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Metadados

%0 Thesis
%4 sid.inpe.br/jeferson/2005/07.14.18.30
%2 sid.inpe.br/jeferson/2005/07.14.18.30.23
%A Felipe, Gislaine de,
%T Transferência orbitais envolvendo órbitas do tipo halo
%D 2004
%E Moraes, Rodolpho Vilhena de (presidente),
%E Prado, Antonio Fernando Bertachini de Almeida (orientador),
%E Winter, Othon Cabo,
%E Chiaradia, Ana Paula Martins,
%E Zanardi, Maria Cecília França de Paula Santos,
%8 2004-03-19
%J Transfers involving orbits of type halo
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%C São José dos Campos
%K transferência de órbitas, órbita de Rendezvous, mecânica orbital, manobra orbital, problemas de três corpos, órbitas de veículos espaciais, transfer orbits, orbital Rendezvous, orbital mechanics, orbital maneuvers, three body problems, spacecraf orbits.
%X Nas atividades espaciais, é de grande importância o estudo das trajetórias que os veículos espaciais devem seguir para completar uma missão. No presente trabalho, estudam-se as manobras orbitais envolvendo órbitas Halo para vários sistemas de primários. Para realizar este estudo utiliza-se o método de Lindstedt-Poincaré para a determinação das órbitas e o método de Lambert para as transferências envolvidas, tanto para as transferências com tempo livre como para as manobras de rendez-vous. Para exemplificar as técnicas desenvolvidas uma missão completa no sistema Terra-Lua envolvendo o problema restrito de três corpos é calculada em detalhes. Ainda estudam-se neste trabalho as mesmas manobras para o problema restrito bi-circular de quatro corpos. A seguir, um modelo propulsado de swing-by é desenvolvido e a sua eficiência em transferir um veiculo entre uma órbita de estacionamento em tomo da Terra até uma órbita Halo no sistema Terra-Sol utilizando um swing-by coma Lua é medida. ABSTRACT: In space activities, it is of great importance the study of trajectories that the space vehicles should follow to complete a mission. In the present work, maneuvers involving Halo orbits for several systems of primary are studied. To accomplish this study the method of Lindstedt-Poincaré is used for the etermination of the orbits and the method of Lambert is used for the transfers involved in both cases for the transfers with free time for the rendez-vous maneuvers. To exemplify the techniques developed here a complete mission in the Earth-Moon system involving the restricted three bodies problem is calculated in details. It is still studied in this work the same maneuvers for the restricted bi-circular problem of four bodies. To proceed, a propelled model for the swing-by is studied and its efficiency in transfering a spacecraft from a parking orbit around the Earth to a Halo orbit in the Earth-Sun system using a swing-by with the Moon is measured.
%P 222
%@language pt
%9 Tese (Doutorado em Mecânica Espacial e Controle)
%3 publicacao.pdf


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