| Summary: | Este trabalho consiste no estudo da variação do posicionamento relativo de quatro satélites que se agrupam sob a geometria de um tetraedro durante o movimento orbital. Os satélites são posicionados sobre a configuração admitida, considerando o instante em que eles estarão em formação. A partir de então, o problema é analisado com base na geometria da disposição das espaçonaves e os parâmetros orbitais são calculados e inseridos em um simulador de trajetórias espaciais, o Spacecraft Trajectory Simulator (STRS), para testar e avaliar o movimento relativo dos corpos e os instantes da formação do poliedro regular. A detecção da configuração no instante em que os satélites estão na formação tetraédrica regular é feita através de três flags detectores: i) baseado no módulo da diferença com relação a aresta nominal do tetraedro; ii) baseado no volume nominal para um tetraedro regular com as propriedades geométricas consideradas; e iii) baseado na diferença do posicionamento relativo dos satélites no instante da formação. Os flags possuem uma tolerância, , estipulada conforme a necessidade e a precisão da missão, para cada um dos três flags. O movimento dos satélites é propagado por meio das equações não lineares fornecidas pela mecânica celeste, já que as equações linearizadas de Hill, muito utilizadas em trabalhos relacionados às formações de satélites, não consideram os efeitos perturbadores em sua constituição. Para o estudo da variação do movimento relativo dos satélites em órbita, é considerado um erro na posição inicial do satélite que se encontra sobre a órbita elíptica, então o posicionamento dos quatro corpos é novamente propagado. O problema também é generalizado, dentro das especificações admitidas para que a formação ocorra sobre qualquer região da superfície da Terra, e um programa, o Spacecraft Parameters Calculator (SPC), capaz de calcular todos os parâmetros orbitais dos quatro satélites é implementado. O problema deixa de ser tratado como um caso ideal e a modelagem desta nova etapa admite quatro perturbações orbitais sendo elas: i) potencial gravitacional terrestre; ii) atrações gravitacionais do Sol e da Lua; iii) pressão de radiação e iv) arrasto atmosférico. É admitido um sistema de controle em malha fechada que visa minimizar os efeitos causados pelas perturbações. Os resultados obtidos são analisados, comparados e discutidos. === This work consists of a study of the relative position variation of four satellites grouped in a tetrahedral geometry during orbital movement. The satellites arrangement is calculated analyzing the problem through a geometric perspective, precisely adjusting each satellites orbital parameters. Those parameters are inserted into a spatial trajectory simulator, the Spacecraft Trajectory Simulator (STRS), to evaluate the bodies relative movement and the moments of a regular tetrahedron formation. It is proposed a detection algorithm based on three flags, to enhance the precision of a regular tetrahedrons detection. These flags are based on the difference in relation to the tetrahedrons nominal edge, the detection of the tetrahedral formation volume and the difference between the tetrahedrons edges. In addition, a tolerance value is considered for each flag. The satellites movement is propagated through nonlinear equations provided by celestial mechanics, once Hills equations, commonly used in work related to satellites formations, do not consider disturbance effects. For the study of the satellites relative movement variation, an initial position error is assumed for the satellite in elliptical orbit, and then the movement is simulated again. The problem is also generalized, according to the assumed specifications for the formation to occur over any region of Earths surface, and a software, Spacecraft Parameters Calculator (SPC), able to determine each satellites orbital parameters is implemented. Then, in the next phase of the study, the problem is no longer considered an ideal case once four kinds of orbital disturbance are assumed to affect the satellites movement, these disturbances are: i) Earth gravitational potential; ii) Sun and Moons gravitational attraction; iii) radiation pressure e iv) atmospheric drag. A control system is considered to minimize these disturbances effects. The results are analyzed compared and discussed.
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