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7 referências encontradas buscando em 17 dentre 17 Arquivos.
Data e hora local de busca: 19/04/2024 15:46.
1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZGivnJSY/LreHo
Repositóriosid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/06.12.17.53
Última Atualização2019:02.18.11.49.45 (UTC) simone
Repositório de Metadadossid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/06.12.17.53.19
Última Atualização dos Metadados2019:04.01.12.02.29 (UTC) simone
Chave SecundáriaINPE-15152-TDI/1284
Chave de CitaçãoBádue:2006:EsErEf
TítuloEstimação dos erros de efemérides orbitais e de atitude por meio de pontos de controle
Título AlternativoEstimating orbit and attitude ephemerides by means of control points
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2006
Data2006-04-07
Data de Acesso19 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas127
Número de Arquivos392
Tamanho12556 KiB
2. Contextualização
AutorBádue, Gabriel Soares
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
BancaSilva, Adenilson Roberto da (presidente)
Lopes, Roberto Vieira da Fonseca (orientador)
Kuga, Hélio Koiti (orientador)
Chiaradia, Ana Paula Marins
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2006-06-12 17:53:19 :: jefferson -> administrator ::
2006-09-27 21:20:02 :: administrator -> jefferson ::
2008-04-22 18:35:34 :: jefferson -> administrator ::
2008-09-05 22:08:09 :: administrator -> jefferson ::
2008-10-09 19:01:38 :: jefferson -> administrator ::
2009-07-07 20:08:01 :: administrator -> jefferson ::
2009-07-09 15:30:16 :: jefferson -> administrator ::
2018-06-05 03:43:19 :: administrator -> marciana :: 2006
2019-01-29 16:38:12 :: marciana -> sergio :: 2006
2019-04-01 12:00:59 :: sergio -> simone :: 2006
2019-04-01 12:02:29 :: simone -> :: 2006
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveengenharia e tecnologia espaciais
posição orbital
atitude
estimação
pontos de controle
space technology and engineering
orbital position
attitude
estimating
point control
landmarks
ResumoO uso das imagens obtidas por satélites tem se expandido a cada dia. Diante destes avanços as cobranças por melhoria na qualidade destas imagens são cada vez maiores. Com o objetivo de melhorar a precisão das imagens obtidas por satélites, este trabalho propõe um procedimento para estimar os desvios de posição e atitude de um satélite por meio dos desvios dos pontos de controle de uma imagem. O uso dos desvios estimados permitirá um melhor ajuste no processamento das imagens. O algoritmo usado na estimação foi o método de Mínimos Quadrados com informação a priori. O procedimento adotado não requer o uso de medidas obtidas por sensores, no caso da atitude, ou de dados de estação de rastreamento, no caso da posição. Foi desenvolvido um simulador que gera os pontos de controle usados na estimação. O simulador tem como modelo o satélite CBERS-2, fornecendo pontos como se esses fossem provenientes de uma imagem obtida por uma câmera CCD deste satélite. Foram simuladas diversas situações considerando casos com erros em posição, casos com erros em atitude, casos com erros combinados, entre outros. Os resultados mostram que o procedimento proposto diminui as distorções provocadas pelos desvios de órbita e atitude, contribuindo assim para um geo-referenciamento preciso das imagens. ABSTRACT: The use of images obtained by satellites is steadily increasing. Based on these advances, the need for improvement in these images quality is bigger and bigger. This work proposes a procedure to estimate the position and attitude deviation of a satellite by means of control points deviation in an image with the objective of improving the image precision obtained by satellites. The use of the estimated deviations will allow a better adjustment in the image processing. The algorithm used was the Least Squares Method with a priori information. The adopted procedure does not require the use of the measurements obtained by sensors, in the case of the attitude, or of the tracking station data, in the case of the position. A simulator has been developed generating control points to be used in the estimation. This simulator has as a model the CBERS-2 satellite, providing points as if they were coming from an image generated by a CCD camera of this satellite. Many situations were simulated considering cases with errors in position, cases with errors in attitude, cases with errors combined, among others. The results show that the proposed procedure diminishes the distortions provoked by the attitude and orbit deviations, thus contributing for an improved geo-referencing of the images.
ÁreaETES
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TERMO DE DEPOSITO ASSINADO GABRIEL SOARES BADUE MESTRADO.pdf 18/02/2019 08:49 568.5 KiB 
4. Condições de acesso e uso
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URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/6qtX3pFwXQZGivnJSY/LreHo
Idiomapt
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
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Permissão de Atualizaçãonão transferida
5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
DivulgaçãoNTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
Acervo Hospedeirocptec.inpe.br/walmeida/2003/04.25.17.12
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel doi e-mailaddress electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZGivnJSY/MPEhP
Repositóriosid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/10.20.18.38
Última Atualização2023:09.04.21.17.53 (UTC) sergio
Repositório de Metadadossid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/10.20.18.38.05
Última Atualização dos Metadados2023:09.04.21.18.51 (UTC) sergio
Chave SecundáriaINPE-14809-TDI/1252
Chave de CitaçãoCabette:2006:EsMoRo
TítuloEstabilidade do movimento rotacional de satélites artificiais
Título AlternativoThe stability of the rotational motion of the artificial satellites
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2006
Data Secundária20080303
Data2006-08-18
Data de Acesso19 abr. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas232
Número de Arquivos299
Tamanho5114 KiB
2. Contextualização
AutorCabette, Regina Elaine Santos
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Endereço de e-Mail do Autorrecabette@uol.com.br
BancaPrado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (presidente)
Moraes, Rodolpho Vilhena de (orientador)
Zanardi, Maria Cecília França de Paula (orientadora)
Stuchi, Teresinha de Jesus
Chiaradia, Ana Paula Marins
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2008-04-07 13:46:08 :: jefferson -> administrator ::
2009-07-07 20:08:39 :: administrator -> jefferson ::
2009-07-09 15:30:30 :: jefferson -> administrator ::
2018-06-05 03:43:23 :: administrator -> marciana :: 2006
2019-01-29 16:45:39 :: marciana -> sergio :: 2006
2019-10-31 16:04:47 :: sergio -> simone :: 2006
2019-11-01 19:58:27 :: simone -> administrator :: 2006
2023-09-04 19:48:29 :: administrator -> sergio :: 2006
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveestabilidade
movimento rotacional
satélites artificiais
forma normal
torque de gradiente de gravidade
stability
rotational motion
artificial satellites
normal form
gravity gradient torque
ResumoUsando uma formulação canônica, neste trabalho é analisada a estabilidade do movimento de rotacional de um satélite artificial que considera perturbações devido ao torque de gradiente de gravidade. Aqui as variáveis de Andoyer são usadas para descrever o movimento de rotacional. Uma das aproximações que permitem a análise da estabilidade de sistemas hamiltonianos necessita da redução da hamiltoniana na forma normal. Primeiramente são encontrados pontos de equilíbrio e usando coordenadas generalizadas a hamiltoniana é expandida na vizinhança destes pontos. No próximo passo, uma transformação linear canônica é utilizada para diagonalizar a matriz associada à parte linear do sistema. Assim, a parte quadrática da hamiltoniana é normalizada. Baseado em um algoritmo Lie-Hori um processo semi-analítico para normalização é aplicado e a hamiltoniana é normalizada até quarta ordem. Uma vez a hamiltoniana normalizada até quarta ordem, uma análise de estabilidade do ponto de equilíbrio, utilizando o teorema de Kovalev e Savichenko é executada. Esta aproximação semi-analítica é aplicada considerando alguns conjuntos de dados de satélites hipotéticos. Para os satélites considerados são observados pequenos números de casos de movimentos estáveis. Este trabalho contribui para missões espaciais, onde a manutenção da estabilidade da atitude de satélites é requerida. ABSTRACT: Using a canonical formulation, in this work is analyzed the stability of the rotational motion of an artificial satellite considering perturbations due to the gravity gradient torque. Here Andoyers variables are used to describe the rotational motion. One of the approaches that allow the analysis of the stability of Hamiltonian systems needs the reduction of the Hamiltonian to a normal form. Firstly equilibrium points are found and using generalized coordinates the Hamiltonian is expanded in the neighborhood of these points. In a next step a canonical linear transformation is used to diagonalize the matrix associated to the linear part of the system. Thus, the quadratic part of the Hamiltonian is normalized. Based in a Lie-Hori algorithm a semi-analytic process for normalization is applied and the Hamiltonian was normalized up to the fourth order. Once the Hamiltonian is normalized up to order four, an analysis of stability of the equilibrium point is performed using the theorem of Kovalev and Savichenko. This semi-analytical approach was applied considering some data sets of hypothetical satellites. For the considered satellites it was observed small cases of stable motion. This work contributes to space missions were the maintenance of stability of the attitude of satellite are required.
ÁreaETES
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5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
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6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel doi e-mailaddress format isbn issn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
7. Controle da descrição
e-Mail (login)sergio
atualizar 

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZGivnJSY/LBDBf
Repositóriosid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/06.30.18.04
Última Atualização2019:08.23.11.52.28 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/06.30.18.04.40
Última Atualização dos Metadados2023:04.12.13.02.29 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-14494-TDI/1175
Chave de CitaçãoGobato:2006:CoMoMu
TítuloControles monovariáveis e multivariáveis aplicados a sistemas aeroespaciais fracamente ou fortemente acoplados
Título AlternativoMonovariable and multivariable controls applied to weakly or strongly coupled aerospace systems
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2006
Data Secundária{deny from all} 2010-12-01
Data2006-04-20
Data de Acesso19 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas388
Número de Arquivos780
Tamanho59231 KiB
2. Contextualização
AutorGobato, Marcio Ferraz
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Endereço de e-Mail do Autormgobato@uol.com.br
BancaLopes, Roberto Vieira da Fonseca (presidente)
Oliveira e Souza, Marcelo Lopes de (orientador)
Silva, Adenilson Roberto da
Paiva, Henrique Mohallem
Trivelato, Gilberto da Cunha
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2006-06-30 18:04:41 :: jefferson -> administrator ::
2006-09-27 21:20:04 :: administrator -> jefferson ::
2008-07-08 18:15:57 :: jefferson -> administrator ::
2008-10-22 12:45:10 :: administrator -> jefferson ::
2008-12-18 13:44:29 :: jefferson -> banon ::
2008-12-18 13:48:17 :: banon -> administrator ::
2009-01-02 16:27:01 :: administrator -> banon ::
2009-02-18 12:22:20 :: banon -> administrator ::
2009-07-07 20:08:05 :: administrator -> jefferson ::
2009-09-03 12:57:52 :: jefferson -> administrator ::
2010-12-02 06:41:58 :: administrator -> jefferson ::
2011-02-28 12:34:29 :: jefferson -> viveca@sid.inpe.br :: 2006
2012-07-13 14:01:36 :: viveca@sid.inpe.br -> administrator :: 2006
2019-02-07 13:10:11 :: administrator -> sergio :: 2006
2019-02-07 15:11:15 :: sergio -> administrator :: 2006
2019-02-07 15:24:38 :: administrator -> sergio :: 2006
2019-08-15 14:39:12 :: sergio -> administrator :: 2006
2019-08-15 14:43:11 :: administrator -> sergio :: 2006
2019-08-30 14:36:29 :: sergio -> simone :: 2006
2019-08-30 14:37:02 :: simone -> administrator :: 2006
2019-08-30 14:37:08 :: administrator -> simone :: 2006
2023-04-12 12:57:55 :: simone -> administrator :: 2006
2023-04-12 13:02:29 :: administrator -> sergio :: 2006
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-ChaveSistemas aeroespaciais
controle automático
controle de atitude de satélites
projeto de sistemas de controle
uma entrada uma saída (sitemas de controle)
acoplamento
acoplamento giroscópico
aerospace systems
amtomatic control
satellite arritude control
control systems design
SISO (control systems)
coupling
gyrascopic coupling
ResumoO objetivo deste trabalho é estudar e comparar dois métodos de projeto do Controle Clássico (Uma Entrada, Uma Saída) com três métodos de projeto do Controle Moderno (Múltiplas Entradas, Múltiplas Saídas) aplicados a sistemas aeroespaciais fracamente ou fortemente acoplados. Este trabalho tem como primeira aplicação a Plataforma Multimissão - PMM correntemente em desenvolvimento no INPE. Os modelos são desenvolvidos considerando uma aproximação da sua configuração no Modo Nominal, onde o controle e estabilização em 3 eixos usa atuadores rodas a reação. São consideradas as condições onde as três rodas de reação instaladas em paralelo aos eixos principais de inércia do satélite estão funcionando normalmente (fraco acoplamento), bem como a condição onde uma dessas rodas de reação apresenta falha e é substituída pela quarta roda instalada simetricamente a essas três (forte acoplamento). Os métodos clássicos de Projeto por Resposta no Tempo e por Pólos Dominantes das Leis Proporcional mais Derivativa PD, e Proporcional mais Integral mais Derivativa - PID são estudados e comparados com os métodos modernos de Síntese por Alocação de Pólos - PP, Projeto por Regulador Linear Quadrático LQR, e Rastreador Linear Quadrático Sub-ótimo R_LQR. A modelagem e a simulação do problema são feitas no ambiente de desenvolvimento MatrixX®. O resultado das simulações confirmou os benefícios do controle multivariável sobre o controle monovariáve l aplicado a plantas que apresentam um forte acoplamento entre as variáveis de estado às custas da sua maior complexidade de projeto e implementação. ABSTRACT: This work intends to study and compare two Classical (Single Input Single Output) Control design methods and three Modern (Multiple Input Multiple Output) Control design methods applied to weakly or heavily coupled aerospace systems. This work has as first application the Multi-Mission Platform - MMP currently under development at INPE. The models are developed considering an approximation of its configuration in the Nominal Mode, where it is controlled and stabilized in 3 axes through reaction wheels. The conditions where all three reaction wheels, installed in parallel to the principal axes of inertia of the satellite, are working properly (weak coupling), as well as the condition where failures occur to one of these reaction wheels and it is replaced by the fourth wheel installed symmetrically to the other three (strong coupling) are considered. The classical methods of Design by Time Response and by Dominant Poles of Proportional plus Derivative PD and Proportional plus Integral plus Derivative - PID control laws, are studied and compared with the modern methods of Synthesis by Pole Placement, Design by Linear Quadratic Regulator (LQR), and Design by Suboptimum Linear Quadratic Tracking R_LQR. Modeling and simulation of the mathematical problem are performed in the MatrixX® environment.The simulation results have shown the benefits of the Modern Control (MIMO) over the Classic Control (SISO) methods when applied to strongly coupled systems, at the cost of its greater complexity of design and implementation.
ÁreaETES
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
DivulgaçãoNTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
Acervo Hospedeirocptec.inpe.br/walmeida/2003/04.25.17.12
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyright creatorhistory descriptionlevel doi e-mailaddress format isbn issn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
7. Controle da descrição
e-Mail (login)sergio
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1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZGivnJSY/L9Q4b
Repositóriosid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/05.15.13.36
Última Atualização2021:08.30.13.40.36 (UTC) sergio
Repositório de Metadadossid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/05.15.13.36.53
Última Atualização dos Metadados2021:08.30.13.43.12 (UTC) sergio
Chave SecundáriaINPE-14091-TDI/1074
Chave de CitaçãoLouro:2006:DeAuAt
TítuloDeterminação autônoma de atitude de satélites utilizando GPS
Título AlternativoAutonomy satellite attitude determination using GPS
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2006
Data Secundária2006-10-30
Data2006-03-10
Data de Acesso19 abr. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas164
Número de Arquivos506
Tamanho22972 KiB
2. Contextualização
AutorLouro, Arcélio Costa
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
BancaChamon, Marco Antonio (presidente)
Kuga, Hélio Koiti (orientador)
Lopes, Roberto Vieira da Fonseca (orientador)
Zanardi, Maria Cecília França de Paula
Ferreira, Luiz Danilo Damasceno
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2006-05-15 13:36:53 :: jefferson -> administrator ::
2006-09-27 21:19:48 :: administrator -> jefferson ::
2007-07-18 19:41:12 :: jefferson -> administrator ::
2009-07-07 20:07:39 :: administrator -> jefferson ::
2012-07-11 12:17:10 :: jefferson -> ivone@sid.inpe.br ::
2012-07-11 12:17:26 :: ivone@sid.inpe.br -> administrator :: 2006
2019-02-07 13:12:39 :: administrator -> sergio :: 2006
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveengenharia e tecnologia espacial
determinação de atitude
Sistema de Posicionamento Global (GPS)
giroscópio
filtros de Kalman
integridade
space and technology engineering
attitude determination
Global Positioning System (GPS)
gyroscope
Kalman filters
integrity
ResumoO objetivo da pesquisa é o desenvolvimento de um procedimento de determinação de atitude em três eixos para satélites em órbitas terrestres e baixas (LEO), baseado no Sistema de Posicionamento Global (GPS), e considerando os aspectos operacionais necessários. As principais contribuições do trabalho são a incorporação do conceito de integridade a todo o procedimento e a integração dos passos e modos de operacionais usualmente segmentados na literatura. A redução de volume, massa, potência e custo do sistema de navegação e o aumento da autonomia do satélite são potenciais vantagens do uso de GPS que podem ser de interesse, especialmente no projeto de micro-satélites com fracos requisitos de apontamento. O algoritmo melhora a precisão da estimativa local de atitude obtida pelo GPS através da sua fusão com a atitude propagada pelos giros. O algoritmo de fusão é especialmente projetado para detectar falhas simples no GPS ou nos giros. As medidas do GPS e dos giros são modeladas como sendo corrompidas por ruídos Gaussianos coloridos, cujos efeitos são mitigados por um modelo de compensação dinâmica estocástico. O vetor de estados, que inclui o quatérnion de atitude e parâmetros do modelo de erros, é estimado pelo filtro estendido de Kalman e propagado entre instantes de amostragem do GPS pelas saídas dos giros após a compensação de suas derivas. O algoritmo é testado por simulação numérica e com dados reais de GPS tomados em solo. Os cenários das simulações incluem casos de órbitas polares e de baixa inclinação e três diferentes modos de falha: ausência de sinal da constelação GPS; interferência no sinal de um único satélite GPS; e deriva do giro maior que o nível especificado. Os resultados mostram que o algoritmo é capaz de detectar as falhas simuladas com diferentes níveis de intensidade, sendo adequado para aplicações espaciais. ABSTRACT: The aim of this research is to develop a three-axis attitude determination procedure for low Earth orbiting (LEO) satellites based on the Global Positioning System (GPS) and considering the necessary operational aspects. Its main contributions are to embody the integrity concept to the whole procedure and to integrate the operational steps and modes usually split in the literature. Reducing size, weight, power and cost of the navigation system and increasing the satellite autonomy are also potential advantages of using GPS that may be of interest, especially to the design of micro satellites with low pointing requirements. The algorithm improves a GPS based snapshot attitude estimate by fusing it with attitude data propagated by the gyros. The fusion algorithm is especially designed to detect single faults on either the GPS or the gyros. Both GPS and gyro measurements are modeled as corrupted by colored Gaussian noises whose effects are mitigated by a stochastic dynamic compensation model. The state vector, which includes the attitude quaternion and parameters of the error model, is estimated from an extended Kalman filter and propagated between GPS sampling times based on the gyro output after bias compensation. The algorithm is tested by numerical simulation and with real GPS data taken on ground. The simulation scenarios include both polar and low inclined orbit cases and three different failure modes: no signal from the GPS constellation; interference on a single GPS satellite; and gyro drift higher than its specified level. The results show that the algorithm is able to detect the simulated faults with different intensity levels and is suitable to space applications.
ÁreaETES
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publicacao.pdf 30/08/2021 10:43 3.6 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
TERMO DE DEPOSITO ASSINADO ARCELIO COSTA LOURO doutorado mecanica espacial.pdf 30/08/2021 10:40 110.1 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/6qtX3pFwXQZGivnJSY/L9Q4b
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/6qtX3pFwXQZGivnJSY/L9Q4b
Idiomapt
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jefferson
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
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Permissão de Atualizaçãonão transferida
5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
DivulgaçãoNTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
Acervo Hospedeirocptec.inpe.br/walmeida/2003/04.25.17.12
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel doi e-mailaddress electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
7. Controle da descrição
e-Mail (login)sergio
atualizar 

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZGivnJSY/LHnAv
Repositóriosid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/07.10.13.42   (acesso restrito)
Última Atualização2006:11.28.14.42.16 (UTC) simone
Repositório de Metadadossid.inpe.br/MTC-m13@80/2006/07.10.13.42.40
Última Atualização dos Metadados2020:04.22.18.54.38 (UTC) simone
Chave SecundáriaINPE-14202-TDI/1103
Chave de CitaçãoMoreira:2006:PrSiCo
TítuloProjeto e simulação de um controle discreto para a plataforma multi-missão e sua migração para um sistema operacional de tempo real
Título AlternativoDesign and simulation of a discrete controller for the multi-mission platform and its migration to a real time operational system
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2006
Data2006-04-20
Data de Acesso19 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas181
Número de Arquivos556
Tamanho35694 KiB
2. Contextualização
AutorMoreira, Marcelo de Lima Bastos
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Endereço de e-Mail do Autormarcelolbm@yahoo.com.br
BancaMilani, Paulo Giácomo (presidente)
Oliveira e Souza, Marcelo Lopes de (orientador)
Silva, Adenilson Roberto da
Moreira, Fernando José de Oliveira
Trivelato, Gilberto da Cunha
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2006-07-10 14:49:07 :: jefferson -> administrator ::
2006-09-27 21:20:06 :: administrator -> jefferson ::
2008-07-08 18:16:35 :: jefferson -> administrator ::
2009-07-07 20:08:08 :: administrator -> jefferson ::
2009-09-03 13:19:06 :: jefferson -> viveca@sid.inpe.br ::
2009-09-03 13:23:47 :: viveca@sid.inpe.br -> administrator ::
2016-01-25 17:19:57 :: administrator -> marcelo.pazos@sid.inpe.br :: 2006
2016-01-25 17:22:50 :: marcelo.pazos@sid.inpe.br -> administrator :: 2006
2019-02-07 13:13:59 :: administrator -> sergio :: 2006
2019-05-28 19:32:31 :: sergio -> simone :: 2006
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavesimulação
controle
codificação automática
sistema operacional
tempo real
system simulation
attitude control
automatic coding
operating system
ResumoEste trabalho utiliza os conceitos de modelagem visual, geração automática de código e migração de código para sistemas operacionais de tempo real. Foi usado como objeto de estudo o modo nominal de operação de um satélite artificial estabilizado em três eixos com apontamento fino. O domínio desse tipo de tecnologia proporcionará ao Brasil, através do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE), adquirir o conhecimento necessário para a realização de novos tipos de missões. Para isto, o projeto da Plataforma Multi-Missão (PMM) está atualmente em desenvolvimento no INPE. Foram realizadas a modelagem em diagrama de blocos e a simulação do modo nominal de operação da PMM obedecendo aos requisitos de estabilização em três eixos e de apontamento fino desse modo de operação. A partir do satisfatório desempenho do Sistema de Controle de Atitude (SCA) pode-se utilizar o conceito de geração automática de código para a confecção do código fonte representativo dessa modelagem em diagrama de blocos. Foi gerado o código do SCA e do ambiente espacial a fim de migrá-lo para um sistema operacional de tempo real e com isso ser possível obter resultados para comparação com os resultados simulados. Características temporais foram adicionadas ao código gerado do SCA de forma a torná-lo o software de controle de tempo real do modo nominal de operação da PMM. Foram utilizados quatro ambientes computacionais para a migração do software de controle e do ambiente espacial, seus sistemas operacionais foram: Windows, Linux, RedHawk e RTEMS. A descrição das características da migração do software para cada um desses ambientes computacionais é apresentada e os resultados lógicos e temporais são comparados com o obtido através da simulação. Este trabalho tornou possível unir os conceitos de 1) modelagem visual, 2) geração automática de código e 3) migração de software para sistemas operacionais de tempo real, de forma a serem produzidos resultados equivalentes aos obtidos através de simulações. ABSTRACT: This work uses the concepts of visual modeling, automatic code generation and code migration to real time operational systems. As a study case, a three axis stabilized artificial satellite with fine pointing was used, in its nominal operational mode. The dominance of this kind of technology will make it possible to Brazil, through the National Institute of Space Research (INPE), to acquire the necessary knowledge to conduct new kinds of missons. To do this, the Multi-Mission Platform (PMM) project is now under development at INPE. Blocks diagram modeling and simulation of PMMs nominal operational mode was made respecting three axis stabilization requirements and pointing accuracy of this operational mode. Achieving a satisfactory behavior of PMMs Attitude Control System (ACS) the automatic generation code concept could be used for source code generation representing blocks diagram modeling. ACS and space enviroment code was generated in order to migrate them to a real time operational system and to obtain results for comparison with those obtained by simulation. Time characteristics were added to ACS generated code to make it the real time control software of PMMs nominal operational mode. Four computational environments were used for code migration (ACS and environment code), theirs operational systems were: Windows, Linux, RedHawk and RTEMS. Software migration characteristics were described for each of these four computational environments along with the comparison between migration and simulation of time and logical results. This work made possible to unite concepts of 1) visual modeling, 2) automatic code generation and 3) software migration to real time operational systems, in order to produce equivalent results of those obtained by simulation.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Projeto e simulação...
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4. Condições de acesso e uso
Idiomapt
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5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
DivulgaçãoNTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
Acervo Hospedeirolcp.inpe.br/ignes/2004/02.12.18.39
cptec.inpe.br/walmeida/2003/04.25.17.12
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyright creatorhistory descriptionlevel doi e-mailaddress format isbn issn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
7. Controle da descrição
e-Mail (login)simone
atualizar 

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZGivnK2Y/NGV3U
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m17@80/2007/01.08.12.27   (acesso restrito)
Última Atualização2008:03.28.19.40.30 (UTC) sergio
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m17@80/2007/01.08.12.27.57
Última Atualização dos Metadados2020:08.10.22.47.50 (UTC) sergio
Chave SecundáriaINPE-14654-TDI/1212
Chave de CitaçãoSilva:2006:EvOrMa
TítuloEvolução orbital e manobras em torno de corpos não-esféricos
Título AlternativoOrbital evolution and maneuvers around non-spherical bodies
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2006
Data Secundária20080402
Data2006-10-23
Data de Acesso19 abr. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas190
Número de Arquivos584
Tamanho24631 KiB
2. Contextualização
AutorSilva, Áurea Aparecida da
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
BancaMoraes, Rodolpho Vilhena de (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Winter, Othon Cabo (orientador)
Yokoyama, Tadashi
Mourão, Décio Cardozo
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2007-01-08 12:29:09 :: jefferson -> banon ::
2007-01-08 12:58:43 :: banon -> administrator ::
2007-01-08 12:59:03 :: administrator -> jefferson ::
2008-04-07 13:42:12 :: jefferson -> administrator ::
2009-07-07 20:09:18 :: administrator -> jefferson ::
2009-07-09 15:31:11 :: jefferson -> administrator ::
2018-06-05 03:44:54 :: administrator -> marciana :: 2006
2019-02-08 09:46:50 :: marciana -> jefferson :: 2006
2019-02-08 09:47:12 :: jefferson -> sergio :: 2006
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveengenharia e tecnologia espacial
potencial
poliedros
elipsóides
análise de trajetória
órbitas de transferência
space tecnology and engineering
potential
polyedrons
ellipsoids
trajectory analysis
transfer orbits
ResumoNos últimos anos vários asteróides tiveram sua forma identificada, através de imagens de sondas espaciais ou pela determinação indireta de dados de radar. De um modo geral, estes asteróides se mostraram com formas bastante distintas da esférica. A representação do potencial gravitacional de corpos não esféricos através de harmônicos esféricos convencionais requer expansões de alto grau e ordem, as quais são numericamente difíceis de obter. O método de poliedros é bem aceito para avaliar o campo gravitacional de um corpo com formas irregulares tais como asteróides, núcleo cometário e pequenos satélites planetários. O objetivo deste trabalho é apresentar um estudo analítico para o potencial de alguns corpos homogêneos com formas geométricas simples, bem definidas e irregulares; obter a descrição de possíveis evoluções orbitais de um veículo espacial (ou partícula) que viaja ao redor de tais corpos; e, finalmente, encontrar soluções para o problema de manobras orbitais com o mínimo consumo de combustível. Apresenta-se um conjunto de equações analíticas que representam o potencial devido a diferentes formas geométricas bidimensionais. No conjunto de corpos bidimensionais inclui-se o estudo do espaço de fase das trajetórias para verificar as regiões de estabilidade ou instabilidade e as regiões de colisão. Esse estudo é feito através da superfície de secção de Poincaré. Utiliza-se também o método poliedral para o estudo do potencial gravitacional de corpos tridimensionais esféricos e não esféricos (uma esfera de raio unitário e alguns elipsóides prolatos e oblatos de diferentes valores de semi-eixo) e, então, é estudada a dinâmica da órbita de uma partícula teste ao redor de tais corpos. De um modo geral, quando a partícula se encontra distante a esfera, sua posição retorna ao ponto inicial após um período orbital kepleriano. Por outro lado, quando a partícula se aproxima de sua superfície, o efeito de sua forma poliedral faz com que os elementos orbitais tenham variações de curto período no semi-eixo maior e na excentricidade da órbita. Os resultados mostram que as órbitas próximas aos elipsóides prolatos e oblatos tornam-se excêntricas e precessionam, devido ao efeito do campo gravitacional. Com esses resultados pode-se verificar que a forma poliedral do objeto é bem representada, gerando conhecimento teórico fundamental que pode ser aplicado em corpos irregulares com formas mais complexas, tais como os asteróides. ABSTRACT: In the last years several asteroids had their shapes identified using images from space probes or through the indirect radar data determination. In a general way, these asteroids have forms quite different from spherical. Conventional spherical harmonic representations of the gravitational potential of such bodies require expansions of high degree and order, which are numerically difficult to obtain. The polyhedral method is well suited to evaluate the gravitational field of an irregularly shaped body such as asteroids, comet nucleus and small planetary satellites. If complete coverage of the surface can be obtained, a polyhedral model of the body can be constructed. The purpose of the present work is to determine an analytical form to represent the potential around an irregular shaped body; to obtain a description of the possible orbital evolutions of a space vehicle that travels around a celestial body with those characteristics; and, finally, to find solutions for the problem of orbital maneuvers with minimum consumption of fuel. The results consist of sets of analytical expressions that give the potential due to different two-dimensional geometric forms that were implemented and tested. In the group of two-dimensional bodies it is included a study of the space of phase of the orbit in order to verify the stability or instability areas and the collision areas. This study is made through Poincaré surface of section technique. It is also used the polyhedral method to study the gravitational potential of a spherical and non spherical three-dimensional bodies (a unity radius sphere, a prolate and an oblate ellipsoids with different values of semi axis). The dynamics of the orbit of a test particle around of such bodies is studied. In general, when the particle is far from the sphere, its position returns to the initial point after a keplerian orbital period. On the other hand, when the particle gets close to its surface, the effect of its polyhedral form shows shortperiodic variations in the semimajor axis and eccentricity of the orbit. The results showed that the orbits close to the ellipsoids become eccentric and precess due the effects of its potential. With these results it can be verified that the polyhedral form of the object does work very well and this method is efficient for the trajectory study. The work generates fundamental theoretical knowledge that it can be applied in irregular bodies with more complex forms, such as the asteroids.
ÁreaETES
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Idiomapt
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sergio
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sergio
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Detentor dos Direitosoriginalauthor yes locatedauthor no
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5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
DivulgaçãoNTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
Acervo Hospedeirolcp.inpe.br/ignes/2004/02.12.18.39
cptec.inpe.br/walmeida/2003/04.25.17.12
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyright creatorhistory descriptionlevel doi e-mailaddress electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid schedulinginformation secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
7. Controle da descrição
e-Mail (login)sergio
atualizar 

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZGivnK2Y/NFo3u
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m17@80/2007/01.05.18.54
Última Atualização2020:09.09.17.47.34 (UTC) sergio
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m17@80/2007/01.05.18.54.45
Última Atualização dos Metadados2020:09.09.17.49.33 (UTC) sergio
Chave SecundáriaINPE-14600-TDI/1182
Chave de CitaçãoSolorzano:2006:CaNe
TítuloEstudo dos efeitos perturbativos do terceiro corpo e do achatamento de um planeta na dinâmica de um veículo espacial: caso Netuno-Tritão
Título AlternativoStudy of the third body perturbation and the planet's oblatenesses in the dynamics of a spacecraft: neptune-triton case
CursoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2006
Data Secundária20070213
Data2006-10-23
Data de Acesso19 abr. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas179
Número de Arquivos550
Tamanho22716 KiB
2. Contextualização
AutorSolorzano, Carlos Renato Huaura
GrupoCMC-SPG-INPE-MCT-BR
Endereço de e-Mail do Autorrenatohs@yahoo.com.br
BancaWinter, Othon Cabo (presidente)
Yokoyama, Tadashi (orientador)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Stuchi, Teresinha de Jesus
Celestino, Claudia Celeste
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2007-01-05 18:56:21 :: jefferson -> administrator ::
2007-01-05 19:08:35 :: administrator -> jefferson ::
2007-01-05 19:10:36 :: jefferson -> administrator ::
2007-01-08 10:52:05 :: administrator -> banon ::
2007-01-08 10:53:33 :: banon -> jefferson ::
2007-09-05 18:21:27 :: jefferson -> administrator ::
2009-07-07 20:09:16 :: administrator -> jefferson ::
2009-07-09 15:31:10 :: jefferson -> administrator ::
2018-06-05 03:44:54 :: administrator -> marciana :: 2006
2019-03-14 18:50:34 :: marciana -> simone :: 2006
2020-09-09 17:46:55 :: simone -> sergio :: 2006
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveengenharia e tecnologia espacial
missão sobrevoô
satélites interplanetários
perturbação
Netuno
Tritão
space technology and engineering
flyby missions
interplanetary spacecraft
perturbation
Neptune
Triton
ResumoNa atualidade, as pesquisas para o conhecimento do nosso sistema solar continuam em andamento. Desta forma, em 1 de julho de 2004, a espaço nave Cassini-Huygens entrou em órbita ao redor de Saturno. Em janeiro de 2005, a sonda Huygens enviou diversas informações da maior das luas de Saturno, denominada Titã. Em 19 de janeiro de 2006 acontece o lançamento do satélite New Horizons a Plutão e Caronte. A exploração do sistema solar pela NASA considera uma missão a Netuno como uma das suas prioridades entre os anos 2008-2013. De forma similar à missão Cassini-Huygens, aqui uma missão completa a Netuno e Tritão é proposta. Este trabalho mostra diversas opções para a missão, com o objetivo de encontrar um compromisso entre o DV e o tempo de vôo a Netuno. Além disso, Netuno é de interesse científico pela sua turbulenta atmosfera e pela presença da maior das suas luas denominada Tritão. Tritão é particularmente interessante pelo seu tamanho, o qual é comparável a Plutão e Caronte, sua órbita retrógrada e a sua significância na cosmologia do sistema solar. Além disso, determinamos as bases dinâmicas de um veículo espacial no sistema de Netuno, analisando principalmente os efeitos do achatamento e da perturbação de Tritão, estudando numericamente as regiões estáveis onde o veículo espacial pode sobreviver. ABSTRACT: At the present time the search for the knowledge of our solar system continues effective. So, in July 1st, 2004, the international Cassini-Huygens Mission spacecraft entered into orbit around the planet Saturn. In January, 2005, it sends data from the Huygens probe, which is on Saturn's largest moon, Titan. On January 19, 2006, occurred the launch of the New Horizons spacecraft to Pluto and Charon. NASA's Solar System Exploration theme listed a Neptune mission as one of its top priorities for the mid-term (2008-2013). In a similar way to the Cassini-Huygens Mission, here a complete mission to Neptune and Triton is proposed. This work shows several schemes for the mission in order to find a good compromise between the DV and time of flight to Neptune. Neptune is scientifically a very interesting object because of its turbulent atmosphere and the presence of the large moon Triton. Triton is particularly interesting because of its size, retrograde orbit, and the insight into Solar System cosmogony to be gained through its comparative relationship with Pluto and Charon. Then, we study the basic dynamics of a spacecraft in the Neptune System, analyzing the main effects of the oblateness and the Tritons disturbing. We also studied numerically the stable regions where the spacecraft can survive.
ÁreaETES
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TERMO DE DEPOSITO ASSINADO CARLOS RENATO HUAURA SOLORZANO DOUTORADO.pdf 09/09/2020 14:47 973.7 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/6qtX3pFwXQZGivnK2Y/NFo3u
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/6qtX3pFwXQZGivnK2Y/NFo3u
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