Dissertação
{pt_PT=Orbit transfers between Keplerian orbits} {} EVALUATED
{pt=No contexto de Mecância Orbital, os satélites descrevem órbitas Keplerianas em torno de um corpo primário (por exemplo, um planeta ou o Sol). Dependendo da sua missão, pode ser necessário alterar a sua trajetória. Com este propósito, a trajetória do satélite é controlada acionando os propulsores que se encontram integrados no veículo espacial, e que exercem uma força de reação de acordo com a terceira lei de Newton. Nesta tese de mestrado, usando técnicas de Sistemas Dinâmicos, foi deduzida uma nova estratégia de controlo da direção dos gases de escape, que permite transferir um satélite entre quaisquer duas órbitas Keplerianas. As órbitas Keplerianas inicial e final são completamente definidas por diferentes valores das constantes escalares e vectoriais do problema de Kepler: energia, momento angular e vector de Laplace-Runge-Lenz. Durante as transferências, as órbitas deixam de ser Keplerianas e as constantes do movimento já não são invariantes. De forma a alcançar a órbita final desejada, o processo de controlo é conseguido pela variação das constantes do movimento ao longo das órbitas não-Keplerianas. Um aspecto importante desta nova técnica, é que, não tendo em conta o consumo energético envolvido no processo, a manobra pode ser iniciada em qualquer instante, e pode ser aplicada em manobras de baixa ou alta propulsão. Esta nova técnica é uma alternativa à transferência de Hohmann, onde as manobras são sobretudo iniciadas no apoapsis ou periapsis da órbita inicial. Como prova de conceito, foram realizadas simulações de várias transferências entre órbitas Keplerianas, elípticas, hiperbólicas e circulares. , en=In the context of Orbital Dynamics, satellites describe Keplerian orbits around a primary body (e.g. a planet, the Sun). Depending on their mission, it may be required to change their trajectory. For this purpose, the trajectory of the spacecraft is controlled by boosting the thrusters integrated in the spacecraft, that exert a reaction force according with Newton's third law. In this master thesis, using Dynamical Systems techniques, we have derived a new control strategy for the manoeuvring of the direction of the thrusters exhaust, that allows to transfer a satellite between any two Keplerian orbits in the same plane. The initial and final Keplerian orbits are completely defined by different values of the scalar and vectorial constants of motion of the Kepler problem: energy, angular momentum and Laplace-Runge-Lenz vector. During transfers, the orbits are non Keplerian, and the constants of motion are no longer invariant. In order to reach the target orbit, the control process is done by varying the constants of motion along the non-Keplerian orbits. An important aspect of this new technique is that, disregarding energy consumption, manoeuvring can be initiated at any instant of time, and can be applied to low-thrust or high-thrust orbital manoeuvres. This new technique is an alternative to the Hohmann transfer method, where main manoeuvres are essentially performed at the apoapsis and at the periapsis of the initial orbit. As a proof of concept, we simulate several orbit transfers between Keplerian orbits, elliptic, hyperbolic or circular. }
outubro 31, 2017, 16:0
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