Wahana peluncur antariksa

Kendaraan peluncur biasanya adalah kendaraan bertenaga roket yang dirancang untuk membawa muatan (pesawat antariksa berawak maupun kargo tidak beraak atau satelit) dari permukaan Bumi atau atmosfer bawah ke luar angkasa. Bentuk yang paling umum adalah roket multitahap berbentuk rudal balistik, tetapi istilahnya lebih umum dan juga mencakup kendaraan seperti Pesawat Ulang Alik. Sebagian besar kendaraan peluncur beroperasi dari landasan peluncuran, didukung oleh pusat kendali peluncuran dan sistem seperti perakitan dan pengisian bahan bakar kendaraan. Kendaraan peluncur direkayasa dengan aerodinamika dan teknologi canggih, yang berkontribusi pada biaya operasi yang tinggi.

Soyuz TMA-5 Rusia lepas landas dari Kosmodrom Baikonur di Kazakhstan menuju Stasiun Luar Angkasa Internasional

Perbandingan wahana peluncur. Tampilkan massa muatan ke LEO, GTO, TLI dan MTO

Delta IV Heavy Expendable Launch Vehicle milik Boeing.

Kendaraan peluncur orbital harus mengangkat muatannya setidaknya ke batas ruang angkasa, sekitar 150 km (93 mil) dan mempercepatnya ke kecepatan horizontal setidaknya 7.814 m/s (17.480 mph). Kendaraan suborbital meluncurkan muatannya ke kecepatan yang lebih rendah atau diluncurkan pada sudut elevasi yang lebih besar dari horizontal.

Kendaraan peluncur orbital praktis menggunakan propelan kimia seperti bahan bakar padat, kriogenik temperatur rendah hidrogen cair, minyak tanah, metana cair, oksigen cair, atau propelan hipergolik yang mudah terbakar karena reaksi.

Kendaraan peluncur methalox

Roket tahap atas Delta Cryogenic Second Stage dipamerkan di Discovery Cube di Santa Ana.

Starlink 4-34 Launch

Penerbangan Falcon 9 361 Starlink Group 9-1, Pangkalan Angkatan Luar Angkasa Vandenberg dengan efek contrail space jellyfish pada 18 Juni 2024.

Contoh orbit transfer Hohmann antara Bumi dan Mars, seperti yang digunakan oleh wahana NASA InSight tanggal 5 Mei 2018, 11:05:01 UTC dengan roket Atlas V 401 AV-078 tahap atas Centaur III :
       InSight ·       Bumi ·       Mars

Contoh lintasan spiral-keluar: transisi dari Orbit transfer geostasioner (GTO) ke Orbit geostasioner (GEO). Tanggal 5 Juli 2012, 21:36 UTC dengan roket Ariane 5ECA tahap atas ESC (Étage Supérieur Cryotechnique — Cryogenic Upper Stage)
      EchoStar XVII ·       Earth.

Penggunaan metana cair dan oksigen cair sebagai propelan terkadang disebut propulsi methalox. Metana cair memiliki impuls spesifik yang lebih rendah daripada hidrogen cair, tetapi lebih mudah disimpan karena titik didih dan kepadatannya yang lebih tinggi, serta tidak mudah rapuh. Metana cair juga meninggalkan lebih sedikit residu di mesin dibandingkan dengan minyak tanah, yang bermanfaat untuk penggunaan ulang.

Metana cair yang dimurnikan dan juga LNG digunakan sebagai bahan bakar propelan kriogenik temperatur rendah roket, bila dikombinasikan dengan oksigen cair, seperti pada mesin TQ-12, BE-4, Raptor, dan YF-215. Karena kesamaan antara metana dan LNG, mesin-mesin tersebut umumnya dikelompokkan bersama di bawah istilah methalox.

Sebagai bahan bakar roket cair, kombinasi metana/oksigen cair menawarkan keuntungan dibandingkan kombinasi minyak tanah/oksigen cair, atau kerolox, dalam menghasilkan molekul-molekul gas buang kecil, mengurangi kokas atau pengendapan jelaga pada komponen-komponen mesin. Metana lebih mudah disimpan daripada hidrogen karena titik didih dan kepadatannya yang lebih tinggi, serta tidak adanya kerapuhan hidrogen. Berat molekul gas buang yang lebih rendah juga meningkatkan fraksi energi panas yang berupa energi kinetik yang tersedia untuk propulsi, sehingga meningkatkan impuls spesifik roket. Dibandingkan dengan hidrogen cair, energi spesifik metana lebih rendah tetapi kekurangan ini diimbangi oleh kepadatan dan kisaran suhu metana yang lebih besar, yang memungkinkan tangki yang lebih kecil dan lebih ringan untuk massa bahan bakar tertentu. Metana cair memiliki kisaran suhu (91–112 K) yang hampir sesuai dengan oksigen cair (54–90 K). Bahan bakar ini saat ini digunakan dalam kendaraan peluncur operasional seperti Zhuque-2 dan Vulcan serta peluncur yang sedang dikembangkan seperti Starship, Neutron, dan Terran R.

Karena keuntungan yang ditawarkan bahan bakar metana, beberapa penyedia peluncuran ruang angkasa swasta bertujuan untuk mengembangkan sistem peluncuran berbasis metana selama tahun 2010-an dan 2020-an. Persaingan antarnegara ini dijuluki sebagai Perlombaan Methalox menuju Orbit, dengan roket methalox Zhuque-2 milik LandSpace menjadi yang pertama mencapai orbit.

Pada Januari 2024, dua roket berbahan bakar metana telah mencapai orbit. Beberapa roket lainnya sedang dalam tahap pengembangan dan dua upaya peluncuran orbital gagal:

• Zhuque-2 berhasil mencapai orbit pada penerbangan keduanya pada 12 Juli 2023, menjadi roket berbahan bakar metana pertama yang berhasil melakukannya. Roket ini gagal mencapai orbit pada penerbangan perdananya pada 14 Desember 2022. Roket yang dikembangkan oleh LandSpace ini menggunakan mesin TQ-12.
• Vulcan Centaur berhasil mencapai orbit pada percobaan pertamanya, yang disebut Cert-1, pada 8 Januari 2024. Roket yang dikembangkan oleh United Launch Alliance ini menggunakan mesin BE-4 milik Blue Origin, meskipun tahap kedua menggunakan hydrolox RL10.
• Terran 1 mengalami kegagalan dalam upaya peluncuran orbital pada penerbangan perdananya pada 22 Maret 2023. Roket yang dikembangkan oleh Relativity Space ini menggunakan mesin Aeon 1.
• Starship mencapai orbit transatmosfer pada penerbangan ketiganya pada 14 Maret 2024, setelah dua kali gagal. Roket yang dikembangkan oleh SpaceX ini menggunakan mesin Raptor.

SpaceX mengembangkan mesin Raptor untuk wahana peluncur superberat Starship. Mesin ini telah digunakan dalam uji terbang sejak 2019. SpaceX sebelumnya hanya menggunakan RP-1/LOX pada mesin mereka. Blue Origin mengembangkan mesin BE-4 LOX/LNG untuk New Glenn dan United Launch Alliance Vulcan Centaur. BE-4 akan menghasilkan daya dorong sebesar 2.400 kN (550.000 lbf). Dua mesin penerbangan telah dikirim ke ULA pada pertengahan tahun 2023.

Pada bulan Juli 2014, Firefly Space Systems mengumumkan rencana untuk menggunakan bahan bakar metana untuk kendaraan peluncur satelit kecil mereka, Firefly Alpha dengan desain mesin aerospike.

ESA sedang mengembangkan mesin roket methalox Prometheus 980kN yang diuji coba pada tahun 2023.

Tahap atas

Single Engine Centaur (SEC) stage

Centaur-propellant-system.

Voyager 2 yang menaiki wahana peluncur Titan III-Centaur lepas landas pada tanggal 20 Agustus 1977. Voyager 2 adalah satelit ilmiah yang mempelajari planet luar Jupiter, Saturnus, Uranus, dan Neptunus.

Wahana antariksa Centaur dan Ulysses dari Space Shuttle Cargo Bay

LCROSS Centaur 2.

Selama penerbangan Centaur Stage dengan satelit Intelsat IV di atasnya, fairing muatan dibuang.

Roket tahap atas atau Tahap atas saja adalah roket tahap sekunder dalam roket multi tahap yang mendorong muatan ke orbit atau pada lintasan antarplanet. Tahap ini diaktifkan setelah tahap primer terpisah. Tahap atas mendorong muatan ke orbit yang lebih tinggi atau pada lintasan antarplanet daripada yang dapat dilakukan oleh pendorong roket sendiri. Tahap atas sering kali dapat retart menghidupkan kembali mesinnya beberapa kali dan dapat diatur thortle daya dorongnya saat berada di luar angkasa untuk penempatan pesawat ruang angkasa yang presisi ke orbit. Beberapa tahap atas tetap melekat pada muatannya dan menyediakan layanan seperti daya, komunikasi, dan kendali arah.

Muatan

Untuk roket, muatan dapat berupa satelit, probe antariksa, atau wahana antariksa yang membawa manusia, hewan, atau kargo. Salah satu manfaat utama muatan adalah memungkinkan kita untuk mengumpulkan data dan melakukan eksperimen di lingkungan yang tidak dapat diakses oleh manusia. Dengan mengirimkan muatan ke luar angkasa, kita dapat mempelajari tentang benda-benda langit lainnya dan kondisi yang ada di ruang hampa.

Centaur (tahapan roket)

Centaur adalah keluarga roket tahap atas yang telah digunakan sejak 1962. Saat ini diproduksi oleh penyedia layanan peluncuran AS United Launch Alliance, dengan satu versi utama aktif dan satu versi dalam pengembangan. Common Centaur/Centaur III berdiameter 3,05 m (10,0 kaki) terbang sebagai tingkat atas kendaraan peluncur Atlas V, dan Centaur V berdiameter 5,4 m (18 kaki) telah dikembangkan sebagai tingkat atas roket Vulcan baru ULA. Centaur adalah tingkat roket pertama yang menggunakan propelan hidrogen cair (LH 2) dan oksigen cair (LOX), kombinasi propelan berenergi tinggi yang ideal untuk tingkat atas tetapi memiliki kesulitan penanganan yang signifikan. Centaur adalah tahap atas energi tinggi pertama di dunia, pembakaran hidrogen cair (LH2) dan oksigen cair (LOX), dan telah memungkinkan peluncuran beberapa misi ilmiah paling penting NASA.

Common Centaur dibangun di sekitar tangki propelan balon bertekanan baja tahan karat yang distabilkan dengan dinding setebal 0,51 mm (0,020 in). Ia dapat mengangkat muatan hingga 19.000 kg (42.000 lb). Dinding tipis meminimalkan massa tangki, memaksimalkan kinerja keseluruhan panggung tahapan.

Sekat umum memisahkan tangki LOX dan LH 2, yang selanjutnya mengurangi massa tangki. Sekat ini terbuat dari dua kulit baja tahan karat yang dipisahkan oleh sarang lebah fiberglass. Sarang lebah fiberglass meminimalkan perpindahan panas antara LH 2 yang sangat dingin dan LOX yang kurang dingin.

Sistem propulsi utamanya terdiri dari satu atau dua mesin Aerojet Rocketdyne RL10. Tahap ini mampu melakukan hingga dua belas kali restart, dibatasi oleh propelan, masa pakai orbital, dan persyaratan misi. Dikombinasikan dengan isolasi tangki propelan, hal ini memungkinkan Centaur untuk melakukan peluncuran selama beberapa jam dan beberapa pembakaran mesin yang diperlukan pada penyisipan orbital yang kompleks.

Sistem kendali reaksi (RCS) juga menyediakan ullage dan terdiri dari dua puluh pendorong monopropelan hidrazin yang terletak di sekitar panggung dalam dua pod pendorong 2 dan empat pod pendorong 4. Untuk propelan, 150 kg (340 lb) Hidrazin disimpan dalam sepasang tangki kandung kemih dan diumpankan ke pendorong RCS dengan gas helium bertekanan, yang juga digunakan untuk menyelesaikan beberapa fungsi mesin utama.

Pada tahun 2024, dua varian Centaur digunakan: Centaur III pada Atlas V, dan Centaur V pada Vulcan Centaur. Semua varian Centaur lainnya telah dihentikan.

Mesin Centaur telah berevolusi dari waktu ke waktu, dan tiga versi (RL10A-4-2, RL10C-1 dan RL10C-1-1) digunakan pada tahun 2024 (lihat tabel di bawah). Semua versi menggunakan hidrogen cair dan oksigen cair.

Proses penempatan satelit ke orbit

Menempatkan satelit ke orbit merupakan operasi teknologi yang memerlukan perencanaan yang cermat, sumber daya keuangan yang signifikan, dan kolaborasi tim yang sangat terspesialisasi. Proses ini, yang mungkin tampak sederhana dari sudut pandang pengamat di Bumi, melibatkan beberapa langkah dan teknologi canggih.

Satelit dapat memiliki berbagai tujuan, seperti observasi Bumi, telekomunikasi, navigasi, atau penelitian ilmiah. Sebelum meluncurkan satelit, satelit harus dirancang dan dibangun sesuai dengan tujuan khusus yang diminta oleh klien misi yang berbeda. Desain harus mempertimbangkan:

• Berat dan ukuran: Satelit harus cukup ringan untuk dibawa oleh roket, tetapi juga cukup kuat untuk menahan kondisi luar angkasa yang ekstrem. Massa peluncuran merupakan faktor yang sangat memengaruhi biaya penempatan satelit ke orbit, sehingga parameter ini harus dioptimalkan semaksimal mungkin agar proyek satelit menguntungkan.
• Sistem energi: Sebagian besar satelit mengandalkan panel surya untuk menghasilkan listrik. Selain itu, satelit memiliki sistem propulsi untuk melakukan berbagai manuver koreksi orbit.
• Teknologi komunikasi: Untuk mengirimkan data ke Bumi, satelit memerlukan sistem komunikasi yang efisien dan andal. Selain itu, satelit memiliki sistem kendali jarak jauh dan telemetri yang dipantau dari pusat kendali satelit untuk memastikan pengoperasiannya yang benar.
• Perlindungan Termal: Karena suhu dapat berkisar dari 120ºC di sisi satelit yang menghadap Matahari hingga -150ºC di sisi bayangan, sangat penting untuk merancang satelit dengan sistem kontrol termal yang menjaga komponennya pada suhu yang sesuai.

Proses ini diakhiri dengan serangkaian pengujian yang sangat melelahkan, yang mensimulasikan kondisi ekstrem yang akan dialami satelit di luar angkasa selama lebih dari 15 tahun masa pakainya.

Memilih kendaraan peluncur

Setelah satelit dirancang dan dibangun, satelit tersebut diangkut ke lokasi peluncuran. Kendaraan peluncur adalah roket yang dirancang khusus untuk mengangkut satu atau lebih muatan satelit ke orbit tertentu dan melepaskannya di lokasi yang sesuai.

Pemilihan orbit

Pemilihan orbit merupakan faktor krusial yang bergantung pada tujuan satelit:

• Orbit Bumi Rendah (LEO): Terletak antara 200 dan 2.000 km di atas permukaan Bumi, orbit Bumi rendah digunakan, di antara aplikasi lain, untuk observasi Bumi dan telekomunikasi.
• Orbit Bumi Menengah (MEO): Antara 2.000 dan 35.785 km, juga digunakan untuk satelit komunikasi dan navigasi.
• Orbit Geostasioner (GEO): Digunakan oleh satelit telekomunikasi seperti milik Hispasat, mereka mempertahankan jejak cakupan tetap di atas Bumi, pada 35.786 km di atas permukaan laut.
• Orbit Kutub: Memungkinkan cakupan global dengan melewati kutub, berguna untuk pengamatan dan pemantauan iklim.

Persiiapan pra-peluncuran

Sebelum peluncuran, beberapa pengujian dilakukan untuk memastikan semuanya beres:

• Integrasi satelit dengan roket: Satelit ditempatkan di atas roket dan uji kompatibilitas dilakukan.
• Simulasi dan pengujian: Simulasi penerbangan dan uji darat dijalankan untuk mengidentifikasi dan memperbaiki kemungkinan kesalahan.
• Keselamatan lokasi: Lokasi peluncuran harus dipersiapkan, memastikan semua orang dan peralatan aman.

Peluncuran

Peluncuran merupakan salah satu momen paling krusial dari keseluruhan misi. Peluncuran melibatkan penyalaan mesin roket dan pendakiannya melalui atmosfer sehingga satelit memulai perjalanannya ke posisi orbitnya. Selama proses ini, lintasan dan status roket harus dipantau dengan saksama.

Penempatan dan masuk ke layanan

Setelah roket dan satelit terpisah, satelit akan memasang panel surya, mengirim sinyal telemetri pertama, dan menyalakan mesin apogee, yang akan digunakan untuk mencapai - dalam perjalanan yang dapat berlangsung beberapa bulan - orbit sementara, tempat satelit akan menjalani pengujian baru. Setelah melewati pengujian ini, satelit akan bergerak ke posisi akhirnya dan mulai menyediakan layanan. Statusnya dikontrol dan dipantau dari Bumi, melakukan penyesuaian berkala pada orbit dan sistemnya jika perlu.

Proses peluncuran satelit

Proses peluncuran satelit menuju orbit geostasioner karena jaraknya yang terlalu jauh dari Bumi, memerlukan beberapa langkah.

• Pada langkah pertama, satelit diinjekikan ke orbit melingkar Bumi rendah (LEO).
• Pada langkah kedua, orbit satelit diubah dari orbit Bumi rendah menjadi orbit transfer elips dengan manuver di perigee, untuk mencapai apogee yang sama dengan radius orbit geostasioner (GEO).
• Akhirnya, satelit ditempatkan dari orbit transfer elips ke tujuan akhir, sebagai orbit geostasioner.

Orbit geostasioner bersifat unik karena terlalu dekat dengan banyak satelit di orbit ini. Untuk menghindari interferensi dan tabrakan timbal balik, metode pemisahan multi-satelit harus diterapkan. Melalui analisis dan simulasi dihitung berapa kecepatan injeksi yang harus diterapkan pada orbit Bumi rendah untuk mencapai apogee yang sesuai dengan radius orbit akhir yang direncanakan.

Pertama-tama, parameter orbit elips diberikan, kemudian hubungan antara kecepatan injeksi pada perigee dan langkah tambahan apogee disimpulkan. Hubungan matematis ini selanjutnya diterapkan untuk model simulasi, dan akhirnya hasil simulasi diberikan.

Proses peluncuran satelit menuju orbit geostasioner membutuhkan beberapa langkah. Yang pertama memposisikan satelit pada orbit Bumi rendah. Pada langkah kedua dari proses ini, satelit diposisikan pada orbit transfer yang sangat elips. Untuk perigee tetap dari orbit transfer elips, apogee yang dicapai bergantung pada kecepatan injeksi pada titik perigee. Semakin besar kecepatan injeksi dari kecepatan kosmik pertama, semakin besar jarak apogee yang dicapai. Kurva yang disediakan dapat digunakan untuk mencari titik puncak yang dicapai untuk nilai kecepatan injeksi tertentu pada titik perigee, atau sebaliknya untuk titik puncak yang diperlukan, kecepatan injeksi apa yang harus diterapkan. Telah dipastikan, bahwa untuk mencapai titik puncak (7000 - 42.400) km, kecepatan injeksi yang akan diterapkan pada titik perigee berkisar pada (7,24 - 9,90) km/s. Proses transformasi dari orbit elips transfer ke orbit akhir,

Perubahan Bidang Orbit

Perubahan inklinasi orbit atau Orbital inclination change adalah manuver orbital yang bertujuan untuk mengubah kemiringan orbit suatu badan yang mengorbit. Manuver ini juga dikenal sebagai perubahan bidang orbit karena bidang orbitnya miring. Manuver ini memerlukan perubahan dalam vektor kecepatan orbital (delta v) pada simpul orbital (yaitu titik di mana orbit awal dan yang diinginkan berpotongan, garis simpul orbital ditentukan oleh perpotongan dua bidang orbital).

Orbital trajectory of Tianwen-1 around Mars.

Secara umum, perubahan kemiringan dapat membutuhkan delta v yang sangat besar untuk dilakukan, dan sebagian besar perencana misi mencoba menghindarinya bila memungkinkan untuk menghemat bahan bakar. Ini biasanya dicapai dengan meluncurkan pesawat ruang angkasa langsung ke kemiringan yang diinginkan, atau sedekat mungkin dengannya untuk meminimalkan perubahan kemiringan yang diperlukan selama masa pakai pesawat ruang angkasa. Flybys planet adalah cara paling efisien untuk mencapai perubahan kemiringan yang besar, tetapi mereka hanya efektif untuk misi antarplanet.

Cara paling sederhana untuk melakukan perubahan bidang adalah dengan melakukan pembakaran di sekitar salah satu dari dua titik persimpangan bidang awal dan akhir. Delta-v yang diperlukan adalah vektor perubahan kecepatan antara dua bidang pada titik tersebut.

Umur satelit

Satelit yang berada di orbit rendah pada ketinggian beberapa ratus kilometer dari permukaan tanah akan memasuki atmosfer dan terbakar dalam beberapa tahun hingga beberapa dekade. Di sisi lain, satelit yang berada di orbit tinggi di atas 1.000 km akan terus berputar selama lebih dari 100 tahun. Satelit yang berada di luar angkasa tanpa jatuh dalam waktu yang lama menimbulkan masalah sampah antariksa (space debris) dan berbagai diskusi tentang masalah ini diadakan di seluruh dunia.

Daftar berikut memberikan panduan kasar mengenai masa hidup suatu objek dalam orbit melingkar atau hampir melingkar pada berbagai ketinggian dan Masa Hidup.

• 200 km 1 hari
• 300 km 1 bulan
• 400 km 1 tahun
• 500 km 10 tahun
• 700 km 100 tahun
• 900 km 1000 tahun

Berikut adalah beberapa faktor lain yang memengaruhi umur satelit:

• Desain: Umur desain satelit GPS adalah 7,5 hingga 15 tahun.
• Bahan bakar: Mengirim satelit ke orbit dengan banyak bahan bakar dapat memperpanjang umurnya.
• Radiasi: Mendesain komponen untuk menahan radiasi keras dapat memperpanjang umur satelit.
• Aktivitas matahari: Prediksi cuaca luar angkasa dapat memengaruhi umur satelit.

Ketika satelit mencapai akhir masa pakainya, satelit tersebut dibuang dengan berbagai cara, tergantung pada ukuran dan orbitnya:

• Satelit yang lebih kecil di orbit rendah terbakar oleh gesekan dengan udara saat jatuh kembali ke Bumi.
• Satelit yang lebih besar di orbit rendah diturunkan di dekat Point Nemo, bagian terpencil Samudra Pasifik, agar tidak mencapai permukaan Bumi.

Mesin roket

Mesin roket Rusia. Dari kiri ke kanan: RD-191 nosel bilik tunggal, RD-180 nosel bilik ganda, RD-171 empat bilik nosel.

Mesin roket cair RD-0110 untuk tahap atas milik Soviet dan kemudian Rusia. Mesin roket RD-0110 membakar oksigen cair dan minyak tanah dalam siklus pembakaran generator gas. Ia memiliki empat nosel tetap dan output dari generator gas diarahkan ke empat nosel vernier sekunder untuk memasok kontrol vektor panggung bidang pendorong.

Common Booster Core.Pengiriman CBC yang digunakan sebagai tahap pertama Delta 342.

Uji coba mesin roket RS-68.

Semua mesin ditambahkan ke tahap Inti Roket Artemis II Moon SLS

Mesin roket menggunakan propelan roket yang tersimpan sebagai massa reaksi untuk membentuk semburan fluida pendorong berkecepatan tinggi, biasanya gas bersuhu tinggi. Mesin roket adalah mesin reaksi, yang menghasilkan daya dorong dengan melontarkan massa ke belakang, sesuai dengan hukum ketiga Newton. Sebagian besar mesin roket menggunakan pembakaran bahan kimia reaktif untuk memasok energi yang diperlukan, tetapi bentuk yang tidak terbakar seperti pendorong gas dingin dan roket termal nuklir juga ada. Kendaraan yang digerakkan oleh mesin roket umumnya digunakan oleh rudal balistik (biasanya menggunakan bahan bakar padat) dan roket. Kendaraan roket membawa oksidatornya sendiri, tidak seperti kebanyakan mesin pembakaran, sehingga mesin roket dapat digunakan dalam ruang hampa untuk mendorong pesawat ruang angkasa dan rudal balistik.

Dibandingkan dengan jenis mesin jet lainnya, mesin roket adalah yang paling ringan dan memiliki daya dorong tertinggi, tetapi paling tidak efisien dalam propelan (memiliki impuls spesifik terendah). Buangan ideal adalah hidrogen, yang paling ringan dari semua elemen, tetapi roket kimia menghasilkan campuran spesies yang lebih berat, yang mengurangi kecepatan buangan. Mesin roket digunakan pada roket multi tahap : untuk pendorong booster, tahap awal, tahap kedua, tahap inti, tahap ketiga, tahap atas, vernier thruster, roket apooge dan lainnya.

Mesin roket menghasilkan daya dorong dengan mengeluarkan cairan buangan yang telah dipercepat hingga kecepatan tinggi melalui nosel pendorong. Cairan tersebut biasanya berupa gas yang dihasilkan oleh pembakaran propelan padat atau cair bertekanan tinggi (150 hingga 4.350 pon per inci persegi (10 hingga 300 bar)), yang terdiri dari komponen bahan bakar dan oksidator, di dalam ruang pembakaran. Saat gas mengembang melalui nosel, gas tersebut dipercepat hingga kecepatan yang sangat tinggi (supersonik), dan reaksi terhadap hal ini mendorong mesin ke arah yang berlawanan. Pembakaran paling sering digunakan untuk roket praktis, karena hukum termodinamika (khususnya teorema Carnot) menyatakan bahwa suhu dan tekanan tinggi diinginkan untuk efisiensi termal terbaik. Roket termal nuklir mampu mencapai efisiensi yang lebih tinggi, tetapi saat ini memiliki masalah lingkungan yang menghalangi penggunaan rutinnya di atmosfer Bumi dan ruang cislunar.

Untuk peroketan model, alternatif yang tersedia untuk pembakaran adalah roket air yang diberi tekanan oleh udara terkompresi, karbon dioksida, nitrogen, atau gas inert lain yang tersedia.

Perkembangan teknologi ini terus berlanjut hingga akhir abad ke-19, ketika Konstantin Tsiolkovsky dari Rusia pertama kali menulis tentang mesin roket berbahan bakar cair. Ia adalah orang pertama yang mengembangkan persamaan roket Tsiolkovsky, meskipun tidak dipublikasikan secara luas selama beberapa tahun.

Mesin berbahan bakar padat dan cair modern menjadi kenyataan pada awal abad ke-20, berkat fisikawan Amerika Robert Goddard. Goddard adalah orang pertama yang menggunakan nosel De Laval pada mesin roket berbahan bakar padat (bubuk mesiu), yang menggandakan daya dorong dan meningkatkan efisiensi hingga sekitar dua puluh lima kali lipat. Ini adalah awal mula mesin roket modern. Ia menghitung dari persamaan roket yang diperolehnya secara independen bahwa roket berukuran cukup besar, yang menggunakan bahan bakar padat, dapat menempatkan muatan seberat satu pon di Bulan.

Era mesin roket berbahan bakar cair

Goddard mulai menggunakan propelan cair pada tahun 1921, dan pada tahun 1926 menjadi orang pertama yang meluncurkan roket berbahan bakar cair. Goddard memelopori penggunaan nosel De Laval, tangki propelan ringan, turbopump ringan kecil, vektor dorong, mesin bahan bakar cair yang dikendalikan dengan lancar, pendinginan regeneratif, dan pendinginan tirai.

Pada akhir tahun 1930-an, ilmuwan Jerman, seperti Wernher von Braun dan Hellmuth Walter, menyelidiki pemasangan roket berbahan bakar cair di pesawat militer (Heinkel He 112, He 111, He 176, dan Messerschmitt Me 163).

Turbopump digunakan oleh ilmuwan Jerman dalam Perang Dunia II. Hingga saat itu, pendinginan nosel bermasalah, dan rudal balistik A4 menggunakan alkohol encer sebagai bahan bakar, yang cukup mengurangi suhu pembakaran.

Pembakaran bertahap (Замкнутая схема) pertama kali diusulkan oleh Alexey Isaev pada tahun 1949. Mesin pembakaran bertahap pertama adalah S1.5400 yang digunakan dalam roket planet Soviet, yang dirancang oleh Melnikov, mantan asisten Isaev. Sekitar waktu yang sama (1959), Nikolai Kuznetsov mulai mengerjakan mesin siklus tertutup NK-9 untuk ICBM orbital Korolev, GR-1. Kuznetsov kemudian mengembangkan desain tersebut menjadi mesin NK-15 dan NK-33 untuk roket Lunar N1 yang gagal.

Di Barat, mesin uji pembakaran bertahap laboratorium pertama dibuat di Jerman pada tahun 1963, oleh Ludwig Boelkow.

Mesin hidrogen cair pertama kali berhasil dikembangkan di Amerika: mesin RL-10 pertama kali terbang pada tahun 1962. Penggantinya, Rocketdyne J-2, digunakan dalam roket Saturn V program Apollo untuk mengirim manusia ke Bulan. Impuls spesifik yang tinggi dan kepadatan hidrogen cair yang rendah menurunkan massa tahap atas dan ukuran serta biaya keseluruhan kendaraan.

Mesin Rocketdyne H-1, yang digunakan dalam kelompok delapan mesin pada tahap pertama wahana peluncur Saturn I dan Saturn IB, tidak mengalami kegagalan katastrofik dalam 152 penerbangan mesin. Mesin Pratt dan Whitney RL10, yang digunakan dalam kelompok enam mesin pada tahap kedua Saturn I, tidak mengalami kegagalan katastrofik dalam 36 penerbangan mesin. Mesin Rocketdyne F-1, yang digunakan dalam kelompok lima mesin pada tahap pertama Saturn V, tidak mengalami kegagalan dalam 65 penerbangan mesin. Mesin Rocketdyne J-2, yang digunakan dalam kelompok lima mesin pada tahap kedua Saturn V, dan satu mesin pada tahap kedua Saturn IB dan tahap ketiga Saturn V, tidak mengalami kegagalan katastrofik dalam 86 penerbangan mesin.

Rekor untuk mesin terbanyak pada satu penerbangan roket adalah 44, yang ditetapkan oleh NASA pada tahun 2016 pada Black Brant.

Propelan cair tahap pertama

Propelan cair yang digunakan dalam roket tahap pertama terdiri dari bahan bakar dan oksidator dapat berupa hidrogen, metana, oksigen, dan kerosene (RP-1):

• Hidrogen dan oksigen, Digunakan dalam roket yang membutuhkan kinerja tinggi. Namun, hidrogen sulit disimpan.
• Metana dan oksigen, Pilihan yang baik karena mudah diproduksi di Mars, lebih mudah disimpan daripada hidrogen, dan memiliki kinerja yang lebih baik daripada minyak tanah.
• RP-1, Bahan bakar cair yang digunakan dalam roket kerolox. RP-1 memiliki risiko ledakan yang lebih rendah daripada hidrogen cair, dan dapat disimpan pada suhu sekitar.
• Minyak tanah dan oksigen, Digunakan dalam sebagian besar kendaraan peluncur karena dapat diandalkan dan memiliki kinerja yang layak.

Selain itu, bahan bakar roket juga bisa berupa amonium perklorat, bubuk aluminium, dan polibutadiena berujung hidroksil (HTPB). Propelan roket yang terdiri dari bahan bakar dan oksidator terpisah disebut bipropelan.

Segmen darat

Segmen darat terdiri dari semua elemen berbasis darat dari sistem antariksa yang digunakan oleh operator dan personel pendukung, berbeda dengan segmen antariksa dan segmen pengguna. Segmen darat memungkinkan pengelolaan wahana antariksa, dan distribusi data muatan dan telemetri di antara pihak-pihak yang berkepentingan di darat. Elemen-elemen utama segmen darat adalah:

• Stasiun darat (atau Bumi), yang menyediakan antarmuka radio dengan pesawat ruang angkasa
• Pusat kendali misi (atau operasi) , tempat pesawat antariksa dikelola
• Terminal jarak jauh, digunakan oleh personel pendukung
• Fasilitas integrasi dan pengujian pesawat ruang angkasa
• Fasilitas peluncuran
• Jaringan darat, yang memungkinkan komunikasi antara elemen darat lainnya

Sistem wahana antariksa yang disederhanakan. Panah oranye putus-putus menunjukkan hubungan radio; panah hitam pekat menunjukkan hubungan jaringan darat. (Terminal pelanggan biasanya hanya mengandalkan salah satu jalur yang ditunjukkan untuk mengakses sumber daya segmen antariksa)

Fasilitas segmen darat di seluruh dunia

Elemen-elemen ini hadir di hampir semua misi luar angkasa, baik komersial, militer, maupun ilmiah. Elemen-elemen ini mungkin terletak bersama atau terpisah secara geografis, dan mungkin dioperasikan oleh pihak-pihak yang berbeda. Beberapa elemen dapat mendukung beberapa wahana antariksa secara bersamaan.

Daftar penyedia layanan peluncuran

Penyedia layanan peluncuran adalah jenis perusahaan yang menggunakan kendaraan peluncur dan layanan terkait yang disediakan oleh Badan Peluncuran, termasuk menyediakan kendaraan peluncur, dukungan peluncuran, peralatan dan fasilitas, untuk tujuan meluncurkan satelit ke orbit atau ruang angkasa dalam. Ada lebih dari 100 perusahaan peluncuran dari seluruh dunia. Perusahaan-perusahaan ini dan kendaraan peluncurnya berada dalam berbagai tahap pengembangan, dengan beberapa (seperti SpaceX, RocketLab, dan ULA) sudah beroperasi secara reguler, sementara yang lain belum.

Pada tahun 2018, sektor layanan peluncuran menyumbang $5,5 miliar dari total "ekonomi luar angkasa global" sebesar $344,5 miliar. Sektor ini bertanggung jawab atas pemesanan, konversi atau konstruksi roket pembawa , perakitan dan penumpukan, integrasi muatan, dan akhirnya melakukan peluncuran itu sendiri. Beberapa tugas ini dapat didelegasikan atau disubkontrakkan ke perusahaan lain. Misalnya, United Launch Alliance secara resmi mensubkontrakkan produksi motor roket padat GEM untuk roket Delta II dan Delta IV (versi Medium) mereka ke Alliant Techsystems. (Kedua kendaraan tersebut sekarang sudah tidak digunakan lagi) Sebuah LSP tidak serta merta membangun semua roket yang diluncurkannya.

Dokumen yang penting untuk penyediaan layanan peluncuran yang sukses adalah Dokumen Kontrol Antarmuka (ICD), sebuah kontrak yang menentukan tanggung jawab persyaratan integrasi dan misi di seluruh penyedia layanan dan pengacara layanan.

Dalam beberapa kasus, LSP tidak diperlukan untuk meluncurkan roket. Organisasi pemerintah seperti militer dan pasukan pertahanan dapat melakukan peluncuran sendiri.

Penyedia layanan peluncuran saat ini

Perusahaan

• AgniKul Cosmos (India)
• Antrix Corporation (India)
• Arianespace (France)^(hlm.34)
• Astra (United States)
• Blue Origin (United States)
• CAS Space (China)
• Deep Blue Aerospace (China)
• Eurockot Launch Services (Germany)
• Evolution Space (United States)
• Firefly Aerospace (United States)
• Galactic Energy (China)
• GK Launch Services (Russia, Kazakhstan)
• INNOSPACE (Korea)
• International Launch Services aka ILS (United States)^(hlm.34)
• Interstellar Technologies (Japan)
• ISC Kosmotras (Russia)
• i-Space (China)
• Landspace (China)
• LinkSpace (China)
• Mitsubishi Heavy Industries via MHI Launch Services (Japan)
• Northrop Grumman Space Systems Group (United States)
• HyImpulse (Germany)
• OneSpace (China)
• Orienspace (China)
• PLD Space (Spain)
• Relativity Space (United States)
• Rocket Factory Augsburg (Germany)
• Rocket Lab (United States/New Zealand)
• Sea Launch (Switzerland)^(hlm.34)
• Skyroot Aerospace (India)
• Space One (Japan)
• Space Pioneer (China)
• SpaceX (United States)^(hlm.34)
• Starsem (France)
• Stoke Space (United States)
• United Launch Alliance aka ULA (United States)
• Up Aerospace (United States)
• Vector Launch (United States)
• Virgin Galactic (United States)
• Zero 2 Infinity (Spain)

Perusahaan Former

• Orbital ATK (United States)
• Orbital Sciences Corporation (United States)^(hlm.34)
• Stratolaunch Systems (United States)
• Virgin Orbit (United States)

Pemerintah dan milik negara

• CALT (China)
• DARPA (United States)
• ExPace (China)
• Glavkosmos (Russia)^:71
• ISA (Iran)
• JAXA (Japan)
• NADA (North Korea)
• NASA (United States)
• NSIL (India)

Pusat Pengendali Misi

Pusat kendali misi atau mission control center (MCC, terkadang disebut pusat kendali penerbangan atau pusat operasi) adalah fasilitas yang mengelola penerbangan antariksa, biasanya dari titik peluncuran hingga pendaratan atau akhir misi, mirp dengan pemandu lalu lintas udara ATC pada bandara penerbangan sipil. Pusat kendali misi merupakan bagian dari segmen darat operasi wahana antariksa. Staf pengendali penerbangan dan personel pendukung lainnya memantau semua aspek misi menggunakan telemetri, dan mengirim perintah ke wahana menggunakan stasiun darat. Personel yang mendukung misi dari MCC dapat mencakup perwakilan dari sistem kendali sikap, tenaga, propulsi, termal, dinamika sikap, operasi orbital, dan disiplin subsistem lainnya. Pelatihan untuk misi ini biasanya berada di bawah tanggung jawab pengendali penerbangan, yang biasanya mencakup latihan ekstensif di MCC.

Ruangan pengendali International Space Station di Rusia dan di Amerika Serikat.

Pusat kendali misi adalah struktur yang menyatukan sarana yang diperlukan untuk pengelolaan operasional satelit buatab, wahana antariksa yang menjelajahi tata surya, atau pencapaian misi penerbangan berawak. Badan antariksa utama (NASA, Badan Antariksa Eropa, Roscosmos), yang mengembangkan sejumlah besar misi, memiliki pusat kendali misi yang paling penting. Yang paling terkenal adalah Pusat Luar Angkasa Lyndon B. Johnson untuk misi berawak NASA , ESOC untuk Badan Antariksa Eropa, TsUP untuk misi Soviet dan kemudian Rusia. Di samping pusat kendali umum yang mengontrol peluncuran, penyebaran, navigasi dan perubahan orbit serta manuver koreksi lintasan, seringkali terdapat pusat kendali yang lebih khusus yang bertanggung jawab atas manajemen muatan (instrumen ilmiah atau pengumpulan data) dengan mengaktifkan instrumen, mengirimkan perintah, dan mengambil data.

Tugas utama pusat kendali misi adalah mengelola kemajuan misi luar angkasa mulai dari lepas landas hingga pendaratan atau penyelesaian misi. Sebuah tim pengontrol penerbangan, bersama dengan personel pendukung lainnya, bertanggung jawab untuk memantau seluruh aspek misi menggunakan telemetri . Pertukaran dengan pesawat ruang angkasa dilakukan melalui radio melalui stasiun bumi.

Tugas pokok yang dilaksanakan oleh ruang kendali adalah :

• pemantauan parameter operasi (telemetri);
• koreksi anomali;
• kontrol dan koreksi lintasan;
• mengirimkan instruksi ke payload  ;
• pengumpulan dan pemrosesan data yang dikumpulkan oleh payload.

Bedakan antara pusat kendali peluncuran yang memantau kemajuan peluncuran dan yang sering kali secara fisik terletak di pangkalan peluncuran dan pusat kendali misi yang mengambil alih pesawat ruang angkasa setelah berada di orbit operasionalnya. Pusat kendali misi dapat spesifik untuk misi tertentu (misi ilmiah tertentu) atau digunakan bersama (misalnya ESOC untuk misi Badan Antariksa Eropa).

Bandar antariksa

Bandar antariksa, pelabuhan angkasa atau kosmodrom adalah tempat diluncurkannya wantariksa. Umumnya sebuah bandariksa harus mempunyai luas yang cukup besar agar jika sebuah roket meledak ia tak akan membahayakan nyawa manusia di sekitar lokasi peluncuran.

Lokasi yang lebih disukai biasanya terletak di dekat khatulistiwa ke arah timur agar dapat memanfaatkan kecepatan rotasi Bumi secara maksimum, dan merupakan orientasi yang baik untuk menuju sebuah orbit geostasioner. Selain itu, hal ini meningkatkan rasio massa terhadap orbit. Untuk orbit-orbit kutub atau Molniya, aspek-aspek ini tidak berlaku. Untuk keselamatan, sebuah jalur peluncuran di atas air atau tanah kosong sangatlah penting.

Landasan peluncuran

Landasan peluncuran (bahasa Inggris: launch pad) adalah fasilitas di atas tanah tempat rudal bertenaga roket atau wahana antariksa diluncurkan secara vertikal. Istilah landasan peluncuran dapat digunakan untuk menggambarkan hanya platform peluncuran pusat (platform peluncur bergerak), atau seluruh kompleks (kompleks peluncuran). Seluruh kompleks akan mencakup dudukan peluncur atau platform peluncuran untuk secara fisik mendukung wahana, struktur layanan dengan tali pusar, dan infrastruktur yang diperlukan untuk menyediakan propelan, cairan kriogenik, tenaga listrik, komunikasi, telemetri, perakitan roket, pemrosesan muatan, fasilitas penyimpanan untuk propelan dan gas, peralatan, jalan akses, dan drainase.

Sebagian besar landasan peluncuran mencakup struktur layanan tetap untuk menyediakan satu atau lebih platform akses guna merakit, memeriksa, dan merawat kendaraan dan untuk memungkinkan akses ke wahana antariksa, termasuk pemuatan awak. Landasan peluncuran dapat berisi struktur pembelokan api untuk mencegah panas yang hebat dari gas buang roket merusak wahana atau struktur landasan peluncuran, dan sistem peredam suara yang menyemprotkan air dalam jumlah besar dapat digunakan. Landasan peluncuran juga dapat dilindungi oleh penangkal petir. Sebuah pelabuhan antariksa biasanya mencakup beberapa kompleks peluncuran dan infrastruktur pendukung lainnya.

Satelit relai selama peluncuran

Satelit relai adalah satelit yang meneruskan pesan perintah dari stasiun darat ke satelit pengguna, dan menerima telemetri dari satelit pengguna untuk diteruskan ke stasiun darat. Satelit relai biasanya dioperasikan oleh perusahaan komunikasi nasional atau internasional untuk menyediakan layanan ke wilayah terpencil dan seluruh dunia.

Satelit relai dapat digunakan untuk mengirimkan informasi seperti pesan telepon dan program televisi. NASA memiliki sistem komunikasi satelit yang disebut Tracking and Data Relay Satellite System (TDRSS). TDRSS terdiri dari satelit Tracking and Data Relay Satellite (TDRS) dan stasiun bumi. TDRSS dirancang untuk meningkatkan waktu pesawat ruang angkasa berkomunikasi dengan tanah dan meningkatkan jumlah data yang dapat ditransfer. Satelit TDRSS berada di orbit geosinkron, yaitu 35.786 km di atas permukaan bumi. Satelit-satelit TDRSS tersebar di Samudra Atlantik, Pasifik, dan Hindia.

Satelit relai data menerima pesan perintah dari stasiun darat lalu meneruskannya ke satelit pengguna melalui tautan silang RF (tautan antar-satelit). Satelit pengguna mengembalikan telemetri melalui tautan silang lain ke satelit relai, yang mentransmisikan data telemetri ke stasiun darat. Tautan naik dan tautan silang ke satelit pengguna disebut tautan maju; tautan silang dan tautan turun dari satelit pengguna disebut tautan balik.

Sistem Satelit Relai Data dan Pelacakan NASA (TDRSS) adalah konstelasi satelit relai data geostasioner yang menyediakan cakupan satelit pengguna yang luas (hampir 100%) pada ketinggian orbit 200 hingga 1200 km. Semua data diteruskan melalui satu kompleks stasiun darat di White Sands, NM. Sistem TDRSS mendukung komunikasi "pita-S" (2,1–2,3 GHz) hingga 10 kbps maju, hingga 50 kbps kembali, untuk sebanyak 20 satelit pengguna. Hingga dua pengguna dapat memiliki dukungan "S-band" pada kecepatan maju hingga 300 kbps, kecepatan balik hingga 12 Mbps. Hingga 2 pengguna dapat memiliki dukungan "Ku-band" (13,8–15,0 GHz) pada kecepatan maju hingga 25 Mbps, kecepatan balik hingga 300 Mbps.

Berikut ini beberapa informasi tentang satelit relai selama peluncuran:

Sistem Satelit Pelacakan dan Relai Data (TDRS) NASA

Sistem satelit dalam orbit geosinkron ini merelai sinyal antara wahana antariksa dan stasiun kontrol darat. Sistem TDRS dirancang untuk meningkatkan jumlah data yang dapat ditransfer dan jumlah waktu wahana antariksa dapat berkomunikasi dengan darat.

Satelit relai Queqiao-2 Tiongkok

Satelit ini diluncurkan pada 20 Maret 2024 dari Pusat Peluncuran Luar Angkasa Wenchang di Provinsi Hainan, Tiongkok. Satelit tersebut terpisah dari roket setelah 24 menit terbang dan memasuki orbit transfer Bumi-Bulan. Panel surya dan antena komunikasi satelit dibuka. Satelit ini dirancang untuk mendukung misi bulan mendatang oleh Tiongkok dan negara-negara lain.

Satelit relai data Jepang

Satelit yang dilengkapi laser ini dirancang untuk mengirimkan data dengan kecepatan hingga 1,8 gigabit per detik. Satelit ini akan melayani satelit observasi Bumi yang dioperasikan warga sipil Jepang dan pesawat ruang angkasa pengintaian pengumpulan intelijen milik armada Jepang.

Jenis kendaraan peluncuran

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

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:

• Roket sonda tidak dapat mencapai orbit dan hanya mampu spaceflight sub-orbital.
• Kendaraan peluncur angkut ringan mampu mengangkut hingga 2.000 kg (£ 4400) dari muatan ke orbit bumi rendah (LEO).
• Kendaraan peluncur angkut medium mampu mengangkut antara 2.000 sampai 20.000 kg (4.400 sampai £ 44.000) dari muatan ke LEO.
• Kendaraan peluncur angkut berat mampu mengangkut antara 20.000 sampai 50.000 kg (44.000 sampai £ 110.200) dari muatan ke LEO.
• Kendaraan peluncur angkut superberat mampu mengangkut lebih dari 50.000 kg (110.200 £ +) dari muatan ke LEO.

Perakitan

Setiap tahap roket individu umumnya dikumpulkan di lokasi pabrik dan dikirim ke lokasi peluncuran; jangka waktu perakitan kendaraan mengacu pada penggabungan tahap roket dengan muatan pesawat ruang angkasa dalam satu kendaraan perakitan yang dikenal sebagai kendaraan ruang angkasa.

Kendaraan tahap tunggal (seperti sounding roket), dan kendaraan multi tahap mulai yang lebih kecil dari berbagai ukuran, biasanya dapat dirakit secara vertikal, langsung di landasan peluncuran dengan mengangkat setiap tahap pesawat ruang angkasa dan secara berurutan di tempat dengan cara diderek.

Persaingan pasar peluncuran antariksa

Persaingan pasar peluncuran antariksa merupakan manifestasi kekuatan pasar dalam bisnis penyedia layanan peluncuran. Secara khusus, tren dinamika persaingan di antara kemampuan transportasi muatan dengan harga yang beragam memiliki pengaruh yang lebih besar pada pembelian peluncuran daripada pertimbangan politik tradisional negara pembuat atau entitas nasional yang menggunakan, mengatur, atau memberi lisensi layanan peluncuran.

Setelah munculnya teknologi penerbangan antariksa pada akhir tahun 1950-an, layanan peluncuran antariksa muncul, secara eksklusif oleh program nasional. Kemudian pada abad ke-20, operator komersial menjadi pelanggan penting penyedia peluncuran. Persaingan internasional untuk subset muatan satelit komunikasi dari pasar peluncuran semakin dipengaruhi oleh pertimbangan komersial. Namun, bahkan selama periode ini, untuk satelit komunikasi yang diluncurkan oleh komersial dan entitas pemerintah, penyedia layanan peluncuran untuk muatan ini menggunakan kendaraan peluncur yang dibuat sesuai spesifikasi pemerintah, dan dengan pendanaan pengembangan yang disediakan negara secara eksklusif.

Pada awal tahun 2010-an, lima dekade setelah manusia pertama kali mengembangkan teknologi penerbangan antariksa, sistem kendaraan peluncur yang dikembangkan secara pribadi dan penawaran layanan peluncuran antariksa muncul. Perusahaan kini menghadapi insentif ekonomi, bukan insentif politik seperti pada dekade-dekade sebelumnya. Bisnis peluncuran antariksa mengalami penurunan harga per unit yang drastis, bersamaan dengan penambahan kemampuan yang sama sekali baru, yang membawa babak baru persaingan di pasar peluncuran antariksa.

Pada tahun 2024 dilaporkan bahwa, dengan menghitung semua aktivitas peluncuran dan penerbangan antariksa global, SpaceX, yang memanfaatkan keluarga roket Falcon miliknya, telah meluncurkan hampir 87% dari semua upmass di Bumi pada tahun 2023.

Perkiraan biaya muatan kendaraan peluncur per kg

Kendaraan peluncur	Biaya muatan per kg
Vanguard	$1,000,000
Space Shuttle	$54,500
Electron	$19,039
Ariane 5G	$9,167
Long March 3B	$4,412
Proton	$4,320
Falcon 9	$2,720
Falcon Heavy	$1,500

Lihat pula

• Roket
• Mesin roket
• Pelabuhan angkasa
• Segmen sistem antariksa
• Segmen antariksa
• Segmen darat
• Peralatan telekomunikasi
• Tracking and Data Relay Satellite
• Satelit mata-mata
• Satelit militer
• Sistem navigasi satelit
• Layanan antar-satelit
• Satelit pengamat Bumi
• Satelit pengumpul data
• Satelit high throughput
• Sistem Komunikasi Satelit
• Unit data satelit
• Satelit radio amatir
• Radio satelit
• Televisi satelit
• Telepon satelit
• Satelit cuaca
• International Telecommunication Union
• Institute of Electrical and Electronics Engineers
• Sel surya
• Pemeliharaan posisi orbital
• Antena (radio)
• Antena parabola
• Akses internet satelit
• Transponder (komunikasi satelit)
• Orbit polar
• Orbit Molniya
• Konstelasi satelit
• Orbit Bumi menengah
• Frekuensi
• Orbit geostasioner
• Orbit rendah Bumi
• Pita frekuensi S
• Pita frekuensi L
• Pita frekuensi K (IEEE)
• Pita frekuensi Ku
• Pita frekuensi Ka
• Pita frekuensi X
• Pita frekuensi C
• Pusat Pengendali Misi Christopher C. Kraft Jr.
• Pusat Pengendali Misi RKA
• European Space Operations Centre
• Beijing Aerospace Command and Control Center
• Centre national d'études spatiales (CNES)
• Kosmodrom Baikonur
• Stasiun Angkatan Antariksa Cape Canaveral
• Pusat Antariksa Kennedy
• Pusat Peluncuran Satelit Jiuquan
• Pangkalan Angkatan Luar angkasa Vandenberg
• Kosmodrom Plesetsk
• Pusat Antariksa Uchinoura
• Pusat Peluncuran Satelit Jiuquan
• Pusat Antariksa Tanegashima
• Pusat Antariksa Satish Dhawan
• RD-107
• RD-170 (mesin roket)
• RD-0124
• YF-100
• YF-77
• YF-20
• LE-7
• LE-9
• Merlin (mesin roket)
• Vulcain
• Vinci (mesin roket)
• SpaceX Raptor

Pranala luar

• https://web.archive.org/web/20100805045010/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 Diarsipkan 2010-04-14 di Wayback Machine., 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 Diarsipkan 2010-04-14 di Wayback Machine., 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 Diarsipkan 2010-04-14 di Wayback Machine., 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 Diarsipkan 2010-04-14 di Wayback Machine., 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 Diarsipkan 2010-04-14 di Wayback Machine., 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 Diarsipkan 2010-04-14 di Wayback Machine., 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.
• http://themittani.com/features/satellite-extravaganza-us-vs-russia?page=0%2C1 Diarsipkan 2013-12-07 di Wayback Machine.
• http://www.spacelaunchreport.com/dnepr.html
• http://www.astronautix.com/articles/costhing.htm Encyclopedia Astronautica: Cost, Price, and the Whole Darn Thing