.jpg/1280px-Falcon_Heavy_Demo_Mission_(39337245145).jpg)
Космический запуск — это самая ранняя часть полета , которая достигает космоса . Космический запуск включает в себя отрыв , когда ракета или другой космический аппарат-носитель отрывается от земли, плавающего корабля или самолета в воздухе в начале полета. Отрыв бывает двух основных типов: ракетный запуск (современный традиционный метод) и неракетный космический запуск (где используются другие формы движения, включая воздушно-реактивные двигатели).
Между атмосферой Земли и космосом нет четкой границы , поскольку плотность атмосферы постепенно уменьшается с увеличением высоты. Существует несколько стандартных обозначений границ, а именно:
В 2009 году ученые сообщили о подробных измерениях с помощью Supra-Thermal Ion Imager (инструмент, измеряющий направление и скорость ионов), что позволило им установить границу на высоте 118 км (73,3 мили) над Землей. Граница представляет собой среднюю точку постепенного перехода на протяжении десятков километров от относительно слабых ветров земной атмосферы к более сильным потокам заряженных частиц в космосе, которые могут достигать скорости более 268 м/с (880 футов/с). [7] [8]
По определению, для осуществления космического полета необходима достаточная высота. Это подразумевает, что необходимо преодолеть минимальную гравитационную потенциальную энергию : для линии Кармана это примерно 1 МДж/кг. W=mgh, m=1 кг, g=9,82 м/с 2 , h=10 5 м. W=1*9,82*10 5 ≈10 6 Дж/кг=1 МДж/кг
На практике требуется затратить больше энергии из-за таких потерь, как сопротивление воздуха, эффективность тяги, эффективность цикла используемых двигателей и сопротивление гравитации .
За последние пятьдесят лет космические полеты обычно подразумевали пребывание в космосе в течение определенного периода времени, а не подъем и немедленное падение обратно на землю. Это подразумевает орбиту, которая в основном является вопросом скорости, а не высоты, хотя это не означает, что трение воздуха и соответствующие высоты по отношению к нему, и орбиту, не нужно учитывать. На гораздо больших высотах, чем многие орбитальные, поддерживаемые спутниками, высота начинает становиться большим фактором, а скорость — меньшим. На более низких высотах, из-за высокой скорости, необходимой для того, чтобы оставаться на орбите, трение воздуха является важным фактором, влияющим на спутники, гораздо большим, чем в популярном образе космоса. На еще более низких высотах воздушные шары, не имеющие поступательной скорости, могут выполнять многие из функций, которые играют спутники.
Многие грузы, особенно люди, имеют предельную перегрузку , которую они могут выдержать. Для людей это около 3–6 g. Некоторые пусковые установки, такие как пусковые установки с пушками, дадут ускорение в сотни или тысячи g и, таким образом, совершенно непригодны.
Пусковые установки различаются по степени надежности выполнения поставленной задачи.
Безопасность — это вероятность причинения вреда здоровью или гибели людей. Ненадежные пусковые установки не обязательно небезопасны, тогда как надежные пусковые установки обычно, но не всегда, безопасны.
Помимо катастрофического отказа самой ракеты-носителя, к другим опасностям безопасности относятся разгерметизация и радиационные пояса Ван Аллена , которые исключают возможность нахождения на орбитах космических аппаратов, находящихся в их пределах в течение длительного времени.
Оптимизация траектории — это процесс проектирования траектории , которая минимизирует (или максимизирует) некоторую меру производительности, удовлетворяя при этом набору ограничений. Вообще говоря, оптимизация траектории — это метод вычисления решения с открытым контуром для задачи оптимального управления . Он часто используется для систем, где вычисление полного решения с закрытым контуром не требуется, непрактично или невозможно. Если задача оптимизации траектории может быть решена со скоростью, заданной обратной константой Липшица , то ее можно использовать итеративно для генерации решения с закрытым контуром в смысле Каратеодори . Если для задачи с бесконечным горизонтом выполняется только первый шаг траектории, то это известно как управление с прогнозированием модели (MPC) .
Хотя идея оптимизации траектории существует уже сотни лет ( вариационное исчисление , задача брахистохроны ), она стала практической для решения реальных задач только с появлением компьютера. Многие из первоначальных приложений оптимизации траектории были в аэрокосмической промышленности, вычисляя траектории запуска ракет и снарядов. В последнее время оптимизация траектории также использовалась в самых разных промышленных процессах и робототехнике. [9]Многие ракеты используют ископаемое топливо. Например, ракета SpaceX Falcon Heavy сжигает 400 тонн керосина и выбрасывает больше углекислого газа за несколько минут, чем среднестатистический автомобиль за более чем два столетия. Поскольку ожидается, что количество запусков ракет значительно возрастет в ближайшие годы, ожидается, что эффект, который запуск на орбиту оказывает на Землю, станет намного хуже. [ нейтральность оспаривается ] Некоторые производители ракет (например, Orbex , ArianeGroup ) используют различные виды топлива для запуска (например, биопропан; метан, полученный из биомассы). [10]
Суборбитальный космический полет — это любой космический запуск, который достигает космоса, не совершая полного оборота вокруг планеты, и требует максимальной скорости около 1 км/с для достижения космоса и до 7 км/с для более дальних расстояний, таких как межконтинентальный космический полет. Примером суборбитального полета может быть баллистическая ракета или будущий туристический полет, такой как Virgin Galactic , или межконтинентальный транспортный полет, такой как SpaceLiner . Любой космический запуск без коррекции оптимизации орбиты для достижения стабильной орбиты приведет к суборбитальному космическому полету, если только не будет достаточной тяги, чтобы полностью покинуть орбиту (см. Космическая пушка#Выход на орбиту ).
Кроме того, если требуется орбита, то для придания кораблю некоторой боковой скорости должно быть выработано гораздо больше энергии. Скорость, которая должна быть достигнута, зависит от высоты орбиты — на большой высоте требуется меньшая скорость. Однако, после учета дополнительной потенциальной энергии нахождения на большей высоте, в целом больше энергии используется для достижения более высоких орбит, чем более низких.
Скорость, необходимая для поддержания орбиты вблизи поверхности Земли, соответствует боковой скорости около 7,8 км/с (17 400 миль/ч), энергии около 30 МДж/кг. Это в несколько раз больше энергии на кг практических ракетных топливных смесей.
Получение кинетической энергии затруднительно, поскольку аэродинамическое сопротивление имеет тенденцию замедлять космический корабль, поэтому космические корабли с ракетным двигателем обычно летают по компромиссной траектории, которая покидает самую плотную часть атмосферы очень рано, а затем летят, например, по орбите перехода Хохмана, чтобы достичь определенной требуемой орбиты. Это минимизирует аэродинамическое сопротивление, а также минимизирует время, которое корабль тратит на поддержание себя. Воздушное сопротивление является существенной проблемой практически для всех предлагаемых и существующих систем запуска, хотя обычно менее значимой, чем сложность получения достаточной кинетической энергии, чтобы просто достичь орбиты.
Если гравитация Земли должна быть полностью преодолена, то космический корабль должен получить достаточно энергии, чтобы превзойти глубину потенциальной энергетической ямы гравитации. Как только это произойдет, при условии, что энергия не будет потеряна каким-либо неконсервативным образом, то транспортное средство выйдет из-под влияния Земли. Глубина потенциальной ямы зависит от положения транспортного средства, а энергия зависит от скорости транспортного средства. Если кинетическая энергия превышает потенциальную энергию, то происходит побег. На поверхности Земли это происходит со скоростью 11,2 км/с (25 000 миль/ч), но на практике требуется гораздо большая скорость из-за сопротивления воздуха.
Неракетный космический запуск относится к теоретическим концепциям запуска в космос, где большая часть скорости и высоты, необходимых для достижения орбиты, обеспечивается за счет двигательной техники, которая не подчиняется ограничениям уравнения ракеты . [12] Хотя все космические запуски до настоящего времени осуществлялись с помощью ракет, было предложено несколько альтернатив ракетам. [13] В некоторых системах, таких как комбинированная система запуска, skyhook , запуск с помощью ракетных саней , rockoon или воздушный запуск , часть общей дельта-v может быть обеспечена, либо напрямую, либо косвенно, с помощью ракетного движения.
В настоящее время стоимость запуска очень высока — от 2500 до 25 000 долларов за килограмм с Земли на низкую околоземную орбиту (НОО). В результате стоимость запуска составляет большую часть стоимости всех космических проектов. Если запуск можно сделать дешевле, общая стоимость космических миссий снизится. Из-за экспоненциальной природы уравнения ракеты, предоставление даже небольшого количества скорости на НОО другими способами имеет потенциал значительного снижения стоимости выхода на орбиту.
Стоимость запуска в сотни долларов за килограмм сделала бы возможными многие предлагаемые крупномасштабные космические проекты, такие как колонизация космоса , космическая солнечная энергетика [14] и терраформирование Марса [15] .