Minimum Fuel Low-Thrust Transfers for Satellites Using a Permanent Magnet Hall Thruster

Proceeding Series of the Brazilian Society of Computational and Applied Mathematics

2013

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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.

Section: Resultsunclassified

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

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“…Considerable effort has been made to model the complex and nonlinear dynamics behavior of actuators and its impact on spacecraft control systems in order to meet the increasing requirements of space applications. 24,25 The following subsections describe the mathematical modeling of the actuators used in this work.…”

Section: Modeling Of the Gnc Loopmentioning

confidence: 99%

Discrete Multiobjective Optimization Methodology applied to the Mixed Actuators Problem and Tested in a Hardware-in-the-loop Rendezvous Simulator

Santos

AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference

Boge

et al. 2015

The spacecraft control problem using a set of actuators with conflicting characteristics is investigated in this paper. A novel approach, called actuator multiobjective command method, based on a discrete multiobjective optimization technique is proposed. The method is included in a coupled translational and attitude control system applied to the final approach rendezvous. Furthermore, all elements of the guidance, navigation and control loop have been developed and implemented in a simulation framework. A reaction control system, a set of reaction wheels, and a set of magnetic torqrods are the group of actuators used in this work. The discrete multiobjective problem is formulated with four objectives: torque error, fuel and electrical charge consumption, disturbance of coupling, and risk of utilization. The decision variable represent the command torque to the actuators. In addition, the hardware-in-the-loop rendezvous and docking simulation facility of the German Aerospace Center has been used to test the proposed method under realtime conditions. Results indicate that a mixed actuators methodology can achieve better performance with respect to those using the same type of actuators.

“…In this paper, the Aeroassisted Spacecraft Maneuver Simulator (SAMS) was used with the implementation of the Kalman filter. The SAMS was based on an orbital maneuver simulator developed by Rocco [42] and used by Oliveira et al [43]. Usually, it is used an open loop control operated from the ground for correction maneuvers and orbital transfers.…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

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

Santos

Kuga

Mathematical Problems in Engineering

2013

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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.