Thesis (M.S.)--University of Wisconsin--Madison, 1960. / Typescript. eContent provider-neutral record in process. Description based on print version record. Includes bibliographical references (leaf 43).

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:25:29Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2009-02-19Bitstream added on 2014-06-13T20:53:26Z : No. of bitstreams: 1 sampaio_jc_me_guara.pdf: 2009507 bytes, checksum: b45d477c1e3a6ce711aaa50ed32c42e1 (MD5) / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES) / Os satélites artificiais são utilizados em várias atividades científicas como em geodinâmica, telecomunicações, estudo do clima, experiências com microgravidade, dentre outras. Para alcançar a precisão necessária para certas missões, as órbitas devem ser determinadas com bastante precisão levando em consideração várias forças que atuam nos satélites. O efeito de maré é uma das perturbações que afetam a órbita de um satélite artificial, pois tanto o Sol como a Lua deformam o planeta, alterando assim a distribuição de massa e o potencial utilizado para estudar a variação nos elementos orbitais do satélite. Neste trabalho estuda-se a influência da maré terrestre e oceânica da Terra sobre satélites artificiais que a orbitam. Foi desenvolvida a função perturbadora para a maré terrestre, com base tanto no modelo de Kozai como no de Kaula e para a maré oceânica é adotado o modelo de Harwood e Swinerd. Os desenvolvimentos das funções perturbadoras são feitos em termos do polinômio de Legendre, aproveitando a parte secular e de longo período para estudar a variação dos elementos orbitais do satélite. Resultados das soluções seculares indicam a maior contribuição da Lua, em comparação à contribuição do Sol. Também, as perturbações devido a maré terrestre são mais proeminentes do que a maré oceânica para ambos os satélites de baixa e de alta altitude. Considerando as soluções de longo período para o satélite de baixa altitude, os resultados mostram que, para o argumento do perigeu e para a excentricidade , o período de oscilação é maior para a maré oceânica comparado a maré terrestre. Considerando os diferentes modelos para as marés, também para o satélite de baixa altitude, é mostrado que a maior variação de amplitude é para o argumento do perigeu. Perturbações devido a ressonâncias são também analisadas para os elementos orbitais métricos. / Artificial Earth’s satellites are used in several scientific activities such as geodynamics, telecommunications, climate forecast, microgravity experiments, among others. In order to attain the precision needed for some missions the orbits must be determined with high accuracy taking into account several forces acting on the satellites. The tide effect is one of the disturbances that affect the orbit of an artificial satellite. In fact, both the Sun and the Moon deforms the planet and thus modifies its mass distribution and the used potential to study the variation in the orbital elements of the satellite. In this work it is studied the influence of the terrestrial and oceanic tides on artificial Earth’s satellites orbits. The disturbing functions for the terrestrial tide was developed based on the Kozai and Kaula models and for the oceanic tide was used Harwood and Swinerd model. The developments of the disturbing functions are performed in terms of the Legendre polynomials, using the secular and long period terms to study the variation of the orbital elements of the satellite. Results for the secular solution show the bigger contribution of the Moon, compared to the contribution of the Sun. Also, the perturbations due to the terrestrial tide are more noticeable than of the oceanic tide for both low and higher altitude satellites. Considering the long period solution for low altitude satellite, the results show that, for the argument of perigee and the eccentricity, the period of oscillation is bigger for the oceanic tide compared to the terrestrial tide. Considering different models for the tides, also for low altitude satellite, it is shown that the greatest amplitude’s variation is for argument of perigee. Perturbations due to resonance are also analyzed for the metric orbital elements.

Orientador: Rodolpho Vilhena de Moraes / Banca: Maria Cecília França de Paula Zanardi / Banca: Helio Koiti Kuga / Resumo: Os satélites artificiais são utilizados em várias atividades científicas como em geodinâmica, telecomunicações, estudo do clima, experiências com microgravidade, dentre outras. Para alcançar a precisão necessária para certas missões, as órbitas devem ser determinadas com bastante precisão levando em consideração várias forças que atuam nos satélites. O efeito de maré é uma das perturbações que afetam a órbita de um satélite artificial, pois tanto o Sol como a Lua deformam o planeta, alterando assim a distribuição de massa e o potencial utilizado para estudar a variação nos elementos orbitais do satélite. Neste trabalho estuda-se a influência da maré terrestre e oceânica da Terra sobre satélites artificiais que a orbitam. Foi desenvolvida a função perturbadora para a maré terrestre, com base tanto no modelo de Kozai como no de Kaula e para a maré oceânica é adotado o modelo de Harwood e Swinerd. Os desenvolvimentos das funções perturbadoras são feitos em termos do polinômio de Legendre, aproveitando a parte secular e de longo período para estudar a variação dos elementos orbitais do satélite. Resultados das soluções seculares indicam a maior contribuição da Lua, em comparação à contribuição do Sol. Também, as perturbações devido a maré terrestre são mais proeminentes do que a maré oceânica para ambos os satélites de baixa e de alta altitude. Considerando as soluções de longo período para o satélite de baixa altitude, os resultados mostram que, para o argumento do perigeu e para a excentricidade , o período de oscilação é maior para a maré oceânica comparado a maré terrestre. Considerando os diferentes modelos para as marés, também para o satélite de baixa altitude, é mostrado que a maior variação de amplitude é para o argumento do perigeu. Perturbações devido a ressonâncias são também analisadas para os elementos orbitais métricos. / Abstract: Artificial Earth's satellites are used in several scientific activities such as geodynamics, telecommunications, climate forecast, microgravity experiments, among others. In order to attain the precision needed for some missions the orbits must be determined with high accuracy taking into account several forces acting on the satellites. The tide effect is one of the disturbances that affect the orbit of an artificial satellite. In fact, both the Sun and the Moon deforms the planet and thus modifies its mass distribution and the used potential to study the variation in the orbital elements of the satellite. In this work it is studied the influence of the terrestrial and oceanic tides on artificial Earth's satellites orbits. The disturbing functions for the terrestrial tide was developed based on the Kozai and Kaula models and for the oceanic tide was used Harwood and Swinerd model. The developments of the disturbing functions are performed in terms of the Legendre polynomials, using the secular and long period terms to study the variation of the orbital elements of the satellite. Results for the secular solution show the bigger contribution of the Moon, compared to the contribution of the Sun. Also, the perturbations due to the terrestrial tide are more noticeable than of the oceanic tide for both low and higher altitude satellites. Considering the long period solution for low altitude satellite, the results show that, for the argument of perigee and the eccentricity, the period of oscillation is bigger for the oceanic tide compared to the terrestrial tide. Considering different models for the tides, also for low altitude satellite, it is shown that the greatest amplitude's variation is for argument of perigee. Perturbations due to resonance are also analyzed for the metric orbital elements. / Mestre

Thesis (M.S.)--University of Wisconsin--Madison, 1967. / eContent provider-neutral record in process. Description based on print version record. Includes bibliographical references.

Thesis (M.S.)--Montana State University--Bozeman, 2005. / Typescript. Chairperson, Graduate Committee: David M. Klumpar. Includes bibliographical references (leaves 220-221).

Thesis (Ph. D.)--University of Hawaii at Manoa, 2001. / Includes bibliographical references (leaves 180-195). Also available on microfiche.

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.

Thesis (M.S.)--University of Wisconsin--Madison, 1962. / Typescript. eContent provider-neutral record in process. Description based on print version record. Includes bibliographical references (leaf 21).

Resumo: 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. / Abstract: 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. / Orientador: Maria Cecília F. de Paula Santos Zanardi / Coorientador: Hélio Koiti Kuga / Banca: Rodolpho Vilhena de Moraes / Banca: Valcir Orlando / Mestre