S. (a momentum wheel and two reaction wheels) exhibit a strong coupling between roll and yaw, hence it is a multivariable system, while the pitch axis is practically decoupled. The linear model for the attitude dynamics of this satellite exhibit uncertanties due to non modeled dynamics of the flexible panels and giroscopic coupling variations, caused by momentum wheel velocity changes. The LQG/LTR methodology is used to project the A.C.S. operating on the normal mode. This methodology is inherently a multivariable tool, where the compensator's structure is known as MBC, the same structure as LQG compensators. It is based on both, time and frequency domain approaches, and has the great advantage of treating the robustness at project level. The frequency project specifications, usually used for SISO systems such as gain and phase margins, bandwidth, disturbance rejection characteristics and insensitivity to parameter variations are extended to the MIMO case through the singular value concept. The LQG/LTR methodology provides, basically, the recover of the excelent robustness characteristics of systems with LQR regulators when the state is completely measured. on the other hand, specifications on the time domain are difficult to deal with. In view of the easy usage of the methodology and good simulations results obtained 1 it has been concluded that the LQG/LTR methodology is an atractive option to project A.C.S. when the model is a MIMO type.
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termo de deposito ney ricardo moscati.pdf 12/11/2013 16:23 1.2 MiB
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Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel doi e-mailaddress electronicmailaddress format isbn issn lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
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Tipo de ReferênciaThesis
Sitemarte3.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZ3r59YCT/GT9tb
Repositóriosid.inpe.br/iris@1905/2005/07.27.01.47.39   (acesso restrito)
Última Atualização2018:09.13.16.06.33 simone
Metadadossid.inpe.br/iris@1905/2005/07.27.01.47.52
Última Atualização dos Metadados2019:05.03.19.27.57 simone
Chave SecundáriaINPE-3840-TDL/213
Rótulo5356
Chave de CitaçãoRibeiro:1985:UsCoAu
TítuloO uso de controle auto-sincronizado num sistema de controle de atitude ativo em três eixos de um satélite artificial de sensoriamento remoto
Título AlternativoThe use of self-control in a synchronized control system active attitude in three axes of an artificial satellite remote sensing
CursoETE
Ano1985
Data1985-09-09
Data de Acesso22 jan. 2021
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Ciência Espacial)
Número de Páginas89
Número de Arquivos1
Tamanho1104 KiB
Área de contextualização
AutorRibeiro, José Francisco
GrupoSPG-INPE-BR
BancaRios Neto, Atair (presidente)
Martins Neto, Antonio Felix (orientador)
Moro, João (orientador)
Amaral, Wagner Caradori do
Hemerly, Elder Moreira
Endereço de e-Mailsergio.aparecido@inpe.br
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Tipo SecundárioTDI
Histórico2005-07-27 01:47:53 :: administrator -> jefferson ::
2011-11-30 17:59:24 :: jefferson -> administrator :: 1985
2012-11-03 21:57:08 :: administrator -> jefferson :: 1985
2013-06-25 18:31:25 :: jefferson -> sergio@sid.inpe.br :: 1985
2013-09-20 17:24:04 :: sergio@sid.inpe.br -> administrator :: 1985
2018-09-13 16:05:57 :: administrator -> simone :: 1985
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Transferível1
Palavras-Chavecontrole de satélite, controle adaptativo, controle auto-sintonizado, satellite control, adaptive control, control self-tuned.
ResumoA presença de microcomputadores nos satélites artificiais modernos é uma tendência incontestável nos dias atuais; diante desta perspectiva o presente trabalho apresenta um controlador auto-sintonizável, com modestas exigências computacionais, como parte integrante de um sistema de controle de atitude de um satélite artificial de sensoriamento remoto com orbita quase-polar. Este tipo de satélite deve apontar sua câmera de observação para o centro da Terra, conservando as velocidades de rolamento, arfagem guinado dentro de um intervalo preestabelecido. Com este propósito implementa-se o controlador auto-sintonizado com três entradas e três saídas; senso seus parâmetros-estimados pelo método de mínimos quadrados que usa um fator de esquecimento variável. As entradas para o controlador são obtidas a através de um pré-processamento das medidas dos sensores do satélite (girômetros, sensor solar e sensor de horizonte). 0 algoritmo proposto minimiza torques de saída e corrige a atitude mantendo os torques compatíveis atuadores espaciais. Para avaliar o procedimento proposto o controlador testado em condições nominais e não-nominais através de simulação digital. Ao final são apresentadas algumas conclusões e sugeridos alguns tópicos interesse para desenvolvimento futuro. ABSTRACT: The use of microcomputers on artificial modern Satellites is a incontestable tendency now day, so this work presents a self-tuning controller whith modest computation requirements to be used on a three-axis stabilized remote sensing satellite in a sun-synchronous orbit. This type of satellite should point its observing camera to the Earth center keeping its roll axis, pith axis and yaw axis velocities in a prescript range. With this purpose, a self-tuning regulator with three inputs and three outputs in implemented, the regulator parameters being estimated by a least square method that uses a variable forgetting factor. The inputs to the controller are obtained by preprocessing the measurements of the satellite sensors (rate gyros, sun sensors and horizon sensors). The employed algorithm minimizes the output torques and corrects the attitude by using gas jets and/or reaction wheels. The algorithm modest computation requirements are the main reason for this study, since an on board microprocessor could advantageously be used in the attitude control system to be designed for the Brazilian Remote Sensing Satellite.
AreaETES
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Idiomapt
Arquivo AlvoINPE-3840 (2).pdf
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Acervo Hospedeirosid.inpe.br/banon/2001/04.03.15.36
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Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyright creatorhistory descriptionlevel doi electronicmailaddress format isbn issn lineage mark mirrorrepository nextedition nexthigherunit 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 ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Siteplutao.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W/3FCL9AS
Repositóriosid.inpe.br/plutao/2013/12.12.16.25.27
Última Atualização2014:01.10.16.12.46 administrator
Metadadossid.inpe.br/plutao/2013/12.12.16.25.28
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.23.39.19 administrator
Rótulolattes: 7016215184849035 1 SilvaLeitBrit:2013:DiSiCo
Chave de CitaçãoSilvaLeitBrit:2013:DiSiCo
TítuloDiscussão do Sistema de Controle de Atitude de um Veículo Lançador
FormatoDVD
Ano2013
Data de Acesso22 jan. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho817 KiB
Área de contextualização
Autor1 Silva, Adolfo Graciano da
2 Leite Filho, Waldemar de Castro
3 Brito, Alexandro Garro
Grupo1 CMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 adolfor9@hotmail.com
Endereço de e-Mailadolfor9@hotmail.com
Nome do EventoSimpósio Brasileiro de Automação Inteligente, 11 (SBAI) e Conferência Brasileira de Dinâmica, Controle e Aplicações, 11 (DINCON).
Localização do EventoFortaleza
Data2013
Título do LivroAnais
Tipo SecundárioPRE CN
Tipo TerciárioArtigo
Histórico2013-12-12 16:25:28 :: lattes -> administrator ::
2014-01-09 13:38:07 :: administrator -> marcelo.pazos@sid.inpe.br :: 2013
2014-01-10 16:13:07 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br -> administrator :: 2013
2018-06-04 23:39:19 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãofinaldraft
Palavras-ChavePalavras-chave| Controle de Atitude, Veculo Lancador, Margens de Estabilidade, Modos de Flexão, Attitude Control, Launch Vehicle, Stability Margins, Bending Modes.
ResumoNeste trabalho s~ao discutidos os principais conceitos e requisitos utilizados durante o projeto da malha de controle de atitude de um veculo lancador a partir da analise da din^amica simplicada do veculo. A analise e dividida em duas partes, primeiramente o veculo e tratado como um corpo rgido e um controlador PID e apresentado. Em seguida o veculo e considerado um corpo exvel e dois metodos de estabilizac~ao dos modos ex~ao (ganho ou por fase) s~ao apresentados. Alem disso, um sistema de controle de atitude e projetado considerando os conceitos discutidos. ABSTRACT: In this paper some concepts and requirements about the launch vehicle attitude control system are discussed from the analysis of the simplied vehicle dynamics. The analysis is split in two parts, rst of all the vehicle is treated as rigid body and a PID controller is presented. Then the vehicle is treated as a ex-body and two methods of bending mode stabilization are shown. Moreover, an attitude control system is designed based on concepts discussed.
AreaETES
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreementnão têm arquivos
Área de condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/rep/8JMKD3MGP3W/3FCL9AS
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W/3FCL9AS
Idiomapt
Arquivo Alvo5229.pdf
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Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
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URL (dados não confiáveis)http://www.sbai2013.ufc.br/
Acervo Hospedeirodpi.inpe.br/plutao@80/2008/08.19.15.01
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Campos Vaziosaccessionnumber archivingpolicy archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi edition editor isbn issn lineage mark nextedition notes numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project publisher publisheraddress resumeid rightsholder secondarydate secondarykey secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject tertiarymark type volume
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