Determinação e manobras autônomas de órbitas de satélites artificiais em tempo real usando medidas GPS de uma frequência

• Ano de defesa: 2000
• Autor(a) principal: Ana Paula Marins Chiaradia
• Orientador(a): Hélio Koiti Kuga
• Banca de defesa: Antonio Fernando Bertachini de Almeida Prado, Atair Rios Neto, Luiz Danilo Damasceno Ferreira, Ernesto Vieira Neto
• Tipo de documento: Tese
• Tipo de acesso: Acesso aberto
• Idioma: por
• Instituição de defesa: Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
• Programa de Pós-Graduação: Programa de Pós-Graduação do INPE em Mecânica Espacial e Controle
• País: BR
• Resumo em Inglês: A simplified and compact algorithm with low computational cost providing an accuracy around tens of meters for artificial satellite orbit determination in real-time and onboard, using the Global Positioning System (GPS), is developed in this work. The state vector, composed of the position, velocity, bias, drift, and drift rate of the GPS receiver clock, is estimated by the extended Kalman filter. The fourth order Runge-Kutta numerical integrator is used to integrate the state vector. In the equations of motion are considered only the perturbations due to the geopotential. The state error covariance matrix is propagated through the transition matrix, which is calculated in an optimized way. The single frequency GPS measurements are used as observation ones. These are corrected regarding GPS satellite and receiver clock offsets. The ionospheric effect is evaluated on these measurements by the dual frequency model to measure the impact in the accuracy. To validate this algorithm, the real data of the Topex/Poseidon satellite are used. The results are compared against the precise ephemerides orbit POE files of this satellite released by JPL/NASA. The position and velocity errors obtained vary from 15 to 20 m and from 0.014 to 0.018 m/s, respectively, with and without Selective Availability (SA). In addition, a method for bi-impulsive coplanar orbital maneuver determination is tested and implemented successfully, with the goal of increasing the satellite autonomy regarding the calculation of orbital maneuver. The developed simulations show that this method converges to the optimal solution in a short time interval, enough to be implemented in real-time applications with onboard computations. The obtained results show a consistent performance for the proposal problem.
• Link de acesso: http://urlib.net/sid.inpe.br/iris@1913/2005/08.01.16.23

Um algoritmo simplificado e compacto com baixo custo computacional fornecendo precisão em torno de dezenas de metros para determinação de órbita de satélites artificiais em tempo real e a bordo, usando o Sistema de Posicionamento Global (GPS), é desenvolvido neste trabalho. O vetor de estado, composto da posição, velocidade, tendência, deriva e taxa de deriva do relógio do receptor GPS, é estimado pelo filtro de Kalman estendido. O integrador numérico Runge-Kutta de passo fixo de quarta ordem é utilizado para integrar o vetor de estado. As equações de movimento consideram somente perturbações devidas ao geopotencial. A matriz de covariância dos erros do estado é propagada através da matriz de transição calculada de maneira otimizada. As medidas GPS de única frequência são utilizadas como medidas de observação. Estas são corrigidas com relação ao atraso dos relógios dos satélites GPS e do receptor. O efeito ionosférico é considerado nas medidas através do modelo de dupla frequência, somente para avaliação do impacto na precisão. Dados reais do satélite Topex/Poseidon são utilizados para validar este algoritmo. Os resultados obtidos são comparados com os arquivos de efemérides precisas POE deste satélite produzidas pelo JPL/NASA. Os erros em posição e em velocidade obtidos são de 15 a 20 m e de 0,014 a 0,018 m/s, respectivamente, com ou sem Disponibilidade Seletiva (SA). Um método para determinação de manobras orbitais bi-impulsivas e coplanares é testado e implementado com sucesso com o objetivo de tornar o satélite autônomo com relação ao cálculo de manobras orbitais. As diversas simulações efetuadas mostram que este método converge para a solução ótima em um tempo curto o suficiente para viabilizar aplicações em tempo real e com cálculos efetuados a bordo do satélite. Os resultados obtidos mostram desempenho consistente para o problema proposto.