Tese (Doutorado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico. / Made available in DSpace on 2012-10-18T15:57:56Z (GMT). No. of bitstreams: 0Bitstream added on 2016-01-09T04:38:12Z : No. of bitstreams: 1 161306.pdf: 20082560 bytes, checksum: cdaddd21e4774bceb3af09043a986658 (MD5) / Investigação numérica e experimental de um radiador para satélites de comunicação, cuja temperatura de operação é controlada por tubos de calor de condutância variável com carga de gás não condensável em reservatórios externos, frios e não forrados. Enfoca o comportamento dinâmico do sistema em dependência de interações entre os tubos e reações dos respectivos reservatórios de gás. Desenvolvimento de um modelo do tipo frente de vapor/gás plana para o espaço de vapor, considerando partida de operação e fluxo de massa entre tubo e reservatório. Validação experimental do modelo usando um protótipo de um tubo de calor em temperatura ambiente resfriado com ar comprimido e o radiador com três tubos resfriado por radiação em câmara de vácuo. Casos de interesse especial: performance do radiador em condições próximas de sobre-carga e após a falha de um tubo exterior. Variação de parâmetros: potências térmicas aplicadas e massas de gás em todos os tubos, redução da condutividade térmica axial das placas radiantes.

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:24:13Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2004Bitstream added on 2014-06-13T20:31:16Z : No. of bitstreams: 1 torres_ks_me_guara.pdf: 1541616 bytes, checksum: 5af031ab666128488ad115dd3e90d187 (MD5) / Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP) / Universidade Estadual Paulista (UNESP) / A redução do custo de combustível de uma manobra é atualmente a grande prioridade de todos os programas espaciais existentes no mundo. As manobras assistidas pela gravidade são uma forma promissora de se contornar o problema, pois proporcionam economias com vasto impacto no custo final da missão. Neste trabalho é feito um estudo particular do controle orbital de um satélite artificial da Terra usando a gravidade da Lua. O objetivo é estudar uma técnica mais econômica que os métodos clássicos usados para mudança de plano. A idéia principal desta abordagem é enviar primeiramente o veículo espacial em direção à Lua, para que seu campo gravitacional possa fazer a mudança de plano desejada (sem custo de combustível), e só então retornar o veículo aos valores desejados de semi-eixo maior e excentricidade. Para tanto, é assumido que a espaçonave inicia sua missão em uma órbita em torno da Terra que é coplanar à órbita da Lua e a meta é colocá-la em uma órbita similar, que difere da órbita inicial somente pela inclinação. Uma descrição da passagem próxima é feita no espaço tridimensional. São usadas equações analíticas baseadas na abordagem Patched Conics para se calcular a variação na velocidade, momento angular, energia e inclinação do veículo espacial que realiza esta manobra. Várias simulações são feitas para se avaliar a economia de combustível envolvida. / A study is made in the problem of the orbital control of an Earthþs satellite using the gravity of the Moon. The main objective is to study a technique to decrease the fuel consumption in a plane change maneuver to be performed in a satellite that is in orbit around the Earth. The main idea of this approach is to send the spacecraft to the Moon using a single impulsive maneuver, use the gravity field of the Moon to make the desired plane change of the trajectory (without fuel consumption), and then return the spacecraft to the desired semi-major axis and eccentricity. The spacecraft is assumed to start in an orbit in the plane of the lunar orbit around the Earth and the goal is to put it in a similar orbit that differs from the initial orbit only by the inclination. A description of the close approach maneuver is made in the three-dimensional space. Analytical equations based in the patched conics approximation are used to calculate the variation in velocity, angular momentum, energy and inclination of the spacecraft that realizes this maneuver. Several simulations are made to evaluate the savings involved.

Orientador: Antonio Fernando Bertachini de Almeida Prado / Banca: Silvia Maria Giuliatti Winter / Banca: Evandro Marconi Rocco / Resumo: A redução do custo de combustível de uma manobra é atualmente a grande prioridade de todos os programas espaciais existentes no mundo. As manobras assistidas pela gravidade são uma forma promissora de se contornar o problema, pois proporcionam economias com vasto impacto no custo final da missão. Neste trabalho é feito um estudo particular do controle orbital de um satélite artificial da Terra usando a gravidade da Lua. O objetivo é estudar uma técnica mais econômica que os métodos clássicos usados para mudança de plano. A idéia principal desta abordagem é enviar primeiramente o veículo espacial em direção à Lua, para que seu campo gravitacional possa fazer a mudança de plano desejada (sem custo de combustível), e só então retornar o veículo aos valores desejados de semi-eixo maior e excentricidade. Para tanto, é assumido que a espaçonave inicia sua missão em uma órbita em torno da Terra que é coplanar à órbita da Lua e a meta é colocá-la em uma órbita similar, que difere da órbita inicial somente pela inclinação. Uma descrição da passagem próxima é feita no espaço tridimensional. São usadas equações analíticas baseadas na abordagem "Patched Conics" para se calcular a variação na velocidade, momento angular, energia e inclinação do veículo espacial que realiza esta manobra. Várias simulações são feitas para se avaliar a economia de combustível envolvida. / Abstract: A study is made in the problem of the orbital control of an Earthþs satellite using the gravity of the Moon. The main objective is to study a technique to decrease the fuel consumption in a plane change maneuver to be performed in a satellite that is in orbit around the Earth. The main idea of this approach is to send the spacecraft to the Moon using a single impulsive maneuver, use the gravity field of the Moon to make the desired plane change of the trajectory (without fuel consumption), and then return the spacecraft to the desired semi-major axis and eccentricity. The spacecraft is assumed to start in an orbit in the plane of the lunar orbit around the Earth and the goal is to put it in a similar orbit that differs from the initial orbit only by the inclination. A description of the close approach maneuver is made in the three-dimensional space. Analytical equations based in the patched conics approximation are used to calculate the variation in velocity, angular momentum, energy and inclination of the spacecraft that realizes this maneuver. Several simulations are made to evaluate the savings involved. / Mestre

Orientador: Rodolpho Vilhena de Moraes / Coorientador: Sandro da Silva Fernandes / Banca: Maria Cecilia França de Paula Santos / Banca: Ernesto Vieira Neto / Banca: Roberto Vieira Martins / Banca: Maisa de Oliveira Terra / Resumo: O crescente número de objetos orbitando a Terra justifica a grande atenção e interesse no espaço entre o Planeta e a Lua nos últimos anos. Estes estudos envolvem diferentes perturbações e ressonâncias nos movimentos orbitais destes objetos distribuídos por diferentes altitudes. Neste trabalho, o problema da ressonância no movimento de satélites artificiais é estudado. O desenvolvimento do geopotencial inclui os harmônicos zonais J20 e J40 e os harmônicos tesserais J22 e J42. Através de um procedimento de média e sucessivas transformações de Mathieu, a ordem do sistema dinâmico é reduzida e o sistema final é resolvido por integração numérica. No modelo dinâmico simplificado, três ângulos críticos são estudados. A semi-largura da separatriz é calculada através de um modelo linearizado, o qual descreve o comportamento do sistema dinâmico na vizinhança de cada ângulo crítico. Através do critério de sobreposição das ressonâncias, os possíveis movimentos regulares e irregulares são investigados pelo comportamento no tempo do semi-eixo maior, argumento do pericentro e excentricidade. O maior expoente de Lyapunov é usado como ferramenta para verificar o movimento caótico. Nos estudos sobre os objetos ressonantes, os TLE (Two-Line Elements) do NORAD (North American Defense) são estudados observando o período ressonante dos objetos orbitando a Terra e a ressonância principal na região LEO (Low Earth Orbits). O comportamento no tempo do semi-eixo maior, excentricidade e inclinação de alguns satélites artificiais e detritos espaciais são estudados. Possíveis movimentos irregulares são observados pela presença de diferentes ângulos ressonantes descrevendo a dinâmica orbital destes objetos / Abstract: The increasing number of objects orbiting the Earth justifies the great attention and interest in the space between the Planet and the Moon in the last years. These studies involve different disturbances and resonances in the orbital motions of these objects distributed by the distinct altitudes. In this work, the resonance problem in the artificial satellites motion is studied. The development of the geopotential includes the zonal harmonics J20 and J40 and the tesseral harmonics J22 and J42. Through an averaging procedure and successive Mathieu transformations, the order of dynamical system is reduced and the final system is solved by numerical integration. In the simplified dynamical model, three critical angles are studied. The half-width of the separatrix is calculated through a linearized model which describes the behavior of the dynamical system in a neighborhood of each critical angle. Through the resonance overlap criterion the possible regular and irregular motions are investigated by the time behavior of the semimajor axis, argument of perigee and eccentricity. The largest Lyapunov exponent is used as tool to verify the chaotic motion. In the studies about the resonant objects the TLE (Two-Line Elements) of the NORAD are studied observing the resonant period of the objects orbiting the Earth and the main resonance in the LEO region. The time behavior of the semi-major axis, eccentricity and inclination of some artificial satellites and space debris are studied. Possible irregular motions are observed by the presence of different resonant angles describing the orbital dynamics of these objects / Doutor

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:32:09Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2013-03-08Bitstream added on 2014-06-13T18:43:08Z : No. of bitstreams: 1 sampaio_jc_dr_guara.pdf: 3963543 bytes, checksum: b4f779a20e975ebe02712d88a9373d1e (MD5) / Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP) / O crescente número de objetos orbitando a Terra justifica a grande atenção e interesse no espaço entre o Planeta e a Lua nos últimos anos. Estes estudos envolvem diferentes perturbações e ressonâncias nos movimentos orbitais destes objetos distribuídos por diferentes altitudes. Neste trabalho, o problema da ressonância no movimento de satélites artificiais é estudado. O desenvolvimento do geopotencial inclui os harmônicos zonais J20 e J40 e os harmônicos tesserais J22 e J42. Através de um procedimento de média e sucessivas transformações de Mathieu, a ordem do sistema dinâmico é reduzida e o sistema final é resolvido por integração numérica. No modelo dinâmico simplificado, três ângulos críticos são estudados. A semi-largura da separatriz é calculada através de um modelo linearizado, o qual descreve o comportamento do sistema dinâmico na vizinhança de cada ângulo crítico. Através do critério de sobreposição das ressonâncias, os possíveis movimentos regulares e irregulares são investigados pelo comportamento no tempo do semi-eixo maior, argumento do pericentro e excentricidade. O maior expoente de Lyapunov é usado como ferramenta para verificar o movimento caótico. Nos estudos sobre os objetos ressonantes, os TLE (Two-Line Elements) do NORAD (North American Defense) são estudados observando o período ressonante dos objetos orbitando a Terra e a ressonância principal na região LEO (Low Earth Orbits). O comportamento no tempo do semi-eixo maior, excentricidade e inclinação de alguns satélites artificiais e detritos espaciais são estudados. Possíveis movimentos irregulares são observados pela presença de diferentes ângulos ressonantes descrevendo a dinâmica orbital destes objetos / The increasing number of objects orbiting the Earth justifies the great attention and interest in the space between the Planet and the Moon in the last years. These studies involve different disturbances and resonances in the orbital motions of these objects distributed by the distinct altitudes. In this work, the resonance problem in the artificial satellites motion is studied. The development of the geopotential includes the zonal harmonics J20 and J40 and the tesseral harmonics J22 and J42. Through an averaging procedure and successive Mathieu transformations, the order of dynamical system is reduced and the final system is solved by numerical integration. In the simplified dynamical model, three critical angles are studied. The half-width of the separatrix is calculated through a linearized model which describes the behavior of the dynamical system in a neighborhood of each critical angle. Through the resonance overlap criterion the possible regular and irregular motions are investigated by the time behavior of the semimajor axis, argument of perigee and eccentricity. The largest Lyapunov exponent is used as tool to verify the chaotic motion. In the studies about the resonant objects the TLE (Two-Line Elements) of the NORAD are studied observing the resonant period of the objects orbiting the Earth and the main resonance in the LEO region. The time behavior of the semi-major axis, eccentricity and inclination of some artificial satellites and space debris are studied. Possible irregular motions are observed by the presence of different resonant angles describing the orbital dynamics of these objects

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:25:30Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2007-02Bitstream added on 2014-06-13T19:12:15Z : No. of bitstreams: 1 garcia_rv_me_guara.pdf: 930247 bytes, checksum: b94e8ad1078ac15ad366a27e55b66b3a (MD5) / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES) / Universidade Estadual Paulista (UNESP) / Uma abordagem analítica para o movimento rotacional de satélites artificiais estabilizados por rotação é apresentada, considerando os satélites em órbita elíptica e a influência do torque magnético residual. O torque magnético residual resulta da interação entre o campo magnético residual do satélite e o campo geomagnético, sendo este representado pelo modelo de quadripolo. As equações do movimento são descritas em termos do módulo da velocidade de rotação do satélite, da declinação e da ascensão reta do eixo de rotação do satélite. As componentes médias do torque residual em um sistema fixo no satélite são determinadas para um período orbital. Uma solução analítica para as equações do movimento é determinada, sendo válida para um período orbital. Por esta solução observa-se que o torque residual não afeta o módulo da velocidade de rotação, contribuindo apenas para as variações temporais da ascensão reta e declinação do eixo de rotação, associadas com a precessão e deriva do eixo de rotação do satélite. Aplicações são realizadas para os Satélites de Coleta de Dados Brasileiros SCD1 e SCD2, mostrando uma concordância entre os resultados obtidos pela teoria e os dados fornecidos pelo Centro de Controle de Satélites do INPE. O comportamento do erro gerado na direção do eixo de rotação do satélite é também apresentado, sendo que os desvios obtidos se mostram de acordo com as precisões requeridas para as missões destes satélites. / An analytical approach is show for attitude motion of the spin stabilized artificial satellite in an elliptic orbit. Residual magnetic torque is considered and the geomagnetic torque is defined by the quadripole model. The equations of motion are described by the magnitude of the spin velocity, right ascension and declination of the spin axis. The components of the averaged residual torque are computed for one orbital period in a satellite reference system. An analytical solution is presented and it is valid for one orbit period. By this solution it is possible to observe that the residual torque causes the precession and the drift of the spin axis, but it does not affect the magnitude of spin velocity. Some applications are done for Brazilian Satellite SCD1 and SCD2, and they show the agreement of the theory results and the data provide by INPE Satellite Control Center. The behavior of the error in the spin axis direction is also presented and this error agrees with the required precision of these satellite missions.

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:24:13Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2004-07Bitstream added on 2014-06-13T18:51:55Z : No. of bitstreams: 1 assis_sc_me_guara.pdf: 1352384 bytes, checksum: 82532e5fd71ac4103ee475d8432b8f1f (MD5) / Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP) / Universidade Estadual Paulista (UNESP) / Um abordagem analítica para a propagação de atitude de satélites estabilizados por rotação em órbita circular é apresentada, incluindo o torque magnético residual (torque devido ao momento magnético ao longo do eixo de rotação do satélite). O modelo de quadripolo é utilizado para descrever o campo geomagnético. O método da média é aplicado para determinar o torque ao longo de um período orbital. Observa-se que Torque Magnético Residual Médio não possui componente ao longo do eixo de rotação, de modo que não afeta o módulo da velocidade de rotação do satélite. Para um período orbital uma solução analítica é apresentada. Esta solução mostra que o torque residual contribui para a deriva e precessão do eixo de rotação. Simulações são realizadas com os dados dos Satélites de Coleta de Dados Brasileiros (SCD1 e SCD2). / An analytical approach for the attitude motion of spin stabilized artificial satellite in circular orbit is presented, including residual torque. The quadripolo model is used to described the geomagnetic field. The averaged residual torque is computed for one orbital period. It is observed that the residual magnetic torque does not have a component along the spin axis. The inclusion of this torque on the rotational motion differential equations of spin stabilized spacecraft's yields the conditions to derive an analytical solution. The solution shows that residual torque does not affect the spin velocity magnitude, contributing only for the precession and the drift of the spin axis of the spacecraft. Applications are shown for the spin stabilized Brazilian satellites SCD1 and SCD2.

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:24:13Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2002Bitstream added on 2014-06-13T20:51:43Z : No. of bitstreams: 1 santos_n_me_guara.pdf: 418632 bytes, checksum: 4f860ab8b61150a88cbfa52adf66369f (MD5) / Aplicações recentes de satélites artificiais, principalmente aquelas com finalidades geodinâmicas e altimétricas, requerem órbitas determinadas com bastante precisão. Em particular as marés terrestres alteram o geopotencial, causando perturbações adicionais no movimento do satélite. Tais perturbações, apesar de pequenas, têm sido detectadas. O presente trabalho trata de perturbações de órbitas de satélites artificiais devidas às marés terrestres. Ênfase é dada aos termos seculares e de longo período. O potencial foi desenvolvido em termos dos elementos orbitais e substituídos nas equações planetárias de Lagrange. Soluções analíticas estão apresentadas para casos particulares considerando os números de Love constantes. Um programa foi elaborado, e colocado a disposição do usuário, permitindo calcular, para um dado satélite, a amplitude e o período dos termos perturbadores mais significativos. / Recent applications of artificial satellites, mainly those of geodynamics and altimetric purposes, requires high precise orbit determination. Particularly, Earth tides change the geopotencial causing additional perturbation in the satellite orbital motion. Inspite of being very small such perturbations, has been detected. The present work concerns about orbit perturbations of artificial satellites due do terrestrial tides. Treatment of secular and long period terms is emphasized. The potencial was developed in terms of the orbital elements and substituted in the Lagrange equations. Analytical solutions are presented for particular cases considering the Love’s number as constant. A computer enabling to compute, for a given satellite, the amplitude and period of the more significant disturbing terms, was constructed and it is, at the disposal for users.

Orientador: Dalton Soares Arantes / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia de Campinas / Made available in DSpace on 2018-07-15T06:40:32Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Lee_LuanLing_M.pdf: 13875720 bytes, checksum: 8882fd1760bb2d5ab37cef087c6921b9 (MD5) Previous issue date: 1984 / Resumo: O objetivo principal deste trabalho é descrever as características básicas de um sistema de comunicações digitais via satélite, utilizando a técnica de acesso múltiplo por divisão temporal - AMDT. São tratados inicialmente os problemas de sincronização de quadro, aquisição inicial de janela temporal, sincronização de surto e sincronização com a rede digital terrestre. A contribuição principal do trabalho se resume na caracterização e detalhamento de um sistema de controle comum em banda-base, para a sincronização global e gerenciamento de interfaces em um sistema AMDT de grande porte. / Abstract: Not informed. / Mestrado / Mestre em Ciências

Orientador : Dalton Soares Arantes / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Eletrica / Made available in DSpace on 2018-07-16T00:27:09Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Cabral_AdelinoM.O._M.pdf: 9444920 bytes, checksum: 21641161abb5ed24175c32937dc506d5 (MD5) Previous issue date: 1990 / Resumo: Este trabalho pretende descrever um dos métodos de aquisição Inicial de janela temporal empregado em comunicações via satélite, quando se faz uso da técnica de Acesso Múltiplo por DIvisão de Tempo (AMDT). O método descrito emprega como código de aquisição um simples pulso de FI de pequena duração e com baixo nível de potência / Mestrado / Mestre em Engenharia Elétrica