%0 Thesis
%4 sid.inpe.br/mtc-m21b/2017/10.20.14.35
%2 sid.inpe.br/mtc-m21b/2017/10.20.14.35.51
%T Análise estatística de manobras orbitais com propulsão contínua sujeita a erros no vetor empuxo
%J Statistical analysis of nonimpulsive orbital maneuvers under thrust vector errors
%D 2000
%8 1999-02-25
%9 Tese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
%P 339
%A Jesus, Antônio Delson Conceição de,
%E Rios Neto, Atair (presidente),
%E Souza, Marcelo Lopes de Oliveira e (orientador),
%E Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador),
%E Hinckel, José Nivaldo,
%E Kuga, Hélio Koiti,
%E Yoneyama, Takashi,
%E Zanardi, Maria Cecília F. de Paula Santos,
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%C São José dos Campos
%K manobras orbitais, erros no vetor, empuxo, satélites artificiais, transferência orbital, análise de vetor.
%X Neste trabalho analisamos estatisticamente manobras orbitais com propulsão finita sujeitas a erros no vetor empuxo. Este estudo foi conduzido em três fases sendo: a primeira uma implementação de um método para otimização de trajetórias sem erros no vetor empuxo; a segunda um estudo numérico sobre transferências orbitais com erros no vetor empuxo; e, finalmente, a terceira na qual foi obtida uma explicação algébrica para os resultados obtidos numericamente. Nas simulações da primeira fase, além da implementação do método, os resultados da referência foram confirmados e melhorados em relação à satisfação dos vínculos nos elementos keplerianos das órbitas finais. Nas simulações da segunda fase foram estudadas duas transferências: a) uma manobra coplanar de baixo empuxo, como exemplo teórico; e b) uma manobra não coplanar de alto empuxo, como exemplo prático (1' transferência do satélite EUTELSAT LE-F2). Estas transferências foram feitas com erros de módulo e direção ("pitch"e "yaw") no vetor empuxo aplicado ao satélite. Estes foram modelados como processos estocásticos dos tipos: sistemáticos ("random-bias") e operacionais ("white" ou "pink noise"), com funções densidade de probabilidade uniforme e gaussiana com média zero. Um estudo gráfico do 1 0 momento (média) do desvio em cada elemento kepleriano final (semi-eixo maior, excentricidade, inclinação, etc.) foi realizado em função do desvio-padrão de cada erro no vetor empuxo. Como resultado, encontramos relações não lineares simples entre vários pares deles. Além disso, um estudo da correlação entre as causas e efeitos no instante final mostrou que o efeito (desvio) em um elemento kepleriano está relacionado não só com as causas externas (erros no vetor empuxo), mas também com os efeitos cumulativos dos desvios causados em outros elementos keplerianos. Foi encontrada uma relação linear entre as médias dos desvios no semi-eixo maior final resultantes de erros uniformes e gaussianos. Ocorreu quebra desta linearidade para os casos do exemplo prático e/ou do erro do tipo operacional. Foi realizado também um estudo numérico do 2" momento do desvio no semi-eixo maior final, que revelou uma relação linear com o desvio-padrão de cada erro no vetor empuxo. Um estudo preliminar de manobras de correção mostrou que o consumo extra de combustível apresenta relações quase lineares crescentes com os desvios-padrões dos erros em módulo e direção do vetor empuxo. Na fase algébrica, com aproximações mas sem perda de generalidade, encontramos relações entre os desvios médios no semi-eixo maior final e os desvios médios na excentricidade final com o desvio-padrão do erro em "pitch". Os casos deste erro em "pitch" não correlacionados com a velocidade e com o raio vetor foram estudados para os desvios no semi-eixo maior final e na excentricidade final, respectivamente. O caso correlacionado foi estudado apenas para os desvios no semi-eixo maior final. Em todos os casos, correlacionados ou não, os resultados algébricos confirmaram as dependências não lineares encontradas numericamente entre cada causa e cada efeito. ABSTRACT: In this work we analyse statistically nonimpulsive orbital maneuvers under thtust vector errors. This study was conducted in three phases: the first one being the implementation of one method of trajectory otitnization, under a thrust without errors; the second one being a numerical study on orbital transfers, under thrust vector errors; and finally, the third one being an algebraic explanation for the numerical results found. In the simulations of the first phase, besides the implementation of the method, the test results of its references were confirmed and improved with respect to the satisfaction of the constraints in the keplerian elements of the final orbits. In the simulations of the second phase two transfers were studied: a) a coplanar low thrust maneuver (theoretical example); b) a noncoplanar high thrust maneuver (practical example: (the 1 a one of the EUTELSAT 11-F2 satellite). These transfers were done under magnitude and direction ("pitch" and "yaw") thrust errors applied to the satellite. These were modelled as stochastic processes of the systematic (randorn bias) or operational (white or pink noises) types, with zero mean uniform or gaussian probability density functions. A graphical study of the 1 st. moment (mean) of the devi ation in each final keplerian element (semi-major axis, eccentricity, etc.) was done as a function of the standard deviation in each thrust vector error. We found simple nonlinear relations between several pairs. Besides this, a correlation study between the causes and the effects in the final instant showed that the effect in a keplerian element is relationed not only with the externai causes (thrust errors), but with the cumulative effects in the other keplerian elements. We found a linear relation between the mean deviations in the final semimajor axis due to the unifonn and gaussian errors. There was a break of this linearity in the cases of the praticai example and/or operational error. A numerical study of the r d. moment of the deviation in the finai semi-major axis was also done, showing a linear relation with the standard deviation of each thrust error. A preliminary study of correction maneuvers showed that the extra fuel used presents almost linear increasing relations with the standard deviation of the magnitude and direction thrust errors. In the algebraic phase, with aproximations but without loss of generality, we found relations between the mean deviations in the final semi-major axis and final eccentricity with the standard deviation in "pitch" error. The cases were this error is not correlationed with the velocity and with the radius vector were studied to get the mean deviations in the final semi-major axis and in the final eccentricity, respectively. The correlationed case was studied to get the mean deviation in the final semi-major axis only. In ali cases, correlationed or not correlationed, the algebraic results confirmed the nonlinear dependences found numerically between each cause and each effect.
%@language pt
%3 INPE-7504.pdf