¿Cómo se suponía que Apolo se encontraría en el caso de un aborto lunar?

Si el LEM tuviera que abortar en el punto de aterrizaje en la luna, el CM/SM estaría unas 1000 millas por delante cuando el LEM alcanzara la misma órbita. ¿Cómo podrían las 2 naves lograr el encuentro?

El LEM podría haber abortado fácilmente a una órbita más baja (alcanzándose así con el CSM con el tiempo) o a una órbita más alta (permitiendo así que el CSM alcanzara al LEM) o simplemente girar parabólicamente a través de los caminos de los CSM y luego reducir la velocidad. No estoy seguro de lo que optaron por hacer, pero esos son los tres principios que me vienen a la mente.
¡Bienvenidos al Espacio! Estoy editando el título de su publicación, por lo que es una pregunta adecuada.

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Las órbitas más bajas son más rápidas, las más altas son más lentas, por lo que al ajustar la altitud de la órbita puede obtener una órbita que gana o se retrasa hasta que esté en posición de ejecutar una transferencia Hohmann . El período de la órbita es de alrededor de dos horas y las velocidades involucradas alrededor de una milla por segundo, por lo que 1000 millas no tienen que tomar tanto tiempo para cerrarse. Especialmente si consigues que ambas naves cambien de órbita para obtener una mejor relación. En el peor de los casos, el CSM estará a una hora de distancia en esa órbita de dos horas, por lo que una órbita del Módulo Lunar que tarde tres horas (CSM hace 1,5 órbitas de dos horas) se encontrará.

La parte más complicada viene si tu inclinación es diferente, pero para abortar justo después de aterrizar, esto no cambiaría.

"Este te lleva hacia afuera, hacia afuera te lleva hacia el oeste, hacia el oeste te lleva hacia adentro, hacia adentro te lleva hacia el este. Babor y estribor te traen de regreso. Norte y sur te traen de regreso"

Existían procedimientos específicos para abortar en cualquier momento durante el descenso motorizado y después del aterrizaje. El caso de aborto a la hora planificada de aterrizaje (unos 12 minutos después del PDI) se cubre en esta tabla:

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Es de LM Rendezvous Procedimientos - G Mission PDF página 78. Está un poco abarrotado, pero muestra el perfil relativo entre CSM y LM, centrado en el CSM. Los puntos importantes son ABORT (tiempo y posición del aborto) y luego INS (tiempo y posición de la inserción orbital LM). La órbita de inserción sería de 10 NM perilunio y 30 NM apoluno. En apolune se realiza una primera maniobra de puesta en fase (C1), basada en un gráfico de tripulación o tomado de Mission Control. Media órbita más tarde se realiza CSI1, que es una maniobra de ajuste de altura para volver al perfil de encuentro nominal y las maniobras CSI2/CDH/TPI son básicamente idénticas a una secuencia de encuentro nominal.

Entonces, esencialmente, se agrega una órbita de inercia en una órbita más baja que el CSM al perfil nominal para que el LM tenga tiempo de alcanzar al CSM. Incluso un aborto posterior desde la superficie lunar (en el punto "No Go for T2") incluso necesitaría una órbita adicional para ponerse al día.

¿Cómo se suponía que Apolo se encontraría en el caso de un aborto lunar?
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