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A study of double and single second order averaged models to evaluate third body perturbation considering elliptic orbits for the perturbing body

Resumo

Neste trabalho as equações para as variações dos elementos keplerianos da órbita de uma nave espacial perturbada por um terceiro corpo sao desenvolvidas utilizando uma abordagem simples, calculados sobre o movimento da nave espacial, considerando-se uma órbita elíptica para o corpo perturbador. Em seguida, é feita uma comparação dos resultados obtidos com este método e a técnica mais utilizada do metodo duplo, bem como com o problema restrito elíptico de tres corpos inteiro. As premissas utilizadas em ambos os modelos são as mesmos do problema de três corpos restrito. A função perturbadora é expandida em polinômios de Legendre até a segunda ordem, em ambos os casos. Depois disso, as equações do movimento são obtidas a partir das equações planetárias e várias simulações numéricas são feitas para obter a evolução da órbita do veículo espacial em ambos os modelos. Em particular, algumas características conhecidas do corpo perturbador circular são estudados sob o modelo elíptico: órbitas circulares, órbitas equatoriais e órbitas elípticas congeladas. Diferentes excentricidades iniciais para o corpo perturbado são considerados, uma vez que o efeito dessa variável é um dos objetivos do presente estudo. Os resultados obtidos mostram o impacto desse parâmetro, bem como as diferenças entre os dois modelos, em comparação com o problema restrito elíptico de tres corpos. Regiões abaixo, perto e acima do ângulo crítico bem conhecidos do terceiro corpo de perturbação são considerados, bem como diferentes altitudes para a órbita do veículo espacial. (AU)

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