| Summary: | A injeção de um satélite em órbita normalmente é feita por um veículo lançador de múltiplos estágios. A fim de obter o melhor desempenho que ele possa oferecer e, consequentemente, tornar manobras espaciais menos dispendiosas, técnicas de otimização de trajetória tem sido um assunto de intensa pesquisa nas últimas décadas. Atualmente o mercado espacial demonstra uma forte tendência para o aprimoramento de satélites cada vez menores devido a miniaturização e aumento da eficiência dos componentes embarcados. Este trabalho tem por objetivo fazer um mapeamento inicial do domínio das órbitas possíveis de serem alcançadas por um veículo lançador de três estágios, levando em consideração apenas o seu movimento de translação nos três eixos. Inclui-se no equacionamento para o potencial gravitacional até o sexto harmônico zonal (J$_{6}$) além da presença do arrasto atmosférico e o efeito das forças de Coriolis e centrífuga. Expressões para cálculo dos versores de empuxo de cada estágio são obtidas para direcionar o foguete no plano de voo desejado. Em virtude do longo tempo de operação a qual se encontram os satélites SCD-1 e SCD-2 é realizado um estudo de caso, a fim de, avaliar a capacidade do Veículo Lançador de Microssatélites (VLM-1) em lançar um pequeno satélite substituto a partir do Centro de Lançamento de Alcântara (CLA). Várias simulações são realizadas variando a carga útil transportada. Em alguns casos, devido às limitações do VLM-1, é visto que as órbitas de injeção acabam por ser elípticas com perigeu baixo e sujeito a decaimento orbital por influência do arrasto. A fim de solucionar este problema três configurações de voo do segundo estágio do veículo são analisadas. Além disso, procura-se determinar a duração da fase de voo balística do lançador que minimiza o consumo de combustível gasto pelo satélite para realizar manobras de transferência de um ou dois impulsos para correção do semi-eixo maior e excentricidade. === The injection of a satellite into orbit is usually done by a multi-stage launch vehicle. In order to obtain the best performance it can offer, and therefore to make orbital maneuvers less expensive, trajectory optimization techniques has been a subject of intense research in recent decades. Nowadays the space market demonstrates a strong tendency towards the improvement of smaller satellites due to the miniaturization and increased efficiency of embedded components. This work aims to make an initial mapping of the possible orbits to be achieved by a three-stage launch vehicle, taking into account only its movement of translation in the three axes. It is included in the set of equations of motion the gravitational potential up to the sixth zonal harmonic (J$_{6}$), the presence of the atmospheric drag and the effect of the Coriolis and centrifugal forces. Expressions for calculating the thrust versor of each stage are obtained to orientate the rocket into the desired flight plane. Considering the long operating time of the satellites SCD-1 and SCD-2, a case study is performed in order to evaluate the ability of the Brazilian Microsatellite Launcher (VLM-1) to launch a small substitute satellite from the Alcântara Launch Center (CLA) in Brazil. Several simulations are performed by varying the payload transported. In some cases, due to the limitations of VLM-1, it is seen that the injection orbits end up to be elliptic with low perigee and face orbital decay due to drag. In order to solve this problem three flight configurations of the second stage of the vehicle are analyzed. In addition, it is sought to determine the duration of the ballistic flight phase of the launcher which minimizes the fuel consumption used by the satellite to perform one or two-pulse transfer maneuvers for the correction of the semi-major axis and eccentricity.
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