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Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FJF6QH
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.17.10.19   (acesso restrito)
Última Atualização2015:03.12.13.52.53 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.17.10.19.27
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.16 administrator
DOI10.1155/2013/489645
ISSN1537-744X
Chave de CitaçãoGomesBertGole:2013:DySpPa
TítuloDynamics of Space Particles and Spacecrafts Passing by the Atmosphere of the Earth
ProjetoNational Council for Scientific and Technological Development (CNPq) 473387/2012-3 304700/2009-6 Sao Paulo Research Foundation (FAPESP) 2011/09310-7 2011/08171-3 2011/13101-4 National Council for the Improvement of Higher Education (CAPES)
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhojournal article
Número de Arquivos1
Tamanho1520 KiB
Área de contextualização
Autor1 Gomes, Vivian Martins
2 Bertachini de Almeida Prado, Antonio Fernando
3 Golebiewska, Justyna
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JGJA
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Universidade Estadual Paulista (UNESP)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
3 Astronomical Observatory Institute
Endereço de e-Mail do Autor1
2 antonio.prado@inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaThe Scientific World Journal
Volumex
Número489645
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB1 B2 B2 B2 B2 B3 B3 B5 B5 C
Histórico2014-01-17 10:19:27 :: marciana -> administrator ::
2021-02-11 18:12:16 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Transferível1
Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-Chaveclose encounters, restricted problem, gravity assists, transfer orbits, optimization, trajectories, swingby, planets, design, comets.
ResumoThe present research studies the motion of a particle or a spacecraft that comes from an orbit around the Sun, which can be elliptic or hyperbolic, and that makes a passage close enough to the Earth such that it crosses its atmosphere. The idea is to measure the Sun-particle two-body energy before and after this passage in order to verify its variation as a function of the periapsis distance, angle of approach, and velocity at the periapsis of the particle. The full system is formed by the Sun, the Earth, and the particle or the spacecraft. The Sun and the Earth are in circular orbits around their center of mass and the motion is planar for all the bodies involved. The equations of motion consider the restricted circular planar three-body problem with the addition of the atmospheric drag. The initial conditions of the particle or spacecraft (position and velocity) are given at the periapsis of its trajectory around the Earth.
AreaETES
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agreement.html 17/01/2014 08:19 1.0 KiB 
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Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; SCOPUS.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
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Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FH8DU8
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.09.17.52   (acesso restrito)
Última Atualização2015:03.10.19.42.19 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.09.17.52.28
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.16 administrator
DOI10.1088/1742-6596/465/1/012021
ISSN1742-6588
Chave de CitaçãoSantosRocc:2013:TrCoCo
TítuloTrajectory control with continuous thrust applied to a rendezvous maneuver
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhoconference paper
Número de Arquivos1
Tamanho1450 KiB
Área de contextualização
Autor1 Santos, W. G
2 Rocco, Evando Marconi
Grupo1 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 willer.gomes@dem.inpe.br
2 evandro@dem.inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaJournal of Physics: Conference Series
Volume465
Número1
PáginasArticle number 012021
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB2 B2 B3 B5 B5 C C C C
Histórico2014-01-09 17:52:28 :: marciana -> administrator ::
2021-02-11 18:12:16 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
ResumoA rendezvous mission can be divided into the following phases: launch, phasing, far range rendezvous, close range rendezvous and mating (docking or berthing). This paper aims to present a close range rendezvous with closed loop controlled straight line trajectory. The approaching is executed on V-bar axis. A PID controller and continuous thrust are used to eliminate the residual errors in the trajectory. A comparative study about the linear and nonlinear dynamics is performed and the results showed that the linear equations become inaccurate insofar as the chaser moves away from the target.
AreaETES
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Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; SCOPUS.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
Notas16th Brazilian Colloquium on Orbital Dynamics; Serra Negra, Sao Paulo; Brazil; 26 November 2012 through 30 November 2012
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel format isbn keywords label lineage mark month nextedition orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project resumeid rightsholder secondarydate secondarykey session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype url
Área de identificação
Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FH899H
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Última Atualização2015:03.12.13.35.39 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.09.16.55.39
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.16 administrator
DOI10.1088/1742-6596/465/1/012013
ISSN1742-6588
Chave de CitaçãoGonçalvesRoccMora:2013:OrDiAn
TítuloOrbital disturbance analysis due to the lunar gravitational potential and deviation minimization through the trajectory control in closed loop
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhojournal article
Número de Arquivos1
Tamanho1042 KiB
Área de contextualização
Autor1 Gonçalves, L. D
2 Rocco, Evando Marconi
3 Moraes, Rodolpho Vilhena de
Grupo1 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
3 Universidade Federal de São Paulo (UNIFESP)
Endereço de e-Mail do Autor1 lialiandgon@gmail.com
2 evandro@dem.inpe.br
3 rodolpho.vilhena@gmail.com
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaJournal of Physics: Conference Series
Volume465
Número1
PáginasArticle number 012013
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB2 B2 B3 B5 B5 C C C C
Histórico2014-01-09 16:55:39 :: marciana -> administrator ::
2021-02-11 18:12:16 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Tipo de Versãopublisher
ResumoA study evaluating the influence due to the lunar gravitational potential, modeled by spherical harmonics, on the gravity acceleration is accomplished according to the model presented in Konopliv (2001). This model provides the components x, y and z for the gravity acceleration at each moment of time along the artificial satellite orbit and it enables to consider the spherical harmonic degree and order up to100. Through a comparison between the gravity acceleration from a central field and the gravity acceleration provided by Konopliv's model, it is obtained the disturbing velocity increment applied to the vehicle. Then, through the inverse problem, the Keplerian elements of perturbed orbit of the satellite are calculated allowing the orbital motion analysis. Transfer maneuvers and orbital correction of lunar satellites are simulated considering the disturbance due to non-uniform gravitational potential of the Moon, utilizing continuous thrust and trajectory control in closed loop. The simulations are performed using the Spacecraft Trajectory Simulator-STRS, Rocco (2008), which evaluate the behavior of the orbital elements, fuel consumption and thrust applied to the satellite over the time.
AreaETES
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; SCOPUS.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
Notas16th Brazilian Colloquium on Orbital Dynamics; Serra Negra, Sao Paulo; Brazil; 26 November 2012 through 30 November 2012
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel format isbn keywords label lineage mark month nextedition orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project resumeid rightsholder secondarydate secondarykey session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype url
Área de identificação
Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FH88JP
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.09.16.47   (acesso restrito)
Última Atualização2015:03.11.14.02.46 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.09.16.47.41
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.15 administrator
DOI10.1088/1742-6596/465/1/012007
ISSN1742-6588
Chave de CitaçãoRocco:2013:AuCoOr
TítuloAutomatic correction of orbital elements using continuous thrust controlled in closed loop
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhojournal article
Número de Arquivos1
Tamanho824 KiB
Área de contextualização
AutorRocco, Evandro Marconi
Identificador de Curriculo8JMKD3MGP5W/3C9JH37
GrupoDMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autorevandro@dem.inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaJournal of Physics: Conference Series
Volume465
Número1
PáginasArticle number 012007
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB2 B2 B3 B5 B5 C C C C
Histórico2014-01-09 16:47:41 :: marciana -> administrator ::
2021-02-11 18:12:15 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Transferível1
Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
ResumoThis work aims to study and simulate the control of a spacecraft trajectory in order to correct automatically and simultaneously the orbital elements that define the orbit: semi-major axis, eccentricity, periapse argument, inclination and right ascension of the ascending node. Thus, to perform the control of the trajectory was used a propulsion system able to apply thrust with adjustable magnitude and direction of application. In this study it was considered that the propulsion system is controlled in closed loop, so the adjustments of the magnitude and direction of thrust depends on the error generated by comparing a reference state (position and velocity) and a current state. The reference state is determined according to the final orbital parameters. The current state is estimated at each step of the simulation, therefore, the reference and current states must be determined and compared at each step in order to generate the error signal that is inserted into the trajectory control system. However, the control of the orbital parameters simultaneously can be characterized as a multi-objective problem with conflicting goals. The correction of the semi-major axis causes an eccentricity modification and vice-versa. One possibility to deal with this problem is to define when and where to make adjustments for each of the parameters. Thus, the automatic control seeks the best way to correct each parameter, adjusting each one sequentially. At the end of the process all orbital parameters are automatically adjusted and maintained due to the use of the closed loop control system.
AreaETES
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agreement.html 09/01/2014 14:47 1.0 KiB 
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Política de Arquivamentodenypublisher denyfinaldraft12
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Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; SCOPUS.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
Notas16th Brazilian Colloquium on Orbital Dynamics; Serra Negra, Sao Paulo; Brazil; 26 November 2012 through 30 November 2012
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel format isbn keywords label lineage mark month nextedition orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project rightsholder secondarydate secondarykey session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype url
Área de identificação
Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FA7REQ
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.27.13.22.16   (acesso restrito)
Última Atualização2015:03.11.15.38.15 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.27.13.22.17
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.14 administrator
DOI10.1155/2013/257193
ISSN1024-123X
Rótuloisi 2013-11
Chave de CitaçãoPinheiroSouz:2013:DeMiAt
TítuloDesign of the microsatellite attitude control system using the mixed H-2/H-infinity method via LMI optimization
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhojournal article
Número de Arquivos1
Tamanho2657 KiB
Área de contextualização
Autor1 Pinheiro, Erberson Rodrigues
2 Souza, Luiz Carlos Gadelha de
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHN3
Grupo1 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1
2 gadelha@dem.inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaMathematical Problems in Engineering
Volume2013
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB1 B1 B1 B1 B1 B2 B3 B3 B4 B4 B5
Histórico2021-02-11 18:12:14 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-Chavecontroller performance, reliability advantages, satellite attitude control, satellite parameters, small satellite cluster, structured uncertainties, uncertainty disturbance, unstructured uncertainty, attitude control, design, DNA sequences, linear matrix inequalities, optimization, robustness (control systems), satellites.
ResumoDue to the space missions limited budget, small satellite cluster or constellation would be an economical choice. From risk-sharing viewpoint, a number of smaller satellites have a significant reliability advantage over a bigger one. Generally, one satellite is subject to two types of uncertainties: structured uncertainty that represents some satellite parameter variation and the unstructured uncertainty that represents some kind of the satellite model error. On the other hand, the Satellite Attitude Control (SAC) design becomes more vulnerable to uncertainty disturbances like model error and moment-of-inertia variation as the satellite has great decrease in size and weight. This is the case for a microsatellite with mass less than 100 kg where the ACS performance and robustness become very sensitive to both kinds of uncertainties. As a result, the design of the SAC has to deal with both types of uncertainties which is associated with the drawback between controller performance and robustness. The purpose of this work is to model a microsatellite taking into account the uncertainties and to perform the Control System Design based on the mixed H-2/H-infinity methodology via LMI optimization.
AreaETES
Arranjo
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Área de condições de acesso e uso
Idiomaen
Grupo de Usuáriosadministrator
marcelo.pazos@inpe.br
Grupo de Leitoresadministrator
marcelo.pazos@inpe.br
Visibilidadeshown
Política de Arquivamentodenypublisher allowfinaldraft
Permissão de Leituradeny from all and allow from 150.163
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; COMPENDEX; SCOPUS.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel format isbn lineage mark month nextedition notes number orcid pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project rightsholder secondarydate secondarykey session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype url
Área de identificação
Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FA462G
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.26.17.01.44   (acesso restrito)
Última Atualização2015:03.12.13.15.40 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.26.17.01.45
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.14 administrator
DOI10.1155/2013/401282
ISSN1024-123X
Rótuloscopus 2013-11
Chave de CitaçãoKugaCarr:2013:AtDeMa
TítuloAttitude determination with magnetometers and accelerometers to use in satellite simulator
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhojournal article
Número de Arquivos1
Tamanho4799 KiB
Área de contextualização
Autor1 Kuga, Helio Koiti
2 Carrara, Valdemir
Identificador de Curriculo1 8JMKD3MGP5W/3C9JHC9
2 8JMKD3MGP5W/3C9JJAN
Grupo1 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 hkk@dem.inpe.br
2 val@dem.inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaMathematical Problems in Engineering
Volume2013
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB1 B1 B1 B1 B1 B2 B3 B3 B4 B4 B5
Histórico2021-02-11 18:12:14 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
Área de conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-ChaveAir bearing tables, Attitude accuracy, Attitude determination, Calibration method, Computer resources, Positional information, Real-time attitude, Real-time operation, Accelerometers, Algorithms, Attitude control, Bearings (machine parts), Calibration, Magnetometers, Satellite simulators, Global positioning system.
ResumoAttitude control of artificial satellites is dependent on information provided by its attitude determination process. This paper presents the implementation and tests of a fully self-contained algorithm for the attitude determination using magnetometers and accelerometers, for application on a satellite simulator based on frictionless air bearing tables. However, it is known that magnetometers and accelerometers need to be calibrated so as to allow that measurements are used to their ultimate accuracy. A calibration method is implemented which proves to be essential for improving attitude determination accuracy. For the stepwise real-time attitude determination, it was used the well-known QUEST algorithm which yields quick response with reduced computer resources. The algorithms are tested and qualified with actual data collected on the streets under controlled situations. For such street runaways, the experiment employs a solid-state magnetoresistive magnetometer and an IMU navigation block consisting of triads of accelerometers and gyros, with MEMS technology. A GPS receiver is used to record positional information. The collected measurements are processed through the developed algorithms, and comparisons are made for attitude determination using calibrated and noncalibrated data. The results show that the attitude accuracy reaches the requirements for real-time operation for satellite simulator platforms.
AreaETES
Arranjo
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreementnão têm arquivos
Área de condições de acesso e uso
Idiomaen
Grupo de Usuáriosadministrator
marcelo.pazos@inpe.br
Grupo de Leitoresadministrator
marcelo.pazos@inpe.br
Visibilidadeshown
Política de Arquivamentodenypublisher allowfinaldraft
Permissão de Leituradeny from all and allow from 150.163
Permissão de Atualizaçãonão transferida
Área de fontes relacionadas
Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; COMPENDEX; SCOPUS.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel format isbn lineage mark month nextedition notes number orcid pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project rightsholder secondarydate secondarykey session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype url
Área de identificação
Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FA45TQ
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.26.17.00.58   (acesso restrito)
Última Atualização2017:07.21.18.25.39 marcelo.pazos@inpe.br
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.26.17.00.59
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.13 administrator
DOI10.4028/www.scientific.net/AMM.319.427
ISBN9783037856864
ISSN1660-9336
Rótuloscopus 2013-11
Chave de CitaçãoVasquesSouz:2013:InLoPr
TítuloInvestigation of the Lox/Alcohol propulsion system
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho405 KiB
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Autor1 Vasques, Bruno Barreto
2 Souza, Luiz Carlos Gadelha de
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JHN3
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1
2 gadelha@dem.inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaApplied Mechanics and Materials
Volume319
Páginas427-432
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB2 B3 B3
Histórico2016-07-03 20:59:12 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
2017-07-21 18:25:39 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2013
2021-02-11 18:12:13 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-Chavegreen propellants, liquid propellant rocket engine, liquid propulsion, regenerative cooling, second generation, space transportation system, system development, technology advancement, finite element method, propulsion, rocket engines, propellants.
ResumoThis work describes the design of a liquid propellant rocket engine using non-toxic, low-cost propellants, for a second generation space transportation system. The primary goals of this effort were to identify the most attractive fuel and system design approach for sizing a workhorse engine and to determine technology advancements that are needed to provide subsequent system development. The emphasis of the analysis was directed toward propellant perfomance and engine characterization. On the basis of operational and cost criteria, ethanol was determined to be the best fuel candidate. Because of the high heat flux conditions at high chamber pressures, regenerative cooling was chosen as the preferred method of wall protection, leaving film cooling as a supplementary chamber cooling method. A finite element analysis was carried out to evaluate thrust chamber reliability on steady working operation and hydraulic test mode. The study contributed to establish a better understanding of propellant potentialities and to investigate the best means of utilizing these capabilities in typical engine designs. © (2013) Trans Tech Publications, Switzerland.
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
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Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
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Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FA45A7
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Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.26.16.53.03
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.12 administrator
DOI10.1016/j.ast.2013.05.001
ISSN1270-9638
Rótuloscopus 2013-11
Chave de CitaçãoSalesRadeSouz:2013:PaViCo
TítuloPassive vibration control of flexible spacecraft using shunted piezoelectric transducers
Ano2013
MêsAug.
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhojournal article
Número de Arquivos1
Tamanho1186 KiB
Área de contextualização
Autor1 Sales, T. P.
2 Rade, D. A.
3 Souza, Luiz Carlos Gadelha de
Identificador de Curriculo1
2
3 8JMKD3MGP5W/3C9JHN3
Grupo1
2
3 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Federal University of Uberlândia, School of Mechanical Engineering, Campus Santa Mônica, 38400-902, Uberlândia, MG, Brazil
2 Federal University of Uberlândia, School of Mechanical Engineering, Campus Santa Mônica, 38400-902, Uberlândia, MG, Brazil
3 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1
2 domingos@ufu.br
3 gadelha@dem.inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaAerospace Science and Technology
Volume29
Número1
Páginas403-412
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB1 B1 B1
Histórico2021-02-11 18:12:12 :: administrator -> :: 2013
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Tipo de Versãopublisher
Palavras-Chaveassumed modes, control strategies, electrical energy, flexible appendages, passive vibration control, piezoelectric patch, shunt damping, vibration energies, electric lines, electric network analysis, electromechanical coupling, equations of motion, flexible spacecraft, networks (circuits), piezoelectric transducers, space applications, vibration control, flexible electronics.
ResumoThis paper is devoted to the attitude and vibration control of spacecraft containing flexible appendages. It entails an investigation of a passive control strategy which consists in connecting piezoelectric transducers bonded to the flexible elements to electric circuits in such a way that the vibration energy, once converted into electrical energy, is transferred and partially dissipated into the electric circuit. This strategy enables to circumvent some difficulties involved in active control such as instability and the necessity of a large amount of hardware, which can be critical in space applications. One considers an artificial satellite model composed of a hub, a reaction wheel used for angular position control and two identical flexible panels, which contain piezoelectric patches symmetrically bonded to their surfaces. The equations of motion are derived based on the Assumed Modes approach, accounting for the electromechanical coupling and the presence of two types of circuits (resistive, and resistive-inductive). The effectiveness of the control strategy suggested is assessed by means of numerical simulations of a satellite undergoing an angular position correction commanded by proportional-derivative torque applied by the reaction wheel. The results demonstrate that the panel vibrations levels and coupling between flexible and rigid-body motions are significantly reduced for both types of circuits considered, such effectiveness being greater for resistive-inductive shunt circuits.
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Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FA44PR
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Última Atualização2015:03.12.13.50.33 administrator
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Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.12 administrator
DOI10.1155/2013/468624
ISSN1024-123X
Rótuloscopus 2013-11
Chave de CitaçãoGomesFormMora:2013:StClAp
TítuloStudying close approaches for a cloud of particles considering atmospheric drag
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Tipo de Trabalhojournal article
Número de Arquivos1
Tamanho15420 KiB
Área de contextualização
Autor1 Gomes, Vivian Martins
2 Formiga, Jorge
3 Moraes, Rodolpho Vilhena de
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Universidade Estadual Paulista (UNESP. FEG)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
3 Universidade Federal de São Paulo (UNIFESP)
Endereço de e-Mail do Autor1 vivian.gomes@uol.com.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaMathematical Problems in Engineering
Volume2013
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB1 B1 B1 B1 B1 B2 B3 B3 B4 B4 B5
Histórico2021-02-11 18:12:12 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Palavras-ChaveAtmospheric drag, Celestial bodies, Circular orbit, Jupiters, Restricted three-body problem, Drag, Equations of motion, Mathematical models, Spacecraft.
ResumoThe present paper has the goal of studying close approaches between a planet and a group of particles. The mathematical model includes the presence of the atmosphere of the planet. This cloud is assumed to be created by the passage of the spacecraft in the atmosphere of the planet, which can cause the explosion of the spacecraft. The system is assumed to be formed by the Sun, the planet, and the spacecraft that explodes and becomes a cloud of particles. The Sun and the planet are assumed to be in circular orbits and the motion is planar. The equations of motion are the ones given by the circular planar restricted three-body problem combined with the forces given by the atmospheric drag. In the numerical simulations, the planet Jupiter is the celestial body used for the close approaches. The initial positions and velocities of the spacecraft and the particles are specified at the periapsis, because it is assumed that this is the point where the explosion occurs.
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Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; COMPENDEX; SCOPUS.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Área de notas
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel format isbn lineage mark month nextedition notes number orcid pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project resumeid rightsholder secondarydate secondarykey session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype url
Área de identificação
Tipo de ReferênciaJournal Article
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FA44JT
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.26.16.44.49   (acesso restrito)
Última Atualização2014:01.20.15.59.42 administrator
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2013/11.26.16.44.50
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.12.11 administrator
DOI10.1155/2013/260830
ISSN1024-123X
Rótuloscopus 2013-11
Chave de CitaçãoDomingosPradMora:2013:StSiDo
TítuloA study of single- and double-averaged second-order models to evaluate third-body perturbation considering elliptic orbits for the perturbing body
Ano2013
Data de Acesso24 fev. 2021
Número de Arquivos1
Tamanho2306 KiB
Área de contextualização
Autor1 Domingos, R. C.
2 Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida
3 Moraes, R. Villhena de
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JGJA
Grupo1
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE), 12227-010 São José dos Campos, SP, Brazil
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
3 Universidade Federal de São Paulo (UNIFESP), 12231-280 São José dos Campos, SP, Brazil
Endereço de e-Mail do Autor1
2 prado@dem.inpe.br
Endereço de e-Mailmarcelo.pazos@inpe.br
RevistaMathematical Problems in Engineering
Volume2013
NúmeroID260830
Tipo SecundárioPRE PI
Nota SecundáriaB1 B1 B1 B1 B1 B2 B3 B3 B4 B4 B5
Histórico2021-02-11 18:12:11 :: administrator -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2013
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Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteudoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-ChaveCritical angles, Disturbing function, Elliptic orbit, Initial eccentricity, Legendre polynomials, Restricted three-body problem, Second-order models, Third-body perturbations, Astronomy, Equations of motion, Orbits, Spacecraft.
ResumoThe equations for the variations of the Keplerian elements of the orbit of a spacecraft perturbed by a third body are developed using a single average over the motion of the spacecraft, considering an elliptic orbit for the disturbing body. A comparison is made between this approach and the more used double averaged technique, as well as with the full elliptic restricted three-body problem. The disturbing function is expanded in Legendre polynomials up to the second order in both cases. The equations of motion are obtained from the planetary equations, and several numerical simulations are made to show the evolution of the orbit of the spacecraft. Some characteristics known from the circular perturbing body are studied: circular, elliptic equatorial, and frozen orbits. Different initial eccentricities for the perturbed body are considered, since the effect of this variable is one of the goals of the present study. The results show the impact of this parameter as well as the differences between both models compared to the full elliptic restricted three-body problem. Regions below, near, and above the critical angle of the third-body perturbation are considered, as well as different altitudes for the orbit of the spacecraft. © 2013 R. C. Domingos et al.
AreaETES
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Idiomaen
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Visibilidadeshown
Política de Arquivamentodenypublisher allowfinaldraft
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Repositório Espelhoiconet.com.br/banon/2006/11.26.21.31
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; COMPENDEX; SCOPUS.
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