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%0 Thesis
%4 sid.inpe.br/mtc-m21b/2017/11.21.16.48
%2 sid.inpe.br/mtc-m21b/2017/11.21.16.48.27
%T Otimização de manobras de satélites estabilizados por "spin" utilizando bobinas magnéticas
%J x
%D 1988
%8 1988-08-05
%9 Dissertação (Mestrado em Ciência Espacial)
%P 89
%A Rosado, Victor Orlando Gamarra,
%E Souza, Marcelo Lopes de Oliveira e (presidente),
%E Rios Neto, Atair (orientador),
%E França, Luis Novaes Ferreira,
%E Ferreira, Luiz Danilo Damasceno,
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%C São José dos Campos
%K controle de atitude, otimização de manobras, estabilização por "spin" e bobinas magnéticas.
%X Apresentam-se desenvolvimentos de leis de controle ótimo em malha aberta que minimizam o tempo de manobra de atitude de um satélite estabilizado por "spin" através da otimização dos intervalos e Polaridades de funcionamento de um atuador do tipo bobina magnética. O torque de controle que executa a manobra é gerado através da interação do campo geomagnético com o momento magnético desta bobina. A proposta de otimização da manobra consta de duas fases, ambas com abordagem sub ótima: Primeiro, otimização com a determinação dos intervalos de funcionamento da bobina, cobrindo separadamente cada periodo orbital. Segundo, otimização global da manobra, utilizando como parâmetros de partida os intervalos obtidos na fase anterior. Expõem-se os fundamentos teóricos para a formulação do problema, a modelagem da dinâmica de atitude do satélite, o tratamento de otimização para obter a lei de controle e os testes numéricos para avaliar o comportamento do procedimemto. Simulações através de computador digital indicam a praticabilidade de formulação e obtenção das leis de controle ótimo propostas. ABSTRACT: This work presents the development ofopen-loop contras that minimizes the attitude maneuver time of a spin-stabilized satellite through the optimization ofboth polarity and time intervals of actuation of a magnetic coil type actUator. The maneuver contrai torque is generated by the interaction between the magnetíc moment of thir ao-il and the geomagnetic field. The proposed maneuver optimiza tion consists of two phases, both with suboptimal approaches: 1) Theoptimization of-coil's operating intervals, covering every orbital period separately; and 2) the maneuver global optimization, using the intervals obtained in the previous phase as the starting parameters. The theoretical fóundations for the formulation of the problem, the modelling of the satellite attitude dynamics, the optimization treatment to obtain the control,and numerical testa to evaluate the behavior of the procedure are presented.' Simulations have verified the feasibility ofPrmulation and obtainment of the proposed optimal contrai.
%@language pt
%3 publicacao.pdf


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