Close
Metadata

@MastersThesis{Nascimento:2010:UtSoNa,
               author = "Nascimento, Jorge Martins do",
                title = "Utiliza{\c{c}}{\~a}o da solu{\c{c}}{\~a}o de 
                         navega{\c{c}}{\~a}o do GPS para determina{\c{c}}{\~a}o de 
                         {\'o}rbita de sat{\'e}lites",
               school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
                 year = "2010",
              address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
                month = "1997-06-06",
             keywords = "determina{\c{c}}{\~a}o de {\'o}rbita, Sistema de 
                         Navega{\c{c}}{\~a}o por Sat{\'e}lites (GPS), m{\'e}todo dos 
                         m{\'{\i}}nimos quadrados, navega{\c{c}}{\~a}o, sat{\'e}lites, 
                         orbit determination, Global Positioning System (GPS), least 
                         squares method, navigation, satellites.",
             abstract = "Neste trabalho, {\'e} analisado o problema da 
                         determina{\c{c}}{\~a}o de {\'o}rbita de um sat{\'e}lite 
                         artificial terrestre, posicionado a baixa altitude. Esse tipo de 
                         tarefa pode ser efetuado de v{\'a}rias maneiras, dependendo do 
                         hardware dispon{\'{\i}}vel no sat{\'e}lite e em terra. Neste 
                         trabalho, essa tarefa ser{\'a} feita com o uso de medidas obtidas 
                         a partir dos sat{\'e}lites da constela{\c{c}}{\~a}o do GPS 
                         (Sistema de Posicionamento Global). Esse sistema {\'e} 
                         constitu{\'{\i}}do por sat{\'e}lites em {\'o}rbita da Terra, 
                         cuja fun{\c{c}}{\~a}o {\'e} enviar sinais capazes de serem 
                         captados por receptores, no espa{\c{c}}o ou em terra. Essas 
                         informa{\c{c}}{\~o}es permitem o c{\'a}lculo da 
                         posi{\c{c}}{\~a}o desse receptor. Assim sendo, {\'e} assumido 
                         que o sat{\'e}lite alvo, cuja {\'o}rbita se deseja determinar, 
                         estar{\'a} portando um receptor deste tipo, especialmente 
                         projetado para funcionar no espa{\c{c}}o. Para a 
                         realiza{\c{c}}{\~a}o dessa tarefa, s{\~a}o necess{\'a}rios os 
                         seguintes passos: i) Simula{\c{c}}{\~a}o do movimento dos 
                         sat{\'e}lites GPS e do sat{\'e}lite usu{\'a}rio; ii) 
                         C{\'a}lculo de todas as dist{\^a}ncias entre os sat{\'e}lites 
                         GPS e o sat{\'e}lite usu{\'a}rio; iii) Estudo de quais 
                         sat{\'e}lites GPS s{\~a}o vis{\'{\i}}veis a partir do 
                         sat{\'e}lite usu{\'a}rio; iv) Corrompimento, atrav{\'e}s da 
                         adi{\c{c}}{\~a}o de uma vari{\'a}vel aleat{\'o}ria, de todas 
                         essas medidas; v) Desenvolvimento de um procedimento computacional 
                         capaz de, com o uso da teoria dos m{\'{\i}}nimos quadrados, 
                         obter a solu{\c{c}}{\~a}o de navega{\c{c}}{\~a}o (x,y,z) em 
                         cada ponto da {\'o}rbita; vi) Elabora{\c{c}}{\~a}o de um outro 
                         procedimento tamb{\'e}m baseado na teoria dos m{\'{\i}}nimos 
                         quadrados, que obt{\'e}m o vetor de estado (posi{\c{c}}{\~a}o e 
                         velocidade) do sat{\'e}lite usu{\'a}rio a cada instante, a 
                         partir da solu{\c{c}}{\~a}o de navega{\c{c}}{\~a}o. Esse 
                         trabalho foi motivado pelo planejamento do INPE de executar uma 
                         miss{\~a}o desse tipo num futuro pr{\'o}ximo, dado que {\'e} um 
                         sistema barato e preciso de determina{\c{c}}{\~a}o de 
                         {\'o}rbita. Deve-se tamb{\'e}m salientar que o objetivo aqui 
                         proposto n{\~a}o {\'e} o de obter a m{\'a}xima precis{\~a}o 
                         que o sistema pode oferecer, mas sim obter uma precis{\~a}o 
                         suficiente para se manter o acompanhamento e permitir o controle 
                         do sat{\'e}lite. ABSTRACT: In this work the orbit determination 
                         problem of a low orbit earth artificial satellite is analyzed. 
                         This kind of problem can be solved by several ways, and the choice 
                         depends on the hardware available in the spacecraft and in the 
                         ground station. In this work this problem is solved using the GPS 
                         (Global Positioning System) constellation satellites data. This 
                         system is composed of an Earth orbiting satellites group with the 
                         purpose of sending signals to be received by receivers that can be 
                         located in the space or in the ground. These information allow the 
                         receiver to calculate its own position. It's assumed that the 
                         target satellite (which orbit has to be determined) will carry a 
                         receptor of this kind, specially designed to work in the space 
                         environment. To perform this work, one needs the following steps: 
                         i) To simulate the motion of the GPS and the target satellite; ii) 
                         To calculate ali the distances between the GPS satellites and the 
                         target satellite; iii) To determine which GPS satellites are 
                         visible by the target satellite; iv) To corrupt those data by 
                         adding a random variable; v) To develop a software, that is able 
                         to get a navigation solution on each point of the orbit, using 
                         least squares theory; vi) To develop a new software to get the 
                         target satellite state vector (position and velocity) from the 
                         navigation solution, also using least squares theory. This work 
                         was motivated by the INPE's plans of performing this kind of 
                         mission in a near future, since this is a cheap and accurate orbit 
                         determination system. It must be emphasized that the goal of this 
                         work is not to provide the system maximum accuracy, but a 
                         sufficient accuracy to track and control the satellite.",
            committee = "Pilchowski, Hans-Ulrich (presidente) and Prado, Ant{\^o}nio 
                         Fernando Bertachini de Almeida (orientador) and Kuga, H{\'e}lio 
                         Koiti (orientador) and Moraes, Rodolpho Vilhena de and Ferreira, 
                         Luiz Danilo Damasceno",
           copyholder = "SID/SCD",
         englishtitle = "Using the GPS navigation solution for satellite orbit 
                         determination",
             language = "pt",
                pages = "94",
                  ibi = "8JMKD3MGP7W/38J96M5",
                  url = "http://urlib.net/rep/8JMKD3MGP7W/38J96M5",
           targetfile = "publicacao.pdf",
        urlaccessdate = "2021, Jan. 17"
}


Close