Estudo de manobras para colocação de um satélite em uma órbita nominal

• Autor(a) principal: Luis Otávio Marchi
• Data de Publicação: 2017
• Tipo de documento: Dissertação
• Idioma: por
• Título da fonte: Biblioteca Digital de Teses e Dissertações do INPE
• Texto Completo: http://urlib.net/sid.inpe.br/mtc-m21b/2017/02.02.17.33

A injeção de um satélite em órbita normalmente é feita por um veículo lançador de múltiplos estágios. A fim de obter o melhor desempenho que ele possa oferecer e, consequentemente, tornar manobras espaciais menos dispendiosas, técnicas de otimização de trajetória tem sido um assunto de intensa pesquisa nas últimas décadas. Atualmente o mercado espacial demonstra uma forte tendência para o aprimoramento de satélites cada vez menores devido a miniaturização e aumento da eficiência dos componentes embarcados. Este trabalho tem por objetivo fazer um mapeamento inicial do domínio das órbitas possíveis de serem alcançadas por um veículo lançador de três estágios, levando em consideração apenas o seu movimento de translação nos três eixos. Inclui-se no equacionamento para o potencial gravitacional até o sexto harmônico zonal (J$_{6}$) além da presença do arrasto atmosférico e o efeito das forças de Coriolis e centrífuga. Expressões para cálculo dos versores de empuxo de cada estágio são obtidas para direcionar o foguete no plano de voo desejado. Em virtude do longo tempo de operação a qual se encontram os satélites SCD-1 e SCD-2 é realizado um estudo de caso, a fim de, avaliar a capacidade do Veículo Lançador de Microssatélites (VLM-1) em lançar um pequeno satélite substituto a partir do Centro de Lançamento de Alcântara (CLA). Várias simulações são realizadas variando a carga útil transportada. Em alguns casos, devido às limitações do VLM-1, é visto que as órbitas de injeção acabam por ser elípticas com perigeu baixo e sujeito a decaimento orbital por influência do arrasto. A fim de solucionar este problema três configurações de voo do segundo estágio do veículo são analisadas. Além disso, procura-se determinar a duração da fase de voo balística do lançador que minimiza o consumo de combustível gasto pelo satélite para realizar manobras de transferência de um ou dois impulsos para correção do semi-eixo maior e excentricidade.