¿Se consideró una órbita elíptica para el CSM al planificar las misiones de alunizaje del Apolo?

Las misiones de alunizaje de Apolo utilizaron un enfoque de encuentro en órbita lunar (LRO) donde el módulo de servicio de comando estaría en una órbita lunar baja (LLO) mientras que el módulo lunar aterrizaría en la luna. Este enfoque ahorró una cantidad significativa de delta-v en comparación con el enfoque de ascenso directo, porque el CSM pesado no necesitaba aterrizar en la luna.

¿La NASA consideró extender el enfoque LOR para que el CSM esté en una órbita altamente elíptica alrededor de la luna, por ejemplo, 50 000 km por 110 km, lo que debería ahorrar delta-v en comparación con el LLO? Si se consideró, ¿por qué se utilizó el enfoque LLO en lugar del enfoque de órbita lunar altamente elíptica?

¿Tendría que presupuestar combustible de todos modos para llegar a LLO si el LM abortara el descenso, tuviera problemas de ascenso o necesitara recuperarse de manera no planificada?
Las misiones posteriores con cargas de superficie más pesadas usaron una órbita elíptica, pero no como usted describe: usaron el CSM en lugar del LM para la quemadura de inserción de órbita descendente, transfiriendo efectivamente parte de la carga delta-V del LM al CSM. Esto puede parecer ineficiente desde una perspectiva de alto nivel, pero en realidad el CSM tenía un margen de rendimiento adicional mientras que el LM no, por lo que esta era la forma de utilizarlo.
@pericynthion Deberías expandir eso en una respuesta.
Secundo eso, que sea otra respuesta. Es interesante que hicieron exactamente lo contrario de lo que cabría esperar. ejecutaron más Δ V en el full stack más masivo y menos en el LM, que es menos eficiente en general. Pero eso no importa si no puede poner más propulsor en los tanques LM.
No salvas delta-v tomando una embarcación en lugar de otra para una maniobra. Usted ahorra masa de propulsor ejecutando una maniobra de delta-v idéntica usando una nave menos masiva, porque hay menos masa cuya inercia debe superar y, como consecuencia, tiene un presupuesto de delta-v mayor con una masa de propulsor idéntica con la embarcación más ligera (como el LM frente al CSM). Pero para pasar, digamos, de una órbita lunar particular a la superficie lunar, aún se requerirá exactamente el mismo cambio de velocidad, que es lo que es delta-v; todo lo que cambia es lo difícil que es lograr ese cambio de velocidad.

Respuestas (2)

No puedo ver en sus mentes hace cincuenta años, pero estoy seguro de que la ejecución de la cita en sí fue un factor importante. Es mucho más fácil lograr un encuentro con una órbita circular o casi circular. Seis elementos para hacer coincidir se convierten en cuatro, y existen enfoques simples para la fase y el encuentro terminal en una órbita circular.

En el Apolo 11, el encuentro se realizó con Columbia en una órbita de 56,6 x 62,5 millas náuticas; No sé si eso es lo suficientemente cercano a circular para descartar la excentricidad. Esos números parecen ser típicos de las misiones Apolo.
Totalmente de descuento, no. Usar técnicas de encuentro en órbita circular, sí.
Recuerde que (56,6 x 62,5 millas náuticas sobre la superficie) la órbita es en realidad (1841,9 x 1852,8 km). Que está muy cerca de ser perfectamente circular. Excentricidad de solo 0.00295

Tener el CM en una órbita circular baja significa que completa una órbita con más frecuencia. Supongo que esto le da al LM ventanas de inicio más frecuentes en caso de que necesiten abortar.

Puede elegir una órbita elíptica con el mismo (o similar) período orbital que las órbitas casi circulares utilizadas. Aun así, la diferencia probablemente sea del orden de decenas de minutos como máximo; en otras palabras, probablemente cualquier cosa menos un sensacional incluso desde la evacuación de emergencia desde el escenario de la superficie. Sospecho que las decisiones críticas fueron la rápida "quedarse para T1" y dar la vuelta al control de la misión (T1 es el punto en el que el CSM estaba fuera del alcance del LM para volver a reunirse), seguida de la más completa "quedarse para T2". (CSM entrando en rango después de su primera órbita después del aterrizaje de LM).
Cualquier órbita elíptica con el mismo perilunio tendrá un período más largo. Así que ahora estás hablando de qué tan bajo quieres llegar... en el caso de operación de 50k, será un período mucho más largo, independientemente del riesgo.
¿Se consideró una órbita elíptica para el CSM al planificar las misiones de alunizaje del Apolo?
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