| Summary: | Este trabalho considera o problema do controle da trajetória para manobras de transferência orbital utilizando um sistema propulsivo capaz de aplicar empuxo contínuo por um longo período de tempo. Foram analisadas não-idealidades dos propulsores e seus efeitos no sistema de controle durante a transferência orbital. Considerou-se um sistema de controle em malha fechada e propulsão de baixo empuxo com alto impulso específico. Por meio de simulações foi possível analisar o desvio na trajetória e avaliar o sistema de controle. Vários casos foram analisados: aplicação de incremento de velocidade tangencialmente a trajetória, com e sem erros nos propulsores; ajustes da trajetória após impactos com micro-meteoritos; manobra de transferência Terra-Lua. No primeiro caso tem-se o aumento gradativo do semi-eixo maior e do raio orbital. No segundo, o sistema de controle foi testado até o seu limite de saturação. E no terceiro caso uma manobra de transferência de longo prazo é estudada, onde o veiculo espacial tem o raio orbital gradativamente aumentado até alcançar a altitude da órbita lunar. Os resultados mostraram que a utilização do empuxo contínuo pode apresentar vantagens para algumas missões espaciais. Confirmou-se ainda, a necessidade de um sistema de controle de trajetória em malha fechada para essas missões. === This work considers the problem of controlling the trajectory during orbital transfer maneuvers, using a propulsive system capable of applying continuous thrust for a long period of time. Some non-ideality of the thrusters and their effects on the control system during the transfer orbit were analyzed. It was considered a control system in closed loop and low-thrust propulsion with high specific impulse. Through some simulations it was possible to analyze the deviation in the trajectory and evaluate the control system. Several cases were analyzed: velocity increment applied tangentially to the trajectory, with and without errors in the propulsion system; correction in the trajectory due to the micro-meteorites impacts; Earth-Moon transfer maneuver. In the first case, a gradual increase of the semi-major axis and the orbital radius was applied. In the second, the control system was tested until the limit of saturation. And in the third case a transfer maneuver of long-term was studied, where the orbital radius was gradually increased to reach the altitude of the lunar orbit. The results showed that the use of continuous thrust may present advantages for some space missions. It was also confirmed the requirement of a closed loop control system for these missions.
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