Resumen

La matriz de transición de estados (STM) forma parte del sistema de determinación de la órbita a bordo. Se utiliza para controlar el movimiento orbital del satélite hacia una órbita de referencia predefinida. En primer lugar, en este trabajo se deriva un modelo orbital simple que captura el comportamiento secular del movimiento orbital en presencia de todas las fuerzas de perturbación. A continuación, se deduce un STM aproximado para igualar los efectos seculares en la órbita debido al efecto de tierra oblicua y posteriormente en presencia de todas las fuerzas de perturbación. A modo de ilustración, se proporcionan experimentos numéricos.

• Materias:Automatización Propiedades termodinámicas Termodinámica Aerodinámica Motores (Mecánica) Vehículo espacial
• Subjects:Automation Thermodynamic properties Thermodynamics Aerodynamics Engines Space vehicles
• Palabras claves:movimiento orbital, fuerza de perturbación, órbita de referencia predefinida, sistema de determinación de la órbita, matriz de transición de estados, modelo orbital simple, stm aproximado, presencia, efectos terrestres, efectos seculares
• Keywords:orbital motion, perturbation force, predefined reference orbit, orbit determination system, state transition matrix, simple orbit model, approximate stm, presence, earth effects, secular effects