@MastersThesis{Marcelino:2009:CoTrOr,
author = "Marcelino, Eliel Wellington",
title = "Controle de trajet{\'o}ria orbital em manobras de empuxo
cont{\'{\i}}nuo de longo prazo",
school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
year = "2009",
address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
month = "2009-03-25",
keywords = "transfer{\^e}ncia orbital, porpuls{\~a}o i{\^o}nica, manobras
orbitais, baixo empuxo, controle de trajet{\'o}ria, transfer
orbits, ion propulsion, orbital maneuvers, low thrust, trajectory
control.",
abstract = "Este trabalho considera o problema do controle da trajet{\'o}ria
para manobras de transfer{\^e}ncia orbital utilizando um sistema
propulsivo capaz de aplicar empuxo cont{\'{\i}}nuo por um longo
per{\'{\i}}odo de tempo. Foram analisadas n{\~a}o-idealidades
dos propulsores e seus efeitos no sistema de controle durante a
transfer{\^e}ncia orbital. Considerou-se um sistema de controle
em malha fechada e propuls{\~a}o de baixo empuxo com alto impulso
espec{\'{\i}}fico. Por meio de simula{\c{c}}{\~o}es foi
poss{\'{\i}}vel analisar o desvio na trajet{\'o}ria e avaliar o
sistema de controle. V{\'a}rios casos foram analisados:
aplica{\c{c}}{\~a}o de incremento de velocidade tangencialmente
a trajet{\'o}ria, com e sem erros nos propulsores; ajustes da
trajet{\'o}ria ap{\'o}s impactos com micro-meteoritos; manobra
de transfer{\^e}ncia Terra-Lua. No primeiro caso tem-se o aumento
gradativo do semi-eixo maior e do raio orbital. No segundo, o
sistema de controle foi testado at{\'e} o seu limite de
satura{\c{c}}{\~a}o. E no terceiro caso uma manobra de
transfer{\^e}ncia de longo prazo {\'e} estudada, onde o veiculo
espacial tem o raio orbital gradativamente aumentado at{\'e}
alcan{\c{c}}ar a altitude da {\'o}rbita lunar. Os resultados
mostraram que a utiliza{\c{c}}{\~a}o do empuxo cont{\'{\i}}nuo
pode apresentar vantagens para algumas miss{\~o}es espaciais.
Confirmou-se ainda, a necessidade de um sistema de controle de
trajet{\'o}ria em malha fechada para essas miss{\~o}es.
ABSTRACT: This work considers the problem of controlling the
trajectory during orbital transfer maneuvers, using a propulsive
system capable of applying continuous thrust for a long period of
time. Some non-ideality of the thrusters and their effects on the
control system during the transfer orbit were analyzed. It was
considered a control system in closed loop and low-thrust
propulsion with high specific impulse. Through some simulations it
was possible to analyze the deviation in the trajectory and
evaluate the control system. Several cases were analyzed: velocity
increment applied tangentially to the trajectory, with and without
errors in the propulsion system; correction in the trajectory due
to the micro-meteorites impacts; Earth-Moon transfer maneuver. In
the first case, a gradual increase of the semi-major axis and the
orbital radius was applied. In the second, the control system was
tested until the limit of saturation. And in the third case a
transfer maneuver of long-term was studied, where the orbital
radius was gradually increased to reach the altitude of the lunar
orbit. The results showed that the use of continuous thrust may
present advantages for some space missions. It was also confirmed
the requirement of a closed loop control system for these
missions.",
committee = "Moraes, Rodolpho Vilhena (presidente) and Prado, Antonio Ferando
Bertachini de Almeida (orientador) and Rocco, Evandro Marconi
(orientador) and Celestino, Claudia Celeste and Domingos, Rita de
C{\'a}ssia",
copyholder = "SID/SCD",
englishtitle = "Control of orbital trajectory in maneuvers with continuous thrust
of long term",
language = "pt",
pages = "186",
ibi = "8JMKD3MGP8W/35CFG4P",
url = "http://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP8W/35CFG4P",
urlaccessdate = "08 maio 2024"
}