@PhDThesis{Chiaradia:2000:DeMaAu,
author = "Chiaradia, Ana Paula Marins",
title = "Determina{\c{c}}{\~a}o e manobras aut{\^o}nomas de {\'o}rbitas
de sat{\'e}lites artificiais em tempo real usando medidas GPS de
uma frequ{\^e}ncia",
school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
year = "2000",
address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
month = "2000-11-14",
keywords = "engenharia e tecnologia espacial, filtro de Kalman, manobras
orbitais, sistema de posicionamento global, GPS, medidas GPS,
mec{\^a}nica orbital, estima{\c{c}}{\~a}o de
posi{\c{c}}{\~a}o orbital, navega{\c{c}}{\~a}o aut{\^o}noma,
sat{\'e}lites artificiais, medidas, Kalman filters, orbital
maneuvers, global positioning system, orbital mechanics, orbital
position estimation, autonomous navigation, artificial satellite,
real tims operation, measures.",
abstract = "Um algoritmo simplificado e compacto com baixo custo computacional
fornecendo precis{\~a}o em torno de dezenas de metros para
determina{\c{c}}{\~a}o de {\'o}rbita de sat{\'e}lites
artificiais em tempo real e a bordo, usando o Sistema de
Posicionamento Global (GPS), {\'e} desenvolvido neste trabalho. O
vetor de estado, composto da posi{\c{c}}{\~a}o, velocidade,
tend{\^e}ncia, deriva e taxa de deriva do rel{\'o}gio do
receptor GPS, {\'e} estimado pelo filtro de Kalman estendido. O
integrador num{\'e}rico Runge-Kutta de passo fixo de quarta ordem
{\'e} utilizado para integrar o vetor de estado. As
equa{\c{c}}{\~o}es de movimento consideram somente
perturba{\c{c}}{\~o}es devidas ao geopotencial. A matriz de
covari{\^a}ncia dos erros do estado {\'e} propagada atrav{\'e}s
da matriz de transi{\c{c}}{\~a}o calculada de maneira otimizada.
As medidas GPS de {\'u}nica frequ{\^e}ncia s{\~a}o utilizadas
como medidas de observa{\c{c}}{\~a}o. Estas s{\~a}o corrigidas
com rela{\c{c}}{\~a}o ao atraso dos rel{\'o}gios dos
sat{\'e}lites GPS e do receptor. O efeito ionosf{\'e}rico {\'e}
considerado nas medidas atrav{\'e}s do modelo de dupla
frequ{\^e}ncia, somente para avalia{\c{c}}{\~a}o do impacto na
precis{\~a}o. Dados reais do sat{\'e}lite Topex/Poseidon
s{\~a}o utilizados para validar este algoritmo. Os resultados
obtidos s{\~a}o comparados com os arquivos de efem{\'e}rides
precisas POE deste sat{\'e}lite produzidas pelo JPL/NASA. Os
erros em posi{\c{c}}{\~a}o e em velocidade obtidos s{\~a}o de
15 a 20 m e de 0,014 a 0,018 m/s, respectivamente, com ou sem
Disponibilidade Seletiva (SA). Um m{\'e}todo para
determina{\c{c}}{\~a}o de manobras orbitais bi-impulsivas e
coplanares {\'e} testado e implementado com sucesso com o
objetivo de tornar o sat{\'e}lite aut{\^o}nomo com
rela{\c{c}}{\~a}o ao c{\'a}lculo de manobras orbitais. As
diversas simula{\c{c}}{\~o}es efetuadas mostram que este
m{\'e}todo converge para a solu{\c{c}}{\~a}o {\'o}tima em um
tempo curto o suficiente para viabilizar aplica{\c{c}}{\~o}es em
tempo real e com c{\'a}lculos efetuados a bordo do sat{\'e}lite.
Os resultados obtidos mostram desempenho consistente para o
problema proposto. ABSTRACT: A simplified and compact algorithm
with low computational cost providing an accuracy around tens of
meters for artificial satellite orbit determination in real-time
and onboard, using the Global Positioning System (GPS), is
developed in this work. The state vector, composed of the
position, velocity, bias, drift, and drift rate of the GPS
receiver clock, is estimated by the extended Kalman filter. The
fourth order Runge-Kutta numerical integrator is used to integrate
the state vector. In the equations of motion are considered only
the perturbations due to the geopotential. The state error
covariance matrix is propagated through the transition matrix,
which is calculated in an optimized way. The single frequency GPS
measurements are used as observation ones. These are corrected
regarding GPS satellite and receiver clock offsets. The
ionospheric effect is evaluated on these measurements by the dual
frequency model to measure the impact in the accuracy. To validate
this algorithm, the real data of the Topex/Poseidon satellite are
used. The results are compared against the precise ephemerides
orbit POE files of this satellite released by JPL/NASA. The
position and velocity errors obtained vary from 15 to 20 m and
from 0.014 to 0.018 m/s, respectively, with and without Selective
Availability (SA). In addition, a method for bi-impulsive coplanar
orbital maneuver determination is tested and implemented
successfully, with the goal of increasing the satellite autonomy
regarding the calculation of orbital maneuver. The developed
simulations show that this method converges to the optimal
solution in a short time interval, enough to be implemented in
real-time applications with onboard computations. The obtained
results show a consistent performance for the proposal problem.",
committee = "Lopes, Roberto Fonseca Vieira (presidente) and Kuga, H{\'e}lio
Koiti (orientador) and Prado, Antonio Fernando Bertachini de
Almeida and Rios Neto, Atair and Ferreira, Luiz Danilo Damasceno
and Vieira Neto, Ernesto",
copyholder = "SID/SCD",
englishtitle = "Autonomous artificial satellite orbit determination and maneuver
in real-time using single frequency GPS measurements",
language = "pt",
pages = "202",
ibi = "6qtX3pFwXQZ3r59YD7/H2nV6",
url = "http://urlib.net/ibi/6qtX3pFwXQZ3r59YD7/H2nV6",
targetfile = "publicacao.pdf",
urlaccessdate = "13 maio 2024"
}