%0 Thesis
%@holdercode {isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S}
%@nexthigherunit 8JMKD3MGPCW/3F2UALS
%@usergroup administrator
%@usergroup vivian.gomes
%@usergroup administrator
%@usergroup jefferson
%@usergroup viveca@sid.inpe.br
%3 paginadeacesso.html
%@secondarytype TDI
%2 sid.inpe.br/mtc-m18@80/2008/08.11.15.18.02
%A Gomes, Vivian Martins,
%P 184
%@dissemination NTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
%@group CMC-SPG-INPE-MCT-BR
%K determinação de órbita, manobras orbitais, filtro de Kalman, satélites artificiais, astrodinâmica, orbit determination, orbital maneuvers.
%@e-mailaddress viveca@sid.inpe.br
%@documentstage not transferred
%J Orbit determination and autonomous maneuver using GPS and low thrust
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%@copyholder SID/SCD
%@secondarykey INPE-15300-TDI/1352
%9 Tese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
%@area ETES
%8 2008-06-19
%X O Sistema de Posicionamento Global (GPS) é um sistema de navegação por satélites que permite determinar o posicionamento tridimensional e tempo com alta precisão. Seus principais objetivos são: auxílio a radionavegação, navegação em tempo real, cobertura global e rápida aquisição de dados enviados pelos satélites GPS. Propõe-se neste trabalho estimar, em tempo real, o vetor de estado orbital de satélites artificias, composto pelas coordenadas de posição e velocidade, através do processamento da solução de navegação obtida pelo receptor GPS a bordo. Neste trabalho é usado o filtro de Kalman para estimar o vetor de estado a partir das observações do receptor. O filtro de Kalman é usado devido a sua robustez em aplicações de tempo real, sem a necessidade de armazenar observações, já que elas podem ser processadas à medida que são coletadas. O modelo dinâmico inclui perturbações devido ao geopotencial, à pressão de radiação solar e às perturbações devidas ao Sol e a Lua e as observações são as soluções de navegação, obtidas de um receptor GPS a bordo do satélite, que são compostas de estimativas de posição e tendência do relógio do receptor. Simulações e testes são feitos utilizando dados reais do satélite TOPEX/POSEIDON. O vetor de estado estimado é comparado com as efemérides precisas POE (Precise Orbit Ephemeris), produzidas pelo JPL/NASA. Após essa etapa é implementado um algoritmo para converter elementos osculadores (instantâneos) em elementos médios e vice-versa, que é necessário ao problema de manobras orbitais. Para a realização das manobras orbitais, é desenvolvido um software para o cálculo de manobras ótimas, que será usado como referência para comparação e análise do método sub-ótimo que seria utilizado a bordo. É também estudado e desenvolvido um método para o caso de manobras sub-ótimas contínuas. Esse método é baseado em um desenvolvimento analítico, que gera equações que podem ser utilizadas com rápido tempo de processamento, adequado para utilizações em tempo real. ABSTRACT: The Global Positioning System (GPS) is a satellite navigation system that allows the users to determine 3D positioning and the time with high precision. Its main purposes are: aid to radionavigation in three dimensions with high precision positioning, navigation in real time, global coverage and quick acquisition of data sent by the GPS satellites. In this work, it is proposed to estimate, in real time, an orbital state vector composed by position, velocity, bias and drift of the GPS receiver clock on board satellites by processing the raw navigation solution obtained by the on-board receiver. In this work the Kalman filter is used to estimate the state vector based on the incoming observations from the receiver. The Kalman filter is used due to its robustness in real time applications, without unnecessary storage of observations, as they can be processed while being collected. The filter dynamic model includes perturbation due to geopotential, solar radiation pressure and perturbations due to the Sun and the Moon and the observations are the raw navigation solution composed of position and receiver clock bias. Simulations and tests are done using real data from TOPEX/POSEIDON satellite. A comparison is done between the estimated state vector and the precise orbit ephemeris (POE) produced by JPL/NASA. After that an algorithm to convert osculating elements in mean elements and vice versa is implemented because it is required to the orbital maneuvers problem. To perform the orbital maneuvers, a software that calculates an optimal maneuver is developed. This method will be used as a reference for comparison and analises of the suboptimal methods to be used on board. This method id based on an analytical development that generate equations that can be computed in a shorter time, allowing real time applications.
%@project CMC-SPG-INPE-MCT-BR
%E Orlando, Valcir (presidente),
%E Kuga, Hélio Koiti (orientador),
%E Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador),
%E Ferreira, Luiz Danilo Damasceno,
%E Silva, Aurea Aparecida da,
%T Determinação de órbita e manobras utilizando GPS e motor com baixo empuxo
%4 sid.inpe.br/mtc-m18@80/2008/08.11.15.18
%D 2008
%C São José dos Campos