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ALGORITMO DE APONTAMENTO PARA INJEÇÃO DE SATÉLITE EM ÓRBITA

2011; Linguagem: Português

10.5540/dincon.2011.001.1.0083

2178-3667

Hilton Cleber Pietrobom, Waldemar de Castro Leite Filho,

Aviation History and Innovations

O objetivo fundamental de um veiculo lancador de satelites e a injecao do satelite em orbita. Para que o veiculo cumpra sua missao de satelizacao, o voo deve obedecer a uma sequencia de eventos que caracteriza as diversas fases pelas quais o veiculo deve passar. A figura 1 ilustra a sequencia de eventos do voo do VLS (Veiculo Lancador de Satelites Brasileiro). O VLS possui quatro estagios, cujos motores utilizam propelente solido. Somente os tres primeiros estagios possuem controle do vetor de empuxo, utilizando para isso atuadores do tipo tubeira movel para deslocar o vetor e criar forcas e torques laterais. Desta forma, como o ultimo estagio nao possui tal controle, o mesmo deve ser orientado antes de sua ignicao, ou seja, durante a fase balistica que se inicia logo apos a separacao do terceiro estagio. Apos a ignicao do ultimo estagio, ele e estabilizado por rotacao, restando apenas a propulsao do ultimo estagio para o ganho de velocidade necessario para a injecao da carga util em orbita. A atitude de referencia, que compreende um conjunto de ângulos em relacao a um referencial inercial, utilizada pelo algoritmo de controle durante o voo do veiculo, e definida durante a execucao do projeto. Essa atitude definida antes do voo servira para controlar a trajetoria do veiculo. Caso nao houvesse nenhum tipo de perturbacao durante o voo, e o veiculo seguisse o mesmo perfil de atitude pre-definido, a missao seria realizada sem problema. No entanto, durante o voo, o veiculo esta sujeito a perturbacoes, tais como dispersoes propulsivas, arrasto aerodinâmico, perturbacoes de vento, que o conduzem a uma condicao de voo diferente da nominal. Desta forma, se faz necessario um algoritmo que, baseado nos dados da trajetoria real, corrija o instante de ignicao e a atitude de referencia para o ultimo estagio, pois os respectivos dados pre-definidos ja nao condizem mais com a realidade. O algoritmo responsavel por calcular o ângulo de arfagem e guinada em que o ultimo estagio deve ser apontado, e o instante otimo de ignicao do mesmo, para colocar o satelite na orbita desejada, e chamado de APONTAMENTO. Tal algoritmo constitui-se de um conjunto de equacoes algebricas, cujo objetivo e, em funcao das condicoes em que o veiculo se encontra e a energia propulsiva embarcada no ultimo estagio, procurar uma orbita com parâmetros pre-estabelecidos. As informacoes fornecidas pelo APONTAMENTO serao utilizadas como referencia pelo algoritmo de basculamento (ver [1] para maiores detalhes). Esse artigo, diferentemente da estrategia proposta em [2], que procura obter uma orbita circular com uma inclinacao e altitude pre-estabelecidas, descreve uma estrategia de apontamento que nao se preocupa com a excentricidade da orbita, mas em garantir que apos a queima do ultimo estagio, nao ocorra a reentrada do satelite na atmosfera terrestre, fato que pode acontecer com a estrategia descrita em [2], principalmente para orbitas com baixas altitudes. Esse resultado e obtido fazendo com que a altitude de injecao do satelite seja igual ao perigeu da orbita final a ser alcancada. Foram realizadas simulacoes para avaliar o desempenho desta estrategia considerando dispersoes no motor do ultimo estagio.