Manoeuvre entre première injection et amarrage sur ISS

[Amanuensis]

Bonjour,

Le cadre est le lancement vers l'ISS (comme par exemple celui de ce jour, de Crew-2 par une Falcon-9).

Je n'arrive pas à trouver un site décrivant en détail la suite d'orbites entre la première à la fin de la phase dynamique et l'amarrage à l'ISS. Avec l'indication du moyen de propulsion utilisé pour le changement d'orbite.

Pour mémoire, les deux premières doivent être :

1 - orbite injectée lors de l'arrêt du dernier étage de propulsion ; paramètres ?

2 - circularisation 45' plus tard ; paramètres ? quel moyen de propulsion ?

Est-ce que quelqu'un peut m'indiquer un tel site ou document public ?

Merci d'avance,
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[f6bes]

Bjr à toi, Comme si tu y étais: ( j'ai pas tout lu)
https://www.google.com/url?sa=t&rct=...cey3ZToRXv7_3J
Bonne journée

[Amanuensis]

Merci, mais c'est trop général. Je cherche les détails de la manœuvre, en particulier les paramètres d'orbite.

[Tryss2]

Le lancement à lieu dans le plan orbital de l'ISS, et le dragon se met sur une orbite proche de celle de l'ISS (mais un peu plus bas, pour pouvoir la rattraper). Les manœuvres se font avec les propulseurs Draco

Les paramètres exacts de l'orbite dépendent de la position de l'ISS sur son orbite

[A voir en vidéo sur Futura]

[Anathorn]

Salut Amanuensis.
Ta question est un peu trop généraliste car chaque engin ou presque a un profil de vol assez spécifique.
Le même engin, comme Soyouz, peut même avoir deux profils distincts pour la même mission de taxi ISS : un profil "long" et un "court" => le transfert peut durer plus d'un jour ou seulement une poignée d'heures (dans ce dernier cas les fenêtre de tirs sont nettement moins nombreuses que la fenêtre quotidienne dans le schéma classique)

Cependant, pour Soyouz, il n'est pas de circularisation : au moment ou l'injection de mise en orbite s'arrête, l'orbite est déjà circulaire, car le rehaussement du périgée s'est fait pendant l'injection (en pointant le vecteur de poussée vers le bas a la fin de l'injection).
Donc a l'extinction des moteurs principaux (qui ne sont pas ré-allumables), le Soyouz est déjà sur une orbite circulaire de parking basse (~200km).

En ce moment , j'ai un gros problème de dos (3 disques pincés + 1 hernie discale, opération a venir, c'est un gros merdier dans mes lombaires) qui m'empêche de rester plus que quelques minutes assis, donc je ne vais pas pouvoir te chercher de liens intéressants et je te dis tout ça de mémoire des vieux tirs que j'ai fait sur Orbiter qui reproduit exactement la même mise en orbite.

Une fois la poussée orbitale terminée, ce sont les moteurs d’appoint (RCS) qui sont utilisés pour faire le rdv avec l'ISS. Et ce sont eux aussi qui serviront ensuite à faire la poussée de désorbitation.
J'imagine (mais c'est a vérifier) que c'est identique pour crew dragon : une mise en orbite d'un coup aux moteurs principaux puis un rdv aux RCS.

Les manœuvres se font avec les propulseurs Draco

Tryss2 indique donc ici que c'est identique pour Crew Dragon.
Tout a fait logique, car le problème principal est le ré-allumage des moteurs principaux qui sont rarement prévu pour et, quand il le sont (cas des Merlin 1D de la F9 de SpaceX par exemple), n'ont pas la capacité d'opérer une poussée "fine" et précise (c'est juste des grosses brutes ).
Mais une fois en orbite, il ne faut plus qu'une petite poignée de centaine de m/s pour opérer le HTO avec la station et le rdv à la suite.
Idem pour redescendre, il faut moins de 200 m/s pour passer de l'orbite circulaire a l'altitude de l'ISS afin de créer un périgée a 60 km (ApA ~400 km) qui va te forcer a faire une rentrée dans la demi orbite qui suit.
Les RCS suffisent en terme de puissance, même si elle est pourrie : 1/10e de g, et en terme de réserve de Dv disponible et ont même l'avantage d'être non seulement ré-allumables, mais on peut aussi doser l'impulsion, pour un résultat d'une précision totale (a quelques cm/s près), que ce soit lors du rdv ou lors de la création du couloir de rentrée (qui demande un angle très précis pour ne pas rebondir ni cramer).

Pour le Shuttle, l'opération était différente, car elle avait besoin de circulariser en rehaussant significativement le périgée à l’extinction des SSME (space shuttle main engines), qui était suivi par le largage du reservoir et donc par la poussée de circularisation. Puis la poussée de rdv était opérée dans une séquence ultérieure.
Mais ceci était surtout dû au fait qu'il fallait bien forcer le gros réservoir à rentrer dans l'atmosphère une fois vidé, plutôt que de le laisser errer en orbite basse.

[Amanuensis]

J'imagine (mais c'est a vérifier) que c'est identique pour crew dragon : une mise en orbite d'un coup aux moteurs principaux puis un rdv aux RCS.

Tryss2 indique donc ici que c'est identique pour Crew Dragon.

Je réponds là en même temps qu'à Tryss : j'ai posé la question sur le forum parce que justement dans le reportage en direct ces jours derniers il a été indiqué que c'était en deux fois, avec une "circularisation" 45' après l'injection. Ce qui m'a surpris, d'où recherche de corroboration, d'où question ici faute de trouver ailleurs.

Pire, un des commentateurs (il me semble pro et non journaliste) aurait dit (de mémoire) "sinon [= sans circularisation] la capsule reviendrait au pas de tir", ce qui m'a surpris encore plus.

Bref, faudrait clarifier ce point : injection directe en parking ou en deux fois ?

Mais une fois en orbite, il ne faut plus qu'une petite poignée de centaine de m/s pour opérer le HTO avec la station et le rdv à la suite.

C'est l'autre point que je cherche à mieux comprendre. Je n'ai pas fait le calcul, mais j'aurais imaginer que passer de 200/200 à (disons) 340/400 dans le même plan coûtait plus cher que "une poignée de centaine de m/s" ?

Idem pour redescendre, il faut moins de 200 m/s pour passer de l'orbite circulaire a l'altitude de l'ISS afin de créer un périgée a 60 km (ApA ~400 km) qui va te forcer a faire une rentrée dans la demi orbite qui suit.

Pas comparable pour mon intuition, c'est plus un changement d'excentricité qu'un changement d'énergie.

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Pour le reste, merci pour les détails, c'est bien ce que je cherche (et encore plus), et j'avais bien conscience que différentes approches étaient appliquées selon (au moins) le vaisseau et le lanceur.

[Tryss2]

C'est l'autre point que je cherche à mieux comprendre. Je n'ai pas fait le calcul, mais j'aurais imaginer que passer de 200/200 à (disons) 340/400 dans le même plan coûtait plus cher que "une poignée de centaine de m/s" ?

Faut bien voir qu'en réalité c'est pas "de 200/200 à 340/400", c'est "de (6370+200)/(6370+200) à (6370+340)/(6370+400)". Et ça change beaucoup de choses.

Le delta-v pour un transfert de Hohmann entre deux orbites circulaires de rayon r_1 et r_2, est :

, avec



et dans le cas de la terre

Du coup, application numérique à un transfert entre une orbite 200/200 et une orbite 400/400 :










Donc ~90m/s de delta-v pour passer d'une orbite 200/200 à 400/400 par un transfert de Hohmann

[Amanuensis]

À comparer avec (très grossièrement) un delta v de 6 ou 7 km/s pour une mise en orbite 200/200 en partant du sol, c'est ça ?

(Merci pour les calculs, je n'ai aucune compétence dans ce genre de calcul, même si j'en comprends à peu près le principe.)

[Amanuensis]

Reste cette allusion à une circularisation 45' après arrêt moteur deuxième étage ?

Si le commentaire entendu a été correctement entendu, et correct, quelles sont les paramètres de l'orbite injectée ?

[Anathorn]

C'est l'autre point que je cherche à mieux comprendre. Je n'ai pas fait le calcul, mais j'aurais imaginer que passer de 200/200 à (disons) 340/400 dans le même plan coûtait plus cher que "une poignée de centaine de m/s" ?

déjà n’oublions pas aussi que tu fais 2 opérations : l'injection HTO et l'annulation de la vitesse relative au "closest approach" (qui va remonter ton périgée).
Mais en fait, a l'arrivée, avec un HTO propre, il te reste une poignée de dizaine m/s à injecter pour créer une vitesse relative nulle a quelques km ou centaines de mètres de l'objectif.
N'oublions pas que les chiffres de Tryss2 sont valides dans un environnement théorique sans interférences (gravitationnelles, air résiduel etc..) et avec une impulsion parfaite sans la moindre inclinaison relative (Rinc) entre les deux orbites.
Cas"imaginaire" extrême, donc valeurs inatteignables.
Les valeurs réelles sont significativement supérieures, surtout qu'une très faible variation (par exemple de Rinc) va tout de suite faire grimper l'addition.
Dans mes vols orbiter, où pas mal de paramètres sont pris en compte, ça coute ~200 m/s au HTO et ~70 m/s a l'annulation de vitesse relative.
Alors que j'ai toujours au maximum seulement ~0.1° de Rinc.

[Anathorn]

Reste cette allusion à une circularisation 45' après arrêt moteur deuxième étage ?

faudrait effectivement se pencher sur le profil de vol pour voir ça.
Il n'est pas du tout impossible que le périgée doive être rehaussé au cours de la première orbite après une première extinction générale.
On y voit des choses qui peuvent paraitre absurdes des fois : par exemple, le 3ème etage Soyouz (exemple Fregat) qui redescend avant de remonter (en altitude) car son moteur (très poussif) met du temps à faire sortir l'engin de la perte par gravitation.
Évidemment il redescend en restant tout de même au dessus des couches atmosphériques, donc ça ne porte pas a conséquence et il peut faire remonter progressivement son apogée à la valeur voulue avec le temps, avant de redescendre trop bas.
Ça reste étonnant de voir que la trajectoire d'un soyouz "cède" à la perte par gravitation (avec une apogée à venir inférieure, donc, à son altitude en cours) à un moment de son vol de mise en orbite.
Je ne crois pas que d'autres engins font ça.

[Dakitess]

Il me semble que c'est aussi le cas pour la plupart des lancements d'Ariane5, qui adopte justement un profil d'ascension plutôt "rond" et haut pendant son premier étage et ses boosters, pour donner le temps au 2eme étage d'injecter en perdant un peu d'altitude.

Un exemple parmi d'autre avec VA226 : https://spaceflight101.com/ariane-5-...aunch-profile/