Dolazak u orbitu

Svemir je udaljen samo oko 100 km, što je bliže nego što mnogi ljudi putuju. Doći gotovo je lako: sonarne rakete to čine s nekoliko minuta leta i padaju ravno natrag.Ostati tamo gore je težak dio. Da biste ostali, trebate oko 7.8 km/s bočne brzine i gotovo sve gorivo rakete troši se na to.

Za uspon treba nekoliko minuta. Brzo kretanje u stranu oduzima gotovo sve gorivo.

Gledaj.

Lansiranje ima četiri čina:

1. Ravno gore na nekoliko sekundi, kako bi se očistio toranj i najgušći zrak.
2. Gravitacijski zavoj. Mali nagib, nekoliko stupnjeva i gravitacija radi ostalo: staza se sama savije dok je motori guraju. Nema oštrih zavoja, koji bi slomili tanku raketu u struji zraka.
3. Staging. Nakon otprilike dvije i pol minute prva faza je prazna i pada. Gornja faza, mnogo lakša, nastavlja gurati.
4. Leti gotovo ravno, gradi bočnu brzinu dok ne dosegne orbitalnu brzinu. Motor se isključuje. Svemirska letjelica je u orbiti, kruži oko Zemlje svakih 88 minuta ili tako nešto.

Lansiranje prema istoku pomaže: Zemljin vlastiti spin daje slobodnu brzinu od 0,465 km/s na ekvatoru. Zbog toga je većina lansirnih mjesta okrenuta prema oceanu na istoku.

Razumijem.

U gornjoj simulaciji, vozilo troši oko 9.3 km/s “delta-v” (ukupna promjena brzine koju njegovi motori mogu pružiti) da bi doseglo brzinu od 7.8 km/s na 200 km. Razlika je u tome Gubitak gravitacije: dok raketa još uvijek djelomično pokazuje prema gore, dio njezinog potiska samo je drži protiv gravitacije umjesto da ju ubrzava.

Prave rakete također se bore protiv otpora zraka i gube dio učinkovitosti u upravljanju. Uobičajeni proračun koji se navodi za nisku Zemljinu orbitu je 9,3 do 10 km/s, koji se podudara.

Trenutak u simulaciji	Vrijeme	Nadmorska visina	Brzina
Isključivanje motora prve faze	oko 2 min 24 s	Oko 90 km	oko 3,0 km/s
Drugi stupanj je u orbiti.	oko 7 min 37 s	Oko 200 km	7,8 km/s

Prvi stupanj, koji se odvaja pri brzini od 3 km/s, je prespor za orbitu i pada natrag (Falcon 9 pojačivači zatim sami upravljaju natrag prema zemlji).

Gospodaru.

Gornja faza u ovom modelu koristi jednostavan zakon vođenja zatvorene petlje. U svakom trenutku odabire kut nagiba θ tako da vertikalno ubrzanje koriguje visinu i brzinu uspona:

a_T sin θ = μ/r² − v_h²/r + k₁(r_target − r) − k₂·v_r

Prva dva pojma su gravitacija minus “centrifugalni” reljef horizontalne brzine. Kako se v_h približava kružnoj brzini √(μ/r), ta dva se poništavaju i faza pokazuje ravno. Prava vozila koriste profinjenije sheme (na primjer, način iterativnog navođenje iz doba Apollo-a ili eksplicitno navođenje motorom u Space Shuttleu) koje minimiziraju potrošnju goriva, ali princip je isti.

Ulazak u orbitu završava s nultom vertikalnom brzinom točno na ciljnoj visini, a horizontalna brzina jednaka je √(μ/r). Ako se ne dogodi bilo što od navedenog, orbita je elipsoidna, s najnižom točkom vjerojatno unutar atmosfere.