Vuelos espaciales suborbitales

Un vuelo espacial suborbital es aquel en el que la nave alcanza el espacio exterior , pero su trayectoria intersecta la superficie del cuerpo gravitatorio desde el que fue lanzada. Por lo tanto, no completará una órbita , no se convertirá en un satélite artificial ni alcanzará la velocidad de escape .

Por ejemplo, la trayectoria de un objeto lanzado desde la Tierra que alcanza la línea de Kármán (aproximadamente 83 km [52 mi] – 100 km [62 mi] ^{[ 2 ]} sobre el nivel del mar ), y luego cae de regreso a la Tierra, se considera un vuelo espacial suborbital. Algunos vuelos suborbitales se han realizado para probar naves espaciales y vehículos de lanzamiento destinados posteriormente a vuelos espaciales orbitales . Otros vehículos están diseñados específicamente solo para vuelos suborbitales; ejemplos incluyen vehículos tripulados, como el X-15 y SpaceShipTwo , y no tripulados, como los ICBM y los cohetes sonda .      

Los vuelos que alcanzan la velocidad suficiente para entrar en órbita terrestre baja y luego salen de órbita antes de completar su primera órbita completa no se consideran suborbitales. Un ejemplo de esto son los vuelos del Sistema de Bombardeo Orbital Fraccionado .

Un vuelo que no llega al espacio todavía se denomina a veces suborbital, pero no puede clasificarse oficialmente como un "vuelo espacial suborbital". Normalmente se utiliza un cohete, pero también se han logrado algunos vuelos espaciales suborbitales experimentales mediante el uso de cañones espaciales . ^{[ 3 ]}

Por definición, un vuelo espacial suborbital alcanza una altitud superior a 100 km (62 millas) sobre el nivel del mar . Esta altitud, conocida como la línea de Kármán, fue elegida por la Federación Aeronáutica Internacional porque es aproximadamente el punto donde un vehículo que vuela lo suficientemente rápido como para sustentarse con la sustentación aerodinámica de la atmósfera terrestre estaría volando más rápido que la velocidad orbital . ^{[ 4 ]} El ejército estadounidense y la NASA otorgan alas de astronauta a quienes vuelan por encima de 50 millas (80 km) , ^{[ 5 ]} aunque el Departamento de Estado de EE. UU. no muestra un límite claro entre el vuelo atmosférico y el vuelo espacial . ^{[ 6 ]}    

Durante la caída libre, la trayectoria forma parte de una órbita elíptica, según lo indicado por la ecuación orbital . La distancia del perigeo es menor que el radio de la Tierra R , incluyendo la atmósfera; por lo tanto, la elipse interseca la Tierra y, en consecuencia, la nave espacial no logrará completar una órbita. El eje mayor es vertical y el semieje mayor a es mayor que R /2. La energía orbital específica${\displaystyle \epsilon }$está dado por:

$${\displaystyle \varepsilon =-{\mu \over {2a}}>-{\mu \over {R}}\,\!}$$

dónde${\displaystyle \mu \,\!}$es el parámetro gravitacional estándar .

Casi siempre a < R , lo que corresponde a un valor menor.${\displaystyle \epsilon }$que el mínimo para una órbita completa, que es${\displaystyle -{\mu \over {2R}}\,\!}$

Por lo tanto, la energía específica adicional neta necesaria en comparación con simplemente elevar la nave espacial al espacio está entre 0 y${\displaystyle \mu \over {2R}\,\!}$.

Para minimizar el delta-v requerido (una medida astrodinámica que influye considerablemente en el combustible necesario ), la parte del vuelo a gran altitud se realiza con los cohetes apagados (técnicamente, esto se denomina caída libre, incluso para la parte ascendente de la trayectoria). (Compárese con el efecto Oberth ). La velocidad máxima en un vuelo se alcanza a la menor altitud de esta trayectoria de caída libre, tanto al inicio como al final del mismo.

Si el objetivo es simplemente "llegar al espacio", por ejemplo, al competir por el Premio Ansari X , no se requiere movimiento horizontal. En este caso, el delta-v mínimo necesario para alcanzar  una altitud de 100 km es de aproximadamente 1,4 km/s . Un movimiento más lento, con menor caída libre, requeriría un delta-v mayor. 

Compárese esto con los vuelos espaciales orbitales : una órbita terrestre baja (LEO) , con una altitud de unos 300  km, necesita una velocidad de alrededor de 7,7  km/s, lo que requiere un delta-v de aproximadamente 9,2  km/s. (Si no hubiera resistencia atmosférica, el delta-v mínimo teórico sería de 8,1  km/s para colocar una nave espacial en una órbita de 300 kilómetros de altura partiendo de un punto fijo como el Polo Sur . El mínimo teórico puede ser hasta 0,46  km/s menor si el lanzamiento se realiza hacia el este desde cerca del ecuador ).

Para vuelos espaciales suborbitales que cubren una distancia horizontal, la velocidad máxima y el delta-v requerido se encuentran entre los de un vuelo vertical y un LEO. La velocidad máxima en los extremos inferiores de la trayectoria ahora se compone de un componente horizontal y uno vertical. Cuanto mayor sea la distancia horizontal cubierta, mayor será la velocidad horizontal. (La velocidad vertical aumentará con la distancia para distancias cortas, pero disminuirá con la distancia para distancias más largas). Para el cohete V-2 , que apenas llegó al espacio pero con un alcance de aproximadamente 330  km, la velocidad máxima fue de 1,6  km/s. El SpaceShipTwo de Scaled Composites, que está en desarrollo, tendrá una órbita de caída libre similar, pero la velocidad máxima anunciada es de 1,1  km/s (quizás debido al apagado del motor a mayor altitud).

Para distancias mayores, debido a la órbita elíptica, la altitud máxima puede ser mucho mayor que para una órbita terrestre baja (LEO). En un vuelo intercontinental de 10 000 kilómetros, como el de un misil balístico intercontinental o un posible vuelo espacial comercial futuro , la velocidad máxima es de aproximadamente 7  km/s, y la altitud máxima puede superar los 1300  km. Cualquier vuelo espacial que regrese a la superficie, incluidos los suborbitales, experimentará una reentrada atmosférica . La velocidad al inicio de la reentrada es básicamente la velocidad máxima del vuelo. El calentamiento aerodinámico causado variará en consecuencia: es mucho menor para un vuelo con una velocidad máxima de solo 1  km/s que para uno con una velocidad máxima de 7 u 8  km/s.

Se puede calcular el delta-v mínimo y la altitud máxima correspondiente para un rango dado, d , suponiendo una Tierra esférica de circunferencia40 000  km y despreciando la rotación de la Tierra y la atmósfera. Sea θ la mitad del ángulo que el proyectil debe recorrer alrededor de la Tierra, por lo que en grados es 45°× d /10 000  km . La trayectoria de mínima delta-v corresponde a una elipse con un foco en el centro de la Tierra y el otro en el punto medio entre el punto de lanzamiento y el punto de destino (en algún lugar dentro de la Tierra). (Esta es la órbita que minimiza el semieje mayor, que es igual a la suma de las distancias desde un punto de la órbita a los dos focos. Minimizar el semieje mayor minimiza la energía orbital específica y, por lo tanto, la delta-v, que es la velocidad de lanzamiento). Los argumentos geométricos conducen entonces a lo siguiente (siendo R el radio de la Tierra, aproximadamente 6370  km):

$${\displaystyle {\text{eje mayor}}=(1+\sin \theta )R}$$

$${\displaystyle {\text{eje menor}}=R{\sqrt {2\left(\sin \theta +\sin ^{2}\theta \right)}}={\sqrt {R\sin(\theta ){\text{semieje mayor}}}}}$$

$${\displaystyle {\text{distancia del apogeo desde el centro de la Tierra}}={\frac {R}{2}}(1+\sin \theta +\cos \theta )}$$

$${\displaystyle {\text{altitud del apogeo sobre la superficie}}=\left({\frac {\sin \theta }{2}}-\sin ^{2}{\frac {\theta }{2}}\right)R=\left({\frac {1}{\sqrt {2}}}\sin \left(\theta +{\frac {\pi }{4}}\right)-{\frac {1}{2}}\right)R}$$

La altitud del apogeo se maximiza (a unos 1320  km) para una trayectoria que recorre un cuarto de la circunferencia de la Tierra (10 000  km ). Los alcances más largos tendrán apogeos más bajos en la solución de delta-v mínimo.

$${\displaystyle {\text{energía cinética específica en el lanzamiento}}={\frac {\mu }{R}}-{\frac {\mu }{\text{eje mayor}}}={\frac {\mu }{R}}{\frac {\sin \theta }{1+\sin \theta }}}$$

$${\displaystyle \Delta v={\text{velocidad en el lanzamiento}}={\sqrt {2{\frac {\mu }{R}}{\frac {\sin \theta }{1+\sin \theta }}}}={\sqrt {2gR{\frac {\sin \theta }{1+\sin \theta }}}}}$$

(donde g es la aceleración de la gravedad en la superficie terrestre). El Δv aumenta con el alcance, estabilizándose en 7,9  km/s a medida que el alcance se aproxima20 000  km (la mitad de la vuelta al mundo). La trayectoria de mínima variación de velocidad para dar la vuelta al mundo corresponde a una órbita circular justo por encima de la superficie (en realidad, tendría que ser por encima de la atmósfera). Véase más abajo el tiempo de vuelo.

Un misil balístico intercontinental se define como un misil capaz de alcanzar un objetivo a una  distancia mínima de 5500 km, y según la fórmula anterior, esto requiere una velocidad inicial de 6,1  km/s. Aumentar la velocidad a 7,9  km/s para alcanzar cualquier punto de la Tierra requiere un misil considerablemente más grande, ya que la cantidad de combustible necesaria aumenta exponencialmente con delta-v (véase la ecuación del cohete ).

La dirección inicial de una trayectoria de mínima delta-v apunta a medio camino entre la vertical hacia arriba y la vertical hacia el punto de destino (que se encuentra por debajo del horizonte). Nuevamente, esto es así si se ignora la rotación de la Tierra. No es del todo cierto para un planeta en rotación, a menos que el lanzamiento se realice en un polo. ^{[ 7 ]}

En un vuelo vertical a altitudes no muy elevadas, el tiempo de caída libre, tanto para la parte ascendente como para la descendente, es igual a la velocidad máxima dividida por la aceleración de la gravedad ; así, con una velocidad máxima de 1  km/s, el tiempo total es de 3 minutos y 20 segundos. La duración de las fases de vuelo previas y posteriores a la caída libre puede variar.

Para un vuelo intercontinental, la fase de propulsión dura de 3 a 5 minutos, y la fase de caída libre (fase intermedia) unos 25 minutos. Para un misil balístico intercontinental (ICBM), la fase de reentrada atmosférica dura unos 2 minutos; este tiempo será mayor para un aterrizaje suave, como el de un posible vuelo comercial futuro. El vuelo de prueba 4 de la nave espacial «Starship» de SpaceX realizó un vuelo de este tipo, despegando desde Texas y realizando un aterrizaje suave simulado en el Océano Índico 66 minutos después del despegue.

Los vuelos suborbitales pueden durar desde segundos hasta días. Pioneer 1 fue la primera sonda espacial de la NASA , diseñada para llegar a la Luna . Un fallo parcial provocó que siguiera una trayectoria suborbital, reingresando a la atmósfera terrestre 43 horas después del lanzamiento. ^{[ 8 ]}

Para calcular el tiempo de vuelo de una trayectoria de mínimo delta-v, según la tercera ley de Kepler , el período de toda la órbita (si no pasara por la Tierra) sería:

$${\displaystyle {\text{periodo}}=\left({\frac {\text{semieje mayor}}{R}}\right)^{\frac {3}{2}}\times {\text{periodo de órbita terrestre baja}}=\left({\frac {1+\sin \theta }{2}}\right)^{\frac {3}{2}}2\pi {\sqrt {\frac {R}{g}}}}$$

Utilizando la segunda ley de Kepler , multiplicamos esto por la porción del área de la elipse barrida por la línea desde el centro de la Tierra hasta el proyectil:

$${\displaystyle {\text{fracción de área}}={\frac {1}{\pi }}\arcsin {\sqrt {\frac {2\sin \theta }{1+\sin \theta }}}+{\frac {2\cos \theta \sin \theta }{\pi {\text{(eje mayor)(eje menor)}}}}}$$

$${\displaystyle {\begin{aligned}{\text{tiempo de vuelo}}&=\left(\left({\frac {1+\sin \theta }{2}}\right)^{\frac {3}{2}}\arcsin {\sqrt {\frac {2\sin \theta }{1+\sin \theta }}}+{\frac {1}{2}}\cos \theta {\sqrt {\sin \theta }}\right)2{\sqrt {\frac {R}{g}}}\\&=\left(\left({\frac {1+\sin \theta }{2}}\right)^{\frac {3}{2}}\arccos {\frac {\cos \theta }{1+\sin \theta }}+{\frac {1}{2}}\cos \theta {\sqrt {\sin \theta }}\right)2{\sqrt {\frac {R}{g}}}\\\end{aligned}}}$$

Esto da aproximadamente 32 minutos para recorrer un cuarto de la circunferencia de la Tierra y 42 minutos para recorrer la mitad. Para distancias cortas, esta expresión es asintótica a${\displaystyle {\sqrt {2d/g}}}$.

A partir de la forma que involucra el arcocoseno, la derivada del tiempo de vuelo con respecto a d (o θ) tiende a cero a medida que d se aproxima.20 000  km (la mitad de la vuelta al mundo). La derivada de Δv también tiende a cero aquí. Entonces, si d =19 000  km , la longitud de la trayectoria de delta-v mínimo será aproximadamente19 500  km , pero tardará solo unos segundos menos que la trayectoria para d =20 000  km (para los cuales la trayectoria es20 000  km de longitud).

Si bien existen muchísimos perfiles de vuelo suborbitales posibles, se espera que algunos sean más comunes que otros.

• El primer vuelo espacial suborbital tuvo lugar el 20 de junio de 1944, cuando el MW 18014 , un cohete de prueba V-2 , se lanzó desde Peenemünde en Alemania y alcanzó una altitud de 176 kilómetros. ^{[ 19 ]}
• Bumper 5, un cohete de dos etapas lanzado desde el Campo de Pruebas de White Sands . El 24 de febrero de 1949, la etapa superior alcanzó una altitud de 248 millas (399 km) y una velocidad de 7553 pies por segundo (2302 m/s; Mach 6,8) . ^{[ 20 ]}   
• Albert II , un macaco rhesus macho , se convirtió en el primer mamífero en el espacio el 14 de junio de 1949 en un vuelo suborbital desde la Base de la Fuerza Aérea Holloman en Nuevo México hasta una altitud de 83 millas (134  km) a bordo de un cohete sonda estadounidense V-2 .
• URSS – Energia , 15 de mayo de 1987, una carga útil de Polyus que no logró alcanzar la órbita.
• SpaceX IFT-7 , 16 de enero de 2025, una prueba de vuelo de Starship que explotó durante el ascenso, obligando a los vuelos comerciales a cambiar de rumbo para evitar la caída de escombros y retrasando el programa insignia de cohetes de Elon Musk. ^{[ 21 ] [ 22 ]} También hubo numerosos informes de daños en tierra. ^{[ 23 ]} Es, hasta la fecha, el objeto más masivo lanzado en una trayectoria suborbital.

Por encima de 100  km (62,14  millas) de altitud. ^{[ a ]}

La mayoría de los vuelos tripulados en cohete eran vuelos espaciales orbitales o vuelos de aeronaves propulsadas por cohetes, lanzados horizontalmente. Los vuelos suborbitales tripulados de lanzamiento vertical eran poco frecuentes antes del primer lanzamiento de New Shepard y a menudo eran consecuencia del fallo de un cohete tripulado destinado a vuelos orbitales. La siguiente lista muestra todos los vuelos tripulados suborbitales de cohetes de lanzamiento vertical.

Empresas privadas como Virgin Galactic , Armadillo Aerospace (reinventada como Exos Aerospace), Airbus , ^{[ 24 ]} Blue Origin y Masten Space Systems están mostrando interés en los vuelos espaciales suborbitales, debido en parte a iniciativas como el Premio Ansari X. La NASA y otras están experimentando con aeronaves hipersónicas basadas en estatorreactores que bien podrían usarse con perfiles de vuelo que califiquen como vuelos espaciales suborbitales. Entidades sin fines de lucro como ARCASPACE y Copenhagen Suborbitals también intentan lanzamientos basados ​​en cohetes .

• Flecha canadiense
• CORONA
• DH-1 (cohete)
• Sistemas interorbitales
• Desafío del módulo lunar
• McDonnell Douglas DC-X
• El programa Project Morpheus de la NASA continuará desarrollando ALHAT y Q. ­ los aterrizadores
• Cuádruple (cohete)
• Programa de pruebas de vehículos reutilizables de JAXA
• Avión cohete XP
• Programa de desarrollo de sistemas de lanzamiento reutilizables de SpaceX
• XCOR Lynx

• Niveles de vuelo espacial: Suborbital, orbital , interplanetario , interestelar e intergaláctico.
• Espacio cercano