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Data e hora local de busca: 18/04/2024 04:12.
1. Identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Revista Científica (Journal Article)
Siteplutao.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W/3KN33Q8
Repositóriosid.inpe.br/plutao/2015/12.04.13.49   (acesso restrito)
Última Atualização2015:12.10.11.13.24 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/plutao/2015/12.04.13.49.01
Última Atualização dos Metadados2021:07.28.22.22.43 (UTC) administrator
DOI10.1088/1742-6596/641/1/012027
ISSN1742-6588
Rótulolattes: 0088337156908774 1 Rocco:2015:GrDiGe
Chave de CitaçãoRocco:2015:GrDiGe
TítuloGravitational disturbances generated by the Sun, Phobos and Deimos in orbital maneuvers around Mars with automatic correction of the semi-major axis
Ano2015
Data de Acesso18 abr. 2024
Tipo de Trabalhoconference paper
Tipo SecundárioPRE PI
Número de Arquivos1
Tamanho1021 KiB
2. Contextualização
AutorRocco, Evandro Marconi
Identificador de Curriculo8JMKD3MGP5W/3C9JH37
GrupoDMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
AfiliaçãoInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autorevandro.rocco@inpe.br
RevistaJournal of Physics: Conference Series
Volume641
Páginas012027
Nota SecundáriaB2_INTERDISCIPLINAR B2_ENGENHARIAS_III B3_MEDICINA_II B3_GEOCIÊNCIAS B4_MATERIAIS B4_ENGENHARIAS_II B4_BIOTECNOLOGIA C_QUÍMICA C_MATEMÁTICA_/_PROBABILIDADE_E_ESTATÍSTICA C_ENGENHARIAS_IV C_ECONOMIA C_ASTRONOMIA_/_FÍSICA
Histórico (UTC)2015-12-04 13:49:01 :: lattes -> administrator ::
2021-07-28 22:22:43 :: administrator -> simone :: 2015
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteúdoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-ChaveAstrodynamics
Orbital Maneuvers
Orbital Transfer
ResumoThe objective of this work is to analyze orbital maneuvers of a spacecraft orbiting Mars, considering disturbance effects due to the gravitational attraction of the Sun, Phobos and Deimos, beyond the disturbances due to the gravitational potential of Mars. To simulate the trajectory, constructive aspects of the propulsion system were considered. Initially ideal thrusters, capable of applying infinite magnitude of the thrust, were used. Thus, impulsive optimal maneuvers were obtained by scanning the solutions of the Lamberts problem in order to select the maneuver of minimum fuel consumption. Due to the impossibility of applying an impulse, the orbital maneuver must be distributed in a propulsive arc around the position of the impulse given by the solution of the Lamberts problem. However the effect of the propulsive arc is not exactly equivalent to the application of an impulse due to the errors in magnitude and direction of applied thrust. Therefore, the influence of the thrusters capacity in the trajectory was evaluated for a more realistic model instead of the ideal case represented by the impulsive approach. Beyond the evaluation of the deviation in the orbital path, was considered an automatic correction of the semi-major axis using continuous low thrust controlled in closed loop to minimize the error in the trajectory after the application of the main thrust.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção anterior à 2021 > DIDMC > Gravitational disturbances generated...
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4. Condições de acesso e uso
Idiomapt
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5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhourlib.net/www/2011/03.29.20.55
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2021/02.11.18.06 2
sid.inpe.br/mtc-m21/2012/07.13.14.45.41 1
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; COMPENDEX; SCOPUS.
Acervo Hospedeirodpi.inpe.br/plutao@80/2008/08.19.15.01
6. Notas
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel e-mailaddress format isbn lineage mark month nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarykey session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url
7. Controle da descrição
e-Mail (login)simone
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1. Identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Siteplutao.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W/3P5TDGL
Repositóriosid.inpe.br/plutao/2017/06.21.20.39.09
Repositório de Metadadossid.inpe.br/plutao/2017/06.21.20.39.10
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.16.41 (UTC) administrator
Rótulolattes: 0088337156908774 1 RoccoGonçMora:2017:OrMaNo
Chave de CitaçãoRoccoGonçMora:2017:OrMaNo
TítuloOrbital maneuvers in the non-central gravitational field of Phobos perturbed by the gravitational attraction due Mars, Sun and Deimos
FormatoDVD
Ano2017
Data de Acesso18 abr. 2024
Tipo SecundárioPRE CI
2. Contextualização
Autor1 Rocco, Evandro Marconi
2 Gonçalves, Liana Dias
3 Moraes, Rodolpho Vilhena de
Identificador de Curriculo1 8JMKD3MGP5W/3C9JH37
Grupo1 DIDMC-CGETE-INPE-MCTIC-GOV-BR
2 CMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 evandro.rocco@inpe.br
2 liana.
Nome do EventoAAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, 27
Localização do EventoSan Antonio
Data05-09 Feb.
Editora (Publisher)American Astronautical Society (AAS)
Título do LivroProceedings
Histórico (UTC)2017-06-29 17:14:44 :: lattes -> administrator :: 2017
2017-07-23 10:07:30 :: administrator -> lattes :: 2017
2017-12-11 11:33:02 :: lattes -> administrator :: 2017
2021-02-11 18:16:41 :: administrator -> simone :: 2017
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteúdoExternal Contribution
Palavras-ChaveAstrodynamics
Orbital Maneuvers
Orbital Perturbation
ÁreaETES
Arranjo 1urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Orbital maneuvers in...
Arranjo 2urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção anterior à 2021 > DIDMC > Orbital maneuvers in...
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4. Condições de acesso e uso
Idiomaen
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5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
8JMKD3MGPCW/446AF4B
URL (dados não confiáveis)http://www.space-flight.org/docs/2017_winter/2017_winter.html
Acervo Hospedeirodpi.inpe.br/plutao@80/2008/08.19.15.01
6. Notas
Campos Vaziosabstract archivingpolicy archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi e-mailaddress edition editor isbn issn lineage mark mirrorrepository nextedition notes numberoffiles numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project publisheraddress rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarykey secondarymark serieseditor session shorttitle size sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype type usergroup versiontype volume
7. Controle da descrição
e-Mail (login)simone
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1. Identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Sitemarte3.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZ3r59YCT/GUm2q
Repositóriosid.inpe.br/iris@1905/2005/07.29.04.08
Última Atualização2017:12.06.14.35.49 (UTC) marciana
Repositório de Metadadossid.inpe.br/iris@1905/2005/07.29.04.08.45
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.22.42 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-8039-PRE/3855
Rótulo7373
Chave de CitaçãoPradoViei:1998:OrMaUs
TítuloOrbital maneuvers using gravitational capture
Ano1998
Data Secundária19961017
Data de Acesso18 abr. 2024
Tipo SecundárioPRE CN
Número de Arquivos2
Tamanho3167 KiB
2. Contextualização
Autor1 Prado, Antonio Bertachini de Almeida
2 Vieira Neto, Ernesto
Grupo1 DMC-INPE-MCT-BR
Nome do EventoCongresso Nacional de Matemática Aplicada e Computacional (CNMAC), 21
Localização do EventoCaxambu
Data14-18 set. 1998
Histórico (UTC)2014-09-29 15:13:36 :: administrator -> marciana :: 1998
2015-11-10 13:14:34 :: marciana -> administrator :: 1998
2016-06-04 23:04:49 :: administrator -> marciana :: 1998
2017-12-06 14:35:49 :: marciana -> administrator :: 1998
2021-02-11 18:22:42 :: administrator -> marciana :: 1998
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteúdoExternal Contribution
Palavras-ChaveENGENHARIA E TECNOLOGIA APLICADA
astrodinâmica
trajetorias espaciais
mecânica celeste
manobras orbitais
astrodynamics
spacecraft trajectories
celestial mechanics
orbital maneuvers
ResumoThe objective of this paper is to study the problem of gravitational capture in the regularized restricted three-body problem. A gravitational capture occurs when a massless particle changes its two-body energy around one celestial body from positive to negative without the use of non-gravitational forces. We studied the importance of several of the parameters involved for a capture in the Earth-Moon system, including the time required for the capture and the effects of the periapse distance. Then, we generalize those results for other binary systems, like the Sun-Earth, Sun-Mars and Sun-Jupiter systems. Next, we cover the whole interval of the mass parameter (the mass ratio of the two primaries) and we study the gravitational capture in the interval 0.0 < < 0.5. The elliptical restricted problem is also considered as an option for the model.
ÁreaETES
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Arquivo Alvo1998_prado.PDF
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5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/banon/2001/04.03.15.36
6. Notas
Campos Vaziosaffiliation archivingpolicy archivist booktitle callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi e-mailaddress edition editor electronicmailaddress format isbn issn language lineage mark mirrorrepository nextedition notes numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project publisher publisheraddress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype type url versiontype volume
7. Controle da descrição
e-Mail (login)marciana
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1. Identificação
Tipo de ReferênciaCapítulo de Livro (Book Section)
Sitemarte3.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZ3r59YCT/H3EsN
Repositóriosid.inpe.br/iris@1905/2005/08.03.22.37   (acesso restrito)
Última Atualização2018:01.02.11.40.23 (UTC) marciana
Repositório de Metadadossid.inpe.br/iris@1905/2005/08.03.22.37.26
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.09.52 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE-9236-PRE/4908
Rótulo10158
Chave de CitaçãoPradoViei:2002:OrMaUs
TítuloOrbital maneuvers using gravitational capture
FormatoISBN:85-900351-3-1
Ano2002
Data Secundária20020511
Data de Acesso18 abr. 2024
Tipo SecundárioPRE LN
Número de Arquivos1
Tamanho299 KiB
2. Contextualização
Autor1 Prado, Antonio fernando Bertachini de Almeida
2 Vieira, Ernesto
Grupo1 DMC-INPE-MCT-BR
EditorBalthazar, José Manoel
Gonçalves, Paulo Batista
Brasil, Reyolando M. F. L. R. F. .
Título do LivroNonlinear dynamics, chaos, control and their applications to engineering sciences
Editora (Publisher)ABCM;SBMAC
Páginascap. 8, 109-128
Título da SérieNonlinear dynamics, chaos, control and their applications to engineering sciences
Histórico (UTC)2014-09-29 15:09:01 :: administrator -> marciana :: 2002
2018-01-02 11:40:23 :: marciana -> administrator :: 2002
2021-02-11 18:09:52 :: administrator -> :: 2002
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteúdoExternal Contribution
Palavras-ChaveENGENHARIA E TECNOLOGIA ESPACIAL
gravitational
capture
three-body problem
ResumoThe objective of this paper is to study the problem of gravitational capture in the regularized restricted three-body problem. A gravitational capture occurs when a massless particle changes its two-body energy around one celestial body from positive to negative without the use of non-gravitational forces. We studied the importance of several of the parameters involved for a capture in the Earth -Moon system, including the time required for the capture and the effects of the periapse distance. Then, we generalize those results for other binary systems, like the Sun-Earth, Sun-Mars and Sun-Jupiter systems. Next, we cover the whole interval of the mass parameter micro (the mass ratio of the two primaries)and we study the gravitational capture in the interval 0.0 < micro< 0.5. The elliptical restricted problem is also considered as an option for the model.
ÁreaETES
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4. Condições de acesso e uso
Arquivo Alvo9236.pdf
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5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/banon/2001/04.03.15.36
6. Notas
Campos Vaziosaffiliation archivingpolicy archivist callnumber city copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi e-mailaddress edition electronicmailaddress isbn issn language lineage mark mirrorrepository nextedition notes numberofvolumes orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype translator url versiontype volume

1. Identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Revista Científica (Journal Article)
Sitemtc-m16.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZsFDuKxG/AuKkD
Repositóriosid.inpe.br/marciana/2003/12.18.15.02   (acesso restrito)
Última Atualização2014:05.21.17.49.52 (UTC) marciana
Repositório de Metadadossid.inpe.br/marciana/2003/12.18.15.02.02
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.10.17 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE--PRE/
DOI10.1016/S0273-1177(03)00176-5
ISSN0273-1177
Chave de CitaçãoWinterVieiPrad:2003:OrMaUs
TítuloOrbital maneuvers using gravitational capture times
ProjetoFAPESP (98/15025-7); CNPq (300347/01-4).
Ano2003
MêsApril
Data de Acesso18 abr. 2024
Tipo de Trabalhojournal article
Tipo SecundárioPRE PI
Número de Arquivos1
Tamanho2231 KiB
2. Contextualização
Autor1 Winter, Othon Cabo
2 Vieira-Neto, Ernesto
3 Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida
Grupo1
2
3 DMC-INPE-MCT-BR
Afiliação1 UNESP
2 UNESP
3 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 ocwinter@feg.unesp.br
2 ernesto@feg.unesp.br
3 prado@dem.inpe.br
RevistaAdvances in Space Research
Volume31
Número8
Páginas2005-2010
Histórico (UTC)2013-09-02 19:28:27 :: administrator -> marciana :: 2003
2014-05-21 17:49:52 :: marciana -> administrator :: 2003
2021-02-11 18:10:17 :: administrator -> :: 2003
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteúdoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-Chaveorbital maneuvers
gravitational capture times
artificial satellites
ResumoArtificial satellites around the Earth can be temporarily captured by the Moon via gravitational mechanisms. How long the capture remains depends on the phase space region where the trajectory is located. This interval of time (capture time) ranges from less than one day (a single passage), up to 500 days, or even more. Orbits of longer times might be very useful for certain types of missions. The advantage of the ballistic capture is to save fuel consumption in an orbit transference from around the Earth to around the Moon. Some of the impulse needed in the transference is saved by the use of the gravitational forces involved. However, the time needed for the transference is elongated from days to months. In the present work we have mapped a significant part of the phase space of the Earth-Moon system, determining the length of the capture times and the origin of the trajectory, if it comes from the Earth direction, or from the opposite direction. Using such map we present a set of missions considering the utilization of the long capture times.
ÁreaETES
Arranjourlib.net > BDMCI > Fonds > Produção anterior à 2021 > DIDMC > Orbital maneuvers using...
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4. Condições de acesso e uso
Idiomaen
Arquivo Alvo1-s2.0-S0273117703001765-main.pdf
Grupo de Usuáriosadministrator
Grupo de Leitoresadministrator
marciana
Visibilidadeshown
Política de Arquivamentodenypublisher denyfinaldraft24
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Permissão de Atualizaçãonão transferida
5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/446AF4B
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2021/02.11.18.06 1
URL (dados não confiáveis)http://dx.doi.org/10.1016/S0273-1177(03)00176-5
DivulgaçãoWEBSCI; PORTALCAPES; MGA; COMPENDEX.
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/banon/2003/08.15.17.40
6. Notas
Campos Vaziosalternatejournal archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel e-mailaddress format isbn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype

1. Identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Evento (Conference Proceedings)
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3KH6J52
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2015/11.04.15.00
Última Atualização2015:11.04.15.01.30 (UTC) administrator
Repositório de Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2015/11.04.15.00.52
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.19.55 (UTC) administrator
Chave SecundáriaINPE--PRE/
Chave de CitaçãoGonçalvesRoccMora:2015:OrMaLu
TítuloOrbital maneuvers of a lunar artificial satellite, under the action of gravitational and non-gravitational perturbation forces
Ano2015
Data de Acesso18 abr. 2024
Tipo SecundárioPRE CI
Número de Arquivos1
Tamanho323 KiB
2. Contextualização
Autor1 Gonçalves, Liana Dias
2 Rocco, Evandro Marconi
3 Moraes, Rodolpho Vilhena de
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JH37
Grupo1 CMC-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
2 DMC-ETE-INPE-MCTI-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
3 Universidade Federal de São Paulo (UNIFESP)
Endereço de e-Mail do Autor1 lianadgon@gmail.com
2 evandro.rocco@inpe.br
3 rodolpho.vilhena@gmail.com
Nome do EventoInternational Symposium on Space Flight Dynamics, 25
Localização do EventoMunich, Germany
Data19-23 Oct.
Título do LivroProceedings
Histórico (UTC)2015-11-04 15:00:52 :: simone -> administrator ::
2021-02-11 18:19:55 :: administrator -> simone :: 2015
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteúdoExternal Contribution
Tipo de Versãofinaldraft
Palavras-ChaveAstrodynamics
Orbital Maneuvers
Continuous Thrust
Perturbations
ResumoThe objective of this study is to analyze the orbital maneuvers of an artificial satellite around the Moon surface subject to perturbative forces of gravitational and not gravitational origin, such as lunar gravitational potential, gravitational attraction of the Earth and the Sun, lunar albedo and solar radiation pressure. Optimal maneuvers were obtained from the Lambert's problem solution (Two Point Boundary Value Problem) in order that is minimized the fuel consumption. Then a selected maneuver was simulated assuming a more realistic model of the propulsion system. For both cases is analyzed the actions of thrusters, fuel consumption and deviations in the orbital elements that characterize the lunar orbit of artificial satellite. The deviation is obtained by a comparison between the actual state and the reference state of the vehicle at each step of the simulation. The actual state is calculated every step of the simulation and the reference state is determined considering the desired final orbital elements for the trajectory.
ÁreaETES
Arranjo 1urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > CMC > Orbital maneuvers of...
Arranjo 2urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção anterior à 2021 > DIDMC > Orbital maneuvers of...
Conteúdo da Pasta docacessar
Conteúdo da Pasta sourcenão têm arquivos
Conteúdo da Pasta agreement
agreement.html 04/11/2015 13:00 1.0 KiB 
4. Condições de acesso e uso
URL dos dadoshttp://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3KH6J52
URL dos dados zipadoshttp://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34P/3KH6J52
Grupo de Usuáriossimone
Grupo de Leitoresadministrator
simone
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Permissão de Leituraallow from all
Permissão de Atualizaçãonão transferida
5. Fontes relacionadas
Repositório Espelhourlib.net/www/2011/03.29.20.55
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
8JMKD3MGPCW/446AF4B
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/mtc-m21/2012/07.13.14.45.41 2
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
6. Notas
Campos Vaziosarchivingpolicy archivist callnumber copyholder copyright creatorhistory descriptionlevel dissemination doi e-mailaddress edition editor format isbn issn label language lineage mark nextedition notes numberofvolumes orcid organization pages parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress project publisher publisheraddress rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark serieseditor session shorttitle sponsor subject targetfile tertiarymark tertiarytype type url volume
7. Controle da descrição
e-Mail (login)simone
atualizar 

1. Identificação
Tipo de ReferênciaArtigo em Revista Científica (Journal Article)
Siteplutao.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador8JMKD3MGP3W/3TEP98S
Repositóriosid.inpe.br/plutao/2019/06.10.13.44.48   (acesso restrito)
Última Atualização2019:06.13.16.24.32 (UTC) simone
Repositório de Metadadossid.inpe.br/plutao/2019/06.10.13.44.49
Última Atualização dos Metadados2021:02.11.18.11.36 (UTC) administrator
DOI10.1007/s40295-019-00156-5
ISSN0021-9142
Rótulolattes: 7340081273816424 2 Murcia-PiñerosPrad:2019:ApImAe
Chave de CitaçãoMurciaPiñerosPrad:2019:ApImAe
TítuloApplication of impulsive aero-gravity assisted maneuvers in Venus and Mars to change the orbital inclination of a spacecraft
Ano2019
Data de Acesso18 abr. 2024
Tipo de Trabalhojournal article
Tipo SecundárioPRE PI
Número de Arquivos1
Tamanho2102 KiB
2. Contextualização
Autor1 Murcia Piñeros, Jhonathan Orlando
2 Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida
Identificador de Curriculo1
2 8JMKD3MGP5W/3C9JGJA
Grupo1 CMC-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR
2 DIDMC-CGETE-INPE-MCTIC-GOV-BR
Afiliação1 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
2 Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
Endereço de e-Mail do Autor1 jhonathan.pineros@inpe.br
2 antonio.prado@inpe.br
RevistaJournal of the Astronautical Sciences
Volume1
Páginas1-19
Nota SecundáriaB1_ENGENHARIAS_III B5_ASTRONOMIA_/_FÍSICA
Histórico (UTC)2019-06-10 13:44:49 :: lattes -> administrator ::
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2021-02-11 18:11:36 :: administrator -> simone :: 2019
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Tipo do ConteúdoExternal Contribution
Tipo de Versãopublisher
Palavras-ChaveAstrodinâmica
Astrodynamics
Swing-By
Manobras Orbitais
ResumoThse powered aero-gravity-assist is an orbital maneuver that combines three basic components: a gravity-assist with a passage by the atmosphere of the planet during the close approach and the application of an impulse during this passage. The mathematical model used to simulate the trajectories is the Restricted Three-Body Problem including the terms coming from the aerodynamic forces. The present paper uses this type of maneuver considering that the trajectory of the spacecraft is in the ecliptic plane and the presence of the atmospheric Drag and Lift forces. The maneuver in the ecliptic plane can be done due to technologies that provides spacecraft with high values for the Lift to Drag ratio. The main advantage is that this maneuver allows the modification of the semi-major axis of the orbit of the spacecraft using the gravity of the planet and, at the same time, to change the inclination, using the high Lift that is perpendicular to the ecliptic plane. So, it is a combined maneuver that changes two important orbital parameters at the same time. The Lift is applied orthogonal to the initial orbital plane to generate an inclination change in the trajectory of the spacecraft, which is a very expensive maneuvers when made using propulsion systems. The Lift to Drag ratio used in the present paper goes up to 9.0, because there are vehicles, like waveriders, designed to have these values. When the spacecraft is passing by the periapsis of its orbit, an instantaneous impulse is applied to increase or decrease the variation of energy given by the aero-gravity-assist maneuver. The planets Venus and Mars are selected to be the bodies for the maneuver, due to their atmospheric density and strategic location in the Solar System to provide possible uses for future missions. Results coming from numerical simulations show the maximum changes in the inclination obtained by the maneuvers, as a function of the approach angle and direction of the impulse; the Lift to Drag ratio and the ballistic coefficient. In the case of Mars, inclination changes can be larger than 13°, and for Venus larger than 21°. The energy and inclination variations are shown for several selected orbits. The powered aero-gravity-assist maneuver generates inclination changes that are higher than the ones obtained from the powered maneuver and/or the aero-gravity maneuver.
ÁreaETES
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4. Condições de acesso e uso
Idiomaen
Arquivo AlvoMurcia-Piñeros-Prado2019_Article_ApplicationOfImpulsiveAero-Gra.pdf
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5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F2UALS
8JMKD3MGPCW/446AF4B
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2021/02.11.18.06 2
DivulgaçãoWEBSCI
Acervo Hospedeirodpi.inpe.br/plutao@80/2008/08.19.15.01
6. Notas
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7. Controle da descrição
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