¿Qué elementos orbitales son normalmente el objetivo del lanzamiento?

Los cambios de avión son costosos en términos de consumo de combustible, por lo que es esencial que cualquier lanzamiento destinado a encontrarse con la ISS debe apuntar a una órbita cuyo plano orbital sea muy cercano al de la ISS. Esto requiere lanzar un vehículo aproximadamente en la dirección correcta y aproximadamente en el momento adecuado. La pregunta menciona que esto aborda solo dos de los elementos orbitales. ¿Qué pasa con los elementos restantes?

Hay varias reglas con respecto a la cita con la ISS. Una es que incluso si el vehículo visitante se apaga por completo exactamente en el momento equivocado, no se acercará a la ISS en un período prolongado de tiempo. Otra es que el vehículo visitante debe aprovechar el hecho de que la ISS es un objetivo cooperativo; la ISS tiene múltiples ayudas a la navegación destinadas explícitamente a facilitar el encuentro. La combinación de estos dos significa que la cita es un proceso lento . La cita más rápida tarda seis horas desde el lanzamiento hasta la cita; algunos vehículos tardan varios días.

Discutiré el concepto de ángulo de fase antes de responder la pregunta. La ISS se encuentra en una órbita tan casi circular que el argumento de perigeo y anomalía verdadera no está tan bien definido. Lo que está bien definido es el argumento de la latitud, la suma del argumento del perigeo y la anomalía verdadera. El ángulo de fase entre dos naves espaciales es la diferencia entre los argumentos de latitud de esas naves espaciales.

La respuesta a la pregunta depende en gran medida de la estrategia de encuentro utilizada por los planificadores de la misión del vehículo. Algunos de los problemas incluyen

• Si la ventana de lanzamiento del vehículo está diseñada para permitir problemas reparables. SpaceX y Rusia utilizan ventanas de lanzamiento casi instantáneas (ventanas de lanzamiento de un segundo). Otros tienen ventanas de lanzamiento más flexibles. Un retraso de solo un segundo significa que la ISS está 7,7 kilómetros por delante de donde habría estado si el lanzamiento se hubiera producido exactamente a la hora prevista.
• Si la cantidad de tiempo que transcurre entre el lanzamiento y el atraque/atraque es de unas pocas horas o de varios días. Algunos vehículos tardan varios días, otros, solo seis horas. Tomar varios días agrega mucha flexibilidad, pero a expensas de tomar varios días.
• Si las órbitas de fase utilizadas después de la inserción de la órbita tienen semiejes mayores que son mayores o menores que los de la ISS. Las órbitas en fase que están por encima de la ISS deben tener el vehículo por delante de la ISS para que la mecánica orbital eventualmente acerque el vehículo a la ISS. Lo contrario es cierto para las órbitas en fase por debajo de la ISS; la fase desde abajo requiere que el vehículo esté detrás de la ISS.
• Si las pocas órbitas finales tienen semiejes mayores que son ligeramente mayores o ligeramente menores que los de la ISS. Se aplican los mismos conceptos básicos para las órbitas de fase, pero el cambio de fase debe ser mucho menor para esas pocas órbitas finales.

Veré primero el enfoque de muchas órbitas (varios días) para el encuentro. Estos enfoques utilizan órbitas de fase cuyo período orbital es ligeramente mayor (enfoque desde arriba) o ligeramente más pequeño (enfoque desde abajo) que el de la ISS para reducir eventualmente la diferencia de fase. Los objetivos de lanzamiento coinciden con el plano orbital, pero tienen una diferencia de fase distinta de cero, cuyo signo depende de si la aproximación es desde arriba o desde abajo. Una estrategia de encuentro bien diseñada reduce la magnitud del ángulo de fase con cada órbita.

Con esta estrategia de muchas órbitas, los cambios en la órbita de la nave espacial inicialmente dependen completamente de los planificadores de la misión y, en tiempo real, de los controladores de la misión en la Tierra. Esos controladores de misión conocen las órbitas de la ISS y del vehículo visitante. El objetivo es eventualmente llevar el vehículo visitante al punto donde esté algo cerca de la ISS y en la misma órbita que la ISS. La aproximación al campo lejano debe evitar que el vehículo visitante tenga una posibilidad razonable de colisionar con la ISS. La transición del punto de encuentro de campo lejano a campo cercano marca el punto en el que el vehículo visitante finalmente puede ver y comunicarse con la ISS. La navegación del vehículo visitante cambia de navegación absoluta a navegación relativa en este punto.

El vehículo visitante estará ligeramente por detrás de la ISS en este punto de transición si las últimas órbitas siguen una estrategia de aproximación desde abajo, ligeramente por delante si sigue una estrategia de aproximación desde arriba. Independientemente de la estrategia, cada órbita llevará al vehículo visitante más cerca de la ISS. Eventualmente, el vehículo visitante estará lo suficientemente cerca para realizar sus pasos finales; cuánto tiempo es específico del vehículo.

¿Qué pasa con los diseños de encuentro más rápidos? Esos diseños necesariamente deben eliminar muchos de los pasos intermedios y deben reducir drásticamente los pasos de campo lejano a campo cercano a la aproximación final. Pero incluso estos diseños de citas rápidas son un poco conservadores. A diferencia de la ciencia ficción, donde el encuentro ocurre poco después del lanzamiento, incluso el encuentro más rápido requiere múltiples órbitas entre el lanzamiento y el encuentro.

Los objetivos de inserción orbital para el transbordador fueron

• Magnitud de la velocidad de inercia
• Altitud
• Ángulo de trayectoria de vuelo inercial
• plano orbital

De la guía de vuelo motorizada unificada, página 1-3 (consulte también la tabla en 3-3)

Alguna explicación:

Abordaremos la segunda dificultad eligiendo un marco de coordenadas XYZ centrado en la Tierra que no gire: los ejes X e Y estarán en el plano ecuatorial (X alineado con el meridiano 0° en algún momento dado), Z apuntará al norte. Es fácil convertir coordenadas esféricas (longitud, latitud y altitud) en XYZ: solo debemos recordar que la Tierra gira constantemente, por lo que las coordenadas del sitio de lanzamiento también cambiarán continuamente. Convertir las coordenadas keplerianas de la órbita objetivo en XYZ es más difícil. Dado que no es un único punto único en el espacio de posición y velocidad, sino un conjunto de puntos, solo podemos expresar el estado deseado en términos de restricciones. Los escribiremos de la siguiente forma:

• plano - definido por la inclinación deseada y la longitud del nodo ascendente,

• altitud - radio deseado en MECO,

• velocidad - magnitud del vector de velocidad deseado,

• ángulo de trayectoria de vuelo - ángulo entre el vector de velocidad deseada y la horizontal local.

La primera restricción se puede escribir fácil y únicamente en forma XYZ como un vector normal al plano objetivo (podemos usar fórmulas de Euler para calcularlo conociendo los ángulos INC y LAN), describiendo explícitamente dónde estará la órbita y cuál será la dirección de movimiento. Los siguientes tres describen cómo se verá la órbita: conociendo la altitud (radio) y la velocidad y el ángulo correspondientes, podemos dibujar una elipse de una manera única.

A partir de aquí : escrito por una persona que se sentó y escribió su propia versión de PEG examinando los documentos del transbordador

(esta respuesta copiada en su totalidad de mi respuesta aquí )