Optimal bi-impulsive non-coplanar maneuvers using hyperbolic orbital transfer with time constraint

Mathematical Problems in Engineering

Souza

Prado

2013

The goal of the present paper is to study the problem of station keeping maneuvers of satellites that belong to a constellation. The objective is to perform those maneuvers with low fuel consumption and but also including a time constraint. This type of problem has several aspects to be considered, like fuel consumption, duration of the maneuvers. These aspects are applied to all the satellites of the constellation, so a strategy has to be found to consider the global optimization of those variables that can control the geometry of the constellation. So, this is a multiobjective problem. To find a solution, strategies are formulated that minimize the fuel consumption considering all the satellites and also considering the duration of the maneuver. Numerical examples are shown.

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Station Keeping of Constellations Using Multiobjective Strategies

Mathematical Problems in Engineering

Souza

Prado

2013

“…Geralmente, tanto as manobras de correção quanto as de transferência devem ser realizadas de forma ótima visando minimizar o consumo de combustível, o erro no posicionamento e o tempo gasto durante a manobra. Na literatura encontram-se vários trabalhos relacionados a esse tema: Hohmann (1925), Lawden (1953), Hoelker e Silber (1959), Shternfeld (1959), Roth (1967), Gobetz e Doll (1969), Eckel (1982), Prado e Broucke (1995), Rocco (1997), Rocco et al (2008a), Rocco et al (2013a), entre outros.…”

Section: Introductionunclassified

Simulação de manobras orbitais impulsivas com empuxo limitado e controle de trajetória em malha fechada

Proceeding Series of the Brazilian Society of Computational and Applied Mathematics

2013

Resumo Objetiva-se calcular e simular manobras orbitais de um veículo espacial considerando aspectos construtivos do sistema de propulsão e controle de trajetória em malha fechada. Inicialmente consideram-se propulsores ideais capazes de aplicar empuxo de magnitude infinita, já que a variação de velocidade ocorre instantaneamente. Assim, obtêm-se as manobras impulsivas ótimas, do ponto de vista de consumo de combustível, por meio da solução do problema de Lambert (Two Point Boundary Value Problem). Então, essas manobras são simuladas considerando agora um modelo mais realista do sistema de propulsão. Devido à impossibilidade de aplicação de empuxo infinito a manobra orbital deve ser distribuída em um arco propulsivo em torno do ponto de aplicação determinado pela solução do problema de Lambert. Neste arco propulsivo utiliza-se propulsão contínua com empuxo limitado à máxima capacidade dos propulsores. Entretanto, o efeito do arco propulsivo não é exatamente igual à aplicação de um impulso, esta diferença produz um desvio da órbita final alcançada com relação à órbita de referência. Esse desvio é função da magnitude do impulso desejado, da capacidade do sistema de propulsão e das características do sistema de controle de trajetória utilizado. A avaliação desse desvio é de extrema relevância na análise de missão de veículos espaciais e no dimensionamento do sistema de controle de trajetória. Portanto neste trabalho avaliou-se como a capacidade dos propulsores e a magnitude dos impulsos influenciam nos erros da trajetória quando considerado um modelo mais realista ao invés do caso ideal representado pela abordagem impulsiva. A avaliação dos erros da trajetória torna-se ainda mais relevante se os efeitos das perturbações orbitais que atuam no veículo forem considerados. Assim, os desvios na trajetória devido às perturbações provocadas pelo termo J2 do potencial gravitacional terrestre, pelo arrasto atmosférico, pela pressão de radiação solar, pelo albedo terrestre e pelas atrações gravitacionais do Sol e da Lua foram inseridas na simulação. Palavras-chave Astrodinâmica, satélites artificiais, movimento orbital, manobra orbital.

“…The theory of optimal low thrust orbital transfer has received a great deal of attention over the past years. There are many studies in the literature that consider a low thrust propulsion system [8][9][10][11][12][13][14] or an impulsive propulsion system [15][16][17][18][19][20][21][22][23]. Another kind of orbital transfer is the gravity-assisted maneuver (or swing-by) that consists in the use of the gravity of a planet or other celestial body to alter the path and speed of a spacecraft, typically in order to save propellant, time, and expense [24][25][26][27][28][29][30][31][32][33].…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Application of the Kalman Filter to Estimate the State of an Aerobraking Maneuver

Santos

Kuga

Mathematical Problems in Engineering

2013

This paper presents a study about the application of a Kalman filter to estimate the position and velocity of a spacecraft in an aerobraking maneuver around the Earth. The cis-lunar aerobraking of the Hiten spacecraft as well as an aerobraking in a LEO orbit are simulated in this paper. The simulator developed considers a reference trajectory and a trajectory perturbed by external disturbances combined with nonidealities of sensors and actuators. It is able to operate in closed loop controlling the trajectory at each instant of time using a PID controller and propulsive jets. A Kalman filter utilizes the sensor data to estimate the state of the spacecraft. The estimation algorithms and propagation equations used in this process are presented. The U.S. Standard Atmosphere is adopted as the atmospheric model. The main results are compared with the case where the Kalman filter is not used. Therefore, it was possible to perform an analysis of the Kalman filter importance applied to an aerobraking maneuver.