Wahana peluncur antariksa

Dalam penerbangan angkasa, kendaraan peluncur atau roket pembawa adalah roket yang digunakan untuk membawa muatan dari permukaan bumi ke luar angkasa. Sebuah sistem peluncuran termasuk kendaraan peluncur, panggung stage peluncuran dan infrastruktur lainnya. Biasanya muatan payload adalah buatan satelit yang ditempatkan ke orbit, tetapi beberapa spaceflights yang sub-orbital sementara yang lain memungkinkan pesawat ruang angkasa untuk keluar dari orbit Bumi seluruhnya. Sebuah kendaraan peluncuran yang membawa muatan pada lintasan suborbital sering disebut sounding roket.

Peluncuran kendaraan, kendaraan peluncur khususnya orbital, memiliki minimal dua tahap, tapi kadang-kadang sampai 4.

Jenis kendaraan peluncuran

Dengan platform peluncuran

• Darat : Spaceport dan silo rudal tetap (Strela) untuk dikonversi ICBM
• Laut : Platform tetap (San Marco), platform mobile (Sea Launch), kapal selam (Shtil', Volna ) untuk dikonversi SLBM
• Udara : Pesawat (Pegasus, Virgin Galactic LauncherOne, Stratolaunch Sistem), balon (ARCASPACE), JP Aerospace Orbital Ascender, proposal permanen pelabuhan ruang angkasa Buoyant

Dengan ukuran

Ada banyak cara untuk mengklasifikasikan ukuran kendaraan peluncuran. The Komisi Agustinus yang diciptakan untuk meninjau rencana untuk mengganti Space Shuttle , menggunakan skema klasifikasi berikut:

• Sounding rocket tidak dapat mencapai orbit dan hanya mampu spaceflight sub-orbital.
• Kendaraan peluncur small lift mampu mengangkut hingga 2.000 kg (£ 4400) dari muatan ke orbit bumi rendah (LEO).
• Kendaraan peluncur medium lift mampu mengangkut antara 2.000 sampai 20.000 kg (4.400 sampai £ 44.000) dari muatan ke LEO.
• Kendaraan peluncur heavy lift mampu mengangkut antara 20.000 sampai 50.000 kg (44.000 sampai £ 110.200) dari muatan ke LEO.
• Kendaraan peluncur super-heavy lift mampu mengangkut lebih dari 50.000 kg (110.200 £ +) dari muatan ke LEO.

Pranala luar

• http://cryptome.org/eyeball/satspy/satspy-eyeball.htm
• S. A. Kamal, A. Mirza: The Multi-Stage-Q System and the Inverse-Q System for Possible application in SLV, Proc. IBCAST 2005, Volume 3, Control and Simulation, Edited by Hussain SI, Munir A, Kiyani J, Samar R, Khan MA, National Center for Physics, Bhurban, KP, Pakistan, 2006, pp 27–33 Free Full Text

• S. A. Kamal: Incorporating Cross-Range Error in the Lambert Scheme, Proc. 10th National Aeronautical Conf., Edited by Sheikh SR, Khan AM, Pakistan Air Force Academy, Risalpur, KP, Pakistan, 2006, pp 255–263 Free Full Text

• S. A. Kamal: The Multi-Stage-Lambert Scheme for Steering a Satellite-Launch Vehicle, Proc. 12th IEEE INMIC, Edited by Anis MK, Khan MK, Zaidi SJH, Bahria Univ., Karachi, Pakistan, 2008, pp 294–300 (invited paper) Free Full Text

• S. A. Kamal: Incompleteness of Cross-Product Steering and a Mathematical Formulation of Extended-Cross-Product Steering, Proc. IBCAST 2002, Volume 1, Advanced Materials, Computational Fluid Dynamics and Control Engineering, Edited by Hoorani HR, Munir A, Samar R, Zahir S, National Center for Physics, Bhurban, KP, Pakistan, 2003, pp 167–177 Free Full Text

• S. A. Kamal: Dot-Product Steering: A New Control Law for Satellites and Spacecrafts, Proc. IBCAST 2002, Volume 1, Advanced Materials, Computational Fluid Dynamics and Control Engineering, Edited by Hoorani HR, Munir A, Samar R, Zahir S, National Center for Physics, Bhurban, KP, Pakistan, 2003, pp 178–184 Free Full Text

• S. A. Kamal: Ellipse-Orientation Steering: A Control Law for Spacecrafts and Satellite-Launch Vehicles, Space Science and the Challenges of the twenty-First Century, ISPA-SUPARCO Collaborative Seminar, Univ. of Karachi, 2005 (invited paper)
• Christmas turns bad for ISRO, GSLV mission fails.