Controle orbital de satélites artificias com propulsão e uso de gravidade lunar

Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP)

Pós-graduação em Física - FEG

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.