| Summary: | Este trabalho está focado em métodos de transferência a partir de uma órbita circular ao redor da Terra até órbitas periódicas ao redor dos pontos Lagrangianos \textit{L}$_{4}$ e \textit{L}$_{5}$ no sistema Terra-Lua, com aplicações para colocar vários satélites em vôo de formação. Os pontos Lagrangianos \textit{L}$_{4}$ e \textit{L}$_{5}$ estão localizados a 60 graus acima e embaixo da linha que conecta a Terra com a Lua e formam com estes dois corpos um triângulo equilátero. Estes pontos Lagrangianos são estáveis pela relação de massa entre a Terra e a Lua. Devido à sua distância, radiações eletromagnéticas que proveem da Terra e chegam até eles são substancialmente atenuadas. Dessa maneira, estes pontos Lagrangianos representam posições extraordinárias para colocar observatórios astronômicos. Inspirados nos recentes resultados em manobras assistidas por gravidade, os métodos de transferência implementados neste trabalho usam o campo gravitacional da Lua para atingir os pontos Lagrangianos. Nós aplicamos três diferentes técnicas para intersectar a esfera de influência da Lua: Transferências de Mínima Energia, Trajetórias G e Órbitas Caóticas, e mostramos que existem novas trajetórias alternativas para chegar até nosso objetivo. Nós encontramos vantagens em relação à Transferência de Hohmann tais como gasto menor de combustível e a possibilidade de usar o mesmo lançador para enviar os satélites até os pontos \textit{L}$_{4}$ e \textit{L}$_{5}$. O trabalho também apresenta um estudo das geometrias ao redor das órbitas periódicas centradas em \textit{L}$_{4}$ com boas propriedades para vôos em formação. Nós consideramos a possibilidade da existência de regiões com aceleração radial relativa zero com respeito à trajetória nominal. As simulações numéricas mostram que para evitar grandes variações das distâncias mutuas entre os satélites, a formação tem que estar localizada não ao longo da direção de aceleração radial relativa nula senão ao longo da direção de aceleração radial relativa mínima. Este trabalho está feito utilizando o modelo Circular Restrito de Três Corpos, considerando só o movimento no plano da órbita dos sistema Terra-Lua. === This thesis focuses on transfer methods from a circular parking orbit around the Earth to periodic orbits around the Lagrangian points \textit{L}$_{4}$ and \textit{L}$_{5}$ in the Earth-Moon system, with applications to place multiple satellites in formation flying. Lagrangian points \textit{L}$_{4}$ and \textit{L}$_{5}$ lie at 60 degrees ahead of and behind Moon in its orbit with respect to the Earth and form an equilateral triangle with the base of the line defined by those two bodies. These Lagrangian points are stable for the Earth-Moon mass ratio. Because of their distance, electromagnetic radiations from the Earth arrive on them substantially attenuated. As so, these Lagrangian points represent remarkable positions to host astronomical observatories. Inspired by the recent results in gravity assist maneuvers, the transfer methods implemented in this work use the gravita-tional field of the Moon to reach the Lagrangian points. We apply three different techniques to intersect the lunar sphere of influence: Minimum Energy Transfers, Trajectories G and Chaotic Orbits, and prove that there exist new alternative trajectories to reach our target. We find advantages over the Hohmann transfer such as less fuel spent and the possibility using only one rocket launcher to deliver spacecrafts to \textit{L}$_{4}$ and \textit{L}$_{5}$. The thesis also presents a study of geometries around periodic orbits centered at \textit{L}$_{4}$ with good properties for formation flying. We consider the possible existence of regions of zero relative radial acceleration with respect to the nominal trajectory. Numerical simulations show that to avoid large variations of the mutual distances between the spacecrafts, the formation flying must be arranged not along the direction of zero relative radial acceleration but along the direction of minimum relative radial acceleration. This work is done in the force model defined by the Circular Restricted Three Body Problem, considering only the motion on the plane of the orbit of the Earth-Moon system.
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