Dissertação
{pt_PT=Low-thrust orbit transfers between two-body Keplerian orbits} {} EVALUATED
{pt=Em órbita, os satélites descrevem órbitas Keplerianas em torno de um corpo primário. Contudo, por vezes, pode ser necessário alterar as suas trajetórias e, portanto, transferi-los para outras órbitas. Uma mudança de trajetória implica uma mudança na velocidade do veículo espacial, controlada acionando os pequenos propulsores que este possui. Nesta tese de mestrado, para controlar a direção dos gases de escape dos propulsores, considerámos manobras não-impulsivas e, em particular, transferências low-thrust. Estas transferências implicam uma taxa constante e bastante longa de combustão dos gases de escape e podem ser iniciadas em qualquer instante de tempo independentemente da posição do satélite. Estes dois aspetos representam melhorias significativas relativamente às transferências de Hohmann, que são realizadas essencialmente no apoapsis e periapsis da órbita inicial. Foi desenvolvido um novo algoritmo para transferências entre duas órbitas Keplerianas no mesmo plano. Para isso, controlámos as constantes de movimento do problema de Kepler: os vetores momento angular e Laplace-Runge-Lenz e a energia efetiva do satélite, usando um controlo do tipo bang-bang. As órbitas inicial e final são Keplerianas e completamente definidas pelos valores destas constantes. As transferências foram simuladas para órbitas elípticas, circulares e hiperbólicas com momento angular constante e energia efetiva variável, com energia efetiva constante e momento angular variável e com ambas estas grandezas variáveis. Para além disso, estudámos o caso particular de transferências entre duas órbitas circulares e usámos o vetor de Laplace-Runge-Lenz para rodar a orientação das linhas dos apsides., en=When on orbit, satellites describe Keplerian orbits around a primary body. However, it may be necessary to change their trajectory and, therefore, transfer them to other orbits. A change in the trajectory implies a change in spacecraft speed, which is done through the burning of its rocket engines. In this master thesis, for the maneuvering of the thrusters exhaust direction, we considered non-impulsive maneuvers and, in particular, low-thrust transfers. These transfers imply a constant and long burn fires and can be applied at any instant of time regardless of the satellite position. These two aspects represent significant improvements over Hohmann transfers, which are essentially performed at the apoapsis and at the periapsis of the initial orbit. We developed a new algorithm for plane transfers, i.e., a general satellite transfer between two Keplerian orbits in the same plane. To do this, we controlled the constants of motion of the Kepler problem: angular momentum and Laplace-Runge-Lenz vectors and effective energy, using a bang-bang type control. The initial and final orbits are Keplerian and are completely defined by the values of these constants. We simulated transfers between elliptical, hyperbolic and circular orbits with constant angular momentum, with constant effective energy and with both variable angular momentum and effective energy. Furthermore, we studied a particular case of transfers: between two circular orbits, and used LaplaceRunge-Lenz vector to rotate the orientation of the lines of apsides.}
dezembro 21, 2020, 11:0
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