Manobra espiral para a missão Áster usando um propulsor de baixo empuxo

Abstract

O presente estudo tem como objetivo a análise e modelagem numérica baseada nas teorias orbitais dinâmicas para um propulsor de baixo empuxo do tipo Hall para órbita de manobra durante a missão Áster, na qual será enviada uma sonda com origem na Terra até o asteroide triplo 2001 SN263 para estudo do mesmo. Áster será a primeira missão aeroespacial brasileira de espaço profundo, em que haverá grande repercussão internacional com diversos objetivos científicos e estratégicos para a sociedade brasileira. Foram assim analisados os melhores pontos de aproximação do asteroide e após a escolha destes, realizada a engenharia reversa para encontro do melhor dia para lançamento da sonda na Terra, bem como a respectiva propulsão necessária, com intensidade e direção constantes por todo o período da manobra. A integração foi realizada com o uso do integrador MERCURY, e foi desenvolvido um programa em linguagem de programação C para análise da propulsão que gere manobra com a menor distância entre sonda a ser lançada e a Terra, correspondente ao instante inicial. Foi então realizado posteriores refinamentos na intensidade da propulsão e foi encontrada a manobra que atende aos requisitos estabelecidos no presente trabalho. Devido ao cálculo do consumo de propelente encontrado, sugere-se para futuros estudos que a propulsão seja mantida acionada em apenas uma parte da manobra, a fim de maior economia do propelente

The present study has the objective of the analysis and the numerical modeling based on the orbital dynamics theories for a low thrust Hall Truster in a maneuvering orbit during the Áster mission, where it will be send an probe originated in Earth to the triple asteroid 2001 SN263 for it’s study. Áster will be the first Brazilian deep space aerospace mission, with huge international repercussion and several scientific and strategic objectives for the Brazilian society. The best approach points of the asteroid were analyzed and after choosing them the reversal engineering has been done to find the best day to launch the probe, as well as the required propulsion, maintaining the intensity and direction constants for all the maneuver period. The integration was performed using the MERCURY integrator, a program was created the programming language C for the analysis of the propulsion that generates the maneuver with the lowest distance between the probe to be launched and the Earth, corresponding the initial instant. Then it was made further refinements in the propulsion magnitude and it was found a maneuver that meets the requirements that were established in the present study. Due to the propellant consumption calculation that was found, it is suggested for future studies that the propulsion should be mantained operating in only a part of the maneuver, for a higher propellant economy