@MastersThesis{Mahler:2017:EsPoRe,
author = "Mahler, Wagner Frederico Cesar",
title = "Estudo do posicionamento relativo de sat{\'e}lites dispostos em
uma forma{\c{c}}{\~a}o de voo poli{\'e}drica",
school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
year = "2017",
address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
month = "2017-06-02",
keywords = "constela{\c{c}}{\~a}o de sat{\'e}lites, forma{\c{c}}{\~a}o de
voo tetra{\'e}drica, movimento relativo, controle,
forma{\c{c}}{\~a}o orbital de sat{\'e}lites, satellite
constellation, tetrahedral formation flight, relative motion,
control, satellite orbital formation.",
abstract = "Este trabalho consiste no estudo da varia{\c{c}}{\~a}o do
posicionamento relativo de quatro sat{\'e}lites que se agrupam
sob a geometria de um tetraedro durante o movimento orbital. Os
sat{\'e}lites s{\~a}o posicionados sobre a
configura{\c{c}}{\~a}o admitida, considerando o instante em que
eles estar{\~a}o em forma{\c{c}}{\~a}o. A partir de ent{\~a}o,
o problema {\'e} analisado com base na geometria da
disposi{\c{c}}{\~a}o das espa{\c{c}}onaves e os par{\^a}metros
orbitais s{\~a}o calculados e inseridos em um simulador de
trajet{\'o}rias espaciais, o Spacecraft Trajectory Simulator
(STRS), para testar e avaliar o movimento relativo dos corpos e os
instantes da forma{\c{c}}{\~a}o do poliedro regular. A
detec{\c{c}}{\~a}o da configura{\c{c}}{\~a}o no instante em
que os sat{\'e}lites est{\~a}o na forma{\c{c}}{\~a}o
tetra{\'e}drica regular {\'e} feita atrav{\'e}s de tr{\^e}s
flags detectores: i) baseado no m{\'o}dulo da diferen{\c{c}}a
com rela{\c{c}}{\~a}o a aresta nominal do tetraedro; ii) baseado
no volume nominal para um tetraedro regular com as propriedades
geom{\'e}tricas consideradas; e iii) baseado na diferen{\c{c}}a
do posicionamento relativo dos sat{\'e}lites no instante da
forma{\c{c}}{\~a}o. Os flags possuem uma toler{\^a}ncia, ,
estipulada conforme a necessidade e a precis{\~a}o da
miss{\~a}o, para cada um dos tr{\^e}s flags. O movimento dos
sat{\'e}lites {\'e} propagado por meio das equa{\c{c}}{\~o}es
n{\~a}o lineares fornecidas pela mec{\^a}nica celeste, j{\'a}
que as equa{\c{c}}{\~o}es linearizadas de Hill, muito utilizadas
em trabalhos relacionados {\`a}s forma{\c{c}}{\~o}es de
sat{\'e}lites, n{\~a}o consideram os efeitos perturbadores em
sua constitui{\c{c}}{\~a}o. Para o estudo da
varia{\c{c}}{\~a}o do movimento relativo dos sat{\'e}lites em
{\'o}rbita, {\'e} considerado um erro na posi{\c{c}}{\~a}o
inicial do sat{\'e}lite que se encontra sobre a {\'o}rbita
el{\'{\i}}ptica, ent{\~a}o o posicionamento dos quatro corpos
{\'e} novamente propagado. O problema tamb{\'e}m {\'e}
generalizado, dentro das especifica{\c{c}}{\~o}es admitidas para
que a forma{\c{c}}{\~a}o ocorra sobre qualquer regi{\~a}o da
superf{\'{\i}}cie da Terra, e um programa, o Spacecraft
Parameters Calculator (SPC), capaz de calcular todos os
par{\^a}metros orbitais dos quatro sat{\'e}lites {\'e}
implementado. O problema deixa de ser tratado como um caso ideal e
a modelagem desta nova etapa admite quatro
perturba{\c{c}}{\~o}es orbitais sendo elas: i) potencial
gravitacional terrestre; ii) atra{\c{c}}{\~o}es gravitacionais
do Sol e da Lua; iii) press{\~a}o de radia{\c{c}}{\~a}o e iv)
arrasto atmosf{\'e}rico. {\'E} admitido um sistema de controle
em malha fechada que visa minimizar os efeitos causados pelas
perturba{\c{c}}{\~o}es. Os resultados obtidos s{\~a}o
analisados, comparados e discutidos. ABSTRACT: This work consists
of a study of the relative position variation of four satellites
grouped in a tetrahedral geometry during orbital movement. The
satellites arrangement is calculated analyzing the problem through
a geometric perspective, precisely adjusting each satellites
orbital parameters. Those parameters are inserted into a spatial
trajectory simulator, the Spacecraft Trajectory Simulator (STRS),
to evaluate the bodies relative movement and the moments of a
regular tetrahedron formation. It is proposed a detection
algorithm based on three flags, to enhance the precision of a
regular tetrahedrons detection. These flags are based on the
difference in relation to the tetrahedrons nominal edge, the
detection of the tetrahedral formation volume and the difference
between the tetrahedrons edges. In addition, a tolerance value is
considered for each flag. The satellites movement is propagated
through nonlinear equations provided by celestial mechanics, once
Hills equations, commonly used in work related to satellites
formations, do not consider disturbance effects. For the study of
the satellites relative movement variation, an initial position
error is assumed for the satellite in elliptical orbit, and then
the movement is simulated again. The problem is also generalized,
according to the assumed specifications for the formation to occur
over any region of Earths surface, and a software, Spacecraft
Parameters Calculator (SPC), able to determine each satellites
orbital parameters is implemented. Then, in the next phase of the
study, the problem is no longer considered an ideal case once four
kinds of orbital disturbance are assumed to affect the satellites
movement, these disturbances are: i) Earth gravitational
potential; ii) Sun and Moons gravitational attraction; iii)
radiation pressure e iv) atmospheric drag. A control system is
considered to minimize these disturbances effects. The results are
analyzed compared and discussed.",
committee = "Pilchowski, Hans-Ulrich (Presidente) and Rocco, Evandro Marconi
(orientador) and Santos, Denilson Paulo Souza dos (Orientador) and
Fonseca, Ijar Milagre da and Carvalho, Francisco das Chagas",
englishtitle = "A study of satellites’ relative positioning while in a tetrahedral
flight formation",
language = "pt",
pages = "129",
ibi = "8JMKD3MGP3W34P/3PCH48B",
url = "http://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3PCH48B",
targetfile = "publicacao.pdf",
urlaccessdate = "28 abr. 2024"
}