Orientador: Rodolpho Vilhena de Moraes / Banca: Othon Cabo Winter / Banca: Claudia Celeste Celestino / Resumo: No presente trabalho é abordada a manobra orbital Terra-Lua - Terra com o objetivo de um menor consumo de combustível. Inicialmente o satélite executa uma órbita em torno da Terra. Em um certo instante um impulso é efetuado para efetuar uma manobra não con-focal em que o satélite é transferido para uma órbita de transferência geocêntrica até um ponto da esfera de influência da Lua. A partir deste ponto o satélite é transferido para uma órbita hiperbólica em torno da Lua, e, no perilúnio desta órbita um novo impulso é dado transferindo o satélite para uma órbita lunar. A seguir é efetuada a manobra de volta em que o satélite é transferido para a órbitra geocêntrica de transferência, e no pericentro desta o satélite é transferido para a sua órbita inicial em torno da Terra. O caso não coplanar e a influência das perturbações devidas ao achatamento da Terra e a atração gravitacional da Lua também são analisados. / Abstract: In the present work an Earth-Moon-Earth orbital maneuver is studied with the purpose of minimum fuel consumption. Initially it is considered an artificial satellite orbiting around the Earth. In a certain instant an impulse is effected to effect a not cofocal maneuver where the satellite is transferred to an orbit of geocentric transference until a point of the sphere of influence of the Moon. From this point the satellite is transferred to a hyperbolic orbit around the Moon, and, in the perilúnio of this orbit a new impulse is given transferring the satellite to a lunar orbit. To follow the maneuver is effected in return where the satellite is transferred to geocentric orbit of transference, and in pericentro of this the satellite is transferred to its initial orbit around the Earth. The non-coplanar case and the influence of the disturbances due to the flattening of the Earth and the gravitational attraction of the Moon also are analyzed. / Mestre

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:25:29Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2009-02-19Bitstream added on 2014-06-13T19:12:14Z : No. of bitstreams: 1 jacob_rr_me_guara.pdf: 637187 bytes, checksum: 24c38b78cd04acc4d1694e9912f95502 (MD5) / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES) / No presente trabalho é abordada a manobra orbital Terra-Lua - Terra com o objetivo de um menor consumo de combustível. Inicialmente o satélite executa uma órbita em torno da Terra. Em um certo instante um impulso é efetuado para efetuar uma manobra não con-focal em que o satélite é transferido para uma órbita de transferência geocêntrica até um ponto da esfera de influência da Lua. A partir deste ponto o satélite é transferido para uma órbita hiperbólica em torno da Lua, e, no perilúnio desta órbita um novo impulso é dado transferindo o satélite para uma órbita lunar. A seguir é efetuada a manobra de volta em que o satélite é transferido para a órbitra geocêntrica de transferência, e no pericentro desta o satélite é transferido para a sua órbita inicial em torno da Terra. O caso não coplanar e a influência das perturbações devidas ao achatamento da Terra e a atração gravitacional da Lua também são analisados. / In the present work an Earth-Moon-Earth orbital maneuver is studied with the purpose of minimum fuel consumption. Initially it is considered an artificial satellite orbiting around the Earth. In a certain instant an impulse is effected to effect a not cofocal maneuver where the satellite is transferred to an orbit of geocentric transference until a point of the sphere of influence of the Moon. From this point the satellite is transferred to a hyperbolic orbit around the Moon, and, in the perilúnio of this orbit a new impulse is given transferring the satellite to a lunar orbit. To follow the maneuver is effected in return where the satellite is transferred to geocentric orbit of transference, and in pericentro of this the satellite is transferred to its initial orbit around the Earth. The non-coplanar case and the influence of the disturbances due to the flattening of the Earth and the gravitational attraction of the Moon also are analyzed.

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:32:09Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2011-06-20Bitstream added on 2014-06-13T21:03:28Z : No. of bitstreams: 1 carvalho_jps_dr_guara.pdf: 22860427 bytes, checksum: f429c89456cd5f54445e1cf96bf99ff7 (MD5) / Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP) / Neste trabalho, apresentamos uma teoria analítica com simulações numéricas para estudar o movimento orbital de satélites artificiais em torno de satélites planetários. Consideramos o problema de um satélite artificial perturbado pela distribuição não uniforme de massa do corpo principal e por um terceiro corpo (assume-se em uma órbita circular ou elíptica). Polinômios de Legendre são expandidos em potências da excentricidade até o quarto grau e são usados para o potencial perturbador devido ao terceiro corpo. As condições para obter órbitas congeladas são apresentadas. O modelo analítico de média, simples e dupla, é considerado para analisar o movimento orbital dos satélites artificiais. Uma comparação entre os modelos de média, simples e dupla, é apresentada. O método de perturbação de Lie-Hori, até a segunda ordem, é aplicado para eliminar os termos de curto período do potencial perturbador. Termos de acoplamento são analisados. É dada ênfase para o caso de órbitas congeladas, inclinação crítica e ressonâncias. Mostramos uma nova equação aproximada para calcular o semi-eixo maior crítico para a órbita do satélite. Uma abordagem para estudar o comportamento da longitude do nodo ascendente de uma órbita lunar quase polar, hélio-síncrona é apresentada. As simulações numéricas para satélites artificiais hipotéticos são feitas considerando as perturbações acopladas ou isoladas. / In this work, we present an analytical theory with numerical simulations to study the orbital motion of artificial satellites around planetary satellites. We consider the problem of an artificial satellite perturbed by the non-uniform distribution of mass of the main body and by a third-body (assumed to be in a circular or elliptical orbit). Legendre polynomials are expanded in powers of the eccentricity up to the degree four and are used for the disturbing potential due to the third-body. The conditions to get frozen orbits are presented. The average analytical model, simple and double, is considered to perform an analysis of the orbital motion of the artificial satellites. A comparison between the averaged models, simple and double, is presented. Lie- Hori perturbation method up to the second-order is applied to eliminate the terms of shortperiod of the disturbing potential. Coupling terms are analyzed. Emphasis is given to the case of frozen orbits, critical inclination and resonances. We show a new approximated equation to compute the critical semi-major axis for the orbit of the satellite. An approach to studying the behavior of the longitude of the ascending node for a near Sun-synchronous polar lunar orbit is presented. Numerical simulations for hypothetical artificial satellites are performed considering the perturbations combined or isolated.

Resumo: Neste trabalho, apresentamos uma teoria analítica com simulações numéricas para estudar o movimento orbital de satélites artificiais em torno de satélites planetários. Consideramos o problema de um satélite artificial perturbado pela distribuição não uniforme de massa do corpo principal e por um terceiro corpo (assume-se em uma órbita circular ou elíptica). Polinômios de Legendre são expandidos em potências da excentricidade até o quarto grau e são usados para o potencial perturbador devido ao terceiro corpo. As condições para obter órbitas congeladas são apresentadas. O modelo analítico de média, simples e dupla, é considerado para analisar o movimento orbital dos satélites artificiais. Uma comparação entre os modelos de média, simples e dupla, é apresentada. O método de perturbação de Lie-Hori, até a segunda ordem, é aplicado para eliminar os termos de curto período do potencial perturbador. Termos de acoplamento são analisados. É dada ênfase para o caso de órbitas congeladas, inclinação crítica e ressonâncias. Mostramos uma nova equação aproximada para calcular o semi-eixo maior crítico para a órbita do satélite. Uma abordagem para estudar o comportamento da longitude do nodo ascendente de uma órbita lunar quase polar, hélio-síncrona é apresentada. As simulações numéricas para satélites artificiais hipotéticos são feitas considerando as perturbações acopladas ou isoladas. / Abstract: In this work, we present an analytical theory with numerical simulations to study the orbital motion of artificial satellites around planetary satellites. We consider the problem of an artificial satellite perturbed by the non-uniform distribution of mass of the main body and by a third-body (assumed to be in a circular or elliptical orbit). Legendre polynomials are expanded in powers of the eccentricity up to the degree four and are used for the disturbing potential due to the third-body. The conditions to get frozen orbits are presented. The average analytical model, simple and double, is considered to perform an analysis of the orbital motion of the artificial satellites. A comparison between the averaged models, simple and double, is presented. Lie- Hori perturbation method up to the second-order is applied to eliminate the terms of shortperiod of the disturbing potential. Coupling terms are analyzed. Emphasis is given to the case of frozen orbits, critical inclination and resonances. We show a new approximated equation to compute the critical semi-major axis for the orbit of the satellite. An approach to studying the behavior of the longitude of the ascending node for a near Sun-synchronous polar lunar orbit is presented. Numerical simulations for hypothetical artificial satellites are performed considering the perturbations combined or isolated. / Orientador: Rodolpho Vilhena de Moraes / Coorientador: Antonio Fernando Bertachini de Almeida Prado / Banca: Othon Cabo Winter / Banca: Decio Cardozo Mourão / Banca: Sandro da Silva Fernandes / Banca: Elbert Einstein Nehrer Macau / Doutor

The successful prediction of spacecraft motion is often heavily based upon assumptions used to simplify the problem without compromising solution accuracy. For many analyses, a primary assumption used is the decoupling of trajectory and attitude dynamics when calculating trajectories. In cases where spacecraft or objects have high area to mass ratios, non-conservative effects such as atmospheric drag and solar radiation pressure can greatly perturb spacecraft translational motion based on rotational state. A modular, six degree of freedom (6DOF) simulation with coupled orbit and attitude dynamics has been developed to model spacecraft and orbits of arbitrary geometries. First, the basis for the modular rotational and translational equations of motion are introduced. Next, formulations are provided for the gravity gradient torque, solar radiation pressure, aerodynamic, and non-spherical gravity potential sources of perturbations, and the Marshall Engineering Thermosphere atmospheric model used is described. A first test case is performed using the 6DOF simulation to simulate the deorbit of the spacecraft Lightsail 1, which flew in 2015. Next, predictive cases are demonstrated using the simulation for a theoretical sail-boom-rocket combination representative of a debris removal scenario, and for the Aerodynamic Deorbit Experiement, which will demonstrate a passively stable drag sail technology and characterize its effectiveness on orbit. All simulation cases have had aerodynamic perturbation formulations compared against high fidelity Direct Simulation Monte Carlo runs, and suggestions have been made for the future development of the simulation tool.

Mars est entourée d'une atmosphère ténue, composée à 95% de dioxyde de carbone (CO2). Au cours d'une année martienne, des transferts de masse (jusqu'à 30% du CO2 atmosphérique) entre l'atmosphère et les calottes polaires produisent des variations temporelles à très grande longueur d'onde du champ de gravité, notamment des harmoniques zonaux de son développement en harmoniques sphériques (de fait les coefficients ”composites” de degré 2 et 3). D'un autre côté, le potentiel gravitationnel du Soleil induit des déformations, dites de marée, du volume martien. Ces déformations produisent un potentiel perturbateur en tout point extérieur à la planète, proportionnel à son nombre de Love de degré 2 k2. k2 traduit la réponse élastique de la planète au potentiel solaire et permet de caractériser physiquement le noyau de Mars (sa nature, solide ou liquide, et son rayon). Une manière de quantifier les transferts de la masse atmosphérique et l'état du noyau est de déterminer les perturbations inhérentes sur le mouvement d'un satellite artificiel. Le cycle saisonnier du CO2 et l'état du noyau impliquent aussi des variations de la rotation de Mars. Une autre manière de quantifier les transferts de la masse atmosphérique et l'état du noyau est donc d'observer leurs effets sur la rotation. Des simulations d'observations de trajectographie de satellites (comme celles de Mars Global Surveyor, MGS, Odyssey, MODY) et/ou de la position d'un réseau de stations à la surface de Mars (comme dans l'expérience NEIGE) nous ont permis de voir s'il est possible de restituer précisément les variations des harmoniques zonaux de gravité de bas degré et/ou la rotation. Avec les observations réelles de trajectographie des missions américaines MGS et MODY, on a restitué les variations des harmoniques zonaux de gravité de bas degré et k2.