A interação entre o Veículo Lançador de Satélites, VLS, e um micro-satélite embarcado é estudada. Procura-se determinar o envelope de acelerações que este micro-satélite irá suportar desde a ignição do lançador até a injeção final em órbita. O problema é estudado segundo a técnica de condensação e aproximação modal. Utiliza-se a base de Craig e Bampton para descrever o comportamento dinâmico de subestruturas de um veículo lançador de satélites. O interesse do trabalho está na determinação do envelope de acelerações que a base da Carga Útil embarcada no veículo lançador está sujeita desde a fase de lançamento, vôo atmosférico e injeção em órbita. Adota-se como resposta para a interação dinâmica entre o veículo lançador e a Carga Útil duas soluções que se superpõem: uma parte estática representando o movimento de conjunto como corpo rígido e uma parte dinâmica representando o movemento elástico relativo entre o veículo lançador e a Carga Útil. Como Carga Útil é proposto um modelo estrutural de um micro-satélite. Esse modelo servirá como referência para análises dinâmicas de quaisquer outros satélites que venham a ser lançados pelo veículo em pauta. Obtém-se como resultado final uma redução considerável da análise do problema quando comparado a uma análise completa através da técnica de elementos finitos em instantes específicos de vôo. Essa redução é particularmente evidenciada quando busca-se determinar a dinâmica de qualquer outro satélite através da similaridade com o satélite de referência proposto. Nesse caso somente operações matriciais simples e rápidas serão necessárias, evitando-se um novo estudo particular completo.

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.

No presente trabalho uma nova técnica de programação não-linear, um método da projeção estocástica do gradiente, é aplicada para guiagem e controle não-linear em três dimensões de veículos lançadores de satélites, utilizando um modelo massa-ponto para o veículo. A validade do procedimento numérico é testada pela resolução de um problema de transferência orbital com baixo empuxo. Soluções sub-ótimas são obtidas para a trajetória ascendente do Veículo Lançador de Satélites pela prametrização da história de controle. Os vínculos são precisamente satisfeitos e a capacidade de satelização obtida pelo procedimento é comparável à solução ótima, obtida por procedimentos indiretos. Um procedimento de guiagem e controle em malha fechada é proposto, visando minimizar os efeitos das incertezas e perturbações típicas nas quais está sujeito o veículo durante o vôo. É testada a operação de mudança de objetivo durante o vôo e a utilização de tempo de queima livre para o último estágio. É mostrada a viabilidade da operação em tempo real pela implementação da técnica de processamento paralelo.

O movimento rotacional de um satélite artificial é analisado, considerando or torques de gradiente e gravidade e de pressão de radiação solar direta. As variaveis de Andoyer são utilizadas para descrever o movimento rotacional do satélite, e as equações do movimento são dadas na forma canônica estendida. Um modelo para o torque devido à pressão de radiação solar direta é apresentado e seus componentes são determinadas no sistema de eixos principais de inércia do satélite. Uma aplicação particular é realizada para o caso de um satélite de forma cilíndrica com base circular, verificando-se que a componente no eixo principal de inércia Z do torque de pressão de radiação solar direta é nula. Utilizando o método de variação dos parâmetros, funções explícitas do tempo são obtidas para as variáveis de Andoyer quando a sombra da Terra não é considerada. A solução analítica mostra que as variáveis angulares são funções lineares e periódicas no tempo, mas as variáveis métricas sofrem apenas variações periódicas. Uma solução numérica também é determinada para as equações do movimento rotacional de um satélite cilíndrico de base circular hipotético. A comparação entre os resultados numérico e analítico mostra uma boa concordância para o intervalo de tempo considerado. Uma abordagem semi-analítica é proposta, utilizando a solução analítica para predizer a atitude do satélite quando a sombra da Terra é considerada.

O GPS (Global Posiotioning System) e um sistema de radio navegação por satélites. No enlace de comunicação entre o receptor do usuário e os satélites e empregada a "Técnica de Espalhamento Espectral" para obtenção de multi acesso, rejeição de interferências e, principalmente, para a determinação de distâncias. O objetivo deste trabalho e observar o emprego dessa técnica para o receptor GPS, analisando um circuito digital de rastreamento dosinal transmitido pelos satélites. E empregada a Técnica de Máxima Verossimilhança como forma de estruturação do circuito.

Esta trabalho consiste no desenvolvimento e teste em simulação de um software para integrar o GPS (Sistema de Posicionamento Global por Satélite) a um SNI (Sistema de Navegação Inercial). A fim de integrar os dois sistemas foi utilizado um Filtro Kalman Estendido (FKE), e o GPS foi considerado como um aucílio externo para o SNI. O filtro de Kalman foi utilizado para estimar os erros presentes na informação fornecida pelo SNI.

Este trabalho tem como objetivo a análise da aplicação de métodos formais para a modelagem e verificação de produtos de software embarcado para aplicações aeroespaciais de tempo-real. Como abordagem para modelagem, utilizam-se autômatos temporizados e a ferramenta UPPAAL. A verificação do modelo construído é realizada por meio da abordagem de model-checking, utilizando um conjunto de propriedades definidas em CTL que refletem os requisitos do sistema em análise. Particular ênfase é dada ao problema de verificação de requisitos de tempo no sistema em análise. Para tanto, a metodologia proposta inclui a modelagem não apenas do aplicativo de software mas também do sistema operacional que gerencia os diversos processos executados pelo software. Como estudo de caso utiliza-se o computador de bordo de um simulador de satélite com um grau de liberdade. Este estudo de caso inclui a determinação dos tempos utilizados para execução do software aplicativo e dos tempos utilizados pelo sistema operacional. Além da verificação dos requisitos de tempo do sistema, o estudo de caso apresenta uma análise de sensibilidade destes requisitos frente à variação de alguns parâmetros do sistema. Baseado nos resultados do estudo de caso, apontam-se as vantagens e limitações do uso da abordagem de model checking para verificação de sistemas de tempo real para aplicações aeroespaciais.

Este trabalho apresenta análises dinâmicas da estrutura preliminar do satélite universitário ITASAT-1. O satélite foi concebido como uma plataforma multimissão para aplicações científicas. A plataforma tem forma cúbica e o flange adaptador tem formato cilíndrico. O projeto do satélite prevê massa máxima de 100 kg e a mesma foi considerada nas análises numéricas de forma a atender requisitos de rigidez e de resistência mecânica. O satélite possui painéis solares fixos em todas as faces externas e a arquitetura mecânica interna consiste de um cilindro que liga o painel da base inferior à plataforma central. O veículo lançador escolhido como referência para os cálculos foi o PSLV da Índia. O manual do lançador traz uma série de requisitos a serem cumpridos pela estrutura do satélite e o requisito de frequências naturais mínimas foi o maior desafio da fase preliminar. Como não há experimento, foi adotado um fator de amortecimento modal mínimo. As análises estruturais foram executadas pelo método dos elementos finitos, mais especificamente, análise modal, resposta senoidal em frequência e resposta aleatória. Para as análises estão descritos os carregamentos utilizados e após a obtenção dos resultados destas, foi possível verificar o projeto preliminar da estrutura e definir as mudanças necessárias para se cumprir os requisitos do lançador. Especificamente, como resultados alcançados neste trabalho temos as frequências naturais do conjunto e as acelerações dos principais equipamentos embarcados como função da frequência de excitação. Para avaliar os resultados, foi proposta uma especificação de ambiente preliminar, entretanto observamos que as respostas obtidas violaram especificações propostas. Portanto, uma análise de sensibilidade foi realizada e um aumento no valor do fator de amortecimento modal foi necessário para poder atender as especificações.

Com o objetivo de especificar o Teste experimental de Balanço Térmico (TBT) para a Maquete Térmica, ou Termoestrutural (STM) do ITASAT-1 esse trabalho apresenta o desenvolvimento de um modelo para verificação, validação e refinamento do projeto de controle térmico deste programa de satélite. Os itens abordados são: aquisições de cargas térmicas preditas pelo do modelo numérico anteriormente concebido (onde, para sua utilização, é necessária uma seleção de casos críticos), a escolha de um circuito elétrico para ligação dos aquecedores, a especificação destes que cobrirão a superfície do STM, a distribuição de potencia por aquecedor sobre os painéis, a aplicações das cargas orbitais médias e transitórias, e a validação do modelo baseado na comparação das temperaturas previstas para o ambiente laboratorial (de TBT) por simulações com as temperaturas previstas para voo. Para que todas essas tarefas fossem possíveis, o modelo numérico do projeto térmico para voo foi aproveitado em grande parte. Foram excluídos alguns elementos do modelo original cujos itens físicos não farão parte do teste, previsto para ser realizado numa câmara de termovácuo, e foram adicionados os aquecedores. Essas modificações não trouxeram distorções significativas quanto à simulação dos casos críticos previstos para voo. Referindo-se à câmara, suas paredes negras e criogênicas simulam o espaço como sumidouro de calor e foram modeladas considerando-as como um cilindro com medidas internas de Ø1 x 1m e fechadas com duas tampas nas extremidades (topo e fundo). A condição de contorno foi ajustada inicialmente com uma temperatura fixa de 100K. Posteriormente foram introduzidos estudos comparativos para outra câmara com um tamanho de Ø3 x 3m. Uma variação na temperatura foi aplicada numa taxa de resfriamento das paredes de 1,0 e 1,2C por minuto para diminuição do tempo previsto para o teste. Os resultados com a câmara maior (Ø3 x 3m) ofereceram maior fidelidade ao modelo. Outras mudanças foram inseridas nas análises: nas propriedades termoópticas para oferecer outra opção para o teste, e no ajuste de valor para a condutância de contato dos aquecedores que apresentaram pouca diferença em comparação com o valor utilizado na simulação orbital para células solares. Também é apresentada no trabalho, uma sugestão de disposição física do satélite dentro da câmara e suporte para içamento. Finalmente é apresentado um perfil de teste com tempo de teste previsto para 34,7 horas, e as programações dos aquecedores as quais são apresentadas no Apêndice 2. Então, com todos esses pontos discutidos, foi possível ter uma boa visualização de previsão do arranjo para futura simulação experimental e validação do subsistema de controle térmico do projeto ITASAT-1.

A estimação de atitude e velocidade angular para um satélite pode ser realizada tanto por métodos instantâneos, quanto por de estimação recursiva de estado, que quando implementados com precisão restrita na representação das variáveis em ambiente embarcado, podem apresentar comportamentos adversos como consequência de erros de truncamento numérico no processamento embarcado. Neste contexto, o presente trabalho apresenta um estudo sobre o desempenho de cada um desses métodos de estimação de atitude e velocidade angular aplicados a 2 configurações distintas de satélites estabilizados em 3 eixos. A primeira configuração considera um satélite estabilizado por rotação dual, que utiliza como algoritmo estimador de atitude uma formulação do filtro estendido de Kalman (EKF), que sofre deveras com problemas de instabilidade numérica em ambiente embarcado 32 bits. São consideradas, então, quatro formulações alternativas ao EKF: o filtro com processamento sequencial das medidas (EKFSeq), o filtro com fatoração de Cholesky da matriz de covariância da inovação (EKFChol) e os filtros de raiz quadrada (SRKF) e com fatoração UD da matriz de covariância (UDKF), todas algebricamente equivalentes ao EKF, mas com características melhoradas de susceptibilidade a erros numéricos. A segunda configuração analisada considera um satélite estabilizado por triedro de rodas de reação e emprega somente algoritmos estimadores baseados em abordagens instantâneas: TRIAD, interseção de cones e QUEST para a estimação de atitude combinados com abordagens derivativas para a estimação de velocidade angular. O desempenho dos algoritmos estimadores é analisado para cada configuração de satélite por meio de simulações do tipo hardware-in-the-loop (HIL), sendo os algoritmos implementados em ambiente embarcado com 32 bits, o que permite verificar a susceptibilidade de cada formulação a erros numéricos. Por fim, considera-se também, para cada configuração, uma análise acerca do efeito desses erros de origem numérica no desempenho em malha fechada do sistema.