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Data e hora local de busca: 25/04/2024 15:12.

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3HHFMR2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/12.09.13.21
Última Atualização2015:02.10.13.12.26 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/12.09.13.21.52
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.09 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17462-TDI/2253
Chave de CitaçãoFernandes:2014:EsTéMo
TítuloEstudo da técnica de modulação por espaço vetorial para comutação de motores sem escovas aplicados a rotores de inércia
Título AlternativoStudy of the space vector modulation method for switching of the brushless motors (BLDC) applied to rotor of inertia
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-05-27
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas131
Número de Arquivos5
Tamanho44412 KiB
2. Contextualização
AutorFernandes, Diego Camilo
BancaRicci, Mario Cesar (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Milani, Paulo Giácomo
Arias, Ronaldo
Romano, Rodrigo Alvite
Endereço de e-Maildcamilo_82@hotmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-12-09 13:22:19 :: dcamilo_82@hotmail.com -> administrator ::
2014-12-11 20:51:06 :: administrator -> yolanda ::
2014-12-12 11:51:46 :: yolanda -> dcamilo_82@hotmail.com ::
2014-12-12 22:22:15 :: dcamilo_82@hotmail.com -> administrator ::
2014-12-22 16:21:16 :: administrator -> yolanda@sid.inpe.br ::
2014-12-22 16:22:10 :: yolanda@sid.inpe.br -> yolanda ::
2015-02-10 13:13:32 :: yolanda -> marcelo.pazos@inpe.br ::
2015-02-19 16:19:12 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: -> 2014
2022-03-15 19:34:09 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveroda de reação
modulação por espaço vetorial
motor sem escovas
reaction wheel
space vector modulation
brushless motors
ResumoEmbora a concepção e o funcionamento de rodas de reação para uso espacial sejam de simples compreensão, seu projeto, desenvolvimento, qualificação, produção e testes seguem padrões da área espacial, exigindo requisitos de alta confiabilidade do sistema e tornando bastante complexo seu projeto. Tendo em vista a alta exigência dos padrões aeroespaciais justifica-se um estudo mais aprofundado de técnicas que propiciem a otimização das características convencionais de circuitos comutadores para motores, em especial aqueles cuja topologia aplicam-se a motores sem escovas. Deste modo, o estudo da técnica de modulação por espaço vetorial (SVM) aplicada como estratégia de comutação de motores sem escovas (BLDC), apresentada neste trabalho, objetiva compreender as principais características desta técnica digital e simultaneamente avaliar sua aplicabilidade na mitigação de uma das fontes contribuintes no efeito da ondulação do torque comandado, quando, sob condições de baixa velocidade, uma roda de reação equipada com um motor BLDC estará submetida. Utilizando a plataforma de desenvolvimento de mercado, DRV8301-LS31, dotada da eletrônica embarcada necessária para análise proposta, foi implementada uma variante desta técnica de modulação cujo resultado obtido, após avaliação das curvas de respostas do sistema mediante ao regime de operação em baixas rotações, demonstra eficiência em reduzir oscilações no eixo motor provenientes do circuito comutador e boa estabilidade no controle de velocidades próximas a 10 rpm. ABSTRACT: Although the conception and operation of reaction wheels for aerospace applications are easily understood, its design, development, qualification, production and tests requires high reliability of the system and makes the project quite complex. The high demand of aerospace standards justify further studies of techniques that facilitate the optimization of the characteristics of conventional switching circuits for motors, particularly those whose topology can be applied to brushless DC (BLDC) motors. Thus, the study of the space vector modulation (SVM) method applied to the commutation strategy of BLDC motors presented in this work aims to understand the main characteristics of this technology and to evaluate its effectiveness in the mitigation of the contributing sources in the ripple torque, in which, under low speed operation, reaction wheel equipped with a BLDC motor will be subjected. A variant of this modulation technique was implemented here, by means of the development platform (kit) DRV8301-LS31, endowed with the onboard electronics required for the proposed analysis. The results obtained after evaluation of the response curves of the system at low speed operating regimes, demonstrates its efficiency in reducing fluctuations in the drive shaft resulting from the switching circuit and provides good stability in control of speeds close to 10 rpm.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Estudo da técnica...
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originais/@4primeirasPaginas-1.pdf 29/01/2015 09:10 144.8 KiB 
originais/avaliação final pagina 2 do aluno Diego Camilo Fernandes.pdf 16/12/2014 16:23 21.7 KiB 
originais/Dissertação DCFernandes 2014_11_30_rev3-11dez14.docx 29/01/2015 11:07 17.0 MiB
originais/Dissertação DCFernandes 2014_11_30_rev3-11dez14.pdf 29/01/2015 11:14 6.9 MiB
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autorizacao.pdf 10/02/2015 11:12 575.5 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3HHFMR2
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34P/3HHFMR2
Idiomapt
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dcamilo_82@hotmail.com
marcelo.pazos@inpe.br
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor da CópiaSID/SCD
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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
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype 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 targetfile 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3HA3MTB
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/10.24.18.24
Última Atualização2015:02.23.12.06.10 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/10.24.18.24.01
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.09 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17476-TDI/2264
Chave de CitaçãoBrasil:2014:EsFoDi
TítuloEstudo da formação dinâmica de objetos transnetunianos destacados próximos a ressonâncias de movimentos médios com Netuno
Título AlternativoStudy of the dynamical formation of trans-neptunian objects close to mean motion resonances with neptune
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-11-24
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas83
Número de Arquivos1
Tamanho17770 KiB
2. Contextualização
AutorBrasil, Pedro Ivo de Oliveira
BancaYokoyama, Tadashi (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Gomes, Rodney da Silva (orientador)
Winter, Othon Cabo
Roig, Fernando Virgilio
Carruba, Valerio
Oliveira, Rafael Sfair de
Endereço de e-Mailpedro_brasil87@hotmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-10-24 18:26:17 :: pedro_brasil87@hotmail.com -> administrator ::
2014-10-25 05:56:30 :: administrator -> pedro_brasil87@hotmail.com ::
2014-11-10 19:44:23 :: pedro_brasil87@hotmail.com -> yolanda ::
2014-11-11 09:47:54 :: yolanda -> pedro_brasil87@hotmail.com ::
2015-01-16 16:43:23 :: pedro_brasil87@hotmail.com -> administrator ::
2015-01-17 13:29:46 :: administrator -> yolanda ::
2015-01-20 09:56:43 :: yolanda -> pedro_brasil87@hotmail.com ::
2015-01-20 14:17:31 :: pedro_brasil87@hotmail.com -> administrator ::
2015-01-21 15:15:05 :: administrator -> yolanda ::
2015-02-12 18:43:13 :: yolanda -> marcelo.pazos@inpe.br ::
2015-02-23 12:27:01 :: marcelo.pazos@inpe.br -> administrator :: -> 2014
2022-03-15 19:34:09 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveobjetos transnetunianos
essonâncias orbitais
sistema solar
trans-neptunian objects
orbital ressonances
solar system
ResumoAtualmente são conhecidos mais de mil objetos em órbitas transnetunianas, mas estima-se que o número total de corpos deste tipo possa passar de centenas de milhões. O cinturão de Kuiper contém pelo menos quatro regiões dinamicamente distintas das quais a mais recentemente determinada é a do disco estendido espalhado (ESD), cujos objetos são também denominados de objetos destacados. Um dos objetos pertencentes a esta região, 2004XR190, tem uma órbita peculiar com pequena excentricidade e alta inclinação, sugerindo que algum processo dinâmico foi responsável pela excitação deste último elemento. Gomes (2011) conseguiu reproduzir numericamente órbitas similares às de 2004XR190 como fruto do espalhamento do disco primordial de partículas responsável pela migração dos planetas gigantes no Sistema Solar primitivo. Através de interações entre as ressonâncias (Kozai+MMR) a partícula pode ser destacada após experimentar um modo de baixa excentricidade da ressonância. Nesta tese pretende-se estudar, através de uma metodologia numérica e semi-analítica, mecanismos dinâmicos tais como as ressonâncias de movimentos médios (MMR), a ressonância de Kozai e o acoplamento entre ambas. Em princípio, os mesmos mecanismos que produzem $2004XR_{190}$ seriam capazes de gerar órbitas de corpos próximos a outras MMRs. Aqui pretende-se estudar estas possibilidades, a fim de realizar previsões de possíveis órbitas para corpos ainda não observados no cinturão de Kuiper. ABSTRACT: More than one thousand transneptunian objects are currently known, but it is estimated that this number can be as big as hundreds of millions, The Kuiper Belt contains at least four dynamically distinct regions of which the rnost recently determined is the extended scattered disk (ESD), whose objects are also called detached objects. One of the objects belonging to this region, 2004XR190, has a peculiar orbit with small eccentricity and high inclination, suggesting that some dynamical process was responsible for the excitation of the latter element. Gomes (2011) was able to numerically reproduce orbits similar to those of 2004XR190 as the the result of scattering of the primordial planetesimals disk responsible for the migration of the giant planets in the early solar system. Through interactions between resonances (Kmmi+MMR) the particle could be detached from resonance after experiencing a low eccentricity mode resonance. In this thesis we intend to study, thraugh numerical and semi-analytical methods, mechanisms such as mean motion resonances (MMR), Kozai resonance, and the coupling between both. In principle, the same mechanism that produced $2004XR_{190}$ is capable of generating bodies dose to other MMR's. Here we intend to study this possibility in order to make predictions of possible orbits for bodies not yet observed in the Kuiper Belt.
ÁreaETES
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originais/@4primeirasPaginas-2.pdf 29/01/2015 09:11 145.7 KiB 
originais/Avaliação Final - Pedro Ivo de Oliveira Brasil.pdf 23/01/2015 09:12 326.6 KiB 
originais/publicacao-piob.pdf 20/01/2015 15:33 17.8 MiB
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autorizacao.pdf 12/02/2015 16:38 596.3 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP5W34M/3HA3MTB
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Idiomapt
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
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6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GNNJ2B
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.28.19.09
Última Atualização2014:10.20.16.04.30 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.28.19.09.15
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.09 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17424-TDI/2226
Chave de CitaçãoMartins:2014:PrDeCo
TítuloProjeto e desenvolvimento de um controlador de motores "brushless" (BLDC) para aplicação em volantes e rodas de inércia
Título AlternativoDesign and construction of a motor controller "brushless" (BLDC) application for steering wheels and wheels of inertia
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-05-29
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas141
Número de Arquivos1
Tamanho9444 KiB
2. Contextualização
AutorMartins, Fernando de Almeida
BancaKuga, Hélio Koiti (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Ricci, Mario Cesar
Milani, Paulo Giácomo
Kucinskis, Fabricio de Novaes
Romano, Rodrigo Alvite
Endereço de e-Mailfmartins_eng@yahoo.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-07-28 19:12:34 :: fmartins_eng@yahoo.com -> yolanda ::
2014-07-29 11:15:35 :: yolanda -> fmartins_eng@yahoo.com ::
2014-07-29 14:10:32 :: fmartins_eng@yahoo.com -> administrator ::
2014-08-01 04:58:12 :: administrator -> yolanda ::
2014-10-01 14:06:00 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-10-02 18:06:17 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-10-02 18:46:36 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2014-10-20 15:44:30 :: administrator -> yolanda :: 2014
2014-10-20 16:04:57 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br :: 2014
2014-10-20 16:05:16 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:09 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveroda de reação
controlador eletrônico
motor sem escovas BLDC
FPGA
satélite
reaction wheel
electronic control
brushless motor BLDC
FPGA
satellite
ResumoEste trabalho apresenta o projeto e o desenvolvimento de uma eletrônica para controle de motores de corrente contínua sem escovas (\emph{Brushless DC Motor }- BLDC). A aplicação visada é o emprego deste controlador em rodas de reação para sistemas de controle de atitude de satélites. O principal objetivo e o foco da aplicação foi o desenvolvimento e construção de vários métodos para acionar o motor e medir os parâmetros de desempenho. A placa projetada criou uma plataforma adequada para o estudo do acionamento, e testes de software para o acionamento das fases do BLDC. O uso de dispositivos programáveis, como micro-controladores e dispositivos programáveis lógicos como FPGA permitiram projetar diferentes estratégias de controle. Combinando vários tipos de sensores e dados externos adquiridos de sensores pela placa eletrônica, procedimentos de controle em malha fechada puderam ser experimentados com diferentes sensores. Os resultados são apresentados e o desempenho é comparado com o de uma roda de reação típica. ABSTRACT: This work presents the design and development of an electronic board to control Brushless DC Motors (BLDC). The main application of this work is to use the board to control the BLDC of a reaction wheel and to apply it to satellite attitude control systems (ACS). The focus was the development and construction of several methods to drive the motor and to measure the performance parameters. The designed board created a plataform suitable for BLDC driving studies and software testing. The use of programmable devices like micro-controllers and logical programmable devices like FPGA allows to project different control strategies. Combining many types of sensors and external data acquired by the electronic board, closed loop control procedures could be experimented with different sensors. The results collected from control performance and a comparison of motor performance with a typical RW were presented.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Projeto e desenvolvimento...
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originais/@4primeirasPaginas.pdf 21/08/2014 14:37 149.5 KiB 
originais/Dissertação_FMartins_rev_280714.1.pdf 04/09/2014 14:26 8.8 MiB
originais/Dissertação_FMartins_rev_280714.docx 29/07/2014 14:27 5.9 MiB
originais/Páginas de Avaliação final - Fernando de Almeida.pdf 31/07/2014 08:56 200.1 KiB 
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 01/10/2014 11:04 535.5 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP5W34M/3GNNJ2B
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP5W34M/3GNNJ2B
Idiomapt
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Grupo de Usuáriosadministrator
fmartins_eng@yahoo.com
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Grupo de Leitoresadministrator
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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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 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GMLDNP
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.22.03.44
Última Atualização2014:10.20.17.39.51 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.22.03.44.41
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.08 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17418-TDI/2220
Chave de CitaçãoSilva:2014:EsFuMé
TítuloEstudo da fusão dos métodos LQG/LTR e SDRE para o controle de uma classe de sistemas não lineares
Título AlternativoStudy of the fusion of the methods LQG/LTR and SDRE for the control of a class of nonlinear system
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-02-28
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas167
Número de Arquivos1
Tamanho5168 KiB
2. Contextualização
AutorSilva, Suely
BancaSouza, Marcelo Lopes de Oliveira (presidente)
Milani, Paulo Giácomo (orientador)
Carrara, Valdemir
Cruz, José Jaime da
Yoneyama, Takashi
Endereço de e-Mailsue.silvap@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-07-22 03:50:58 :: sue.silvap@gmail.com -> administrator ::
2014-07-22 07:41:57 :: administrator -> yolanda ::
2014-07-22 17:21:08 :: yolanda -> sue.silvap@gmail.com ::
2014-07-23 05:05:11 :: sue.silvap@gmail.com -> yolanda ::
2014-07-23 14:03:22 :: yolanda -> sue.silvap@gmail.com ::
2014-07-23 20:07:42 :: sue.silvap@gmail.com -> yolanda ::
2014-08-28 18:19:38 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-08-28 18:44:36 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-08-28 19:14:52 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2014-10-20 16:56:57 :: administrator -> yolanda :: 2014
2014-10-20 17:38:50 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br :: 2014
2014-10-20 17:40:46 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:08 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavesistemas não lineares
controle LQG/LTR
SDRE
estabilidade de Lyapunov. nonlinear systems
LQG/LTR control
SDRE
Lyapunov stability
ResumoEste trabalho propõe uma técnica para o controle de sistemas não lineares que realiza uma extensão da metodologia LQG/LTR através da utilização dos conceitos da teoria SDRE. São apresentadas as condições para a aplicação da técnica e provas de estabilidade local para uma classe de sistemas não lineares. A técnica é, em primeiro lugar, apresentada com base na literatura disponível, onde se mostra que podem existir soluções ótimas e subótimas. Deriva-se uma prova da existência de soluções para o uso do modelo de compensação LQG/LTR aplicado a sistemas de controle não lineares, onde se apresenta que as condições de existência desse tipo de solução exigem apenas que o sistema seja Estabilizável e Detectável, permitindo que se possa aplicar o método iterativamente em uma malha de controle. São realizadas análises para verificação da preservação das propriedades da metodologia LQG/LTR quando aplicada ao caso não linear. Realizam-se comparações com a literatura, onde se mostra que melhores resultados podem ser conseguidos através do emprego desta técnica. Finalmente, apresentam-se os resultados de seu emprego para o controle de um sistema não linear que representa a dinâmica de um satélite artificial. ABSTRACT: This work proposes a technique for the control of nonlinear systems that is an extension of the LQG/LTR methodology, obtained using the SDRE theory concepts. Conditions for the technique application are presented as well as proofs of local stability for one generic class of nonlinear systems. The technique is firstly presented based on the available literature, where it is shown that there may exist optimal and suboptimal solutions. One proof of the existence of solutions for the use of the LQG/LTR compensation model applied to nonlinear control systems is derived. Then it is presented that the conditions for the existence of this kind of solution requires only the stabilizability and the detectability of the system. These conditions allow the method to be applied iteratively in one control loop. An analysis is carried out to verify the preservation of the LQG/LTR methodology properties. Comparisons with the literature are performed, showing that better results can be obtained employing this technique. Finally, the results of its application for the control of a nonlinear system that represents an artificial satellite dynamics are presented.
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originais/Tese de Doutorado _ Suely Silva.pdf 24/07/2014 16:28 5.0 MiB
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4. Condições de acesso e uso
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5. Fontes relacionadas
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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 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GLFEH5
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.14.20.56
Última Atualização2014:09.03.13.14.32 (UTC) administrator
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Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.08 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17426-TDI/2228
Chave de CitaçãoSiqueira:2014:CaCaUn
TítuloCaracterização e calibração de unidade de giros em configuração redundante para teste de desempenho em determinação de atitude
Título AlternativoCharacterization and calibration of gyroscope unit in redundant configuration for performance testing in attitude determination
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-05-28
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas138
Número de Arquivos1
Tamanho8615 KiB
2. Contextualização
AutorSiqueira, Rafael Henrique de
BancaMilani, Paulo Giácomo (presidente)
Kuga, Hélio Koiti (orientador)
Carrara, Valdemir (orientador)
Ricci, Mario Cesar
Baroni, Leandro
Endereço de e-Mailrafael.siqueira@inpe.br
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-07-14 21:01:13 :: rafael.siqueira@inpe.br -> administrator ::
2014-07-17 21:49:49 :: administrator -> yolanda ::
2014-07-21 17:45:54 :: yolanda -> rafael.siqueira@inpe.br ::
2014-07-24 22:43:43 :: rafael.siqueira@inpe.br -> yolanda ::
2014-07-25 18:03:48 :: yolanda -> rafael.siqueira@inpe.br ::
2014-07-29 17:27:00 :: rafael.siqueira@inpe.br -> yolanda ::
2014-09-03 12:19:05 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-09-03 12:26:14 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-09-03 13:15:46 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:08 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavegiroscópio
calibração de giroscópios
redundância
determinação de atitude
gyroscope
calibration of gyros
redundancy
attitude determination
ResumoGiroscópios a fibra óptica (GFO) são sensores utilizados em satélites para sistema de navegação inercial devido ás suas características de precisão, menor custo e viabilidade de industrialização. Os testes de giroscópios isolados do tipo \emph{Laser} ou Fibra Ótica são bastante difundidos e estão devidamente padronizados em normas específicas. Entretanto ao se integrarem essas unidades em uma estrutura mecânica, chamada de UMI (Unidade de Medida Inercial), podem ocorrer vários problemas que concorrem para piorar o desempenho da unidade. Este trabalho apresenta a calibração de um conjunto composto por quatro giroscópios de fibra ótica, em uma configuração tetraédrica, que foram desenvolvidos em empresa nacional. Neste trabalho, a calibração é realizada em solo através de ensaios em uma mesa servo-controlada de alta precisão de 3 eixos que cobre a faixa de trabalho dos giroscópios escolhidos. O procedimento é descrito matematicamente e detalhes de sua aplicação à UMI tetraédrica são apresentados tais como: infraestrutura, hardware e software, coleta de dados e aferição de resultados. Uma análise via variância Allan é realizada de modo a detectar e avaliar as principais fontes de ruídos existentes nos GFO nacionais. Como aplicação prática, é mostrado um teste com o objetivo de avaliar o erro acumulado em determinação de atitude com os giros calibrados e não-calibrados. Conclui-se que o procedimento de calibração desenvolvido neste trabalho poderá ser usado para testes de UMI com geometria tetraédrica que tenham potencial de utilização para as próximas missões brasileiras. ABSTRACT: Fiber optic gyros (FOG) sensors are widely used in satellites for inertial navigation system due to their characteristics of precision, lower cost and industrial feasibility. Tests for individual Laser Gyro or Fiber Optic Gyro types are quite widespread and have their specific standards. However on assembling them into a mechanical structure, named IMU (Inertial Measurement Unit), several problems that contribute to decrease the performance of the unit may take place. This paper presents the calibration of a set consisting of four fiber optic gyroscopes in a tetrahedral configuration, developed by a Brazilian company. In this work the on-ground calibration is performed through a 3-axis servo-controlled turn table covering the working range of the chosen gyros. The procedure is mathematically described and details of its application to the tetrahedron UMI are presented such as: infra-structure, hardware and software, data collection and of results. An Allan variance analysis is performed in order to detect and evaluate the main sources of noise existing in there Brazilian FOGs. As a practical application, a test with the aim of evaluating the accumulated error on attitude determination with the calibrated and non-calibrated gyros is shown. One concludes that the calibration procedure developed in this work could be used for tests in IMUs with a tetrahedral geometry (or not) that have potential to be utilized in the next Brazilian missions.
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originais/Dissertao RAFAEL HENRIQUE - Biblioteca - verso Final 29 07 2014 (3) (1).pdf 31/07/2014 10:10 8.6 MiB
originais/Dissertação RAFAEL HENRIQUE - Biblioteca - versão Final 29 07 2014 (3) (1).docx 31/07/2014 10:11 25.0 MiB
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4. Condições de acesso e uso
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Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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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 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GK4L3P
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.06.06.17
Última Atualização2014:10.09.14.08.17 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.06.06.17.39
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.08 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17414-TDI/2217
Chave de CitaçãoOliveira:2014:EsCaMa
TítuloEstimação das características de massa de mancais aerostáticos para aplicações espaciais
Título AlternativoAir bearing mass characteristics estimation for space applications
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-06-18
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Arquivos1
Tamanho5985 KiB
2. Contextualização
AutorOliveira, Alexandre Macedo de
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaRicci, Mario Cesar (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Kuga, Hélio Koiti (orientador)
Fenili, André
Martins Filho, Luiz de Siqueira
Endereço de e-Mailalexandrenagy@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-07-06 06:17:39 :: alexandrenagy@gmail.com -> administrator ::
2014-07-08 15:57:04 :: administrator -> alexandrenagy@gmail.com ::
2014-07-09 18:08:23 :: alexandrenagy@gmail.com -> yolanda ::
2014-07-09 18:11:44 :: yolanda -> administrator ::
2014-07-10 02:24:03 :: administrator -> alexandrenagy@gmail.com ::
2014-07-14 19:25:56 :: alexandrenagy@gmail.com -> yolanda ::
2014-07-15 16:17:18 :: yolanda -> alexandrenagy@gmail.com ::
2014-07-16 03:31:25 :: alexandrenagy@gmail.com -> yolanda ::
2014-07-16 11:29:02 :: yolanda -> alexandrenagy@gmail.com ::
2014-07-17 00:18:11 :: alexandrenagy@gmail.com -> yolanda ::
2014-10-09 14:40:22 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-10-13 12:59:04 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-10-13 14:02:39 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:08 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveestimação
mancais aerostáticos
filtro de Kalman
controle de atitude
sistemas inerciais. estimation
air bearing
Kalman filtering
attitude control
inertial systems
ResumoMancais aerostáticos têm sido utilizados em testes de sistemas de controle de atitude de satélites e para a verificação do software e da eletrônica embarcada há mais de 50 anos. Para a validação do ambiente de simulação do sistema de controle de atitude, é necessário o conhecimento acurado das características de massa do conjunto: momentos de inércia e localização do centro de gravidade. A caracterização destas propriedades é muito importante, uma vez que um desalinhamento entre este centro e o centro de rotação do mancal provoca torques indesejados na mesa, que podem ser superiores às perturbações normalmente encontradas no ambiente espacial, inviabilizando a característica do experimento de simular um ambiente de torques mínimos em solo. Neste trabalho são sugeridos dois métodos para estimação das características de massa de duas plataformas baseadas em mancais aerostáticos com três graus de liberdade. Os métodos utilizam medidas de posição e velocidade angulares provenientes de sensores acoplados ao corpo, e são capazes de estimar a atitude, momentos de inércia e posição do centro de gravidade do conjunto. Os algoritmos são baseados na dinâmica não-linear do movimento de atitude de um corpo rígido em conjunto com técnicas não-lineares de estimação (filtro de Kalman estendido e mínimos quadrados não-linear). Para se chegar aos objetivos propostos, vários sensores e atuadores foram integrados aos mancais e entre si. Para a validação dos valores estimados, um algoritmo de controle simples para cada plataforma foi desenvolvido, com o intuito de comparar a resposta ao controle no domínio do tempo. ABSTRACT: Air bearings have been used for tests on satellite attitude control systems and for software and embedded electronic inspection for over 50 years. To validate the simulation environment of the attitude control system, the accurate knowledge of the mass characteristics (moments of inertia and center of gravity) of the assembly is necessary. This characterization is very important, since a misalignment between this center and the air bearing rotation center causes undesirable torques on the table, which can be higher than those disturbances normally found at the space environment, invalidating the minimum-torque environment property of the simulator. This work suggests two methods for estimating the mass characteristics of two different three degrees of freedom air bearings. The methods uses angular positions and velocities measurements from body-fixed sensors, and it is capable of estimating the attitude, moments of inertia and the gravity center of the assembly. The algorithms are based on the nonlinear dynamics of a rigid body attitude motion together with nonlinear techniques of estimation (extended Kalman filter and nonlinear least squares). To reach the proposed aims, different sensors and actuators were acquired and integrated with each other. To validate the estimated values, a sim ple control algorithm for each platform was developed in order to compare the response to the control in the time domain.
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originais/avaliação final pagina 2 do aluno Alexandre Macedo de Oliveira.pdf 21/07/2014 08:37 160.9 KiB 
originais/publicacaoFinal.pdf 17/07/2014 11:33 6.1 MiB
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4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP5W34M/3GK4L3P
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Idiomapt
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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
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Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark nextedition notes number numberofpages orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GJGRS2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.02.21.27
Última Atualização2014:10.14.14.33.42 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/07.02.21.27.49
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.08 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17439-TDI/2238
Chave de CitaçãoSilveira:2014:DeFeCo
TítuloDesenvolvimento de uma ferramenta computacional para simulação de voo de veículos lançadores
Título AlternativoDevelopment of a computational tool for flight simulation of launch vehicles
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-07-29
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas149
Número de Arquivos1
Tamanho3135 KiB
2. Contextualização
AutorSilveira, Guilherme da
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaKuga, Hélio Koiti (presidente)
Carrara, Valdemir (orientador)
Fonseca, Ijar Milagre da
Garcia, Alexandre
Endereço de e-Mailguilhermedasilveira@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-07-02 21:27:49 :: guilhermedasilveira@gmail.com -> administrator ::
2014-07-03 03:58:15 :: administrator -> yolanda ::
2014-07-07 17:59:43 :: yolanda -> administrator ::
2014-07-08 15:57:03 :: administrator -> guilhermedasilveira@gmail.com ::
2014-08-17 22:54:33 :: guilhermedasilveira@gmail.com -> yolanda ::
2014-08-18 14:14:13 :: yolanda -> guilhermedasilveira@gmail.com ::
2014-08-18 22:06:33 :: guilhermedasilveira@gmail.com -> yolanda ::
2014-10-13 15:07:52 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-10-13 15:08:13 :: tereza@sid.inpe.br -> yolanda ::
2014-10-13 18:31:48 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-10-14 14:04:47 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-10-14 14:48:57 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:08 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavesimulação
trajetória
dinâmica de voo
foguetes
veículos lançadores
simulation
trajectory
flight dynamics
rockets
launch vehicles
ResumoA crescente capacidade computacional dos atuais computadores tem permitido cada vez mais a utilização da técnica de simulação digital nos processos de desenvolvimento de produtos de engenharia. A simulação computacional de sistemas complexos como aviões, foguetes ou satélites possibilita a redução de riscos e de custos associados a esses projetos. Além disso, muitas vezes a simulação é o único meio de investigar aspectos relacionados a esses sistemas que não podem ser reproduzidos em laboratório. Durante o desenvolvimento e a utilização de veículos lançadores, ou foguetes, uma importante área que deve ser investigada é a chamada dinâmica de voo do veículo, a qual analisa o movimento do veículo, sujeito a forças e momentos, no espaço tridimensional. A ferramenta de simulação que possibilita o estudo dos fenômenos associados com a dinâmica de voo de um foguete é o simulador de voo. Este trabalho apresenta o desenvolvimento de uma ferramenta computacional para simulação de voo de veículos lançadores. Tal ferramenta permite, por meio da determinação de diversos parâmetros de voo como a posição, a velocidade e a aceleração do veículo, a realização de análises relacionadas à dinâmica de voo do veículo. Levando-se em consideração requisitos de flexibilidade, a ferramenta foi desenvolvida de modo a permitir a simulação do movimento de diversos tipos de veículos lançadores, controlados ou não controlados, em seis graus de liberdade. Utilizando a técnica de programação modular, a flexibilidade foi garantida por meio de uma biblioteca de modelos dinâmicos, dos subsistemas do veículo e ambientais, cuja combinação pode dar origem a modelos de voo de diferentes veículos lançadores. Além da biblioteca, fazem parte ainda do simulador o módulo principal, cuja função é realizar a integração da trajetória de acordo com o modelo de voo do veículo, e uma interface gráfica, que facilita a criação do modelo de voo. Os resultados obtidos com o simulador desenvolvido nesse trabalho são verificados por meio de comparação com resultados de outras ferramentas de simulação. Foram realizados três estudos de caso, de forma que as diversas funcionalidades do simulador pudessem ser testadas. De maneira geral, os resultados obtidos são bastante semelhantes aos resultados das ferramentas utilizadas para comparação. Algumas diferenças observadas puderam ser explicadas em virtude dos diferentes modelos utilizados em cada ferramenta. ABSTRACT: The growing of the eomputational power in modem eomputers allowed the ever inereasing use of the digital simulation teehniques in the development proeess of engineering produets. The simulation proeess of eomplex systems sueh as aireraft, roekets or satellites enables risk and eost reduetion assoeiated with these projeets. Furthermore, the simulation is often the only way of investigating some aspeets related to these systems that ean not be reprodueed in laborataries. During the development phase and operation of launeh vehicles, ar roekets, an important area that should be investigated is the vehide flight dynamics, which analyzcs thc vchiclc motion subject to forces and torques in a three-dimensional spaee. The simulation tool that enables the study of the phenomena associated with the flight dynamics of a rocket is thc flight simulator. This work presents the development of a computational tool to simulate a launch vehicle flight. This tool provides, through the determination of various flight parameters sueh as vehicle position, velocity and acceleration, methods and means to analyze the vehicle trajectory and the dynamics of flight. Considering requirements like flexibility, the tool was developed aiming to allow motion simulation of several types of launch vehicles, guided or unguided, in six degrees of freedom. Using the teehnique of modular programming, flexibility is ensured by a library of dynamie models, vehicle subsystems models and environment models that together produce different flight paths or launch vehicle configurations. Besides the library, the simulator has a main module, whose function is to integrate the trajectory aceording to the vehicle flight model, and a user graphical interface to create the fiight model easily, The results obtained with the developed sirnulator were compared with results eorning frorn other simulation tools. Three different flight seenarios were ernployed in order to test the simulator features. In overall, the results are quite similar to the ones resulting from the tools used for comparison. Some differences in the results were found, but they can be explained by the different mo dels used on each tool.
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originais/publicacao.pdf 18/08/2014 18:58 3.7 MiB
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autorizacao.pdf 13/10/2014 15:12 586.1 KiB 
4. Condições de acesso e uso
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Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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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 isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3G2CSP2
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/03.25.13.48
Última Atualização2014:10.22.11.26.07 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/03.25.13.48.10
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.07 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17369-TDI/2179
Chave de CitaçãoMasago:2014:EsÓrRe
TítuloEstudo de órbitas ressonantes no sistema triplo 2001sn263
Título AlternativoEstudies of resonant orbits around 2001sn 263 asteroid
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-02-27
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Arquivos1
Tamanho2406 KiB
2. Contextualização
AutorMasago, Bruna Yukiko Pinheiro Lopes
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaWinter, Othon Cabo (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Chiaradia, Ana Paula Marins (orientadora)
Araújo, Rosana Aparecida Nogueira de
Endereço de e-Mailbrunamasago@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-03-25 13:49:22 :: brunamasago@gmail.com -> yolanda ::
2014-03-25 14:17:20 :: yolanda -> brunamasago@gmail.com ::
2014-03-27 16:27:55 :: brunamasago@gmail.com -> yolanda ::
2014-04-10 14:52:58 :: yolanda -> administrator ::
2014-06-20 16:18:29 :: administrator -> yolanda@sid.inpe.br ::
2014-06-20 16:35:14 :: yolanda@sid.inpe.br -> yolanda ::
2014-06-20 18:03:53 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-06-24 18:34:07 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-06-24 19:04:40 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2014-10-20 16:56:31 :: administrator -> yolanda :: 2014
2014-10-22 11:26:08 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br :: 2014
2014-10-22 11:26:32 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:07 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chaveasteroide triplo 2001SN263
sonda espacial
ressonantes
problema bi-liptico inclinado precessando
achatamento J2
triple asteroid 2001sn263
spacecraft
resonants
precessiong inclined bi elliptical problem
flattening J2
ResumoO asteroide triplo 2001SN$_{263}$ é um \emph{Near-Earth Asteroid} (NEA). Em 2008, os cientistas do Observatório de Arecibo (Porto Rico) fizeram várias observações desse asteroide e descobriram que não se tratava apenas de um corpo único, mas sim de um sistema triplo. Os dois corpos menores orbitam o objeto central. O sistema consiste de um corpo central (Alfa) de 2,6 km de diâmetro e dois corpos menores (Beta e Gama) de 0,78 km e 0,58 km de diâmetro, respectivamente. No que diz respeito ao corpo central, Beta tem semieixo maior de 16,63 km e um período de 6,23 dias, e Gama tem semieixo maior de 3,80 km e um período de 0,69 dias. As órbitas da sonda espacial que são ressonantes com o período dos corpos menores são bastante úteis, pois possuem a vantagem de gerarem vários encontros sucessivos com esses corpos, dentro da dinâmica kepleriana, sem a necessidade de manobras orbitais. Apesar da dinâmica utilizada ser mais complexa, as órbitas ressonantes foram mantidas, por serem consideradas como um bom ponto inicial para a busca de órbitas com passagens múltiplas pelos corpos menores. A proximidade da sonda com os corpos é de fundamental importância para a observação dos mesmos. Este trabalho aborda diversas órbitas para a sonda espacial em torno do corpo principal (Alfa), com o objetivo de encontrar as órbitas que mais se aproximam dos corpos menores. No primeiro cenário, o corpo secundário estudado será Beta. Isso implica que serão buscadas órbitas que serão ressonantes com a órbita desse corpo secundário. Esse cenário será chamado de Alfa-Beta-Sonda. O segundo cenário será testado usando Alfa-Gama-Sonda. Como sistema dinâmico será assumido que Beta e Gama descrevem órbitas keplerianas elípticas e não coplanares em torno de Alfa, e que a sonda espacial é perturbada pela força gravitacional dos três corpos que compõem o sistema triplo mais o achatamento do corpo principal. Estes cenários são analisados usando o Problema Bi-Elíptico Inclinado Precessando. É assumido um sistema de referência centrado no corpo principal e com o plano de referência sendo aquele que contém a órbita do segundo corpo em massa, aqui denominado de Beta. Os corpos Beta e Gama são assumidos estarem em órbitas elípticas, sendo que a órbita de Gama está inclinada em relação ao plano de referência. Além disso, essas órbitas são assumidas estarem precessando devido à presença do achatamento do corpo principal (J$_{2}$). Sendo assim, o argumento do periapsis $(\omega)$, a longitude do nodo ascendente $(\Omega)$ e a longitude do periapsis $(\varpi)$ são funções do tempo. Este trabalho analisou órbitas para a sonda com passagens próximas à Beta e depois próximas à Gama. A melhor solução, com base nos resultados aqui obtidos, é montar a missão como uma série de trechos ligados por manobras orbitais. Isso implicaria na escolha de trechos excelentes para a observação de um ou dois dos três corpos que compõem o sistema e utilizar propulsão para mudar a sonda de um trecho para outro, assim podendo observar com qualidade todos os corpos pertencentes ao sistema. Os resultados mostraram que órbitas ideais, sem correção orbital, que permitam a exploração dos três corpos são difíceis de serem encontradas. Existem algumas soluções que fornecem opções de encontros próximos com os três corpos, mas é sempre necessário certo cuidado com passagens próximas demais, devido ao risco de colisão. ABSTRACT: The triple asteroid 2001SN$_{263}$ is a Near-Earth Asteroid (NEA). In 2008, scientists at the Arecibo Observatory (Puerto Rico) made several observations of the asteroid and found that it was not just a one body, but also a triple system. Two smaller bodies orbit the central object. The complete system consists of a central body (Alpha) ofwith 2.6 km in diameter and two smaller bodies (Beta and Gamma) of with 0.78 km and 0.58 km in diameter, respectively. The smaller bodies describe orbits around the more massive body. With respect to the central body, the second body has semi-major axis of 16.63 km and a period of 6.23 days, and the third body has semi-major axis of 3.80 km and a period of 0.69 days. The orbits of the spacecraft that are resonant with the period of the smaller bodies are useful because they generate several successive encounters with those bodies, under a keplerian dynamics, without the need for orbital maneuvers. Even using a better dynamics, the resonant orbits were used, because they generates good starting trajectories. The proximity of the probe with the bodies is of fundamental importance for the observation of the themsame. This work studies various orbits that the spacecraft would be donemake around the main body and even around the smaller bodies. As oneIn the first study, first study, iit is considered as that the main body of the triple asteroid is Alpha, Beta is the secondary body and the third one is the spacecraft, whose mass is considered negligible. This scenario is called by the "Alpha-Beta-Probe Scenario". As a second study, it is considered that Alpha isas the main body of the asteroid Alphasystem, Gama is the secondary and the probe is the third body, again with negligible mass. This scenario is called "Alpha-Gama-Probe Scenario". For the dynamical system it is assumed that Beta and Gamma describe Keplerian elliptical orbits. Their orbits are inclined around Alphanot coplanar. It is considered that the gravitational forces of the three bodies and the flatness of the main body perturb the orbit of the spacecraft orbit. These scenarios are analyzed using the Precessiong Inclined Bi-Elliptical problem. It is assumed a reference system centered on the main body and that the reference plane is the one that contains the orbit of the second body Beta. The bodies Beta and Gamma are assumed to be in elliptical orbits, with the orbit of Gamma inclined with respect to the reference plane. Moreover, these orbits are assumed to precess due to the flattening of the main body (J$_{2}$). Therefore, the argument of periapsis $(\omega)$, the longitude of the ascending node $(\Omega)$ and the longitude of periapsis $(\varpi)$ are functions of time. For the spacecraft, its motion is governed by the gravitational pull of the three bodies and the flattening of the central body Alpha. This work analyzed orbits with close approaches with the Beta and then with Gama. The best solution, based on the results obtained here, is to build the mission as a series of segments connected by orbital maneuvers. This would imply in choosing some of the excellent orbits for observing one or two of the three bodies that exist in the system and then to use propulsion to change the probe from one orbit to another, thus being able to observe with quality all bodies belonging to the system.The results showed that ideal orbits, without orbital correction, enabling the exploration of the three bodies are hard to find. There are some solutions that provide close encounters with the three bodyies, but you always need some care with too close passages, due to the risk of collisions.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Estudo de órbitas...
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originais/@4primeirasPaginas.pdf 04/06/2014 11:39 811.1 KiB 
originais/Avaliação final pagina 2 -Bruna Yukiko Pinheiro Lopes Masago.pdf 30/04/2014 11:24 183.9 KiB 
originais/Estudo de Órbitas Ressonantes no Sistema Triplo 2001_Final.docx 29/04/2014 13:20 1.2 MiB
originais/Estudo de Órbitas Ressonantes no Sistema Triplo 2001_Final.pdf 07/05/2014 15:44 1.5 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 20/06/2014 15:00 1.1 MiB
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP5W34M/3G2CSP2
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP5W34M/3G2CSP2
Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosadministrator
brunamasago@gmail.com
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yolanda.souza@mcti.gov.br
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Grupo de Leitoresadministrator
brunamasago@gmail.com
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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 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 isbn issn label lineage mark nextedition notes number numberofpages orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid 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
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FSB348
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/03.06.16.40
Última Atualização2014:07.01.14.02.38 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/03.06.16.40.09
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.07 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17356-TDI/2166
Chave de CitaçãoSilva:2014:AnPrSi
TítuloAnálise e projeto de sistemas de controle de atitude para o Veículo Lançador de Satélites (VLS)
Título AlternativoAnalysis and design of attitude control systems of the brazilian satellite launch vehicle (VLS)
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-02-26
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas232
Número de Arquivos1
Tamanho6673 KiB
2. Contextualização
AutorSilva, Adolfo Graciano
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaCarrara, Valdemir (presidente)
Leite Filho, Waldemar de Castro (orientador)
Brito, Alexandro Garro (orientador)
Moreira, Fernando José de Oliveira
Ferreira, Luis Henrique de Carvalho
Endereço de e-Mailadolfo.graciano@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-03-06 16:40:09 :: adolfo.graciano@gmail.com -> administrator ::
2014-03-08 05:10:08 :: administrator -> adolfo.graciano@gmail.com ::
2014-04-06 14:20:08 :: adolfo.graciano@gmail.com -> yolanda ::
2014-04-09 13:53:28 :: yolanda -> administrator ::
2014-04-14 14:56:50 :: administrator -> adolfo.graciano@gmail.com ::
2014-04-15 01:50:09 :: adolfo.graciano@gmail.com -> yolanda ::
2014-04-15 13:19:45 :: yolanda -> adolfo.graciano@gmail.com ::
2014-04-15 22:55:54 :: adolfo.graciano@gmail.com -> administrator ::
2014-04-23 14:35:51 :: administrator -> yolanda@sid.inpe.br ::
2014-04-23 14:39:32 :: yolanda@sid.inpe.br -> yolanda ::
2014-06-26 18:53:21 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-07-01 14:00:48 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-07-01 14:32:29 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:07 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-ChaveVLS
controle de atitude
estabilização dos modos de flexão
sistemas de controle de voo
VLS
attitude control
bending mode stabilization
flight control system
ResumoNeste trabalho é realizada a análise e projeto de quatro estruturas diferentes de controlador para o sistema de controle de atitude do Veículo Lançador de Satélites Brasileiro (VLS). Primeiramente, é abordada a modelagem matemática da dinâmica de um veículo lançador, a qual pode ser representada por um sistema de equações não lineares. Em seguida. o sistema é linearizado em torno da trajetória de referência. para que se possa aplicar a teoria de sistemas lineares para. análise e projeto Antes de se iniciar o projeto, são definidos os requisitos de desempenho e robustez tipicamente utilizados no projeto de veículos lançadores. A robustez do sistema é avaliada primeiramente por meio das margens de estabilidade do sistema, as quais podem ser associadas aos parâmetros físicos do veículo, e aos elementos de atuação e medição da malha. O desempenho do sistema por sua vez, é avaliado no domínio do tempo. por meio das métricas clássicas utilizadas nos sistema de controle lineares. Também são abordadas as duas técnicas de estabilização dos modos de flexão a estabilização por fase e a estabilização por ganho. A partir dos requisitos de robustez, associados as técnicas de estabilização dos modos de flexão, é proposta uma metodologia para se especificar as características da resposta em frequência que o filtro utilizado para estabilizar os modos de flexão deve possuir. Por fim, é projetado o sistema de controle para as quatro arquiteturas, utilizando-se os dados referentes ao VLS. Para avaliar o desempenho é utilizado um simulador de 6 graus de liberdade. As estruturas são avaliadas para o caso nominal e não nominal de voo. A partir da análise da resposta temporal é definida que a estrutura IV obteve o melhor desempenho. ABSTRACT: In this work is performed the analysis and design of four different controllers to the attitude control systern, of the Brazilian Satellite Launcher Vehicle (SLV). First of a11, is discussed the mathematical model of the dynamics of a launch vehicle, which can be represented by a svstern of nonlinear equations. In the following, a coupled of assumptions are made and the systern is linearized around the reference trajectory. Thus, the linear systerns theory can be applied in the design phase of the controller. Before starting the design of the controller, the requirernents for performance and robustness typically used in the design of launch vehicles are defined. The system robustness is primarily evaluated by the stability margins of the system, which may be associated with physical parameters of the vehicle, and the elements of actuation and sensing in the loop. The system performance is evaluated in the time domain by means of the classical metrics used in the control of linear systems. During this work, are also studied the two stabilization techniques of the bending modes, the phase stabilization and gain stabilization. From the requirernents of robustness associated with the techniques of stabilization of bending modes, a methodology is proposed to spccify thc charactcristics of the frequency response of a filter, which is used to stabilize the bending modes. Finally, the four controllers are designed using the data related to the SLV and the concepts developed during this work. To evaluate the performance of the four different controllers, a 6 degrees of freedom simulator are used. The controllers are evaluated in the nominal case and non-nominal case. Frorn the analysis of the time domain response is defined that, the architecture IV had the best performance.
ÁreaETES
ArranjoFonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Análise e projeto...
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24_04_14/@4primeirasPaginas-14.pdf 30/04/2014 12:01 804.2 KiB 
24_04_14/Avaliação final pagina 2 -Müller Moreira Souza Lopes e Adolfo G.pdf 25/04/2014 13:57 196.5 KiB 
24_04_14/latex.zip 26/06/2014 14:51 33.3 MiB
24_04_14/publicacao.pdf 23/04/2014 22:24 5.9 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 26/06/2014 15:36 1.1 MiB
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP5W34M/3FSB348
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP5W34M/3FSB348
Idiomapt
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Grupo de Usuáriosadministrator
adolfo.graciano@gmail.com
tereza@sid.inpe.br
yolanda.souza@mcti.gov.br
Grupo de Leitoresadministrator
adolfo.graciano@gmail.com
tereza@sid.inpe.br
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Licença de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
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
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
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1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FQ7DLL
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/02.21.13.42
Última Atualização2014:10.22.11.19.00 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/02.21.13.42.28
Última Atualização dos Metadados2022:03.15.19.34.07 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-17330-TDI/2140
Chave de CitaçãoDeienno:2014:EsCaPo
TítuloSatélites de Saturno e Urano: estabilidade, captura e possível evolução orbital - do LHB aos dias de hoje
Título AlternativoSatellites of Saturn and Uranus: stability, capture, and possible orbital evolution - from LHB to current days
CursoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Ano2014
Data2014-03-10
Data de Acesso25 abr. 2024
Tipo da TeseTese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas187
Número de Arquivos1
Tamanho10223 KiB
2. Contextualização
AutorDeienno, Rogerio
GrupoCMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
BancaMoraes, Rodolpho Vilhena de (presidente)
Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador)
Yokoyama, Tadashi (orientador)
Nogueira, Érica Cristina
Gomes, Rodney da Silva
Winter, Silvia Maria Giuliatti
Endereço de e-Mailrogerio.deienno@gmail.com
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2014-02-21 13:53:52 :: rogerio.deienno@gmail.com -> administrator ::
2014-02-27 07:11:34 :: administrator -> yolanda ::
2014-03-12 18:55:36 :: yolanda -> rogerio.deienno@gmail.com ::
2014-03-28 19:48:13 :: rogerio.deienno@gmail.com -> yolanda ::
2014-04-30 16:27:14 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br ::
2014-05-05 12:57:52 :: tereza@sid.inpe.br :: -> 2014
2014-05-05 14:01:45 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2014-10-20 16:56:10 :: administrator -> yolanda :: 2014
2014-10-22 11:19:47 :: yolanda -> tereza@sid.inpe.br :: 2014
2014-10-22 11:20:02 :: tereza@sid.inpe.br -> administrator :: 2014
2022-03-15 19:34:07 :: administrator -> :: 2014
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavemigração planetária
satélites planetários
evolução orbital
Saturno
Urano
planetary migration
planetary satellites
orbital evolution
Saturn
Uranus
ResumoNo Modelo de Nice é aceito que os satélites regulares resistiram à migração planetária sendo que os irregulares foram capturados durante a fase de instabilidade do Sistema Solar. Este problema foi exaustivamente estudado por nós, em particular para o sistema de Urano (satélites equatoriais). O que se observou é que, qualitativamente e estatisticamente isso se verifica, no entanto, a configuração resultante, pós migração, apresenta inclinações e excentricidades, difíceis de serem explicadas se comparadas com os valores atuais observados nos satélites regulares. Neste projeto daremos continuidade ao estudo feito em Urano, mas agora considerando que os satélites poderiam ter se formado no plano local de Laplace, e não no equador. Paralelamente, será feita a extensão também para o planeta Saturno, visando um estudo comparativo dos sistemas de Urano e Saturno. Trabalhos recentes sugerem que a obliquidade de Saturno não seria primordial. Assim, também enfatizaremos o efeito da obliquidade de Saturno na dinâmica de seus satélites (em especial Titan, Hyperion e Iapetus). Neste projeto também estuda-se alguns processos pós migração do Modelo de Nice que possibilitariam o decaimento das inclinações e das excentricidade de forma a reproduzir os valores reais de hoje (dado que, como dito acima, no mestrado encontramos configurações pós migração muito diferentes das atuais). ABSTRACT: In the Nice model is accepted that the regular satellites resisted to planetary migration and the irregulars were captured during the instability phase of the Solar System. Such problem was exhaustively studied by us, in particular to the system of Uranus (equatorial satellites). Was observed that, qualitatively and statistically, it verifies. However, the resulting configuration after the migration presents inclinations and eccentricities hard to be explained if compared with the current observed values of the regular satellites. In this project, we continue the study done in Uranus, but now, considering that the satellites could be formed on the local Laplace plane, not the equator. At the same time, will be also done the extension to planet Saturn, attempting to a comparative study of the systems of Uranus and Saturn. Recent works suggest that the obliquity of Saturn is not primordial. So, we will emphasize the effect of Saturns obliquity on the dynamics of its satellites as well (specially Titan, Hyperion, and Iapetus). Still in this project, we study some of the post migrational process of the Nice model that would make possible the decai of the orbital inclinations and eccentricities, in a such way to reproduce the current values.
ÁreaETES
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6. Notas
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