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Data e hora local de busca: 28/03/2024 14:12.

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16c.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGPDW34P/3N7MET8
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m16c/2017/01.17.17.34
Última Atualização2017:07.04.19.43.26 (UTC) marcelo.pazos@inpe.br
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m16c/2017/01.17.17.34.45
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.19 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17821-TDI/2559
Chave de CitaçãoSouza:2017:EsUsMé
TítuloEstudo do uso de métodos de controle robusto em sistemas espaciais rígidos-flexíveis
Título AlternativoStudy of the robust control methods usage in spacecraft rigid-flexible
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-02-20
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas227
Número de Arquivos1
Tamanho13043 KiB
2. Contextualização
AutorSouza, Alain Giacobini de
BancaPrado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (presidente)
Souza, Luiz Carlos Gadelha de (orientador)
Ricci, Mario Cesar
Fenili, André
Martins Filho, Luiz de Siqueira
Endereço de e-Mailalaingiacobini@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-01-17 17:39:41 :: alaingiacobini@gmail.com -> administrator ::
2017-01-18 08:22:50 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-01-24 14:53:34 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> alaingiacobini@gmail.com ::
2017-02-01 16:59:40 :: alaingiacobini@gmail.com -> administrator ::
2017-04-06 13:07:32 :: administrator -> yolanda ::
2017-04-06 13:11:03 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-05-26 14:48:34 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> marcelo.pazos@inpe.br ::
2017-05-26 18:24:14 :: marcelo.pazos@inpe.br :: -> 2017
2017-05-26 18:34:22 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2017
2017-07-04 18:37:41 :: administrator -> yolanda :: 2017
2017-07-04 19:42:34 :: yolanda -> marcelo.pazos@inpe.br :: 2017
2017-07-04 19:54:56 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: 2017
2022-03-15 19:34:19 :: administrator -> :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-ChaveH infinito
LMI
controle robusto
alocação de polos
sistemas espaciais
H infinity
LMI
robust control
pole placement
spatial system
ResumoA demanda da indústria espacial por Sistemas de Controle de Atitude (SCA) mais sofisticados e confiáveis cresce na mesma proporção que as missões espaciais tornam-se mais complexas. Um SCA precisa de bom desempenho e robustez em missões relacionadas com satélite em formação em torno da Terra até missões espaciais que visam investigar planetas fora do nosso sistema solar. Um exemplo disso é a recente missão espacial do satélite (rígido-flexível) Juno ao planeta Júpiter. Nesta tese estuda-se a aplicação de técnicas de controle robusta no projeto de SCA de satélites rígido com movimentos flexíveis e de líquidos em seu interior (sloshing). Uma vez que tais movimentos podem causar perturbações na dinâmica do satélite, afetando assim o desempenho do SCA e provocando a perda de precisão e/ou até mesmo a desestabilização do satélite. Por outro lado, a grande dificuldade de se obter um modelo matemático realístico do satélite rígido-flexível com \emph{sloshing} esta relacionado ao não conhecimento exato dos parâmetros do satélite, como massa, amortecimento e rigidez, uma vez que estes variam com o tempo, e por isso, introduzem incertezas que também prejudicam o adequado projeto do SCA. Diante de tais desafios, neste trabalho são estudadas técnicas de controle robusto, como o H$\infty$ e H$\infty$ com alocação de polos via desigualdades matricial linear (Linear Matrix Inequality LMI), objetivando incrementar a robustez dos SCA. No modelamento do satélite considera-se as perturbações devido ao movimento flexível e dos líquidos e as incertezas devido à variação dos parâmetros. Inicialmente, faz-se o modelamento de um satélite rígidoflexível com \emph{sloshing}. Para este modelo, projeta-se um SCA pelo método H$\infty$ e verifica-se que este controlador tem bom desempenho uma vez que controla e estabiliza a atitude do satélite. Em seguida faz uma investigação comparativa do desempenho do SCA projetado para um modelo de satélite rígido-flexível, utilizando o método H$\infty$ sem e com incerteza; e do H$\infty$ com alocação de polos via LMI, sem e com incerteza. Para ambos os casos, a incerteza é inserida na dinâmica da matriz massa, amortecimento e rigidez. Para a alocação de polos foram estudados quatros regiões LMI resultando na escolha da região que apresentou melhor desempenho. Verificou-se que a incerteza tem maior influencia na matriz massa por meio de um estudo detalhado do nível de torque empregado pelo SCA. As simulações mostraram, que o SCA mais robusto foi obtido usando o método H$\infty$ com alocação de polos via LMI comparado ao SCA projetado pelo método H$\infty$ puro. Por fim, verificou-se que o controlador H$\infty$ projetado com alto nível de incerteza, foi capaz de controlar o modelo do satélite rígido-flexível não linear, este resultado estabelece uma nova característica do método H$\infty$. ABSTRACT: Space industry demand for more sophisticated and reliable Attitude Control Systems (ACS) grows as space missions become more complex. An ACS needs good performance and robustness in satellite-related missions in formation around the Earth to space missions that aim to investigate planets outside our solar system. An example of this is the recent space mission of the (rigid-flexible) satellite Juno to the planet Jupiter. In this thesis we study the application of robust control techniques in the design of ACS of rigid satellites with flexible movements and of liquid in their interior (slosh). On the other hand, the great difficulty of obtaining a realistic mathematical model of the rigid-flexible satellite with sloshing is related to the lack of exact knowledge of the satellite parameters, such as mass, damping and stiffness, since these vary with time, and therefore, introduce uncertainties that also undermine the appropriate SCA project. Faced with such challenges, robust control techniques are being studied, such as H$\infty$ and H$\infty$ with pole allocation via linear matrix inequalities (LMI), aiming to increase the robustness of ACS. In the satellite modeling, the perturbations due to the flexible movement, and the liquids and the uncertainties due to the variation of the parameters are considered. Initially, a model of a rigid-flexible satellite with sloshing is presented. For this model, a ACS is projected by the H$\infty$ method and it is verified that this controller performs well since it controls and stabilizes the attitude of the satellite. It then performs a comparative investigation of the performance of the ACS projected designed for a rigid-flexible satellite model, using the H$\infty$ method without and with uncertainty; And H$\infty$ with pole allocation via LMI, without and with uncertainty. For both cases, the uncertainty is inserted in the dynamics of the mass matrix, damping and stiffness. For the allocation of poles, four LMI regions were studied, resulting in the choice of the region that presented the best performance. It was verified that the uncertainty has greater influence on the mass matrix through a detailed study of the level of torque used by the ACS. The simulations showed that the most robust ACS was obtained using the H$\infty$ method with pole allocation via LMI compared to SCA designed by the H$\infty$ method. Finally, it was verified that the H$\infty$ controller designed with high level of uncertainty, was able to control the nonlinear rigid-flexible satellite model, this result establishes a new characteristic of the H$\infty$ method.
ÁreaETES
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4. Condições de acesso e uso
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Idiomapt
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Grupo de Usuáriosalaingiacobini@gmail.com
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Grupo de Leitoresadministrator
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yolanda
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Detentor da CópiaSID/SCD
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m18@80/2008/03.17.15.17.24
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
DivulgaçãoBNDEPOSITOLEGAL
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m18@80/2008/03.17.15.17
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3PQ2FAB
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2017/10.11.01.09
Última Atualização2018:02.21.14.09.09 (UTC) simone
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2017/10.11.01.09.41
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.18 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17965-TDI/2685
Chave de CitaçãoMota:2018:MoCaGr
TítuloModelo do campo gravitacional de um corpo com distribuição de massa irregular utilizando o método da expansão do potencial em série e determinação de seus coeficientes dos harmônicos esféricos
Título AlternativoModel of the gravitational field of a body with irregular mass distribution using the method of the potential expansion in series, and the determination of their spherical harmonic coefficients
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2018
Data2017-12-14
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas277
Número de Arquivos1
Tamanho6507 KiB
2. Contextualização
AutorMota, Marcelo Lisbôa
BancaPilchowski, Hans-Ulrich (presidente)
Rocco, Evandro Marconi (orientador)
Moraes, Rodolpho Vilhena de
Carvalho, Francisco das Chagas
Costa Filho, Aguinaldo Cardozo da
Endereço de e-Mailprof.mlmota@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-10-11 01:13:30 :: prof.mlmota@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-10-13 17:35:31 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> prof.mlmota@gmail.com ::
2018-01-03 17:40:40 :: prof.mlmota@gmail.com -> administrator ::
2018-02-16 16:30:17 :: administrator -> yolanda ::
2018-02-16 16:30:41 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2018-02-16 16:31:53 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2018-02-21 13:54:26 :: administrator -> yolanda ::
2018-02-21 13:55:35 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2018-02-21 14:10:20 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> simone ::
2018-02-21 19:41:32 :: simone -> administrator :: -> 2018
2022-03-15 19:34:18 :: administrator -> :: 2018
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavecampo gravitacional
expansão do potencial em série
concentrações de massa
harmônicos esféricos
gravitational field
expansion of the potential in series
concentrations of mass
spherical harmonics
ResumoO objetivo geral deste trabalho foi estabelecer uma metodologia para determinar o modelo do campo gravitacional em torno de um corpo com distribuição de massa irregular, utilizando o método da expansão do potencial em série, após a sua decomposição em elementos tetraédricos, calculando-se o seu potencial total, como o somatório dos potenciais relativos a cada tetraedro. Com este propósito, primeiramente, foi modelado o campo gravitacional gerado por um cubo homogêneo unitário e, em seguida, e os resultados obtidos foram comparados e validados com aqueles apresentados pelo modelo exato desse hexaedro. De posse do modelo, foram determinados seus coeficientes dos harmônicos esféricos, também ratificados pelos resultados existentes na literatura. A partir da validação desta técnica para o cubo homogêneo, procurou-se aplicá-la na modelagem dos campos gravitacionais dos asteroides (25143) Itokawa, (1620) Geographos e (433) Eros, utilizando os dados reais disponibilizados pelo JPL/NASA, produzindo resultados consistentes quando comparados com aqueles apresentados na literatura. Utilizando o mesmo procedimento adotado para o cubo, também foram calculados os coeficientes de Stokes para esses asteroides até o grau 6, além de realizar simulações de órbitas em torno desses asteroides, utilizando os modelos obtidos pelos métodos da expansão do potencial em série e concentrações de massa, com o intuido de compará-las. Além desses asteroides citados, também foram modelados os potenciais dos asteroides (2063) Bacchus, (101955) Bennu, (1580) Betulia, (4769) Castalia, (21) Lutetia e (4660) Nereus, cujos coeficientes dos harmônicos esféricos constam dos apêndices deste trabalho. ABSTRACT: The general objective of this work was to establish a methodology to determine the gravitational field model around a body with irregular mass distribution, using the method of expansion of the potential in series, after its decomposition in tetrahedral elements, calculating its potential, as the sum of the potentials relative to each tetrahedron. For this purpose, initially, the gravitational field produced by a unitary homogeneous cube was modeled. The results obtained for the cube were compared and validated with those presented by the exact model of this hexahedron. Then, with the model, its coefficients of the spherical harmonics, which also ratified by the results in the literature, were determined. From the validation of this technique for the homogeneous cube, the same technique was applied in the modeling of the gravitational fields of the asteroids (25143) Itokawa, (1620) Geographos and (433) Eros, with the actual data provided by JPL / NASA, producing consistent results compared to those presented in the literature. Using the same procedure adopted for the cube, we also calculated the Stokes coefficients for these asteroids up to order 6. Simulations of trajectories around these asteroids were performed, using the models obtained by the expansion of the potential in series and by the concentrations of masses, with the intention of comparing them. In addition, were also modeled the gravitational fields of the asteroids (2063) Bacchus, (101955) Bennu, (1580) Betulia, (4769) Castalia, (21) Lutetia and (4660) Nereus, whose spherical harmonic coefficients were included in the appendices of this work.
ÁreaETES
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Idiomapt
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simone
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.00.13 1
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3PG2E5P
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.22.19.56
Última Atualização2017:12.12.11.34.51 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.22.19.56.40
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.18 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17932-TDI/2658
Chave de CitaçãoPecly:2017:ArCoCo
TítuloUma arquitetura de comando e controle para telerrobôs atracados aos seus alvos sob atrasos de tempo significativo e com medição de suas distâncias
Título AlternativoAn architecture of command and control for telerobots docked in their targets under significant time delay and with measurement of their distances
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-09-20
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas132
Número de Arquivos1
Tamanho10927 KiB
2. Contextualização
AutorPecly, Leonam da Silva Direito
BancaRicci, Mario Cesar (presidente)
Souza, Marcelo Lopes de Oliveira e (orientador)
Milani, Paulo Giácomo
Leite, Alexandre Carvalho
Endereço de e-Mailleonampecly@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-08-22 19:56:40 :: leonampecly@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-24 14:51:35 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> leonampecly@gmail.com ::
2017-09-29 17:57:45 :: leonampecly@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-11-17 16:14:33 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-11-27 11:51:25 :: administrator -> yolanda ::
2017-11-27 11:51:39 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-11-27 12:03:26 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-12-07 12:01:44 :: administrator -> yolanda ::
2017-12-07 12:02:04 :: yolanda -> simone ::
2017-12-12 11:58:58 :: simone :: -> 2017
2017-12-12 11:59:07 :: simone -> administrator :: 2017
2022-03-15 19:34:18 :: administrator -> :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaverobôs
controle
telerrobótica
atraso de Tempo
identificação de parâmetros
robots
control
telerobotics
time delay
paremeter identification
ResumoAtualmente, existe um significante esforço desempenhado por diversas agências espaciais em desenvolver tecnologias para reabastecer ou reparar satélites em órbita inativos (alvo+ambiente) objetivando reutilizá-los até que os mesmos se tornem não reparáveis. Contudo, os atrasos de tempo existentes entre o robô principal local (mestre, na base de comando) e o robô secundário remoto (escravo, no veículo controlado) comprometem tanto a estabilidade como a transparência de um sistema telerrobótico bilateral. Quando o atraso é grande (tipicamente acima de 0,5 s), as arquiteturas bilaterais tradicionais não funcionam. Neste documento estuda-se uma arquitetura de comando e controle para telerrobôs atracados aos seus alvos sob atrasos de tempo significativos. Esta arquitetura é baseada em impedância reflexiva, na qual o operador interage com modelos locais do escravo e do alvo+ambiente através do mestre, e o comando para o escravo virtual local também é enviado para o escravo real. O importante ponto para o sucesso deste sistema é ter o escravo virtual local sincronizado com o escravo real. Isto é especialmente importante quando o escravo entra em contato com um alvo+ambiente rígido, que é quando as forças do contato crescem rapidamente resultando na oscilação do escravo. Através de simulações e experimentos com atrasos de tempo de até 3 s (total ida e volta de 6 s) a arquitetura proposta mostra que um contato estável e satisfatório entre o mestre e o escravo é obtido. ABSTRACT: Currently, there is significant effort to put in place by various space agencies to develop the technology to refuel or repair inactive orbiting satellites (target+environment) aiming to reuse them for a number of more years until they become non-repairable. However, the existing delays between the main local robot (master, at the command base) and the remote robot (slave, at the controlled vehicle) compromise both the stability and performance of telerobotic systems. When the time delay is large (typically over 0,5 s), the traditional bilateral controllers do not work. In this document, we study a command and control architecture for telerobots docked at their targets under significant time delays. This architecture is based on reflective impedance, in which the operator interacts with local models of the slave and target+environment through the master, and the command for the local virtual slave is also sent to the actual slave. An important key to the success of these systems is to have the local virtual slave synchronized with the actual slave. This is especially important when the slave gets in contact with a rigid target+environment, that is, when the force of contact builds up rapidly resulting in oscillation of the slave. Through simulations and experiments with time delays of up to 3 s (round-trip delay of 6 s) the proposed architecture shows that a stable and satisfactory contact between the master and the slave is obtained.
ÁreaETES
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originais/Leonam Pecly - Dissertação - 2017 - Mestrado CMC.docx 10/10/2017 12:15 18.5 MiB
originais/Leonam Pecly - Dissertação - 2017 - Mestrado CMC.pdf 10/10/2017 12:16 10.7 MiB
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autorizacao.pdf 27/11/2017 10:00 966.1 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3PG2E5P
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34P/3PG2E5P
Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosgabinete@inpe.br
leonampecly@gmail.com
simone
yolanda.souza@mcti.gov.br
Grupo de Leitoresadministrator
gabinete@inpe.br
leonampecly@gmail.com
simone
yolanda
yolanda.souza@mcti.gov.br
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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
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.00.13 2
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 1
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Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3PDTP4H
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.10.03.34
Última Atualização2017:11.23.13.48.32 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.10.03.34.12
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.18 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17937-TDI/2663
Chave de CitaçãoCampesato:2017:TéEsAt
TítuloTécnicas de estimação de atitude por filtro de Kalman baseado em sensores inerciais de baixo custo, com aplicação a uma plataforma de mancal aerostático controlada por jatos de gás
Título AlternativoAttitude estimation techniques by Kalman filter based on low cost inertial sensors, applied to a gas jet controlled air bearing platform
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-08-16
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas128
Número de Arquivos1
Tamanho4415 KiB
2. Contextualização
AutorCampesato, Wilian Luís
BancaRicci, Mario Cesar (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Kuga, Helio Koiti (orientador)
Pardal, Paula Cristine Pinto Mesquita
Endereço de e-Mailwcampesato@yahoo.com.br
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-08-22 02:49:58 :: wcampesato@yahoo.com.br -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-22 11:41:12 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> wcampesato@yahoo.com.br ::
2017-10-11 01:30:39 :: wcampesato@yahoo.com.br -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-10-11 16:32:42 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> wcampesato@yahoo.com.br ::
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2022-03-15 19:34:18 :: administrator -> :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavedeterminação de atitude
filtro de Kalman
estimação de estados
unidade inercial
plataforma aerostática
attitude determination
Kalman filter
state estimation
inertial unit
aerostatic platform
ResumoEste trabalho apresenta a modelagem, implementação, testes e simulação de um estimador de atitude em tempo real baseado em filtro de Kalman estendido (FKE), aplicado a uma plataforma de mancal aerostática de três eixos controlada por atuadores de jatos de gás. O objetivo deste trabalho é obter um algoritmo de determinação de atitude que possa substituir a estimativa proveniente da unidade inercial embarcada, atualmente em uso pela eletrônica da plataforma. Foram implantados dois modelos de estimadores em ambiente MATLAB: o primeiro foi montado com o vetor de estados composto apenas pelos quatérnios da atitude, e o segundo com vetor de estados composto pelos quatérnios e pelo vetor de vieses dos três girômetros. Estes estimadores foram testados usando dados provenientes dos sensores da unidade inercial da plataforma, sendo que os resultados obtidos foram comparados com a estimativa de atitude enviada pela solução de atitude interna à unidade inercial. Por fim, foram realizados testes dos algoritmos do FKE no modelo de simulação da mesa de mancal a ar. Ambos os estimadores baseados em filtro de Kalman estendido obtiveram êxito no processo de determinação de atitude, tanto nos testes utilizando dados reais quanto na simulação de controle da mesa de mancal a ar. A estimação de vieses proposta funcionou de maneira degradada para os casos testados. Foram, então, levantadas hipóteses dos motivos deste desempenho, e a conveniência de estimá-los na aplicação proposta. ABSTRACT: This work presents modeling, implementation, testing and simulation of a real-time attitude estimator using extended Kalman filter (FKE), applied to a three-axis air-bearing platform controlled by gas jet actuators. The goal of this work is to obtain an attitude determination algorithm that can replace the attitude estimate from the embedded inertial unit, currently in use by the platform electronics. Two models of estimators were implemented in MATLAB environment: in the first one, the state vector is composed only by the quaternions of the attitude, and in the second, the state vector is composed by quaternions and biases of the three gyroscopes. These estimators were tested using data from the sensors of the platforms inertial unit, and the results were compared with the attitude estimation sent by the internal attitude solution of the inertial unit. Finally, tests of the two FKE algorithms were performed in the simulation model of the air-bearing platform. Both Kalman filter-based estimators were successful in the attitude determination process, both in the tests using real data and in the simulation of control of the air-bearing platform. The proposed bias estimation functioned in a degraded way for the cases tested. We then hypothesized the reasons for this performance, and the convenience of estimating them in the proposed application.
ÁreaETES
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originais/DISSERTAÇÃO WILIAN FINAL 1.pdf 17/10/2017 14:16 4.3 MiB
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4. Condições de acesso e uso
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Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosgabinete@inpe.br
simone
wcampesato@yahoo.com.br
yolanda.souza@mcti.gov.br
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Permissão de Leituraallow from all
Permissão de Atualizaçãonão transferida
5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.00.13 1
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3PDP29P
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.09.01.29
Última Atualização2017:10.23.17.37.03 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.09.01.29.58
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.18 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17909-TDI/2642
Chave de CitaçãoSilva:2017:EsMiEs
TítuloEstudo de uma missão espacial aos pontos colineares lagrangianos no sistema Terra-Lua
Título AlternativoStudy of a space mission to collinear Lagrange points in the Earth-Moon system
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-06-30
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas249
Número de Arquivos1
Tamanho25375 KiB
2. Contextualização
AutorSilva, Maria Rita da
BancaRicci, Mario Cesar (presidente)
Rocco, Evandro Marconi (orientador)
Moraes, Rodolpho Vilhena de
Carvalho, Francisco das Chagas
Costa Filho, Aguinaldo Cardozo da
Endereço de e-Maildoc.silvamr@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-08-09 01:31:22 :: doc.silvamr@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-16 14:27:32 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> doc.silvamr@gmail.com ::
2017-08-17 01:21:14 :: doc.silvamr@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-17 17:04:38 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> doc.silvamr@gmail.com ::
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2017-08-23 12:30:59 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> doc.silvamr@gmail.com ::
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2017-08-23 16:31:15 :: doc.silvamr@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-10-09 19:26:59 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-10-17 17:36:13 :: administrator -> simone ::
2017-10-17 17:40:25 :: simone :: -> 2017
2017-10-17 17:43:36 :: simone -> administrator :: 2017
2017-10-21 05:25:57 :: administrator -> yolanda :: 2017
2017-10-23 17:33:39 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br :: 2017
2017-10-23 17:37:03 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> simone :: 2017
2017-10-24 16:43:10 :: simone -> administrator :: 2017
2022-03-15 19:34:18 :: administrator -> :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavepontos de equilíbrio lagrangianos
sistema Terra-Lua
cinturões de radiação de Van Allen
transferência de órbitas
manobra orbitais
Lagrangian equilibrium points
Earth-Moon system
Van Allen radiation belts
transfer orbits
orbital maneuvers
ResumoEm um sistema planeta-lua-veículo espacial existem cinco pontos de equilíbrio, sendo que três são instáveis (L1, L2, L3) e dois são estáveis (L4, L5). Estes pontos são alvos constantes das perturbações externas gravitacionais e não-gravitacionais, que podem inviabilizar a utilização dos mesmos em missões espaciais para observar o Universo e o nosso Sistema Solar. Deste modo, neste trabalho, objetiva-se estudar e analisar as manobras orbitais de um veículo espacial utilizando propulsão contínua, controladas por um sistema de controle PID em malha fechada, a partir de uma órbita de baixa altitude, em torno da Terra, para cada um dos três pontos colineares lagrangianos do sistema Terra-Lua considerando as perturbações externas como efeito durante as manobras orbitais. Assim, primeiramente, modelou-se os cinturões de radiação utilizando os dados fornecidos pela missão Van Allen Probes. Em seguida, determinou-se as localizações dos pontos colineares lagrangianos por meio do somatório das atrações gravitacionais da Terra e da Lua, a cada instante de tempo, compensadas com a pseudo-força centrífuga, em um referencial não-inercial; logo após, determinou-se o mesmo, porém sob a influência da atração gravitacional do Sol, da pressão de radiação solar e do potencial gravitacional dos corpos primários não-esféricos. A partir destas localizações instantâneas, obteve-se os elementos de estado instantâneos que foram transformados em elementos orbitais instantâneos, o que resultou na identificação das pseudo-órbitas dos pontos colineares lagrangianos, no referencial inercial. Desta forma, iniciou-se as simulações, sendo que, primeiramente, incluiu-se um estudo sobre a passagem do veículo espacial através dos cinturões de Van Allen, durante as manobras de transferência, nos períodos de baixa e alta atividade solar. Isto possibilitou obter, com maior precisão, o tempo que o veículo espacial permaneceu nas regiões de radiação e a taxa de dosagem de radiação equivalente considerando o alumínio, silício, tungstênio, tântalo e chumbo como materiais de blindagem. Após as manobras de transferência, aplicou-se a manobra de correção de órbita para estabilizar o veículo espacial em cada um dos pontos colineares lagrangianos. ABSTRACT: In a planet-moon-space-vehicle system there are five equilibrium points, being that three are unstable (L1, L2, L3), and two are stable (L4, L5). These points are targets of external gravitational and non-gravitational perturbations, which may make it impossible to use them in space missions to observe the Universe and our Solar System. So, in this work, the objective is to study and analyze the orbital maneuvers of a space vehicle using continuous propulsion, controlled by a closed-loop PID control system, from a low altitude orbit, around the Earth, for each one of the three collinear Lagrangian points in the Earth-Moon system considering the external perturbations as effect during the orbital maneuvers. Thereby, the radiation belts were first modeled using the data provided by the Van Allen Probes mission. Next, the locations of the collinear Lagrangian points were determined by sum of the Earths and Moons gravitational attractions, at each instant of time, compensated by the centrifugal pseudo-force, in a noninertial frame; subsequently, they were determined, but under the influence of the gravitational attraction of the Sun, the solar radiation pressure and the gravitational potential of the non-spherical primary bodies. From these instantaneous locations, the instantaneous state elements were obtained and transformed into instantaneous orbital elements, which resulted in the identification of the pseudo-orbits of the collinear Lagrangian points, in the inertial reference frame. Therefore, the simulations were initiated. Firstly, a study was included on the passage of the space vehicle through the Van Allen belts, during the maneuvers of transfer, during periods of low and high solar activity. This made it possible to obtain, with more precision, the time the spacecraft remained in the radiation regions and the equivalent radiation dose rate considering aluminum, silicon, tungsten, tantalum and lead as shielding materials. After the maneuvers of transfer, the orbit correction maneuver was applied to stabilize the space vehicle at each of the collinear Lagrangian points.
ÁreaETES
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originais/publicacao-1.pdf 23/08/2017 14:50 24.7 MiB
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autorizacao.pdf 23/10/2017 15:37 892.9 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3PDP29P
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Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosdoc.silvamr@gmail.com
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simone
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Grupo de Leitoresadministrator
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
DivulgaçãoBNDEPOSITOLEGAL
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
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Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3PCH48B
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.01.13.27
Última Atualização2017:09.28.19.02.01 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2017/08.01.13.27.33
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.17 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17899-TDI/2632
Chave de CitaçãoMahler:2017:EsPoRe
TítuloEstudo do posicionamento relativo de satélites dispostos em uma formação de voo poliédrica
Título AlternativoA study of satellites’ relative positioning while in a tetrahedral flight formation
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-06-02
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas129
Número de Arquivos1
Tamanho4146 KiB
2. Contextualização
AutorMahler, Wagner Frederico Cesar
BancaPilchowski, Hans-Ulrich (Presidente)
Rocco, Evandro Marconi (orientador)
Santos, Denilson Paulo Souza dos (Orientador)
Fonseca, Ijar Milagre da
Carvalho, Francisco das Chagas
Endereço de e-Mailluis.cpv@hotmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-08-01 13:27:33 :: luis.cpv@hotmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-09-20 19:12:59 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-09-28 18:55:31 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-09-28 19:00:28 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-09-28 19:00:51 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-09-28 19:02:57 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> simone ::
2017-10-02 17:29:21 :: simone -> administrator :: -> 2017
2022-03-15 19:34:17 :: administrator -> :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveconstelação de satélites
formação de voo tetraédrica
movimento relativo
controle
formação orbital de satélites
satellite constellation
tetrahedral formation flight
relative motion
control
satellite orbital formation
ResumoEste trabalho consiste no estudo da variação do posicionamento relativo de quatro satélites que se agrupam sob a geometria de um tetraedro durante o movimento orbital. Os satélites são posicionados sobre a configuração admitida, considerando o instante em que eles estarão em formação. A partir de então, o problema é analisado com base na geometria da disposição das espaçonaves e os parâmetros orbitais são calculados e inseridos em um simulador de trajetórias espaciais, o Spacecraft Trajectory Simulator (STRS), para testar e avaliar o movimento relativo dos corpos e os instantes da formação do poliedro regular. A detecção da configuração no instante em que os satélites estão na formação tetraédrica regular é feita através de três flags detectores: i) baseado no módulo da diferença com relação a aresta nominal do tetraedro; ii) baseado no volume nominal para um tetraedro regular com as propriedades geométricas consideradas; e iii) baseado na diferença do posicionamento relativo dos satélites no instante da formação. Os flags possuem uma tolerância, , estipulada conforme a necessidade e a precisão da missão, para cada um dos três flags. O movimento dos satélites é propagado por meio das equações não lineares fornecidas pela mecânica celeste, já que as equações linearizadas de Hill, muito utilizadas em trabalhos relacionados às formações de satélites, não consideram os efeitos perturbadores em sua constituição. Para o estudo da variação do movimento relativo dos satélites em órbita, é considerado um erro na posição inicial do satélite que se encontra sobre a órbita elíptica, então o posicionamento dos quatro corpos é novamente propagado. O problema também é generalizado, dentro das especificações admitidas para que a formação ocorra sobre qualquer região da superfície da Terra, e um programa, o Spacecraft Parameters Calculator (SPC), capaz de calcular todos os parâmetros orbitais dos quatro satélites é implementado. O problema deixa de ser tratado como um caso ideal e a modelagem desta nova etapa admite quatro perturbações orbitais sendo elas: i) potencial gravitacional terrestre; ii) atrações gravitacionais do Sol e da Lua; iii) pressão de radiação e iv) arrasto atmosférico. É admitido um sistema de controle em malha fechada que visa minimizar os efeitos causados pelas perturbações. Os resultados obtidos são 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.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Estudo do posicionamento...
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originais/001-9.pdf 20/09/2017 16:11 517.9 KiB 
originais/@4primeirasPaginas-2.pdf 31/08/2017 15:25 161.8 KiB 
originais/Estudo do posicionamento relativo de satélites dispostos em uma.pdf 09/08/2017 08:16 3.5 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 28/09/2017 16:02 896.2 KiB 
4. Condições de acesso e uso
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Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosgabinete@inpe.br
luis.cpv@hotmail.com
simone
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gabinete@inpe.br
luis.cpv@hotmail.com
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1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
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Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.17 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17878-TDI/2612
Chave de CitaçãoAguiar:2017:LaInÓr
TítuloSimulação de uma missão espacial: lançamento, injeção em órbita e reentrada
Título AlternativoMission space simulation: launch, injection into orbit and reentry
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-05-26
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas95
Número de Arquivos1
Tamanho9496 KiB
2. Contextualização
AutorAguiar, Daniel Furlani de
BancaRocco, Evandro Marconi (presidente)
Ricci, Mario Cesar (orientador)
Guedes, Ulisses Thadeu Vieira (orientador)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida
Garcia, Alexandre
Endereço de e-Mailluis.cpv@hotmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-07-17 11:55:01 :: luis.cpv@hotmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-09-12 12:57:55 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-09-26 14:46:50 :: administrator -> yolanda ::
2017-09-26 14:47:09 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-09-26 17:19:01 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> simone ::
2017-09-27 11:49:19 :: simone :: -> 2017
2017-09-27 11:59:24 :: simone -> administrator :: 2017
2022-03-15 19:34:17 :: administrator -> :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavereentrada atmosférica
simulação
veículo lançador
aerodinâmica
sistema de controle
atmospheric re-entry
simulation
launch vehicle
aerodynamic
control system
ResumoOs estudos de reentrada atmosférica tiveram início com a observação e análise das trajetórias de meteoritos na atmosfera terrestre. Com o advento da era espacial, na década de 50, este interesse voltou-se para a necessidade de trazer em um local preciso, uma espaçonave tripulada. A compreensão dos diversos fatores aerodinâmicos envolvidos nestas trajetórias é de fundamental importância para o projeto de veículos de reentrada. Neste trabalho é apresentada a simulação de uma missão espacial desde o lançamento, injeção em órbita, reentrada atmosférica até o pouso. Os diversos subfoguetes e a cápsula de reentrada foram modelados por meio de equações diferenciais em seis graus de liberdade, utilizando um sistema de controle com eixos acoplados e coeficientes aerodinâmicos variáveis em função do número de Mach. Os resultados da simulação foram comparados com os dados gerado pelo software Astos® e para o mesmo veículo e as mesmas condições inciais, os resultados alcançados estavam muito próximos. Algumas diferenças apresentadas foram causadas pelos modelos de atmosfera empregados e pelo fato desta simulação ter sido desenvolvida em seis graus de liberdade, enquanto o Astos® utilizou apenas três. Os resultados obtidos sugerem a possibilidade de comparar os dados deste simulador com trajetórias reais afim de validar os modelos empregados e ainda utilizar este software nos trabalhos de segurança de voo. ABSTRACT: The studies of atmospheric re-entry began with the observation and analysis of meteorite trajectories in the Earths atmosphere. With the advent of the space age in the 1950s, this interest turned to the need to bring a manned spacecraft to a precise location. The understanding of the various aerodynamic factors involved in these trajectories is of fundamental importance for the design of reentry vehicles. In this work we present the simulation of a space mission from launch, injection into orbit, atmospheric re-entry to landing. The various sub-rockets and the re-entry capsule were modeled by means of differential equations in six degrees of freedom, using a control system with coupled axes and variable aerodynamic coefficients as a function of mach number. The results of the simulation were compared with the data generated by software Astos® and for the same vehicle and the same initial conditions, the results achieved were very close. Some differences were caused by the atmospheric models employed and the fact that this simulation was developed in six degrees of freedom, while Astos® used only three. The results obtained suggest the possibility of comparing the data of this simulator with real trajectories in order to validate the models used and still use this software in flight safety.
ÁreaETES
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originais/Daniel_Furlani_19.07.2017.pdf 19/07/2017 14:59 8.7 MiB
originais/Página 2 Avaliação Final de Daniel Furlani de Aguiar.pdf 11/09/2017 16:53 587.8 KiB 
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4. Condições de acesso e uso
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Idiomapt
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Grupo de Usuáriosgabinete@inpe.br
luis.cpv@hotmail.com
simone
yolanda.souza@mcti.gov.br
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Lista de Itens Citando
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3P3B6UL
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Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.17 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17911-TDI/2644
Chave de CitaçãoBertoldoJr:2017:EsDeTu
TítuloEstudo do desempenho de tubos de calor de alumínio ranhurados na presença de gás não condensável durante testes ambientais
Título AlternativoStudy about aluminum axially grooved heat pipes performance with non condensable gas during environmental tests
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-06-27
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas229
Número de Arquivos1
Tamanho10324 KiB
2. Contextualização
AutorBertoldo Junior, Jorge
BancaMuraoka, Issamu (presidente)
Vladimirovich, Valeri Vlassov (orientador)
santos, Nadjara dos (orientadora)
Silva, Douglas Felipe da
Genaro, Gino
Bazzo, Edson
Garcia, Ezio Castejon
Endereço de e-Mailjorgeengmecanico@yahoo.com.br
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-06-07 12:22:02 :: jorgeengmecanico@yahoo.com.br -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-06-09 14:58:44 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
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2017-12-05 16:38:54 :: administrator -> yolanda :: 2017
2017-12-05 16:42:40 :: yolanda -> simone :: 2017
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3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
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Transferível1
Palavras-Chavetubos de calor axialmente ranhurados
gas plug test
metodologia não invasiva
modelos térmico – matemáticos
modelagem analítica
axially grooved heat pipes performance
gas plug test
non – invasive methodology
thermal mathematical model
analytical model
ResumoEste trabalho foi desenvolvido com a finalidade de investigar a influência da presença de gases não condensáveis no canal de vapor de tubos de calor de alumínio com ranhuras axiais no desempenho dos mesmos durante testes ambientais. O estudo é dividido em três etapas complementares: 1) desenvolvimento de montagens experimentais com o objetivo de entender o funcionamento de tubos de calor sob diferentes condições de operação; 2) desenvolvimento de modelos térmico-matemáticos por meio do software SINDA FLUINT THERMAL DESKTOP, relativos às montagens experimentais desenvolvidas dentro do escopo deste trabalho; e por fim 3) a modelagem matemática (analítica e numérica) do funcionamento de tubos de calor com e sem a presença de gases não condensáveis em regime transiente. Os estudos experimentais contemplam a aplicação de diferentes metodologias de avaliação do desempenho de tubos de calor com gás não condensável; avaliação do desempenho de um tubo de calor carregado com acetona sob diferentes condições de operação (potência dissipada e temperatura de operação); tubo de calor carregado com amônia submetido ao gas plug test; e por fim a aplicação de uma metodologia não invasiva (blocos aquecedoresmedidores) para verificar o funcionamento de tubos de calor embutidos em painéis estruturais de satélites. Os modelos térmicosmatemáticos têm a finalidade de reproduzir as condições de funcionamento dos tubos observadas nas montagens experimentais. A partir destes modelos (térmicos-matemáticos) são obtidos os perfis de temperatura ao longo dos tubos de calor embutidos ou não em painéis honeycomb, os quais são comparados com os perfis de temperatura obtidos a partir das montagens experimentais. A modelagem matemática do escoamento da mistura de vapor e gás não condensável (regime transiente) finaliza o estudo. ABSTRACT: This work was developed with the purpose of investigate the influence of non-condensable gases presence in axially grooved aluminum heat pipes vapor channel performance under environmental tests. The study is divided into three complementary stages: 1) the development of experimental assemblies with the objective of understanding the operation of heat pipes under different operating conditions; 2) the development of experimental setup (presented in this work) thermal mathematical models using SINDA FLUINT THERMAL DESKTOP software and finally 3) mathematical (analytical and numerical) model of heat pipes transient heat transfer performance with and without non-condensable gases. Some experimental methodologies were used to evaluate the heat pipes performance with non-condensable gas; heat pipe loaded with acetone performance under different operations conditions (dissipated power and operations temperature), ammonia loaded heat pipe submitted to the gas plug test; and a non-invasive methodology (heating measure blocks) to check embedded heat pipes in satellite structural panels. The thermal mathematical models reproduce the heat pipe operating conditions observed in the experimental setup. The temperature profiles are obtained along the heat pipes (embedded or no in honeycomb panels) up to these models (thermal mathematical), which are compared with the temperature profiles obtained from the experimental assemblies. The vapor and non condensable gas mixture flow under transient conditions mathematical model ends the study.
ÁreaETES
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originais/Jorge_TESE_PUBLICAÇÃO_rev5.pdf 07/11/2017 14:42 9.4 MiB
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3NU2KQL
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2017/05.22.14.45
Última Atualização2017:08.23.18.41.02 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2017/05.22.14.45.29
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.17 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17864-TDI/2602
Chave de CitaçãoGuimarães:2017:EsIdMo
TítuloEstratégia de identificação de modelo não-linear de um atuador eletro-hidráulico com auxílio de FFT
Título AlternativoIdentification strategy for a non linear model of an electro-hydraulic actuator aided by FFT
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-05-05
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas117
Número de Arquivos1
Tamanho3369 KiB
2. Contextualização
AutorGuimarães, Júlia de Albuquerque
BancaCarrara, Valdemir (presidente)
Leite Filho, Waldemar de Castro (orientador)
Bueno, Átila Madureiro
Endereço de e-Mailjuliaaguimaraes@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-05-22 14:54:12 :: juliaaguimaraes@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-05-24 14:33:36 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-05-28 17:47:29 :: administrator -> juliaaguimaraes@gmail.com ::
2017-06-14 15:36:37 :: juliaaguimaraes@gmail.com -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-06-16 12:31:46 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-06-30 05:06:22 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-14 18:12:27 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-08-23 18:26:32 :: administrator -> yolanda ::
2017-08-23 18:27:12 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-23 18:42:14 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> simone ::
2017-08-24 14:16:21 :: simone :: -> 2017
2017-08-24 14:23:03 :: simone -> administrator :: 2017
2022-03-15 19:34:17 :: administrator -> :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
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Transferível1
Palavras-Chavesistemas não lineares
transformada rápida de Fourier
atuador eletro-hidráulico
ciclo limite
nonlinerar systems
fast fourier transformations
electro-hydraulic actuator
limit cycle
ResumoDurante o desenvolvimento do sistema de controle do veículo lançador de satélites VLS e seus subsequentes resultados em voo, a importância de um melhor conhecimento do modelo não-linear utilizado para o atuador mostrou-se necessário. Estudos anteriores, baseados na técnica de funções descritivas, foram capazes de descrever razoavelmente o ciclo limite gerado pelo atuador real em amplitude e frequência, mas o modelo existente até então não reproduzia a forma real do ciclo limite. Este trabalho apresenta uma estratégia de identificação da estrutura não-linear de um atuador eletro-hidráulico baseada na análise da transformada rápida de Fourier da saída de testes hardware-in-the-loop (HWIL) realizados anteriormente. Além disso, estudos de plano de fase são feitos a fim de encontrar uma justificativa no que diz respeito à posição do atraso de transporte no modelo. Resultados de simulação foram então comparados com outros testes HWIL em malha aberta a fim de validar o modelo, que apresenta resultados satisfatórios especialmente no que diz respeito à forma do ciclo limite. ABSTRACT: During the development of the control system for the satellite laucher VLS and the analysis of its flight results, the importance of a deeper knowledge of the non linear model used for the electro-hydraulic actuator was shown to be necessary. Previous studies based on the descriptive functions technique were able to reproduce the limit cycle generated by the real actuator in amplitude and frequency, but the existing model was unable to properly recreate the desired shape for the limit cycle. This work shows an identification strategy for the non-linear structure of an electrohydraulic actuator based on the analysis of the fast Fourier transform of previous hardware-in-the-loop (HWIL) tests. Furthermore, phase plane analysis was used in order to justify the position of the transport delay block on the model. Simulation results were then compared to different open loop HWIL tests in order to validate the model, which presented satisfactory results especially with respect to the shape of the limit cycle.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Estratégia de identificação...
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originais/001-6.pdf 14/08/2017 15:10 24.5 KiB 
originais/@4primeirasPaginas.pdf 14/08/2017 15:10 161.6 KiB 
originais/publicacao.pdf 21/06/2017 08:44 3.2 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 23/08/2017 15:41 923.2 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3NU2KQL
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34P/3NU2KQL
Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosgabinete@inpe.br
juliaaguimaraes@gmail.com
simone
yolanda.souza@mcti.gov.br
Grupo de Leitoresadministrator
gabinete@inpe.br
juliaaguimaraes@gmail.com
simone
yolanda
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Permissão de Leituraallow from all
Permissão de Atualizaçãonão transferida
5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3NPAJ3H
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2017/04.23.16.01
Última Atualização2017:08.24.14.03.38 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2017/04.23.16.01.42
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.16 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17866-TDI/2604
Chave de CitaçãoMesquita:2017:AnEsCo
TítuloAnálise de estimação e controle de atitude em modo de operação nominal do CONASAT por Filtro SDRE e controle PID
Título AlternativoAnalysis of estimation and attitude control in CONASAT nominal operation mode by SDRE filter and PID control
CursoCMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Ano2017
Data2017-04-26
Data de Acesso28 mar. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas91
Número de Arquivos1
Tamanho22076 KiB
2. Contextualização
AutorMesquita, Brehme Dnapoli Reis de
BancaDurão, Otávio Santos Cupertino (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Kuga, Helio Koiti (orientador)
Silva, William Reis
Endereço de e-Mailbrehme.mesquita@ifma.edu.br
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2017-04-23 16:01:42 :: brehme.mesquita@ifma.edu.br -> administrator ::
2017-04-24 20:38:16 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-04-26 18:17:53 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> brehme.mesquita@ifma.edu.br ::
2017-05-29 23:30:32 :: brehme.mesquita@ifma.edu.br -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-05-30 12:34:57 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> brehme.mesquita@ifma.edu.br ::
2017-06-13 00:06:48 :: brehme.mesquita@ifma.edu.br -> administrator ::
2017-06-30 05:06:20 :: administrator -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-14 17:36:29 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> administrator ::
2017-08-23 16:35:01 :: administrator -> yolanda ::
2017-08-23 16:35:36 :: yolanda -> yolanda.souza@mcti.gov.br ::
2017-08-23 17:52:59 :: yolanda.souza@mcti.gov.br -> simone ::
2017-08-24 13:57:53 :: simone :: -> 2017
2017-08-24 14:10:36 :: simone -> administrator :: 2017
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3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveestimação de estados
filtro não linear
controle de atitude de satélite
nanossatélite
state estimation
nonlinear filter
satellite attitude control
nanosatellite
ResumoA estrutura CubeSat atraiu bastante interesse da comunidade internacional com numerosos estudos que foram ou estão em desenvolvimento em universidades, escolas ou até mesmo por entusiastas espaciais. A miniaturização de componentes e o uso de eletrônica convencional reduziram custos com projetos espaciais que anteriormente restringiam o acesso ao espaço à apenas algumas nações. Assim, os governos e as agências espaciais, especialmente de países em desenvolvimento, começaram a investir em pequenos projetos de satélites, pois passaram a dispor de missões espaciais a baixo custo. Desta forma, o Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) planeja algumas missões usando CubeSat como ferramenta acadêmica para espalhar a tecnologia espacial em todo o país para universidades e pesquisas. Uma dessas missões em desenvolvimento é a constelação de nano satélites para coleta de dados ambientais, conhecida como CONASAT. Este projeto pretende lançar, pelo menos, dois pequenos satélites para substituir os satélites SCD-1 e SCD-2 do sistema de coleta de dados ambientais do Brasil. O principal objetivo deste trabalho é o de analisar a aplicação de uma técnica de estimação de estados, conhecida como filtro SDRE (State Dependent Riccati Equation), e um controlador de atitude para o modo de operação nominal, no qual utilizou-se uma proposta de controle PID convencional baseado em erro de atitude dado em ângulo-eixo de Euler, em um ambiente de simulação da dinâmica do CONASAT, incluindo modelos de sensores e atuadores. Esse ambiente de simulação foi construído por meio de funções de uma biblioteca computacional de acesso aberto para simulação de órbita e atitude de satélites, conhecida como PROPAT. ABSTRACT: The CubeSat platform attracted much interest from the international community with numerous studies that have been or are being developed in universities, schools or even by space enthusiasts. Miniaturization of components and the use of conventional electronics have reduced costs with space projects that previously restricted access to space to only a few nations. Thus, governments and space agencies, especially from developing countries, have begun to invest in small satellite projects as they have space missions at low cost. In this way, the National Institute of Space Research (INPE) plans some missions using CubeSat as an academic tool of space technological educdation in universities and research institutes. One such mission is the constellation of nano satellites for environmental data collection, known as CONASAT. This project intends to launch at least two small satellites to replace the SCD-1 and SCD-2 satellites of Brazils environmental data collection system. The main objective of this work is to analyze the application of a state estimation technique, known as State Dependent Riccati Equation (SDRE) filter, and an attitude controller for the nominal operation mode, in which a conventional PID control proposal based on Euler angle-axis attitude error was used in a CONASAT dynamics simulation environment, including sensors and actuators models. This simulation environment used the functions of an open source computational library for satellites attitude and orbit simulation, known as PROPAT.
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.00.13 1
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype