Le Rendez-vous en orbite lunaire (ou LOR - Lunar Orbit Rendez-vous)

Préambule : ce document est la traduction d'une étude publiée en l'an 2000 (dernière mise à jour : août 2001) par Frank O'Brien et W. David Woods dans " The Apollo Flight Journal ". Le lecteur retrouvera le document original à l'adresse suivante : http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/ap15fj/loressay.htm.

Comme on pourra s'en rendre compte, les acronymes (LOR, LM, CSM, CSI...) sont utilisés ici de façon intensive, reflétant en cela une vieille habitude prise à la NASA. Ces acronymes n'ont pas été traduits dans la mesure où, bien souvent, ils ne trouvent pas d'équivalent dans la langue française. Le lecteur trouvera toutefois en annexe 1 le rappel de tous les acronymes employés dans cette étude, avec leur signification (en anglais). Enfin, il est souvent fait référence aux multiples programmes informatiques utilisés à bord du module lunaire ou du module de commande. Aussi, je joins, en annexe 2, un tableau récapitulatif de ces principaux programmes (il s'agit de ceux employés pour la mission Apollo 14). Les personnes plus spécialement intéressées par les ordinateurs utilisés lors du programme Apollo (tant embarqués qu'au sol) trouveront de nombreuses et utiles précisions aux adresses suivantes :
http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/computers/Compspace.htm (ordinateurs embarqués),
http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/ap15fj/compessay.htm (ordinateurs embarqués),
http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/cover.htm (certains chapitres traitent des ordinateurs au sol).

Sans conteste, la manoeuvre la plus exigeante et la plus compliquée d'une mission lunaire Apollo fut le rendez-vous et l'arrimage entre l'étage supérieur du LM (Lunar Module) et le CSM (Command and Service Module). Souvent décrite comme un ballet orbital, et invariablement accompagnée des adjectifs "dangereuse" et "critique", on explique toutefois rarement l'ordre réel des événements en détail. Certes, les détails spécifiques de chaque manoeuvre sont complexes et les calculs exigés extrêmement difficiles, mais les concepts de base sont étonnamment simples. Seront étudiées ici les différentes étapes des deux procédures habituelles de rendez-vous ainsi que l'hypothèse d'une annulation de la mission au cours de la descente vers la Lune.

Les concepts retenus sont issus, pour une large part, des techniques de rendez-vous mises en oeuvre au cours du programme Gemini, et partant de là, ont permis de définir la conception et les capacités du LM. Deux plans furent développés à partir de l'expérience Gemini : le rendez-vous coelliptique et le rendez-vous direct. Tous les deux utilisaient le même principe sous-jacent : il y aurait un véhicule "actif" exécutant toute la manoeuvre, placé sur une orbite inférieure. Le moment venu, le véhicule actif allumerait son moteur pour rejoindre le plan orbital de la cible (si nécessaire) et ensuite élèverait son orbite pour intercepter cette cible "passive".

La solution la plus évidente, monter de la surface lunaire avec un seul allumage et retrouver le véhicule passif peu de temps après le décollage, doit être rejetée pour plusieurs raisons. La plus importante, c'est qu'une telle remontée exigerait d'être réalisée à un moment très précis et que le moteur, le radar ainsi que le système de guidage fonctionnent parfaitement bien. A défaut, le véhicule "montant" manquerait sa cible. Même dans des conditions idéales, la très importante phase terminale (dont le freinage et l'arrimage) arrive très rapidement et aucune maîtrise n'en serait possible, de surcroît dans des conditions d'éclairage qui pourraient bien être l'obscurité totale. Une dernière difficulté consistait enfin en l'absence de solutions aisées pour corriger les éventuelles erreurs de trajectoire ou défaillances des systèmes pendant la remontée : les positions des véhicules et les procédures pouvaient largement varier, selon les types d'erreurs auxquelles les équipages pouvaient être confrontés.

Pendant le développement de la technique de rendez-vous Gemini, il devint évident que la clé du succès passerait par la standardisation de la phase finale (par la détermination des positions spécifiques des vaisseaux, de possibilités d'acquisition entre eux et sous certaines conditions d'éclairage). Une telle standardisation simplifierait les manoeuvres les plus critiques du rendez-vous et de l'arrimage, tout en réduisant grandement le besoin d'entraînement de l'équipage et sa charge de travail pendant le vol. Des modèles mathématiques, des simulations et les expériences du programme Gemini conclurent à une distance optimale d'altitude entre les deux vaisseaux de 28 km (avec le véhicule actif en dessous), l'utilisation d'un angle de transfert (que le véhicule actif aurait à effectuer pour rejoindre l'orbite plus haute du véhicule passif) de 130 degrés, et des conditions d'éclairage telles que le soleil serait derrière le véhicule actif pendant la phase de freinage. En partant de ces concepts, les planificateurs de la mission purent travailler sur les trajectoires de remontée et les paramètres orbitaux afin de définir exactement la procédure finale de rendez-vous.

Mécanique orbitale

Pour comprendre le raisonnement qui se cache derrière chacun des différents événements survenant au cours des manoeuvres de rendez-vous, il nous faudra supporter un peu d'informations de fond. Il y a trois principes de base qui régissent la mécanique orbitale. La mécanique orbitale, on l'a souvent dit, est réellement la "science des fusées" et beaucoup de concepts ne sont pas nécessairement évidents. Le plus important : il faut se souvenir que tout mouvement est exécuté sous la force de gravitation des corps centraux ; de là, tout se déplace dans des ellipses autour de ce corps. Le mouvement en ligne droite est à peine nécessaire et exigerait une dépense d'énergie au-delà des capacités de n'importe quel vaisseau spatial.

En premier lieu, le temps nécessaire pour exécuter une orbite est déterminé par l'altitude du vaisseau spatial. Plus l'orbite est haute, plus il faudra de temps pour tourner complètement autour de la Terre (ou de la Lune). Ce principe est utilisé quant un vaisseau doit en capturer un autre ; en abaissant son orbite, un poursuivant peut réduire la distance angulaire entre lui-même et son objectif. En même temps, lorsqu'un vaisseau spatial est en orbite à l'avant de sa cible, le fait de manoeuvrer dans une orbite plus haute va ralentir le poursuivant, permettant à la cible de le rattraper. Notez que le vaisseau en orbite inférieure parcourra plus de chemin, non seulement grâce à une distance plus courte mais aussi grâce à une vitesse plus élevée.

Figure 1. A graph demonstrating how a lower orbit travels at a Higher velocity.

Ce besoin de modifier l'orbite nous amène au second principe important. La technique la plus simple et la plus efficace utilisée pour les manoeuvres orbitales est appelée le transfert de Hohmann. Pour augmenter l'apogée d'une orbite, une poussée est appliquée dans le sens du vol à un point situé à 180° de la nouvelle apogée désirée. L'abaissement d'une orbite est effectué de la même façon : une poussée pour réduire la vitesse diminuera l'altitude du vaisseau spatial à 180° du point d'allumage.

Figure 2. A graphic showing how an engine burn in the direction of travel (prograde) at perigee raises the orbit's apogee.

Le troisième concept traite un autre type de modification orbitale, lorsqu'un vaisseau en orbite sur un même plan (par exemple incliné à 28° par rapport à l'équateur, comme la plupart des lancements de Cap Kennedy) désire en changer pour un autre (disons 51°, qui est la norme de la plupart des lancements russes). La façon la plus efficace pour déplacer un vaisseau d'un plan orbital à un autre est de prévoir l'allumage au point d'intersection des deux vaisseaux en orbite. Mais les changements de plans sont très coûteux en carburant. Ainsi, par exemple, l'énergie nécessaire pour déplacer un satellite de communications se trouvant en orbite basse (à une inclinaison de 28°) sur une orbite géostationnaire au-dessus de l'équateur (altitude : 35.880 km) serait quasiment la même que celle nécessaire à envoyer ce même satellite jusqu'à la Lune ! En clair, les changements doivent être évités autant que faire se peut, particulièrement avec des véhicules limités en carburant comme c'est le cas pour l'étage supérieur du LM.

Plusieurs manoeuvres sont nécessaires au LM pour réussir un rendez-vous avec le CSM. Plutôt que de courir le risque de tenter un seul allumage du moteur de l'étage supérieur pour se placer en orbite de rendez-vous direct avec le CSM, ce ballet orbital est composé de plusieurs étapes, chacune d'entre elles permettant d'ajuster progressivement les divers paramètres orbitaux du LM. La conception de base des procédures de rendez-vous est structurée non seulement dans un souci d'efficacité en termes de consommation de carburant (en se souvenant des marges très serrées du LM) mais aussi pour minimiser les conséquences de petites erreurs de vélocité. Trop ou trop peu de combustion du moteur de remontée pourrait faire se manquer les deux vaisseaux, et sur de grandes distances. Deux méthodes de rendez-vous ont été développées et utilisées au cours d'Apollo. La première, le rendez-vous coelliptique, utilisa les expériences acquises au cours de Gemini pour Apollo 9, 10, 11 et 12. Commençant avec Apollo 14 et se poursuivant jusqu'à la fin du programme Apollo, l'expérience antérieurement acquise permit d'utiliser une variante connue sous le nom de rendez-vous direct.

Les deux méthodes étaient conçues pour amener le LM en un point spécifique de l'espace avec le CSM en avant et au-dessus, avec une marge serrée en termes de géométrie relative et d'éclairage. Arriver à ce point au bon moment et à la bonne vitesse, c'est à dire là où la très importante phase terminale devait commencer, était le but. La méthode coelliptique reflète le conservatisme en vigueur pour la première conception de la mission. Sacrifiant au prompt retour de l'équipage du LM au CSM, les premières missions Apollo ont nécessité une séquence méthodiquement constituée d'une orbite et deux allumages pour en arriver à la phase terminale, en faisant correspondre l'altitude et le plan orbital des deux vaisseaux. A partir de ces missions, des renseignements suffisants furent recueillis sur la performance et la capacité du vaisseau spatial pour supprimer deux manoeuvres principales nécessitant une charge de travail intensive. Connue sous le nom de méthode directe, la phase terminale pourrait maintenant commencer peu de temps après le décollage de la surface lunaire avec un arrimage réalisé moins d'une orbite plus tard. Dans la mesure où le rendez-vous direct peut être assimilé à une procédure optimisée de la méthode coelliptique, la méthode coelliptique sera vue en premier.

I - La Méthode Coelliptique

Le but de la méthode coelliptique était de façonner un modèle classique de mission, défini par la phase terminale standard désignée ci-avant, ainsi que de réduire les effets de variations du moteur, du guidage et des autres systèmes (communément appelés "dispersions"), et de fournir un certain nombre d'options d'annulation et de secours pour le cas où le LM était dans l'incapacité d'accomplir toutes ses manoeuvres. Nécessitant 3 heures et demi et pratiquement deux orbites, la méthode coelliptique donnait un délai suffisant aux équipages pour contrôler leur progression, vérifier la similitude entre les données radar et visuelles, obtenir des mises à jour actualisées de la Terre et vérifier la performance des systèmes.

Bien qu'habituellement appelé le véhicule "passif", la charge de travail à bord du CSM était tout sauf inexistante. Parce qu'il lui allait peut-être être nécessaire de secourir le LM en cas de défaillance d'un quelconque de ses systèmes, le pilote du module de commande mettait constamment à jour son propre ordinateur avec la position et la vitesse du LM. De tels contrôles constituaient également une vérification des solutions calculées à la fois sur Terre et à bord du LM. Le maintien d'une orbite circulaire (à 110 km) pendant le rendez-vous simplifiait grandement les procédures et plaçait le CSM dans une position optimale pour toutes les manoeuvres de secours possibles.

La section suivante décrit les différentes étapes et les horaires approximatifs concernés par le rendez-vous coelliptique. Il s'agit d'une version quelque peu générale des séquences. Quoique valables pour tout modèle de mission, certains paramètres spécifiques (particulièrement les temps écoulés et paramètres orbitaux) pouvaient varier selon les missions.


Figure 3a. Coelliptic rendezvous burns to CDH.


0:00 - Décollage de la surface lunaire et insertion sur une orbite comprise entre 17 et 83 kilomètres.

1:00 - Coelliptic Sequence Initiation (CSI) : allumage pour se placer sur une orbite circulaire, altitude de 83 km.

1:30 - Changement de plan pour rejoindre le plan orbital du CSM (si nécessaire).

2:00 - Constant Delta Height (CDH) : allumage pour rejoindre une orbite d'une différence de hauteur constante de 28 km par rapport au CSM.


Figure 3b. Coelliptic rendezvous burns from CDH.


2:40 - Terminal Phase Initiation (TPI), allumage pour intercepter l'orbite du CSM.

2:55, 3:10 - Correction TPI à mi-course (en tant que de besoin).

3:25: Terminal Phase Final (TPF), freinage manuel et arrimage.

Le maître d'oeuvre permettant la flexibilité de ces diverses manoeuvres était, bien sûr, l'ordinateur de bord. A chaque phase du rendez-vous était associé un programme spécifique, chaque programme ne démarrant qu'à la fin de la manoeuvre précédente. Contrôler l'ordinateur, y introduire des ordres et des données constituait la plus grande partie de travail, depuis l'insertion en orbite lunaire jusqu'au freinage final. Beaucoup de ces entrées peuvent paraître banales : distances, vitesses, temps de combustion et ainsi de suite, mais elles étaient fermement intégrées dans un large concept de "où suis-je et où veux-je aller ?". Le pourvoyeur des informations concernant la distance et les angles par rapport au CSM était le radar de rendez-vous. Capable de fournir directement l'information à l'ordinateur ou à l'équipage (par le biais d'un affichage sur la console du commandant de bord), le radar pouvait fournir des données précises (sur la position du LM) à 180 mètres près pour la distance et à 0,01° près pour l'angle.

En travaillant de concert, le radar et l'ordinateur étaient capables de calculer la position précise du CSM et sa position par rapport au LM. Le radar prenait ses repères une fois par minute et, avec chacun de ces marquages, enregistrait les différents angles de l'antenne radar pour déterminer la direction vers le CSM. Ces données concernant la distance et l'angle relatif étaient passées à l'ordinateur, qui déterminait la position et la vitesse du LM à partir des vecteurs connus, et partant de là, donnait la bonne direction au CSM.

Tant que le radar du LM et l'ordinateur sont reliés, il est tout à fait possible de réaliser les manoeuvres avec l'un et/ou l'autre. Une véritable stratégie de "défense en profondeur" était utilisée pour s'assurer qu'un rendez-vous pouvait être réalisé avec succès, en dépit de défaillances simples et variées. Par l'emploi de tout un catalogue de diagrammes spécialisés et de tables, l'équipage du LM pouvait déterminer sa position et calculer manuellement les temps de combustion nécessaires. A bord du CSM, le pilote du module de commande prenait également ses propres marquages de distance et position relative. L'information sur la distance par rapport au LM était obtenue à partir d'un système de télémétrie VHF, où le LM émettait un signal en fréquence VHF reçu par le transpondeur du CSM. Les données d'angles étaient obtenues en localisant le LM grâce à sa forte lumière stroboscopique placée sur l'avant du véhicule, par l'intermédiaire du sextant du module de commande. Grâce aux déterminations de la distance et de la position du LM, l'ordinateur du CSM pouvait calculer les mêmes données (positions et temps de combustion) que celles de l'ordinateur du LM qui, lui, utilisait les données du radar de rendez-vous. Des diagrammes et tables similaires à ceux du LM étaient utilisés à bord du CSM, en complément à l'ordinateur embarqué sur ce dernier. Enfin, des données calculées sur Terre étaient disponibles pour les deux vaisseaux et, quoique moins précises que celles des systèmes embarqués, étaient suffisantes pour guider les deux véhicules ensemble.

En complément à l'ordinateur PGNS (Primary Guidance and Navigation System), le LM disposait également d'un système de guidage et de navigation, appelé AGS (Abort Guidance System). Composé d'un jeu indépendant de gyros et d'accéléromètres montés sur le corps du LM (le tout appelé ASA : Abort Sensor Assembly), ainsi qu'un d'un petit ordinateur, l'AGS avait la capacité de diriger le vaisseau en utilisant toutes les manoeuvres nécessaires pour un rendez-vous couronné de succès. Bien plus limité dans ses capacités que l'ordinateur PGNS, et ne pouvant afficher qu'une seule ligne d'informations à la fois, y entrer et retrouver des données était fastidieux. Nonobstant ceci, sa programmation était compacte, claire et simple, et une interface originale était utilisée pour démarrer diverses routines.

Pour calculer les paramètres nécessaires aux allumages à effectuer pour le rendez-vous, l'AGS prélevait les données du radar et les incorporait dans sa propre évaluation de la position du CSM. Le positionnement du CSM était récupéré du radar de la même façon que le système PGNS, pratiquement en même temps. Les données de l'ASA relatives à la position et à l'accélération étaient utilisées dans le calcul de position du LM. Grâce à l'utilisation d'algorithmes similaires et de données radar identiques, la précision de l'AGS était tout à fait correcte, en dépit d'un matériel limité.

Pré-lancement :

Relative positions of CSM and LM at launch and insertion.

Position respectives du CSM et du LM au décollage et à l'insertion.

L'acquisition du radar de rendez-vous est normalement faite plusieurs fois avant la remontée, lorsque le CSM passe au-dessus du site d'alunissage. Ceci permet de vérifier que le radar ainsi que le logiciel sont opérationnels, mais aussi de fournir la position précise ainsi que la vitesse du CSM au cas où les mises à jour provenant de la Terre ne seraient pas disponibles.

Un alignement de la plate-forme de guidage est alors effectué. Au même moment, les dernières données mises à jour (par les contrôleurs au sol) sur l'emplacement exact du site d'alunissage sont relayées depuis la Terre à l'ordinateur du LM. L'AGS est mis en route, puis chargé avec les paramètres de lancement. Ensuite, le programme P12 (Powered Ascent) est lancé sur l'ordinateur de guidage. L'équipage entre les valeurs nécessaires aux paramètres de la vitesse d'insertion et vérifie les paramètres de position stockés en mémoire. 70 secondes avant le décollage, le CSM passe au-dessus du site d'alunissage. Cinq secondes avant l'allumage (du moteur de remontée), le commandant du LM presse le bouton nommé "Abort Stage", mettant ainsi à feu les boulons explosifs qui reliaient les deux étages ensemble, et allumant d'autres charges qui vont pousser les guillotines destinées à couper l'enchevêtrement de fils et de tuyaux qui passaient entre ces mêmes étages. Au même moment, le DSKY (Display and Keyboard) tout en effectuant le compte à rebours, affiche Verb 99, demandant ainsi à l'équipage l'autorisation de mise à feu. Quand le pilote du LM appuie sur la touche Pro (pour "Proceed") du clavier, l'affichage normal revient et le moteur s'allume lorsque le compte à rebours atteint zéro. La remontée est souvent comparée à un ascenseur rapide, et se révèle être une expérience étonnamment agréable. Dès l'allumage, la poussée d'accélération est égale à 1/3 de la gravité terrestre et augmente encore graduellement jusqu'à l'arrêt du moteur.

Pendant les 7 minutes 30 que dure l'ascension, l'équipage passe la plupart de son temps à surveiller la trajectoire, utilisant les affichages sur le DSKY (Noun 94, 76 et 77), à partir desquels il peut notamment connaître l'altitude, la vitesse et le temps jusqu'à la coupure du moteur. Les programmes informatiques de guidage comparent en permanence la trajectoire recherchée avec les données en cours et allument les propulseurs RCS pour ajuster la position de l'étage de remontée, afin de conserver le vaisseau sur sa trajectoire. Le moteur de remontée n'étant pas orientable, le seul moyen de régler le vecteur de poussée est de corriger la position du vaisseau. Le poids et l'équilibre, si décisifs sur un avion afin que le centre de gravité reste dans les tolérances admissibles, sont des facteurs encore plus importants pour l'étage supérieur du LM. A défaut de conserver le centre de gravité du vaisseau dans les faibles tolérances admises, le système de propulsion RCS devra être fortement sollicité pour conserver la course du vaisseau. Les corrections de trajectoire créent encore un lent mouvement de bas en haut et d'avant en arrière alors que le vaisseau se dirige automatiquement sur l'orbite d'insertion.

La gestion rigoureuse du combustible pendant l'ascension trouve ici tout son sens. Comme la plupart des manoeuvres de rendez-vous sont exécutées au moyen de petites impulsions extrêmement précises, la capacité de poussée du moteur ascensionnel est peu employée. Ainsi, les combustibles restant dans les réservoirs du moteur de remontée peuvent être ensuite utilisés pour remplir partiellement le système RCS, pendant la dernière minute de remontée. Ce transfert entre réservoirs commence environ six minutes après l'allumage pour insertion et se termine peu de temps avant la coupure du moteur.

Vers la fin de la combustion de remontée, l'attention se focalise sur la précision du système de guidage. Le programme "Noun 85" est affiché sur le DSKY, indiquant la vitesse restant à acquérir. Malgré l'ordre de coupure donné au moment voulu, le moteur de remontée du LM (comme tout moteur, du reste) n'atteint pas la poussée zéro instantanément. La poussée résiduelle, ajoutée aux petites erreurs de position et de guidage laissent le vaisseau avec quelques erreurs de vitesse, qui sont affichées sur le DSKY. Immédiatement après la coupure de l'APS, le commandant prend le contrôle pour commander les propulseurs RCS afin de corriger la vitesse.

Préparations Post CSI :

CSI relative positions.

Une fois l'équipage en orbite voulue, plusieurs événements vont se succéder rapidement. Les contrôleurs au sol mettent à jour l'ordinateur du LM, avec les dernières données relatives à la situation des CSM et LM. Ensuite la plate-forme de guidage est réalignée pour corriger le mauvais alignement (mineur) intervenu durant la remontée. Une fois ces tâches accomplies, le LM commence sa quête du CSM, utilisant en cela le programme P20 (Navigation de rendez-vous) pour orienter le radar de rendez-vous, diriger la face du LM vers le CSM (de façon à ce que la balise clignotante puisse être vue par le pilote du module de commande au moyen du sextant) et commencer à prendre des repères sur la position angulaire et la distance du CSM. Le radar de rendez-vous envoie des informations sur la distance et la position angulaire à l'ordinateur du LM, 1 fois par minute, l'ordinateur utilisant alors ces informations pour calculer les positions relatives et vitesses des deux vaisseaux. Au moins cinq opérations de ce type sont nécessaires pour produire une information précise sur ces positions, et le processus est encore répété plusieurs fois pour obtenir un rafraîchissement des données. En même temps, les données du radar sont reçues par l'AGS, pour qu'il évalue indépendamment la position du CSM.

L'équipage du LM met alors en route le programme P32 pour les calculs relatifs à la séquence CSI (Coelliptic Sequence Initiation) et entre 410+00000 sur le DEDA pour commencer des calculs similaires sur l'AGS. La séquence CSI consiste en un allumage de 45 secondes des propulseurs RCS, ce qui va augmenter le péricynthion pour finir en une orbite circulaire à 83 kilomètres. Les valeurs cible retenues pour cet allumage, tout particulièrement le temps de combustion et la correction de vitesse sont calculées en tenant compte de la position du CSM, position déterminée à partir des données du radar de rendez-vous. L'équipage du LM procède à des vérifications afin de voir si des corrections non programmées sont nécessaires pour faire concorder les plans orbitaux du LM et du CSM. Si une légère correction peut être réalisée pendant le temps de combustion de la séquence CSI, une modification plus importante (supérieure à quelques pieds par seconde) devra attendre que les changements préprogrammés puissent être mis en oeuvre.

Pendant que le LM est en programme P32, le CSM démarre son propre programme P32 (la CSM Coelliptic Sequence Initiation), utilisant les données des marquages du LM et les mises à jour de la Terre. S'il advenait que le LM était dans l'incapacité de réaliser les manoeuvres, le CSM jouerait alors le rôle actif et effectuerait lui même ces manoeuvres. En complément, toute la suite des programmes de rendez-vous du LM est disponible sur le CSM, en premier lieu dans le but de faire de vérifier les solutions données par le LM et par la Terre, en second lieu afin de constituer un secours en cas de défaillance de l'ordinateur du LM. Une heure environ après l'insertion du LM, son équipage amorce l'allumage CSI pour amener l'étage de remontée sur une orbite circulaire de (approximativement) 83 kilomètres. Si le CSM est en orbite plus basse, cet allumage placera alors l'étage de remontée sur une orbite inférieure de 28 kilomètres par rapport au CSM. Pour aider à la détection du LM par le CSM, le pilote du module de commande démarre le programme P76 (LM Target Delta V). En entrée, le pilote donnera au programme les paramètres d'allumage du LM, c'est à dire le temps de combustion et la vitesse en résultant. Au moment prévu, l'ordinateur du CSM supposera que l'allumage a eu lieu, et mettra à jour son estimation de la position du LM. Une telle information est nécessaire pour permettre à l'ordinateur de conserver une bonne orientation du transpondeur vers l'antenne du radar de rendez-vous, et de diriger le sextant directement là où le LM devrait normalement apparaître en visuel.

Tout de suite après la combustion CSI, le programme P20 est à nouveau démarré pour suivre à la trace le CSM et recueillir de nouvelles solutions de rendez-vous. Par deux fois, de nouveaux marquages seront pris, des solutions calculées, puis enregistrées et portées sur des tables spéciales, pendant que le pilote du module de commande continue ses détections au moyen du sextant et de la VHF. Une autre vérification est effectuée par l'équipage du LM pour savoir s'il existe une déviation importante de l'orbite prévue, devant alors être résolue par un nouvel allumage. Comme le LM approche du point d'intersection des orbites des deux vaisseaux, l'équipage doit décider si la dérive est suffisamment importante pour justifier un allumage spécial, ou si l'erreur peut être corrigée pendant la manoeuvre suivante. En règle générale, si le changement doit être inférieur à 1,5 mètre/seconde, les manoeuvre ultérieures pourront être mises à profit pour faire correspondre l'orbite des deux vaisseaux. Dans presque tous les autres cas, d'infimes corrections sont réalisées pendant les manoeuvres, n'exigeant aucune procédure spéciale (ou charge de travail supplémentaire)

Préparation au changement de plan :

PC relative positions.

Le LM émerge alors de la face cachée de la Lune, se trouvant en dessous et derrière le CSM. Une fois entré dans la lumière solaire, sa balise clignotante est coupée, n'étant plus visible à ce moment là.

1:30 - Changement de plan pour correspondre au plan orbital du CSM (si nécessaire). Effectué avec les propulseurs RCS, le temps de combustion dépendra de la correction à appliquer, et le temps exact d'allumage est calculé au moment où le LM croise le plan orbital du CSM. En temps normal, cet allumage n'est pas réalisé, dans la mesure où les correctifs à apporter après l'ascension et la CSI sont suffisamment faibles.

Trois nouvelles solutions de rendez-vous sont estimées par à la fois le CSM (utilisant le système de détection VHF et visualisant le LM au moyen du sextant) et le LM (au moyen du radar de rendez-vous). Sur Terre, les contrôleurs calculent leurs propres solutions au moyen du système d'ordinateurs RTCC (Real-Time Computing Complex). Toutes sont ensuite évaluées afin de déterminer les meilleures valeurs pour l'allumage CDH (Constant Delta Height). Règle générale : la meilleure valeur est considérée donnée par la source la plus fiable (ainsi le PGNS du LM est plus précis que l'AGS et que n'importe quel diagramme théorique de secours), selon la pertinence des solutions proposées. Idéalement, chaque donnée de chaque vaisseau devrait conclure à des solutions identiques pour l'allumage à venir. Les solutions n'entrant pas dans la gamme de valeurs théoriques ou ne correspondant pas de façon significative aux solutions proposées par les autres sources sont ignorées. L'évaluation de la fiabilité des solutions de rendez-vous continue jusqu'au moment de l'arrimage.

Préparations à la manoeuvre CDH (Constant Delta Height) :

CDH relative positions.

Après qu'une série de marquages ait été prise sur le CSM, l'équipage du LM met en route le programme P33, dénommé Constant Delta Height (CDH), dans le but de calculer les paramètres de combustion nécessaires au LM pour maintenir une différence d'altitude constante de 28 kilomètres au-dessous du CSM. L'entrée 410+10000 démarre les calculs CDH sur l'AGS. Basé sur les marquages de rendez-vous pris jusque là, le programme P33 calcule un délai pour l'allumage CDH. L'équipage peut contrôler les modifications de vitesse CDH estimée, résultant d'une mise à jour (une par minute) de la position du CSM. L'AGS reçoit aussi les mises à jour du radar, ainsi que des les balisages enregistrés antérieurement, et calcule sa propre solution de l'orbite du CSM.

Pendant la dernière série de manoeuvres, les capacités de l'ordinateur sont mises en évidence. Il est communément admis le fait que l'ordinateur utilise actuellement le "programme X" ou que l'équipage met maintenant en route le "programme Y", donnant ainsi l'impression que l'ordinateur peut seulement utiliser un programme à la fois. En règle générale, ceci est vrai, et l'appel d'un programme met automatiquement fin à celui en cours. Une seule exception à cet état de fait : le programme P20 (Rendez-vous Navigation), plus deux autres programmes liés, P22 et P25. Si un autre programme est en cours, la mise en route du programme P20 mettra fin à celui-ci et prendra en quelque sorte sa place. Toutefois, si le programme P20 est lui-même en cours (pendant pratiquement toutes les manoeuvres de rendez-vous), il continuera son travail en arrière plan même lorsque les divers programmes spécifiques à la recherche et aux manoeuvres de vols (comme le programme P33) seront activés. Ceci fournit à l'équipage des données continues sur le CSM (distance et position), permettant aux programmes de visée-recherche de peaufiner continuellement leurs calculs.

Bien connaître la situation des CSM et LM (position et vitesse) est essentiel, le but étant de maintenir le LM à une orbite constante de 28 kilomètres au-dessous du CSM. Ainsi, si le CSM est en orbite circulaire à 110 kilomètres, le rendez-vous sera facilité pour le LM en orbite circulaire à 83 kilomètres. Mais l'orbite du CSM est généralement légèrement elliptique, en raison d'une attraction lunaire inégalement répartie et aussi parce que la Lune, comme la Terre, n'est pas parfaitement sphérique. Ainsi, le LM devra manoeuvrer sur une orbite comprise entre 81,7 et 80,2 km, si le CSM est lui même sur une orbite comprise entre 109,5 et 107,9 km. Le temps de combustion est aussi modifiée afin que les lignes médianes entre l'apogée et le périgée des deux vaisseaux correspondent. En temps normal, seul un petit allumage de quelques secondes des propulseurs RCS est nécessaire, dans la mesure où les paramètres orbitaux n'ont pas à être modifiés de façon significative.

L'ordinateur du CSM met alors en route le programme P33 (LM Constant Delta Height), fournissant un autre jeu de solutions pour le cas où cela s'avérerait nécessaire. Une fois les paramètres d'allumage du LM acceptés, le pilote du CSM met en route le programme P76 à nouveau, entre le temps de combustion du LM et les changements de vitesse en résultant.

Préparations TPI (Terminal Phase Initiation) :

TPI relative positions.

Le programme P20 est activé à nouveau, pour la localisation du CSM, et le programme P34 (Terminal Phase Initiation) est mis en route pour calculer les paramètres nécessaires à la manoeuvre. Sur l'AGS, l'entrée 410+30000 démarre sa propre routine TPI. Le temps de combustion et les changements de vitesse sont soigneusement préparés, dont le but de réaliser une approche conforme aux normes. L'expérience Gemini a montré que cette manoeuvre doit démarrer lorsque le CSM se trouvera à 26° au-dessus du plan horizontal du LM, avec ce dernier circulant à 130° autour de la Lune avant sa rencontre avec le CSM. Cette géométrie permet au LM de monter à l'orbite du CSM par en-dessous et par l'arrière, n'ayant plus alors qu'à "glisser" en avant du CSM lorsque les deux altitudes correspondront.

TPI, comme son l'indique, est la dernière des séries de manoeuvres, dans le but d'élever le péricynthion légèrement au-dessus de celui du CSM. Cet allumage, mis en route en dehors de toute communication avec la Terre, est très similaire au transfert de Hohmann. Pour corriger quelques erreurs potentielles, l'allumage TPI accroît délibérément l'apocynthion du LM par rapport à celui du CSM. Ceci limite quelque peu l'efficacité de la manoeuvre, mais garantit que le LM ne manquera pas sa cible par en-dessous, et que la géométrie relative entre les deux véhicules sera conforme aux normes. Les erreurs de trajectoire après la manoeuvre seront corrigées pendant les deux corrections à mi-course programmées ultérieurement.

Environ 2 heures 40 minutes après l'insertion, l'allumage TPI est achevé. Grâce aux propulseurs RCS, le LM augmente sa vitesse d'environ 7,6 mètres/seconde. Le chronométrage est ici crucial, car chaque seconde d'erreur dans le temps de combustion aura accru la distance entre les deux vaisseaux d'environ 1,5 km au moment où leur altitude correspondra.

Une fois la combustion TPI terminée, l'attention dans le LM se focalisait sur les corrections à "mi-course" afin de faire correspondre sa trajectoire avec celle du CSM. Même en supposant que la combustion TPI ait eu lieu au bon moment, et que le changement de vitesse en découlant soit précisément de 3 mètres par seconde, la trajectoire peut toujours présenter quelques erreurs. Les faibles distances et vitesses entre le LM et le CSM permettent maintenant de prendre des mesures plus précises. Le programme P20 est à nouveau mis en fonction, et de nouveaux marquages sont réalisés sur le CSM. Le programme P35 (Terminal Phase Midcourse) est également démarré, qui fournira les informations sur les petits ajustements de vitesses nécessaires à une parfaite approche finale.

Pendant les 45 minutes entre les combustions TPI and TPF, deux corrections à mi-course sont possibles, en tant que de besoin. Une séquence particulière des programmes P 20 et P 35 détermine les paramètres de ces manoeuvres. D'habitude, celles-ci sont minimes mais indispensables. La première correction à mi-course est mise en oeuvre environ 15 minutes après la manoeuvre TPI, la seconde intervenant 15 minutes plus tard. Le CSM est en contact visuel durant ces manoeuvres et prend également ses propres marquages du LM. Comme les manoeuvres précédentes, le CSM calcule un programme TPI de secours (programme P35) et utilise le programme P 76 pour incorporer les manoeuvres du LM dans son ordinateur propre. Le temps est compté pendant cette phase finale, l'équipage du LM étant particulièrement occupé pour mettre en oeuvre les corrections à mi-course. Le radar de rendez-vous fournit heureusement des données précises. Comme les deux vaisseaux sont en orbite quasi identique, le pilote du CSM n'a plus besoin de prendre ses propres marquages au moyen du système de détection VHF ou en utilisant le sextant. Les informations concernant la distance, la vitesse, l'angle provenant du système VHF sont automatiquement affichées sur le DSKY au moment même où le CSM effectue son approche final pour l'arrimage. A cet instant, les deux vaisseaux se débrouillent seuls en quelque sorte, dans la mesure où le radar de rendez-vous et le système de portée VHF fournissent des informations bien plus précises (et en temps quasi réel) que celles en provenance de la Terre.

TPF (Terminal Phase Final) - Freinage et arrimage

A graphic demonstrating Terminal Phase Final (TPF) manual braking and docking.

La TPF (Terminal Phase Final) consiste en une série de petits allumages destinés à freiner le LM, démarrant à environ 2 km du CM et s'achevant lorsque 30 mètres à peine séparent les deux vaisseaux. Utilisant les informations en provenance du radar de rendez-vous, le commandant peut contrôler la manoeuvre et l'affiner par de petits allumages de façon à faire correspondre parfaitement l'orbite du LM avec celle du CSM. Une série de quatre allumages est réalisée, chacun dans le but de réduire spécifiquement la vitesse. Le programme P47 (Thrust Monitoring) est choisi pour contrôler ces modifications de vitesse et vérifier la distance par rapport au CSM. Dans les dernières minutes précédant l'approche, le commandant du LM ralentit manuellement le vaisseau de 9, 6, 3 et 1,5 mètres par seconde à des distances respectives d'environ 1830, 900, 450 et 180 mètres, utilisant pour cela les deux propulseurs RCS avant. A la fin de ces opérations, le LM s'est placé légèrement en avant du CSM. Pendant cette dernière phase du rendez-vous, le pilote du module de commande a sélectionné le programme P 79 (Final Rendez-vous) pour aligner son vaisseau avec le LM, pour arrimage.

A la fin de ce freinage final, les deux vaisseaux sont sur une orbite identique et l'arrimage peut être calmement terminé. Plusieurs minutes de "sur place" (en formation de vol orbital) vont permettre à chaque équipage de photographier le vaisseau spatial de l'autre. Ensuite, il ne reste plus au LM qu'à se placer en position pour présenter sa cible de rendez-vous et sonde d'arrimage au CSM. Le pilote du module de commande disposant d'une meilleure visibilité assure maintenant le rôle actif pour l'arrimage. Par une poussée en avant à peine supérieure à 0,3 mètre par seconde, le pilote du module de commande va employer le COAS (Crewman Optical Alignment Sight) pour aligner son CSM avec cette cible placée sur le sommet gauche du LM, et terminer l'arrimage.

 

II - Le Rendez-vous direct

Forte de l'expérience du rendez-vous (et aussi d'une confiance accrue dans les systèmes), la NASA va mettre en oeuvre une autre méthode dénommée le rendez-vous direct. Débutant avec Apollo 14, et utilisée pour toutes les missions postérieures, cette nouvelle méthode demande moins de deux heures et moins d'une orbite pour être réalisée. Il est permis de dire que le rendez-vous direct est identique à la méthode coelliptique en en supprimant toutes les phases non indispensables. Il convient de rappeler que la technique coelliptique avait été conçue dans l'hypothèse où plusieurs corrections orbitales étaient nécessaires et que d'importantes mises à jour (vitesse, position, distance,...) étaient indispensables à une navigation précise. En éliminant deux manoeuvres (CSI - Coelliptic Sequence Initiation et CDH -Constant Delta Height), et en exécutant la manoeuvre TPI tout de suite après l'insertion en orbite, le rendez-vous des deux vaisseaux était terminé. L'ordre des événements était généralement le suivant :

Figure 4. A graphic showing direct ascent.

0:00 - Décollage de la surface lunaire et insertion en orbite comprise entre 17 et 83 kilomètres.

0:40 - TPI (Terminal Phase Initiation), allumage pour intercepter l'orbite du CSM.

0:55, 1:10 - Corrections TPI à mi-course (si nécessaires).

1:25: TPF (Terminal Phase Final), freinage en manuel et arrimage.

Pour être sûr qu'un rendez-vous puisse être accompli dès la première orbite, trois importants critères sont indispensables. Le premier et le plus important, les systèmes de guidage et la combustion doivent être suffisamment précis pour permettre une insertion et des allumages TPI avec une grande précision. Ensuite, la capacité des systèmes télémétriques tant du CSM que du LM (radar de rendez-vous sur le LM, sextant et télémétrie VHF sur le CSM) devait être adaptée à cette tâche. Enfin, les procédures (pour l'équipage) devaient être rationalisées pour exécuter toutes les tâches nécessaires dans un temps le plus réduit possible.

Ces possibilités avaient été démontrées lors de quatre vols précédents. A chaque fois, les systèmes avaient fonctionné comme prévu et parfois même mieux, et leur aptitude avait été testée et prouvée dans des situations loin d'être normales : Apollo 11 avait rencontré des difficultés à évaluer exactement le point d'alunissage, le moteur de remontée du LM d'Apollo 12 avait emporté le vaisseau sur une orbite légèrement plus haute que prévue, et l'orbite du CSM d'Apollo 15 fut plus elliptique que programmée. Toutes ces variations ont été anticipées, et les systèmes conçus pour corriger un certain nombre d'erreurs.

Une nouvelle programmation de l'ordinateur du module de commande a permis de réduire le travail du pilote lors des moments les plus chargés du rendez-vous. Du nom de routine MINKEY (MINimum KEYstroke), elle donnait automatiquement les consignes au pilote, lors des divers programmes de rendez-vous (P32 -> P35, plus P76 et P79) qui nécessitaient d'ordinaire une série d'entrées manuelles sur l'ordinateur. Les équipages ont apprécié le contrôleur MINKEY qui a réduit la charge de travail d'un pilote de module de commande d'ordinaire très occupé.

Le rendez-vous direct commence comme la méthode coelliptique, avec des données de pré-décollage envoyées par le LM à la Terre, un alignement de la plate-forme de guidage, un balisage du CSM lors d'un de ses passages au-dessus de la zone d'alunissage. Du fait que les équipages séjournaient plus longtemps sur la surface lunaire, la lente rotation de la Lune déplaçait le site d'alunissage loin du plan orbital du CSM, et bien au-delà des capacités du LM à changer de plans orbitaux. C'est pourquoi les changements de plans orbitaux échurent au CSM, et généralement effectués le jour précédent le décollage de la Lune. Le timing et les paramètres de ce changement étaient tels que le CSM et le LM seraient sur le même plan au moment du décollage lunaire, réduisant ainsi les besoins en combustible et la charge de travail.

Le décollage et l'insertion en orbite sont identiques à ceux de la méthode coelliptique, et le LM se place sur une orbite de 17 x 83 km. Une rapide estimation de l'orbite est faite dès la coupure du moteur de remontée. En tant que de besoin, un léger allumage pouvait être réalisé pour affiner la trajectoire. Ce petit ajustement de l'orbite est mis en oeuvre quelques minutes seulement après l'insertion, laissant tout le temps restant pour suivre à la trace le CSM.

Si les paramètres orbitaux étaient considérablement hors de la norme, ou si une défaillance survenait dans un des systèmes de guidage et de navigation du LM, une manoeuvre de correction pouvait être recommandée. Un allumage "de correction" placerait alors le LM sur une orbite plus haute que celle du CSM. Le CSM, maintenant sur une orbite plus basse, et aussi et surtout plus rapide, était alors en position de devenir le véhicule actif du rendez-vous. Les manoeuvres de rendez-vous après un tel correctif sont plus complexes que celles d'un rendez-vous nominal, et seront évoquées plus loin à la partie "Annulation" (lors de l'alunissage).

Après voir vérifié la "bonne santé" du LM et que la trajectoire était correctement ajustée, l'équipage mettait en route le programme P 20 (Rendez-vous Navigation) pour repérer et marquer le CSM. Au même instant, le CSM repérait et marquait le LM au moyen de la télémétrie VHF et du sextant, permettant ainsi de calculer ses propres solutions pour la manoeuvre TPI. Une demi-heure seulement était disponible à cette tâche, entre l'insertion et le moment où devaient commencer les préparatifs TPI, aussi les équipages du LM, du CSM ainsi que les techniciens au sol travaillaient de concert pour comparer leurs solutions TPI. La meilleure solution était généralement la plus stable et ne devant pas varier dans le temps, tout en étant conforme aux autres sources. Le radar de rendez-vous et l'ordinateur du LM étaient généralement les sources les plus fiables à proposer des solutions, aussi la règle était d'utiliser celles-ci, sauf à différer fortement avec celles du CSM et de la Terre.

En raison d'une plus grande modification à conférer à la vitesse, le moteur de remontée était utilisé en lieu et place des propulseurs RCS. Les changement de vitesse sont autrement plus importants que ceux du rendez-vous coelliptique, parce que le LM est sur une orbite elliptique plus basse (comparée aux 83 km de l'orbite circulaire). Malgré les différences, le résultat attendu de la manoeuvre est le même. Après la manoeuvre TPI, le LM se trouve sur une orbite de transfert familière pour rencontrer le CSM 40 minutes plus tard. Les avantages d'une phase finale standardisée apparaissent ici évidents, dans la mesure où les deux corrections à mi-course, le freinage final et l'arrimage sont les mêmes que ceux évoqués dans la technique coelliptique

III - Et si c'était un mauvais jour...?

Jusqu'à présent, nous n'avons fait qu'évoquer des manoeuvres se déroulant parfaitement depuis la remontée de la surface lunaire, parfaitement programmées et exécutées avec précision. Mais qu'en serait-il si c'était une mauvaise journée ? Des problèmes suffisamment sérieux pendant une descente lunaire et nécessitant l'annulation de cette phase pourraient laisser le LM face à grande variété d'orbites possibles, chacune ayant sa propre solution pour un rendez-vous.

De nombreuses défaillances peuvent conduire à l'annulation de l'alunissage, allant de la défaillance des systèmes ou d'un composant essentiel (au regard d'Apollo 11, 14 et 16, chacune de ces missions ayant pu très bien se terminer par un échec) jusqu'à la simple panne de carburant sans emplacement adéquat pour alunir.

Idéalement, l'équipage devrait annuler la descente avec les deux étages du LM toujours arrimés. Le carburant, l'oxygène, l'électricité et l'eau destinée au refroidissement (de l'électronique embarquée) prolongeraient ainsi considérablement la durée de fonctionnement du LM et procureraient le temps nécessaire aux manoeuvres de rechange. Cette procédure (avec les deux étages encore arrimés) n'aurait pu être réalisée que dans les premières minutes de la descente propulsée. Après ce délai, il n'y aurait plus assez de carburant dans l'étage de descente pour ramener un LM entier sur son orbite, l'équipage étant alors obligé de se débarrasser du "poids mort" que constitue l'étage de descente et ne pouvant plus alors compter que sur le seul étage supérieur. Pendant les vérifications précédant l'alunissage d'Apollo 14, une anomalie dans le bouton d'annulation commandait cette dernière à l'ordinateur (par intermittence). Si cette anomalie avait perduré, elle aurait très bien pu provoquer automatiquement l'annulation en utilisant l'étage de descente pour ce faire. Des problèmes ultérieurs dans la descente, comme la surcharge de l'ordinateur d'Apollo 11, ou lorsque le radar d'alunissage d'Apollo 14 a refusé de fonctionner dans un premier temps, auraient très bien pu avoir pour conséquence l'utilisation de l'étage supérieur comme seul moyen de revenir en orbite lunaire.

Normalement, les annulations étaient amorcées en employant l'ordinateur PGNS (Primary Guidance and Navigation System), en pressant le bouton "Annulation" placé sur la console principale du commandant ; cette action interrompait automatiquement le programme en cours par un ou deux programmes d'annulation. Presser sur ce bouton avec l'étage inférieur encore arrimé a pour effet de pencher le vaisseau en avant, et de pousser le moteur de descente au maximum, le PGNS guidant alors le LM jusqu'à l'orbite. Si la situation exigeait une annulation de la descente avec un niveau de carburant, une vitesse et une altitude faibles, le fait d'appuyer sur le bouton "Annulation" aura pour effet de couper le moteur de descente, allumer les charges pyrotechniques pour séparer les deux étages et allumer le moteur de remontée pour atteindre à nouveau l'orbite. Les annulations peuvent aussi être commandées en entrant le programme d'annulation au moyen du DSKY (Programmes P 71 et P 72), mais eu égard à l'urgence, un simple appui sur le bouton "Annulation" constituait encore le meilleur moyen de reprendre la situation en main.

Malgré son nom, le contrôle n'est pas transféré à l'AGS pendant une annulation. Si le PGNS fonctionne encore normalement, toutes les procédures nécessaires à une réinsertion en orbite lui seront confiées. L'AGS prendrait le contrôle du guidage et de la navigation du LM au seul cas où un des composants du PGNS était défaillant. Une telle défaillance, d'origine logicielle ou matérielle, se manifesterait par des affichages aberrants, une alarme à bord ou la détection de données erronées par les contrôleurs au sol. En basculant simplement l'interrupteur "Guidance Control", le contrôle du LM est pris en charge par l'AGS en lieu et place du PGNS.

Bien que moins performant que le PGNS, avec des caractéristiques si faibles qu'on peut se même se demander si ce n'est pas une erreur d'informaticien, l'AGS était néanmoins capable de replacer le LM en orbite et de calculer toutes les manoeuvres nécessaires au rendez-vous, ainsi que de maintenir la position du vaisseau. Et cela avec seulement 4096 mots en mémoire (pas des kilobits, ou des mégabits et encore moins des gigabits ! En fait, seulement 4096 mots à 15 bits de mémoire) et un processeur bien plus lent qu'un ordinateur Apple des années 1970. De quoi constituer un véritable hommage à ses concepteurs.

Pendant la descente, le LM descend lentement pendant que le CSM lui continue sa route en avant ; aussi, toute annulation avec un rendez-vous en découlant est compliquée par le fait que les deux vaisseaux sont maintenant trop loin l'un de l'autre pour mettre en oeuvre n'importe laquelle des solutions de rendez-vous décrites ci-dessus. Dans la mesure où le CSM est loin devant, la meilleure solution est de le laisser continuer son orbite pour revenir "capturer" le LM. Pour cela, les rôle traditionnels sont inversé et le LM se placera en orbite plus haute (213x83 km). Avec le LM sur une orbite moins rapide, le CSM pourra procéder à sa capture par en dessous après deux révolutions. Une fois les angles appropriés rétablis, le LM descend pour se mettre sur une orbite circulaire de 83 km. Et c'est là que la beauté et la simplicité du rendez-vous deviennent évidentes. Même après une très mauvaise journée, avec une annulation ayant pour conséquence deux vaisseaux sur des orbites différentes, les équipages se retrouvent dans la même situation qu'un rendez-vous coelliptique classique. Voyons maintenant cette manoeuvre plus en détail.

Pour cette exemple, nous supposerons que la dernière partie de la descente lunaire s'est transformée en véritable panier de crabes. Alors que tout se passait bien, l'équipage se trouve soudain confronté à une situation critique : une dépressurisation de la cabine, une défaillance électrique ou du système de refroidissement, ou un problème avec le moteur de descente. Pour simplifier, nous supposerons aussi que la plate-forme de guidage et l'ordinateur sont toujours opérationnels, et qu'à la suite de l'annulation on utilisera les systèmes primaires (les procédures mettant en oeuvre l'AGS sont très similaires mais beaucoup plus complexes, pour ne pas dire plus).

Plusieurs manoeuvres sont nécessaires à la réalisation d'un rendez-vous faisant suite à l'avortement de la mission, avec une variété de possibilités en fonction du moment auquel cette annulation est décidée. Toutefois, celles-ci peuvent être résumées comme suit :

0:00 Insertion

0:55 Allumage

2:00 Manoeuvre d'ajustement de l'altitude

3:00 CSI (Coelliptic Sequence Initiation)

3:50 CDH (Constant Delta Height)

4:30 TPI (Terminal Phase Initiation)

4:55 TPF (Terminal Phase Final)

Une fois l'annulation décidée, le commandant va presser le bouton appelé "Abort Stage" (mais certainement pas avoir d'avoir proféré quelques jurons impubliables). Immédiatement, le moteur de descente se coupe, les deux étages du LM se séparent, le programme P 71 est mis en route sur l'ordinateur de guidage et le moteur de remontée s'allume. Si le vaisseau se trouve à moins de 7600 mètres de la surface lunaire, celui-ci va se placer en position verticale pour ralentir sa descente ; dans le cas contraire, il prendra une inclinaison lui permettant de regagner une vitesse horizontale. Au point d'insertion, le CSM se retrouvera derrière le LM, une situation ne permettant pas de réaliser les traditionnelles manoeuvres de rendez-vous. Aussi, le but de cet allumage est de parfaire une orbite sûre, avec un apocynthion d'environ 213 km ; ceci donnera plus de temps au LM pour terminer une orbite et permettra au CSM de se placer en avant du celui-ci.

Bien que l'orbite soit déjà suffisamment haute au dessus de la surface lunaire, une manoeuvre est exécutée pour amener le LM sur un pérycinthion de 83 km.

Obtenir la vitesse nécessaire à cette manoeuvre ne se résume pas qu'à une simple élévation du pérycinthion, dans la mesure ou d'autres paramètres orbitaux, ainsi que le maintien d'un contact délicat entre le CSM et le LM, doivent être pris en compte. Ces difficultés se situent au-delà de la capacité limitée de la mémoire de l'ordinateur de guidage du LM. Plutôt que de devoir choisir un programme spécifique pour réaliser cette manoeuvre, les calculs sont effectués sur Terre au RTCC (Real Time Computing Center) et communiqués à l'équipage. L'équipage, à son tour, mettra en route un des programmes nommés "External Delta V" pour réaliser la manoeuvre et diriger l'allumage. La plupart des autres programmes (comme la descente, la remontée et le rendez-vous) ont déjà des solutions de guidage et de navigation, c'est à dire en utilisant les seules ressources dont dispose le vaisseau. Les séries de programme "External Delta-V" utilisent les données relayées par la Terre en y incluant la vitesse à gagner, l'heure et le temps d'allumage ainsi que la position du vaisseau. Trois programmes sont disponibles pour les manoeuvres "External Delta-V" , en fonction, essentiellement, du ou des moteurs employés. Le programme P 40 est utilisé pour des allumages avec le système de propulsion de descente, le programme P 41 utilise les propulseurs RCS, et le P 42 est employé pour des allumages mettant en oeuvre le moteur de remontée. La situation particulière à chaque annulation (intervenant plus tôt ou plus tard dans la descente, ou si le LM comporte encore ses deux étages ou non) déterminera lequel de ces programmes doit être employé.

Avec un LM en orbite suffisamment élevée, l'attention se focalisera sur l'ajustement de son orbite, de façon à synchroniser celle-ci avec l'orbite du CSM. Comme le LM atteint son pérycinthion, il exécutera la manoeuvre HAM (Height Adjustment Maneuver), dans le but de parfaire les paramètres de l'orbite et, en conséquence, ajuster les angles relatifs des deux vaisseaux. Le choix du programme "External Delta-V" est déterminé sur Terre puis transmis à l'équipage. Exécutée au premier péricynthion après l'annulation, la manoeuvre HAM est une petite manoeuvre qui prépare le LM pour l'étape suivante du rendez-vous.

Comme le LM rejoint son second apocynthion, toute la beauté de la mise en scène d'un rendez-vous devient évidente. Après la manoeuvre HAM, l'équipage du LM commence sa localisation du CSM en employant le programme P 20 (Rendez-vous Navigation). Ces données de localisation sont utilisées afin de calculer les paramètres nécessaires à la manoeuvre CSI. Malgré le fait que le LM est beaucoup plus haut pendant un CSI mis en oeuvre après une annulation (par rapport à un retour de mission normale), la manoeuvre CSI positionne le LM pour la manoeuvre CDH. Lorsque cette manoeuvre CSI est réalisée, les procédures seront à nouveau les mêmes que celles employées lors d'un rendez-vous coelliptique traditionnel.


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