Este trabalho trata da determinação preliminar da órbita de um satélite com um receptor GPS a bordo. O método proposto, baseado no Filtro de Kalman Discreto, usa quatro medidas da pseudodistância e da sua variação temporal. O programa computacional ASAP da JPL é utilizado para simular as órbitas dos 24 satélites GPS e do satélite usuário. Para modelo do sistema, foi considerada uma órbita kepleriana. As equações de medida foram determinadas em função dos elementos orbitais dos quatro satélites GPS e do satélite usuário. Duas versões do Filtro de Kalman Discreto Linearizado foram implementadas: uma convencional, envolvendo inversão de matrizes, e a outra de forma seqüencial. A solução numérica foi analisada para os seis parâmetros orbitais do satélite usuário e para o erro de seu relógio. Os dados da órbita simulada são comparados com os dados do filtro a fim de verificar a precisão da solução numérica.

O estudo analítico das trajetórias espaciais ótimas em um campo gravitacional gerado por um elipsóide (campo não-central) e consideravelmente mais difícil que o estudo relativo às trajetórias em campo central Newtoniano. A existeência de uma estrutura "canônica generalizada"permite, no entanto, empregar os métodos de perturbações baseados em séries de Lie, em particular o método de Hori, na determinação de soluções formais de primeira ordem. Expressões descrevendo a evolução do "vetor fundamental"são apresentadas para diversos tipos de arcos balísticos (circulares, elípticos, equatoriais, não-equatoriais....etc) As transferências impulsivas entre órbitas quase-circulares-equatoriais próximas e as transferências de pequenas amplitudes entre órbitas quase-circulares utilizando os sistemas de potência limitadas e baixo empuxe são analisadas em detalhes.

O presente trabalho apresenta um algoritmo e procedimentos para a obtenção de parâmetros orbitais e determinação preliminar de órbitas, a partir de dados de posição fornecidos por radar. Utiliza-se um modelo simplificado, baseado no problema dos dois corpos, que envolve a resolução de um problema de valor de contorno em dois pontos através do método de Gauss. Uma propagação de órbita simplificada é efetuada considerando-se apenas as variações seculares devidas aos efeitos perturbadores do achatamento da Terra. Assim, as observações obtidas pelo radar são processadas seqüencialmente e a órbita determinada e/ou propagada através de soluções analíticas, evitando-se a integração numérica. Os resultados dos testes realizados sob condições simuladas, e por comparação com parâmetros previamente conhecidos, indicam a viabilidade da utilização do algoritmo proposto, em sistemas autônomos de determinação de órbita.

Este trabalho trata do desenvolvimento e aplicação dos Métodos do Gradiente e do Gradiente Conjugado para otimização de trajetórias espaciais. A teoria correspondente é apresentada em detalhes. Ambos os métodos são aplicados à vários problemas clássicos de controle ótimo e a problemas de transferências interplanetárias, considerando sistemas de empuxo constante e também de potência limitada e baixo empuxo. Os resultados numéricos obtidos de cada um dos métodos são comparados e analisados.

A partir da formulação geral do geopotencial que envolve a anomalia média e os coeficientes de Hansen (função da excentricidade) procuramos um núcleo integrável para as equações do movimento do sistema dinâmico com ressonância. Estas equações admitem o estudo de ressonâncias de comensurabilidade qualquer entre a freqüência do movimento médio do satélite e a rotação da Terra. Introduzindo algumas hipóteses no geopotencial, que implicam no estudo isolado de cada ângulo crítico, encontramos duas integrais primeiras que tornam o sistema de equações diferenciais integrável. Este estudo só é possível devido às fórmulas de recorrência para os coeficientes de Hansen que permitem utilizá-los, sem desenvolvê-los em potências da excentricidade. O resultado torna-se interessante à medida que mostra a possibilidade de se trabalhar analiticamente, o que resulta numa série de facilidades, com sistemas ressonantes em altas excentricidades. Uma exploração numérica para órbitas com excentricidade até 0,9 encerra este trabalho dando uma visão qualitativa das possibilidades que se abrem a partir deste modelo analítico.

Neste trabalho é mostrado um quadro geral de possibilidades de movimento num plano representativo para o espaço de fase quadrimensional associado ao problema restrito de três corpos médio plano, na vizinhança da ressonância 3:1. Isto é obtido através de sucessivas intersecções de trajetórias com o referido plano sobre várias curvas de energia constante. As trajetórias não caóticas estão relacionadas a pontos que podem ser considerados fixos no plano representativo. A interpretação destes pontos é feita a partir de secções de Poincaré representadas em termos de excentricidade e longitude do perihélio, cujas trajetórias correspondem a libração internas ou externas e circulações com relação ao referido ângulo. A identificação de asteróides reais sobre o plano representativo é realizada e mostra que estes estão sempre localizados em regiões de curvas invariantes. Além disto, é apresentado um modelo qualitativo integrável usando parte do hamiltoniano mádio elíptico, que embora não seja suficiente para descrever a dinâmica da ressonânica 3:1, constitui uma generalização do modelo circular plano.

O presente trabalho visa pesquisar a existência da estabilidade nos pontos de equilíbrio dos satélites de baixa altitude, sujeitos à ação dos torques gravitacional e aerodinâmico. O satélite em estudo encontra-se em uma órbita circular, sujeito à força de arrasto aplicada em seu centro de pressão e no sentido oposto a sua velocidade. Os pontos de equilíbrio estáveis são obtidos através do estudo da equação do equilíbrio e da equação característica do sistema, utilizando-se o critério de Routh Hurwitz. A utilização dos parâmetros x e y, que relacionam os momentos principais de inércia do satélite, permitem a apresentação das regiões de estabilidade no plano x e y, ou seja, cada um dos pontos que formam essas regiões representa uma distribuição de massa de um satélite em equilíbrio estável. O estudo foi dividido em três casos, buscando demonstrar a influência sobre a estabilidade devido a variação do posicionamento do centro de pressão: o ponto em que a resultante do arrasto é aplicada. Para isto, foi utilizada a abordagem numérica, o que tornou possível a apresentação dos resultados.

O uso de sistemas de posicionamento por satélite vem se tornando uma necessidade mundial cada vez mais importante em termos comerciais e militares. O Plano Nacional de Defesa brasileiro, publicado em 2008 por meio de Decreto Presidencial, estabelece que o Ministério da Defesa e o Ministério da Ciência e Tecnologia promoverão medidas com vistas a garantir a autonomia de produção, lançamento, operação e reposição de sistemas espaciais, inclusive por meio de atividades de capacitação de pessoal nas áreas de concepção, projeto, desenvolvimento e operação de sistemas espaciais. O Decreto prevê o desenvolvimento de alternativas nacionais aos sistemas de localização e de posicionamento dos quais o Brasil depende, para fins de monitoramento e controle. Ainda, o desenvolvimento de tecnologia de determinação de coordenadas geográficas a partir de satélites é listado como prioridade para o setor aeroespacial do Brasil nesse Plano. Esta dissertação objetiva propor uma configuração de segmento espacial para um Sistema Brasileiro de Posicionamento por Satélites. Essa configuração representa um importante passo num projeto preliminar para o mesmo, devendo ser selecionadas as características de órbita para os satélites empregados no sistema. Utilizando cálculos baseados em Astrodinâmica e mediante restrições calculadas para a operação dos satélites, são apresentados dados para fundamentação da seleção e dimensionamento do segmento espacial do Sistema.

Orientador: Othon Cabo Winter / Banca: Rafael Sfair de Oliveira / Banca: Felipe Bragda Ribas / Resumo: Ocultações estelares de Chariklo em 2013 revelaram algo que era desconhecido até o momento: anéis de partículas em torno de um corpo celeste do Sistema Solar diferente de um planeta. Este fato despertou o interesse da comunidade científica a respeito de assuntos como, por exemplo, o processo de formação desses anéis, por quanto tempo eles existirão, qual a probabilidade de corpos como o de Chariklo possuírem anéis ou ainda como eles se mantêm estáveis ao redor de um pequeno objeto, se comparado aos planetas. Neste trabalho estamos interessados em determinar o modelo físico de Chariklo através da manutenção da estrutura atual dos anéis. Acreditamos que este centauro é um corpo semelhante a um elipsoide, entretanto não sabemos com exatidão as dimensões de seus semieixos físicos a, b e c. As razões entre os valores destes semieixos resultam em diferentes valores para os termos de achatamento e elipticidade de Chariklo, que podem ser representados pelos termos J 2 e C 22 em seu potencial gravitacional. Além de determinar os limites para a forma de Chariklo, queremos também estudar quais são os efeitos que o achatamento e elipticidade do corpo central provocam na dinâmica das partículas dos anéis. Para isso, fizemos simulações numéricas usando um integrador que leva em conta os termos relacionados aos coeficientes J 2 e C 22 . O sistema que integramos é composto por Chariklo sendo orbitado por uma partícula com aproximadamente a mesma distância em que estão os anéis, fazendo uso d... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: Chariklo's stellar occultations in 2013 revealed something that was unknown to date: particle rings around a celestial body of the Solar system other than a planet. This fact has aroused the interest of the scientific community on issues such as the process of forming these rings, how long they will exist, how likely Chariklo bodies are to have rings or how stable they are around of a small object, compared to the planets. In this work we are interested in determining Chariklo's physical model by maintaining the current structure of the rings. We believe that this centaur is a body similar to an ellipsoid, but we do not know exactly the dimensions of its physical axes a, b, and c. The ratios between the values of these semi axes result in different values for the Chariklo flattening and ellipticity terms which can be represented by the terms J2 and C22 in its gravitational potential. In addition to determining the limits for the Chariklo form, we also want to study the effects of flattening and ellipticity on the dynamics of ring particles. For this, we did numerical simulations using an integrator that takes into account the terms related to the coefficients J2 and C22. The system we integrate is composed of Chariklo being orbited by a particle approximately the same distance as the rings, making use of the orbital osculating elements. The objective of these simulations was to reproduce the physical characteristics of the rings obtained through stellar occultations, however ... (Complete abstract click electronic access below) / Mestre

Orientador: Ernesto Vieira Neto / Coorientador: Antônio Delson Conceição de Jesus / Banca: Othon Cabo Winter / Banca: Cristiano Fiorilo de Melo / Resumo: Neste trabalho, estudamos o problema da viabilidade de missões espaciais em ambiente de detritos espaciais. Geralmente, um veículo espacial em curso de colisão com um detrito espacial é destruído ou danificado e tem sua missão prejudicada. A preservação destas missões depende da capacidade do satélite de evitar a colisão, como por exemplo, através de uma manobra orbital conhecida como manobra evasiva. Neste estudo, estabelecemos estratégias de manobras evasivas realizadas por um satélite através de um sistema de propulsão, cuja eficiência é medida por parâmetros tecnológicos. Os parâmetros tecnológicos são configurados no planejamento da missão, e descrevem a quantidade de combustível a bordo e a capacidade de expelir propelente do sistema de propulsor. As manobras evasivas foram estudadas para serem aplicadas de tal forma que o satélite escape do detrito espacial sem a evasão da sua órbita nominal de missão, e para este objetivo, incluímos uma propulsão de controle e tratamos o sistema de propulsão como uma perturbação na órbita do satélite. Também foi estabelecido, para realizar manobras evasivas econômicas, uma propulsão que é ligada em uma fração do tempo total disponível para a manobra. Esta fração de tempo é definida como um tempo de pulso de propulsão. As manobras evasivas são estudadas por simulações numéricas da dinâmica de um detrito e um veículo espacial sob a ação da força gravitacional da Terra e de perturbações orbitais oriundas de um sistema de propulsão e da atmosfera da Terra. Nestas simulações calculamos as condições de colisão do detrito e do satélite, que ocorrem ao redor da Terra, e utilizamos para criar catálogos de parâmetros tecnológicos acessíveis ao satélite para escapar destas colisões / Abstract: We studied the problem of the viability of space missions in debris environment space. Generally, a space vehicle in collision course with a space debris is destroyed or damaged and has impaired their mission. The preservation of these missions depends on the satellite capacity to avoid the collision, for example by an orbital maneuver known as evasive maneuver. In this study, we established strategies evasive maneuvers performed by a satellite via a propulsion system, whose efficiency is measured by technological parameters. Technological parameters are set in the planning of the mission, and describe the amount of fuel on board and the ability to expel propellant propulsion system. The evasive maneuvers were studied to be applied in such a way that the satellite escape the space debris without evasion of its nominal orbit mission, and for this purpose, include a propulsion control and treat the propulsion system as a disturbance in the orbit of satellite. It has also been established, to perform evasive maneuvers driven, propulsion which is connected at a fraction of the total time available for the maneuver. This fraction of time is defined as a propulsion pulse time. The evasive maneuvers are studied by numerical simulations of the dynamics of a debris and a vehicle space under the action of the Earth's gravitational and orbital perturbations arising from a propulsion system and the Earth's atmosphere. In these simulations calculate the debris of the collision conditions and the satellite, which occur around the Earth, and used to create technological parameters catalogs accessible to the satellite to escape these collisions / Mestre