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

Orientador: Víctor Orlando Gamarra Rosado / Banca: Maria Cecilia França Zanardi / Banca: Luiz Eduardo Nicolini do Patrocínio Nunes / Resumo: Esta dissertação apresenta uma metodologia para a otimização de manobras de atitude de satélites artificiais estabilizados por rotação, utilizando-se algoritmos genéticos. Primeiramente, é simulado o controle inicial da manobra, dado por uma lei de controle baseada em uma função de chaveamento, conforme a teoria de Shigehara (1972). Em seguida, com base nos resultados obtidos pela lei de controle inicial, aplica-se o algoritmo genético na otimização dos intervalos e polaridades de funcionamento de um atuador, tipo bobina magnética. Durante este procedimento, nas diferentes manobras, a otimização global e por período foram simuladas. Na implementação do algoritmo genético, o problema de otimização de manobra considera uma função multi-objetivo definida pela minimização dos erros dos ângulos da manobra e o tempo final. A exequibilidade desta metodologia utilizando algoritmos genéticos se verifica na comparação entre os resultados obtidos por Gamarra Rosado e Rios Neto (1992a; 1992b), obtidas no processo de subotimização da manobra. Da análise das simulações realizadas, observou-se que o algoritmo genético conseguiu minimizar o tempo final da manobra, entretanto, em todos os casos analisados, os ângulos finais de declinação e ascensão reta sofreram pequenas diferenças nos valores finais em comparação com a condição final da manobra estabelecida / Abstract: This dissertation presents a methodology for the optimization of attitude maneuvers of a satellite stabilized by rotation, using genetic algorithms. First, the initial control is simulated maneuver, given by a control law based on a switching function, as the theory of Shigehara (1972). Then, based on the results obtained by the initial control law, applies the genetic algorithm in optimization of intervals and polarities of operation of an actuator, solenoid coil type. During this procedure, the different maneuvers, and global optimization period were simulated. In the implementation of genetic algorithm, the optimization problem maneuvering considering a multiobjective function defined by minimizing the errors of the angles of the maneuver and final time. The feasibility of this methodology using genetic algorithms is verified when comparing the results obtained by Gamarra Rosado and Rios Neto (1992a; 1992b), obtained in the process of sub-optimization of the maneuver. The analysis of the simulations, it was observed that the genetic algorithm able to minimize the end time of the operation, however, in all cases examined, the final angles of declination and right ascension experienced slight differences in the final values in comparison to the final condition of maneuver established / Mestre