%0 Thesis
%4 sid.inpe.br/mtc-m21d/2022/04.25.20.33
%2 sid.inpe.br/mtc-m21d/2022/04.25.20.33.13
%T Otimização de trajetórias de baixo empuxo da Terra à Lua considerando consumo de combustível e dose de radiação absorvida
%J Optimization of low-thrust trajectories from the Earth to the Moon considering fuel consumption and absorbed radiation dose
%D 2022
%8 2022-03-04
%9 Dissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
%P 115
%A Schmitt, Rodrigo Nascente,
%E Moraes, Rodolpho Vilhena de (presidente),
%E Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador),
%E Gomes, Vivian Martins (orientadora),
%E Kuga, Hélio Koiti,
%E Ferraz-Mello, Sylvio,
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%C São José dos Campos
%K cinturão de Van Allen, cinturão de radiação, órbita de baixo empuxo, transferência interplanetária, otimização de órbita, Van Allen belts, low thrust orbit, interplanetary transfer, radiation belts, orbit optimization.
%X Este trabalho apresenta uma série de propriedades pertinentes à transferência de uma espaçonave de uma órbita terrestre baixa (LEO) para a órbita da Lua usando um sistema de propulsão elétrica (baixo empuxo). Primeiro, um problema de otimização foi considerado para encontrar as localizações e comprimentos dos arcos de empuxo que maximizam a massa final da espaçonave em órbitas de transferência, limitando assim o escopo das trajetórias às mais eficientes em termos de combustível. Além disso, os cinturões de Van Allen foram modelados de acordo com a densidade de elétrons e prótons em cada ponto do espaço, a fim de medir a radiação total absorvida pela espaçonave através de uma integração da densidade de partículas ao longo do tempo correspondente. As simulações puderam, então, prever a relação entre a fluência das partículas e diversos parâmetros iniciais, como a excentricidade da órbita inicial e as características do sistema de propulsão. Em seguida, uma regressão multilinear e uma Rede Neural Artificial foram ajustadas aos dados através de uma regressão que relaciona a fluência de prótons e elétrons em função dos seguintes parâmetros: tempo de missão, impulso específico, empuxo, massa final (consumo de propelente), altura inicial do perigeu, excentricidade e inclinação. Essa análise se mostrou poderosa devido aos valores expressivos dos testes estatísticos, mostrando uma dependência positiva entre empuxo, tempo de missão e massa final da espaçonave com a fluência de partículas, e uma dependência negativa entre impulso específico, excentricidade inicial da órbita, inclinação e altura do perigeu com a fluência das partículas. Por fim, uma análise de uma manobra Swing-By também foi realizada juntamente com a incidência de radiação, revelando dependências implícitas dos incrementos de energia e velocidade em relação ao consumo de combustível, absorção de radiação, sistema de propulsão e parâmetros da órbita inicial. ABSTRACT: This work presents a handful of underlying properties of a spacecrafts transfer from a Low Earth Orbit (LEO) to the Moons orbit using an electric propulsion (low thrust) system. First, an optimization problem was considered to find the locations and lengths of the thrust arcs that maximize the final mass of the spacecraft for a number of transfer orbits, thereby limiting the scope of trajectories to the most fuel-efficient ones. In addition to this, the Van Allen belts were modelled according to the density of electrons and protons in each point of space, in order to measure the total radiation absorbed by the spacecraft through an integration of the density of particles over the corresponding time. The simulations could, then, predict the relationship between fluence of particles and several initial parameters, such as the initial orbits eccentricity and the propulsion system characteristics. Then, a multilinear regression and an Artificial Neural Network were fitted to the data through a regression that relates the fluence of protons and electrons as a function of the following parameters: mission time, specific impulse, thrust, final mass (i.e. propellant consumption) and initial height of perigee, eccentricity and inclination. This analysis was proven powerful due to the expressive values from statistical tests, showing underlying positive correlations between thrust, mission time and final spacecraft mass with the fluence of particles, and negative correlations between specific impulse, initial orbit eccentricity, inclination and height of perigee with the fluence of particles. Finally, an analysis of a Swing-By maneuver was also carried out together with the radiation incidence, revealing hidden dependencies of the increments in energy and velocity with respect to the fuel consumption, radiation absorption, propulsion system and initial orbit parameters.
%@language pt
%3 publicacao.pdf