Tutorial: Basic Orbiting/fr

Aller dans l'espace est relativement simple, mais y rester sans retomber au sol ou dériver sans fin dans l'espace est une autre paire de manches. Ce tutoriel vous expliquera comment procéder à une mise en orbite et à y rester, comment circulariser votre orbite ou créer une orbite elliptique et comment diminuer ou augmenter votre orbite.

Stabiliser une orbite

Lors d'une orbite, votre vaisseau va atteindre une altitude maximale, l''apoastre, et une altitude minimale, le périastre, diamétralement opposés l'un à l'autre. En ces deux points, la vitesse verticale (par rapport à la surface) est nulle, on peut donc aisément calculer notre vitesse orbitale (qui est la même que la vitesse surface). C'est en ces deux endroits qu'il est le plus facile (et le moins coûteux en carburant) de faire des corrections de trajectoire afin de modifier l'orbite. La différence d'altitude entre périastre et apoastre est caractérisée par l'excentricité de l'orbite. Une orbite très circulaire a une excentricité nulle et une orbite très elliptique a une excentricité proche de 1.

Vous trouverez facilement des calculateurs qui vous permettent de calculer tous les paramètres orbitaux et le $\Delta v$ dont vous avez besoin pour vos manœuvres. que vous utilisiez un calculateur ou que vous calculiez vos orbites à la main, le mode opératoire est le même que celui explosé ci-dessous.

Vous pouvez calculer votre vitesse en tout point de l'orbite par la formule suivante :

$v={\sqrt {\mu \left({\frac {2}{r}}-{\frac {1}{a}}\right)}}$

Où

• $\mu =G\cdot M_{C}$ est un paramètre gravitationnel du corps orbité (3530,461 km³/s² pour Kerbin).
• $G$ est la constante gravitationnelle ($6,673\times 10^{-11}\ {\mbox{m}}^{3}\ {\mbox{kg}}^{-1}\ {\mbox{s}}^{-2}$).
• $M_{C}$ est la masse du corps orbité.
• $r$ est votre distance au centre du corps que vous orbitez (c'est-à-dire la somme du rayon de la planète et de votre altitude)
• $a$ est le demi-grand axe de votre orbite (qui est la demi-somme des altitudes de vos périastre et apoastre et du diamètre de la planète).

Plus votre altitude est grande, moins vous êtes attirés par Kerbin (le corps orbité), moins votre vitesse doit être élevée pour rester dans une orbite circulaire. Vous pouvez calculer la vitesse appropriée à l'apoastre ou périastre de votre ellipse pour obtenir une orbite circulaire à cette altitude. Connaissant votre vitesse effective à ce point de votre ellipse, vous pouvez calculer de combien vous devez modifier votre vitesse pour obtenir une orbite circulaire. Pour ce faire, vous pouvez utiliser la formule ci-dessus, un calculateur ou une table (voir en fin d'article).

Rappelez-vous qu'en effectuant une manœuvre à une des extrémités de l'orbite, vous entraînerez une changement d'altitude de l'autre extrémité. Par exemple, si vous êtes au périastre (au plus bas, vitesse maximale) et que vous poussez dans la direction pro-grade (pour prendre de la vitesse), l'apoastre va prendre de l'altitude. Au contraire si vous poussez dans la direction rétrograde, votre apoastre va baisser.

En pratique, pour circulariser votre orbite depuis l'apoastre, vous devez prendre de la vitesse. Pointez le nez de la fusée dans la direction pro-grade (cible jaune sans la croix sur la Navball) et allumez les moteurs. Appuyez sur "M" pour passer en mode carte et surveiller l'évolution de votre périastre (qui est en train de monter). Quand apoastre et périastres s'inversent sur votre orbite, coupez les moteurs (touche "X"). Votre orbite est maintenant circulaire. Le moment ou les points s'inversent est très court, entraînez-vous à couper les moteurs au bon moment. Au contraire si vous voulez circulariser votre orbite depuis le périastre, vous devrez perdre de la vitesse. Orientez le vaisseau dans la direction rétrograde (cible jaune avec croix centrale) et effectuez la même opération. Il est périlleux d'effectuer cette manœuvre en un autre point quelconque de l'orbite car cela va modifier à la fois votre apoastre et votre périastre. Par ailleurs, lors de l'injection en orbite de Kerbin, la poussée est très longue et ne peut se faire uniquement à l'apoastre, ce qui entraîne une difficulté à faire une orbite ronde du premier coup. Néanmoins, si vous calculez la vitesse que vous voulez attendre, vous pouvez laisser vos moteurs allumés jusqu'à être à la bonne vitesse et vous garantir un orbite ronde (si vous êtes pile à la bonne altitude, bonne chance).

Orbite de transfert

La manière la plus efficace de passe d'une orbite circulaire à une autre orbite circulaire plus élevée (ou plus basse) est d'utiliser une orbite de transfert elliptique, appelée orbite de Hohmann. Le principe est de modifier notre orbite initiale afin que l'altitude de l'autre extrémité vaille le rayon de l'orbite finale. Ensuite, on patiente jusqu'à atteindre ce point, où on circularise l'orbite. Par exemple pour passer d'une orbite de 100 km à une orbite de 200 km, on effectue une poussé pro-grade et on fait monter notre apoastre à 200 km. Lorsqu'on atteint ce nouvel apoastre, on effectue une autre poussée pro-grade pour faire monter notre périastre à 200 km. Le principe est le même, bien qu'inversé, pour passer à orbite circulaire moins élevée.

Vitesse cible

La clé des orbites de transfert est de connaître la vitesse qu'il faut prendre ou perdre (le $\Delta v$) pour atteindre l'altitude désirée. Pour ce faire, on utilise cette formule, qui découle directement de la formule donnée plus haut.

$v={\sqrt {\mu \cdot \left({\frac {2}{r_{i}}}-{\frac {2}{(r_{i}+r_{f})}}\right)}}$

Où $r_{i}$ et $r_{f}$ sont les rayons des orbites initiale et finale.

La différence entre votre vitesse actuelle et la vitesse calculée vous donne directement le $\Delta v$ (négatif ou positif) à appliquer pour passer sur l'orbite de transfert. Rappelez-vous que vous devrez refaire une poussée à la fin du transfert. Le $\Delta v$ de cette manœuvre se calcule grâce à la même première formule. On note que dans ce cas, la formule peut être simplifiée car on recherche la vitesse d'une orbite circulaire (constante) et dans ce cas, $r=a$ et la formule devient

$v={\sqrt {\frac {\mu }{r}}}$

Details of where this formula comes from are in the technical section below. When using this formula, take care to remember that the radius of an orbit is equal to the orbital altitude plus Kerbin's radius (600 000 m).

De-orbiting

The most efficient way to de-orbit from any altitude is to initiate a transfer orbit with a periapsis below 70000 m, the edge of Kerbin's atmosphere. Note that the upper atmosphere is very thin so if you do not want to wait for several orbits of aerobraking, aim for under 35000 m and thicker air. As you approach periapsis, the atmospheric drag will start to slow your craft and eventually it can no longer maintain orbit.

R code snippet for planning Hohmann transfer

   hohmann <- function(from_alt,to_alt){
     # provides information needed to perform
     # a hohmann transfer from a circular ortbit
     # at from_alt (km) to a circular orbit at to_alt (km)
     mu  <- 3530.394     # Gravitational parameter (km^3/s^2)
     R   <- 600          # Kerbin radius (km)
     r1  <- from_alt+R   # radius 1 (km)
     r2  <- to_alt+R     # radius 2 (km)
     vc1 <- sqrt(mu/r1)  # circular orbit velocity 1 (km/s)
     vc2 <- sqrt(mu/r2)  # circular orbit velocity 2 (km/s)
     a   <- (r1+r2)/2    # semi-major axis of transfer orbit (km)
     T   <- 2*pi*sqrt((a^3)/mu)  # period of transfer orbit (s)
     dv1 <- (sqrt(r2/a)-1)*vc1   # delta v1 (km/s)
     dv2 <- (1-sqrt(r1/a))*vc2   # delta v2 (km/s)
     b1  <- list(from=vc1,to=vc1+dv1) # burn one from-to velocities (km/s)
     t   <- T/2          # time between burns (s)
     b2  <- list(from=vc2+dv2,to=vc2) # burn two from-to velocities (km/s)
     out <- list(from_alt=from_alt,b1=b1,t=t,b2=b2,to_alt=to_alt)
   return(out)}

Example usage

Produce a graph showing the speeds need to transfer from a range of circular orbit altitudes into a landing orbit.

plot(100*1:40,1000*hohmann(100*1:40,34)$b1$to,main="Landing speeds",xlab="altitude (km)",ylab="speed (m/s)")

R project Link [1]

Transfer Orbits

Coming soon!

Orbital Table

Note: The atmosphere previously had a sharp cutoff at 34.5 km, but now extends to approximately 68 km. Below this altitude, your orbit will gradually decay. The decay becomes quite rapid below about 45 km. The orbital parameters below 68 km are provided for reference, but understand that you will not be able to maintain these orbits without regular corrections to counteract the atmospheric drag.

Altitude (m)	Horizontal Speed (m/s)	Orbital Period (min)
40000	2348.7	28.54
50000	2330.6	29.21
60000	2312.8	29.88
70000	2295.5	30.56
80000	2278.6	31.25
85000	2270.3	31.60
90000	2262.0	31.94
100000	2245.8	32.64
110000	2229.9	33.34
120000	2214.4	34.05
130000	2199.2	34.76
140000	2184.3	35.48
150000	2169.6	36.20
160000	2155.3	36.93
170000	2141.3	37.66
180000	2127.5	38.39
190000	2114.0	39.13
200000	2100.7	39.88
210000	2087.7	40.63
220000	2075.0	41.38
230000	2062.4	42.14
240000	2050.1	42.91
250000	2038.0	43.68
260000	2026.1	44.45
270000	2014.5	45.23
280000	2003.0	46.01
290000	1991.7	46.79
300000	1980.6	47.59
310000	1969.7	48.38
320000	1959.0	49.18
330000	1948.4	49.98
340000	1938.0	50.79
350000	1927.8	51.61
360000	1917.7	52.42
370000	1907.8	53.24
380000	1898.0	54.07
390000	1888.4	54.90
400000	1879.0	55.73
410000	1869.6	56.57
420000	1860.5	57.41
430000	1851.4	58.26
440000	1842.5	59.11
450000	1833.7	59.96
460000	1825.0	60.82
470000	1816.5	61.69
480000	1808.0	62.55
490000	1799.7	63.42
500000	1791.5	64.30
510000	1783.4	65.18
520000	1775.5	66.06
530000	1767.6	66.95
540000	1759.8	67.84
550000	1752.1	68.73
560000	1744.6	69.63
570000	1737.1	70.53
580000	1729.7	71.44
590000	1722.4	72.35
600000	1715.3	73.26
610000	1708.2	74.18
620000	1701.1	75.10
630000	1694.2	76.03
640000	1687.4	76.96
650000	1680.6	77.89
660000	1673.9	78.83
670000	1667.3	79.77
680000	1660.8	80.71
690000	1654.3	81.66
700000	1648.0	82.61
710000	1641.7	83.56
720000	1635.4	84.52
730000	1629.3	85.48
740000	1623.2	86.45
750000	1617.2	87.42
760000	1611.2	88.39
770000	1605.3	89.37
780000	1599.5	90.35
790000	1593.7	91.33
800000	1588.0	92.32
810000	1582.4	93.31
820000	1576.8	94.31
830000	1571.3	95.30
840000	1565.8	96.31
850000	1560.4	97.31
860000	1555.0	98.32
870000	1549.7	99.33
880000	1544.5	100.35
885000	1541.9	100.86
890000	1539.3	101.37
900000	1534.2	102.39
910000	1529.1	103.41
920000	1524.0	104.44
930000	1519.1	105.47
940000	1514.1	106.51
950000	1509.2	107.55
960000	1504.4	108.59
970000	1499.6	109.64
980000	1494.8	110.69
990000	1490.1	111.74
1000000	1485.5	112.79
2 868 378	1008.910	6 hours
8 140 000	635.4	24 hours