Cohete multietapa

Un cohete multietapa o cohete escalonado ^[1] es un vehículo de lanzamiento que utiliza dos o más etapas de cohete , cada una de las cuales contiene sus propios motores y propulsor . Una etapa en tándem o en serie se monta sobre otra etapa; una etapa paralela se fija junto a otra etapa. El resultado es efectivamente dos o más cohetes apilados sobre o fijados uno al lado del otro. Los cohetes de dos etapas son bastante comunes, pero se han lanzado con éxito cohetes con hasta cinco etapas separadas.

Al desechar las etapas cuando se agota el combustible, se reduce la masa del cohete restante. Cada etapa sucesiva también se puede optimizar para sus condiciones operativas específicas, como la presión atmosférica reducida a mayores altitudes. Esta distribución por etapas permite que el empuje de las etapas restantes acelere más fácilmente el cohete hasta su velocidad y altura finales.

En los esquemas de etapas en serie o en tándem, la primera etapa está en la parte inferior y suele ser la más grande, la segunda etapa y las etapas superiores subsiguientes están por encima de ella, generalmente disminuyendo en tamaño. En los esquemas de etapas en paralelo, se utilizan cohetes propulsores sólidos o líquidos para ayudar con el lanzamiento. A veces se los denomina "etapa 0". En el caso típico, los motores de la primera etapa y del propulsor se encienden para propulsar todo el cohete hacia arriba. Cuando los propulsores se quedan sin combustible, se separan del resto del cohete (generalmente con algún tipo de pequeña carga explosiva o pernos explosivos ) y caen. Luego, la primera etapa se quema por completo y se cae. Esto deja un cohete más pequeño, con la segunda etapa en la parte inferior, que luego se enciende. Conocido en los círculos de cohetería como estadificación , este proceso se repite hasta que se alcanza la velocidad final deseada. En algunos casos con etapas en serie, la etapa superior se enciende antes de la separación: el anillo entre etapas está diseñado con esto en mente, y el empuje se utiliza para ayudar a separar positivamente los dos vehículos.

Sólo los cohetes de varias etapas han alcanzado la velocidad orbital . Se buscan diseños de una sola etapa en órbita , pero aún no se han demostrado.

Los cohetes multietapa superan una limitación impuesta por las leyes de la física sobre el cambio de velocidad que puede alcanzar una etapa del cohete. El límite depende de la relación entre la masa de combustible y la masa seca y de la velocidad de escape efectiva del motor. Esta relación viene dada por la ecuación clásica de los cohetes :

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln \left({\frac {m_{0}}{m_{f}}}\right)}$

dónde:

${\displaystyle \Delta v\}$es delta-v del vehículo (cambio de velocidad más pérdidas debidas a la gravedad y al arrastre atmosférico);

$estilo de visualización m_{0}}$es la masa total inicial (húmeda), igual a la masa final (seca) más el propulsor ;

$Estilo de visualización m_ {f}$es la masa final (seca), después de gastar el propulsor;

${\displaystyle v_{\text{e}}}$es la velocidad de escape efectiva (determinada por el propulsor, el diseño del motor y la condición del acelerador);

${\estilo de visualización \ln}$es la función logaritmo natural .

El delta v necesario para alcanzar la órbita baja terrestre (o la velocidad requerida de una carga útil suborbital suficientemente pesada) requiere una relación de masa húmeda a seca mayor que la que se ha logrado en una sola etapa de cohete. El cohete multietapa supera este límite dividiendo el delta-v en fracciones. A medida que cada etapa inferior se desconecta y la etapa siguiente se enciende, el resto del cohete sigue viajando cerca de la velocidad de combustión. La masa seca de cada etapa inferior incluye el propulsor de las etapas superiores, y cada etapa superior sucesiva ha reducido su masa seca descartando la masa seca inútil de las etapas inferiores gastadas. ^[2]

Otra ventaja es que cada etapa puede utilizar un tipo diferente de motor de cohete, cada uno adaptado a sus condiciones de funcionamiento particulares. Por lo tanto, los motores de la etapa inferior están diseñados para su uso a presión atmosférica, mientras que las etapas superiores pueden utilizar motores adecuados para condiciones cercanas al vacío. Las etapas inferiores tienden a requerir más estructura que las superiores, ya que deben soportar su propio peso más el de las etapas superiores. Optimizar la estructura de cada etapa reduce el peso del vehículo total y proporciona una ventaja adicional.

La ventaja de la puesta en escena se consigue a costa de que las etapas inferiores eleven los motores que aún no se utilizan, además de hacer que todo el cohete sea más complejo y más difícil de construir que una sola etapa. Además, cada evento de puesta en escena es un posible punto de fallo en el lanzamiento, debido a un fallo de separación, un fallo de encendido o una colisión de etapas. Sin embargo, los ahorros son tan grandes que todos los cohetes que se han utilizado para poner en órbita una carga útil han tenido algún tipo de puesta en escena.

Una de las medidas más comunes de la eficiencia de un cohete es su impulso específico, que se define como el empuje por caudal (por segundo) de consumo de propulsor: ^[3]

${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$=${\displaystyle \ {\frac {T}{{\frac {dm}{dt}}g_{\mathrm {0} }}}}$

Al reorganizar la ecuación de manera que el empuje se calcule como resultado de los otros factores, tenemos:

${\displaystyle T=I_{\mathrm {sp}}g_{\mathrm {0}}{\frac {dm}{dt}}}$

Estas ecuaciones muestran que un impulso específico más alto significa un motor de cohete más eficiente, capaz de funcionar durante períodos más largos. En términos de etapas, las etapas iniciales del cohete generalmente tienen un impulso específico más bajo, sacrificando eficiencia por un empuje superior para impulsar rápidamente el cohete a altitudes más altas. Las etapas posteriores del cohete generalmente tienen un impulso específico más alto porque el vehículo está más alejado de la atmósfera y los gases de escape no necesitan expandirse contra tanta presión atmosférica.

A la hora de seleccionar el motor de cohete ideal para utilizar como etapa inicial de un vehículo de lanzamiento, una métrica de rendimiento útil para examinar es la relación empuje-peso, y se calcula mediante la ecuación:

${\displaystyle TWR={\frac {T}{mg_{\mathrm {0} }}}}$

La relación empuje-peso habitual de un vehículo de lanzamiento se encuentra en el rango de 1,3 a 2,0. ^[3] Otra métrica de rendimiento que se debe tener en cuenta al diseñar cada etapa del cohete en una misión es el tiempo de combustión, que es la cantidad de tiempo que durará el motor del cohete antes de que se agote todo su combustible. Para la mayoría de las etapas no finales, el empuje y el impulso específico se pueden suponer constantes, lo que permite escribir la ecuación para el tiempo de combustión como:

${\displaystyle \Delta {t}={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{T}}\times (m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

Donde y son las masas inicial y final de la etapa del cohete respectivamente. Junto con el tiempo de combustión, la altura y la velocidad de combustión se obtienen utilizando los mismos valores y se encuentran mediante estas dos ecuaciones:${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$

${\displaystyle h_{\mathrm {bo} }={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {e} }}}\times (m_{\ mathrm {f} }~\mathrm {ln} (m_{\mathrm {f} }/m_{\mathrm {0} })+m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

${\displaystyle v_{\mathrm {bo} }=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }\ln({\frac {m_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {f} }}})-g_{\mathrm {0} }{\frac {m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} }}{\frac {\operatorname {d} \!m}{\operatorname {d} \!t}}}+v_{\mathrm {0} }}$

Al abordar el problema de calcular la velocidad o el tiempo total de combustión para todo el sistema de cohetes, el procedimiento general para hacerlo es el siguiente: ^[3]

1. Divida los cálculos del problema en tantas etapas como comprenda el sistema de cohete.
2. Calcular la masa inicial y final para cada etapa individual.
3. Calcular la velocidad de combustión y sumarla con la velocidad inicial de cada etapa individual. Suponiendo que cada etapa ocurre inmediatamente después de la anterior, la velocidad de combustión se convierte en la velocidad inicial de la etapa siguiente.
4. Repita los dos pasos anteriores hasta que se haya calculado el tiempo y/o la velocidad de quema para la etapa final.

El tiempo de combustión no define el final del movimiento de la etapa del cohete, ya que el vehículo aún tendrá una velocidad que le permitirá ascender por un breve período de tiempo hasta que la aceleración de la gravedad del planeta lo cambie gradualmente a una dirección descendente. La velocidad y la altitud del cohete después de la combustión se pueden modelar fácilmente utilizando las ecuaciones básicas de la física del movimiento.

Al comparar un cohete con otro, no resulta práctico comparar directamente una característica determinada del cohete con la misma característica de otro, ya que sus atributos individuales a menudo no son independientes entre sí. Por este motivo, se han diseñado relaciones adimensionales para permitir una comparación más significativa entre cohetes. La primera es la relación entre la masa inicial y la final, que es la relación entre la masa inicial completa de la etapa del cohete y la masa final de la etapa del cohete una vez que se ha consumido todo su combustible. La ecuación para esta relación es:

${\displaystyle \eta ={\frac {m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {p} }+m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {PL} }}}}$

Donde es la masa vacía de la etapa, es la masa del propulsor y es la masa de la carga útil. ^[4] La segunda magnitud de rendimiento adimensional es la relación estructural, que es la relación entre la masa vacía de la etapa y la masa vacía y la masa del propulsor combinadas, como se muestra en esta ecuación: ^[4]${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$

${\displaystyle \epsilon ={\frac {m_{\mathrm {E} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

La última magnitud importante de rendimiento adimensional es la relación de carga útil, que es la relación entre la masa de la carga útil y la masa combinada de la etapa vacía del cohete y el propulsor:

${\displaystyle \lambda ={\frac {m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

Después de comparar las tres ecuaciones para las cantidades adimensionales, es fácil ver que no son independientes entre sí y, de hecho, la relación de masa inicial a final se puede reescribir en términos de relación estructural y relación de carga útil: ^[4]

${\displaystyle \eta ={\frac {1+\lambda }{\epsilon +\lambda }}}$

Estos índices de rendimiento también se pueden utilizar como referencias de la eficiencia de un sistema de cohete al realizar optimizaciones y comparar distintas configuraciones para una misión.

Para el dimensionamiento inicial, se pueden utilizar las ecuaciones de cohetes para derivar la cantidad de propulsor necesaria para el cohete en función del impulso específico del motor y el impulso total requerido en N·s. La ecuación es:

${\displaystyle m_{\text{p}}=I_{\text{tot}}/gI_{\text{sp}}}$

donde g es la constante de gravedad de la Tierra. ^[3] Esto también permite calcular el volumen de almacenamiento necesario para el combustible si se conoce la densidad del combustible, lo que casi siempre es el caso al diseñar la etapa del cohete. El volumen se obtiene al dividir la masa del propulsor por su densidad. Además del combustible necesario, también se debe determinar la masa de la propia estructura del cohete, lo que requiere tener en cuenta la masa de los propulsores, la electrónica, los instrumentos, el equipo de potencia, etc. necesarios. ^[3] Estas son cantidades conocidas para el hardware estándar que se debe considerar en las etapas intermedias y finales del diseño, pero para el diseño preliminar y conceptual, se puede adoptar un enfoque más simple. Suponiendo que un motor para una etapa del cohete proporciona todo el impulso total para ese segmento en particular, se puede utilizar una fracción de masa para determinar la masa del sistema. La masa del hardware de transferencia de etapa, como los iniciadores y los dispositivos de seguridad y armado, es muy pequeña en comparación y se puede considerar insignificante.

En el caso de los motores de cohetes sólidos de la actualidad, es una suposición segura y razonable decir que entre el 91 y el 94 por ciento de la masa total es combustible. ^[3] También es importante señalar que hay un pequeño porcentaje de propulsor "residual" que quedará atascado e inutilizable dentro del tanque, y que también debe tenerse en cuenta al determinar la cantidad de combustible para el cohete. Una estimación inicial común para este propulsor residual es del cinco por ciento. Con esta relación y la masa del propulsor calculada, se puede determinar la masa del peso del cohete vacío. El dimensionamiento de cohetes que utilizan un bipropulsor líquido requiere un enfoque un poco más complejo porque se requieren dos tanques separados: uno para el combustible y otro para el oxidante. La relación de estas dos cantidades se conoce como relación de mezcla y se define mediante la ecuación:

${\displaystyle O/F=m_{\mathrm {ox} }/m_{\mathrm {fuel} }}$

Donde es la masa del oxidante y es la masa del combustible. Esta relación de mezcla no solo rige el tamaño de cada tanque, sino también el impulso específico del cohete. Determinar la relación de mezcla ideal es un equilibrio de compromisos entre varios aspectos del cohete que se está diseñando, y puede variar dependiendo del tipo de combinación de combustible y oxidante que se use. Por ejemplo, una relación de mezcla de un bipropelente podría ajustarse de tal manera que puede no tener el impulso específico óptimo, pero dará como resultado tanques de combustible de igual tamaño. Esto daría como resultado una fabricación, empaque, configuración e integración más simple y más barata de los sistemas de combustible con el resto del cohete, ^[3] y puede convertirse en un beneficio que podría compensar los inconvenientes de una clasificación de impulso específico menos eficiente. Pero supongamos que la restricción definitoria para el sistema de lanzamiento es el volumen, y se requiere un combustible de baja densidad como el hidrógeno. Este ejemplo se resolvería utilizando una relación de mezcla rica en oxidante, reduciendo la eficiencia y la clasificación de impulso específico, pero cumpliría con un requisito de volumen de tanque más pequeño.${\displaystyle m_{\mathrm {ox} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {fuel} }}$

El objetivo final de una puesta en escena óptima es maximizar la relación de carga útil (ver relaciones en el apartado de rendimiento), lo que significa que se transporta la mayor cantidad de carga útil hasta la velocidad de combustión requerida utilizando la menor cantidad de masa no útil, que comprende todo lo demás. Este objetivo supone que el coste del lanzamiento de un cohete es proporcional a la masa total de despegue del cohete, lo que es una regla de oro en la ingeniería de cohetes. A continuación se indican algunas reglas y pautas rápidas que se deben seguir para alcanzar una puesta en escena óptima: ^[3]

1. Las etapas iniciales deben tener un − más bajo , y las etapas posteriores/finales deben tener un − más alto .${\displaystyle I_{sp}}$${\displaystyle I_{sp}}$
2. Las etapas con menor valor deberían aportar menos ΔV.${\displaystyle I_{sp}}$
3. La siguiente etapa siempre es de tamaño menor que la etapa anterior.
4. Etapas similares deberían proporcionar ΔV similar.

La relación de carga útil se puede calcular para cada etapa individual y, al multiplicarlas en secuencia, se obtendrá la relación de carga útil general de todo el sistema. Es importante tener en cuenta que, al calcular la relación de carga útil para etapas individuales, la carga útil incluye la masa de todas las etapas posteriores a la actual. La relación de carga útil general es:

${\displaystyle \lambda =\prod _{i=1}^{n}\lambda _{i}}$

Donde n es el número de etapas que comprende el sistema de cohetes. Etapas similares que producen la misma relación de carga útil simplifican esta ecuación, sin embargo, esa rara vez es la solución ideal para maximizar la relación de carga útil, y los requisitos de ΔV pueden tener que dividirse de manera desigual como se sugiere en los consejos de la guía 1 y 2 anteriores. Dos métodos comunes para determinar esta partición perfecta de ΔV entre etapas son un algoritmo técnico que genera una solución analítica que se puede implementar mediante un programa, o un simple ensayo y error. ^[3] Para el enfoque de ensayo y error, es mejor comenzar con la etapa final, calculando la masa inicial que se convierte en la carga útil para la etapa anterior. A partir de allí, es fácil progresar hasta la etapa inicial de la misma manera, dimensionando todas las etapas del sistema de cohetes.

El ensayo restringido de etapas de cohetes se basa en la suposición simplificada de que cada una de las etapas del sistema de cohetes tiene el mismo impulso específico, relación estructural y relación de carga útil, siendo la única diferencia que la masa total de cada etapa en aumento es menor que la de la etapa anterior. Aunque esta suposición puede no ser el enfoque ideal para producir un sistema eficiente u óptimo, simplifica enormemente las ecuaciones para determinar las velocidades de combustión, los tiempos de combustión, las altitudes de combustión y la masa de cada etapa. Esto permitiría un mejor enfoque para un diseño conceptual en una situación en la que una comprensión básica del comportamiento del sistema es preferible a un diseño detallado y preciso. Un concepto importante que se debe comprender al realizar un ensayo restringido de etapas de cohetes es cómo la velocidad de combustión se ve afectada por el número de etapas que dividen el sistema de cohetes. Aumentar el número de etapas de un cohete mientras se mantienen constantes el impulso específico, las relaciones de carga útil y las relaciones estructurales siempre producirá una velocidad de combustión más alta que los mismos sistemas que utilizan menos etapas. Sin embargo, la ley de los rendimientos decrecientes es evidente en el sentido de que cada incremento en el número de etapas produce una mejora menor en la velocidad de combustión que el incremento anterior. La velocidad de combustión converge gradualmente hacia un valor asintótico a medida que el número de etapas aumenta hasta alcanzar un número muy alto. ^[4] Además de los rendimientos decrecientes en la mejora de la velocidad de combustión, la principal razón por la que los cohetes del mundo real rara vez utilizan más de tres etapas es el aumento de peso y complejidad en el sistema por cada etapa añadida, lo que en última instancia produce un mayor coste de implementación.

El hot-staging es un tipo de puesta en escena de cohetes en el que la siguiente etapa enciende sus motores antes de la separación en lugar de después. ^[5] Durante el hot-staging, la etapa anterior reduce la velocidad de sus motores. ^[5] El hot-staging puede reducir la complejidad de la separación de etapas y otorga una pequeña capacidad de carga adicional al propulsor. ^[5] También elimina la necesidad de motores de vacío , ya que la aceleración de la etapa casi agotada mantiene los propulsores asentados en el fondo de los tanques. El hot-staging se utiliza en cohetes rusos de la era soviética como Soyuz ^{[6] [7]} y Proton-M . ^[8] El cohete N1 fue diseñado para utilizar hot-staging, sin embargo, ninguno de los vuelos de prueba duró lo suficiente para que esto ocurriera. A partir del Titan II, la familia de cohetes Titan utilizó hot-staging. SpaceX modernizó su cohete Starship para utilizar hot-staging después de su primer vuelo , lo que lo convirtió en el cohete más grande en hacerlo, así como en el primer vehículo reutilizable en utilizar hot-staging. ^[9]

Un sistema de cohetes que implementa la puesta en escena en tándem significa que cada etapa individual se ejecuta en orden una después de la otra. El cohete se libera de la etapa anterior, luego comienza a quemar a través de la siguiente etapa en sucesión recta. Por otro lado, un cohete que implementa la puesta en escena en paralelo tiene dos o más etapas diferentes que están activas al mismo tiempo. Por ejemplo, el transbordador espacial tiene dos cohetes propulsores sólidos que se queman simultáneamente. Tras el lanzamiento, los propulsores se encienden y, al final de la etapa, los dos propulsores se descartan mientras que el tanque de combustible externo se conserva para otra etapa. ^[3] La mayoría de los enfoques cuantitativos para el diseño del rendimiento del sistema de cohetes se centran en la puesta en escena en tándem, pero el enfoque se puede modificar fácilmente para incluir la puesta en escena en paralelo. Para empezar, las diferentes etapas del cohete deben estar claramente definidas. Continuando con el ejemplo anterior, el final de la primera etapa, que a veces se denomina "etapa 0", se puede definir como cuando los propulsores laterales se separan del cohete principal. A partir de ahí, la masa final de la etapa uno puede considerarse la suma de la masa vacía de la etapa uno, la masa de la etapa dos (el cohete principal y el combustible restante sin quemar) y la masa de la carga útil. ^{[ investigación original? ]}

Las etapas superiores de gran altitud y limitadas al espacio están diseñadas para operar con poca o ninguna presión atmosférica. Esto permite el uso de cámaras de combustión de menor presión y toberas de motor con relaciones óptimas de expansión de vacío . Algunas etapas superiores, especialmente las que utilizan propulsores hipergólicos como Delta-K o la segunda etapa Ariane 5 ES , se alimentan a presión , lo que elimina la necesidad de turbobombas complejas . Otras etapas superiores, como Centaur o DCSS , utilizan motores de ciclo de expansión de hidrógeno líquido o motores de ciclo de generador de gas como el HM7B de Ariane 5 ECA o el J-2 de S-IVB . Estas etapas generalmente se encargan de completar la inyección orbital y acelerar las cargas útiles en órbitas de mayor energía como GTO o para escapar de la velocidad . Las etapas superiores, como Fregat , utilizadas principalmente para llevar cargas útiles desde la órbita terrestre baja a GTO o más allá, a veces se denominan remolcadores espaciales . ^[10]

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Cada etapa individual se ensambla generalmente en su sitio de fabricación y se envía al sitio de lanzamiento; el término ensamblaje del vehículo se refiere al acoplamiento de todas las etapas del cohete y la carga útil de la nave espacial en un solo conjunto conocido como vehículo espacial . Los vehículos de una sola etapa ( suborbitales ) y los vehículos multietapa en el extremo más pequeño del rango de tamaño, generalmente se pueden ensamblar directamente en la plataforma de lanzamiento elevando las etapas y la nave espacial verticalmente en su lugar por medio de una grúa.

Esto no suele ser práctico para los vehículos espaciales más grandes, que se ensamblan fuera de la plataforma y se trasladan a su lugar en el sitio de lanzamiento mediante varios métodos. El vehículo de aterrizaje tripulado Apollo / Saturno V de la NASA y el transbordador espacial se ensamblaron verticalmente en plataformas de lanzamiento móviles con torres umbilicales de lanzamiento adjuntas, en un edificio de ensamblaje de vehículos , y luego un transportador de orugas especial movió toda la pila de vehículos a la plataforma de lanzamiento en posición vertical. En contraste, vehículos como el cohete ruso Soyuz y el Falcon 9 de SpaceX se ensamblan horizontalmente en un hangar de procesamiento, se transportan horizontalmente y luego se colocan en posición vertical en la plataforma.

Las etapas superiores gastadas de los vehículos de lanzamiento son una fuente importante de desechos espaciales que permanecen en órbita en un estado no operativo durante muchos años después de su uso y, ocasionalmente, grandes campos de desechos se crean a partir de la ruptura de una sola etapa superior mientras está en órbita. ^[11]

Después de la década de 1990, las etapas superiores gastadas generalmente se pasivan una vez finalizado su uso como vehículo de lanzamiento para minimizar los riesgos mientras la etapa permanece abandonada en órbita . ^[12] La pasivación significa eliminar cualquier fuente de energía almacenada que quede en el vehículo, por ejemplo, desechando combustible o descargando baterías.

Muchas de las primeras etapas superiores, tanto de los programas espaciales soviéticos como de los estadounidenses , no se pasivaban tras la finalización de la misión. Durante los intentos iniciales de caracterizar el problema de los desechos espaciales, se hizo evidente que una buena proporción de todos los desechos se debía a la rotura de las etapas superiores de los cohetes, en particular de las unidades de propulsión de las etapas superiores no pasivadas . ^[11]

Una ilustración y descripción en el Huolongjing chino del siglo XIV por Jiao Yu y Liu Bowen muestra el cohete multietapa más antiguo conocido; este era el " dragón de fuego que sale del agua " (火龙出水, huǒ lóng chū shuǐ), que fue utilizado principalmente por la marina china. ^{[13] [14]} Era un cohete de dos etapas que tenía cohetes impulsores que eventualmente se quemaban, pero antes de que lo hicieran encendían automáticamente una serie de flechas cohete más pequeñas que se disparaban desde el extremo delantero del misil, que tenía la forma de la cabeza de un dragón con la boca abierta. ^[14] El científico e historiador británico Joseph Needham señala que el material escrito y la ilustración representada de este cohete provienen del estrato más antiguo del Huolongjing , que puede fecharse aproximadamente entre 1300 y 1350 d. C. (de la parte 1 del libro, capítulo 3, página 23). ^[14]

Otro ejemplo de un cohete multietapa temprano es el Juhwa (走火) de desarrollo coreano. Fue propuesto por el ingeniero, científico e inventor coreano medieval Ch'oe Mu-sŏn y desarrollado por la Oficina de Armas de Fuego (火㷁道監) durante el siglo XIV. ^{[15] [16]} El cohete tenía una longitud de 15 cm y 13 cm; el diámetro era de 2,2 cm. Estaba unido a una flecha de 110 cm de largo; los registros experimentales muestran que los primeros resultados tenían un alcance de alrededor de 200 m. ^[17] Hay registros que muestran que Corea siguió desarrollando esta tecnología hasta que llegó a producir el Singijeon , o 'flechas de máquina mágicas' en el siglo XVI. Los primeros experimentos con cohetes multietapa en Europa fueron realizados en 1551 por el austríaco Conrad Haas (1509-1576), maestro del arsenal de la ciudad de Hermannstadt , Transilvania (hoy Sibiu/Hermannstadt, Rumania). Este concepto fue desarrollado de forma independiente por al menos cinco personas:

• Kazimieras Simonavičius polaco-lituano (1600-1651) ^{[18] [19] [20]}
• Ruso Konstantin Tsiolkovsky (1857-1935)
• El estadounidense Robert Goddard (1882-1945)
• Alemán Hermann Oberth (1894–1989)
• Louis Damblanc  [fr] (1889-1969) francés

Los primeros cohetes multietapa de alta velocidad fueron los RTV-G-4 Bumper, probados en el campo de pruebas de White Sands y, posteriormente, en Cabo Cañaveral, entre 1948 y 1950. Estaban compuestos por un cohete V-2 y un cohete sonda WAC Corporal . La mayor altitud alcanzada hasta la fecha fue de 393 km, el 24 de febrero de 1949 en White Sands.

En 1947, el ingeniero y científico soviético Mijail Tikhonravov desarrolló una teoría de etapas paralelas, a la que llamó "cohetes de paquetes". En su esquema, se disparaban tres etapas paralelas desde el despegue , pero los tres motores se alimentaban de combustible desde las dos etapas exteriores, hasta que se vaciaban y podían ser expulsados. Esto es más eficiente que el lanzamiento secuencial, porque el motor de la segunda etapa nunca es solo un peso muerto. En 1951, el ingeniero y científico soviético Dmitri Ojotsimski llevó a cabo un estudio de ingeniería pionero de lanzamiento secuencial y paralelo general, con y sin bombeo de combustible entre etapas. El diseño del R-7 Semyorka surgió de ese estudio. El trío de motores de cohete utilizados en la primera etapa de los vehículos de lanzamiento estadounidenses Atlas I y Atlas II , dispuestos en fila, utilizaban una puesta en escena paralela de una manera similar: el par exterior de motores de refuerzo existía como un par desechable que, después de apagarse, se soltaría con la estructura del faldón exterior más inferior, dejando que el motor sustentador central completara la combustión del motor de la primera etapa hacia el apogeo o la órbita.

La separación de cada porción de un cohete multietapa introduce un riesgo adicional en el éxito de la misión de lanzamiento. Reducir el número de eventos de separación da como resultado una reducción en la complejidad . ^[21] Los eventos de separación ocurren cuando las etapas o los propulsores acoplables se separan después del uso, cuando el carenado de carga útil se separa antes de la inserción orbital o cuando se utiliza un sistema de escape de lanzamiento que se separa después de la fase inicial de un lanzamiento. Los sujetadores pirotécnicos , o en algunos casos sistemas neumáticos como en el Falcon 9 Full Thrust , se utilizan típicamente para separar las etapas del cohete.

Un vehículo de lanzamiento de cohetes de dos etapas ( TSTO , por sus siglas en inglés) es una nave espacial en la que dos etapas distintas proporcionan propulsión consecutivamente para alcanzar la velocidad orbital. Es un vehículo intermedio entre un lanzador de tres etapas y un hipotético lanzador de una sola etapa . ^{[ cita requerida ]}

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El sistema de lanzamiento en órbita de tres etapas es un sistema de cohetes que se utiliza habitualmente para alcanzar la órbita terrestre. La nave espacial utiliza tres etapas distintas para proporcionar propulsión consecutivamente con el fin de alcanzar la velocidad orbital. Es un sistema intermedio entre un lanzador en órbita de cuatro etapas y un lanzador en órbita de dos etapas .

• Saturno V ^[22]
• Vanguardia ^[23]
• Ariane 4 (potenciadores opcionales)
• Ariane 2
• Ariane 1 (cuatro etapas)
• GSLV (tres etapas y propulsores)
• PSLV (cuatro etapas)
• Protón (cuarta etapa opcional)
• Larga Marcha 5 (refuerzos opcionales y tercera etapa opcional)
• Larga Marcha 1 , Larga Marcha 1D ^{[ cita requerida ]}
• Zenit-3SL
• Unha-3 ^{[ cita requerida ]}
• KSLV-2 "Nuri" ^{[ cita requerida ]}

Otros diseños (de hecho, la mayoría de los diseños modernos de carga media a pesada) no tienen las tres etapas en línea en la pila principal, sino que tienen propulsores acoplados para la "etapa 0" con dos etapas centrales. En estos diseños, los propulsores y la primera etapa se encienden simultáneamente en lugar de consecutivamente, lo que proporciona un empuje inicial adicional para levantar todo el peso del lanzador y superar las pérdidas de gravedad y la resistencia atmosférica. Los propulsores se desechan a los pocos minutos de vuelo para reducir el peso.

• Transbordador espacial estadounidense : primera etapa SRB; tanque externo + SSME, segunda etapa; OMS en tanques internos, tercera etapa;
• Angara A5
• Ariane 5
• Atlas V 551 ^[24]
• Delta II tercera etapa)
• Delta III ^{[ cita requerida ]}
• Delta IV -Medio+ y -Pesado
• Halcón pesado ^[25]
• Vehículo de lanzamiento de satélites geoestacionarios Mk III (Sin embargo, al igual que el Titan IIIC , el GSLV MkIII se lanza únicamente mediante los propulsores laterales. El núcleo principal solo se enciende unos minutos después del vuelo, poco antes de que se desechen los propulsores).
• H-IIA , H-IIB ^{[ cita requerida ]}
• Soyuz
• Sistema de lanzamiento espacial
• Titán IV
• Larga Marcha 2E , Larga Marcha 2F , Larga Marcha 3B ^{[ cita requerida ]}

El sistema de lanzamiento de cuatro etapas a órbita es un sistema de cohetes que se utiliza para alcanzar la órbita terrestre. La nave espacial utiliza cuatro etapas distintas para proporcionar propulsión consecutivamente con el fin de alcanzar la velocidad orbital. Es un sistema intermedio entre un lanzador de cinco etapas a órbita y un lanzador de tres etapas a órbita , que se utiliza con mayor frecuencia con sistemas de lanzamiento de combustible sólido.

• Ariane 1
• PSLV
• Minotauro IV
• Protón (cuarta etapa opcional)
• Minotauro V (cinco etapas)
• ASLV (cinco etapas)

Otros diseños no tienen las cuatro etapas en línea en la pila principal, sino que tienen propulsores acoplados para la "etapa 0" con tres etapas centrales. En estos diseños, los propulsores y la primera etapa se encienden simultáneamente en lugar de consecutivamente, lo que proporciona un empuje inicial adicional para levantar todo el peso del lanzador y superar las pérdidas de gravedad y la resistencia atmosférica. Los propulsores se desechan a los pocos minutos de vuelo para reducir el peso.

• Larga Marcha 5 (refuerzos opcionales y tercera etapa opcional)

• Vehículo de ascenso a Marte (MAV) de la NASA-ESA (un cohete de dos etapas, cuyo lanzamiento está previsto desde Marte en 2028)

• Cohete multietapa
  • De tres etapas a órbita
  • De dos etapas a órbita
  • De una sola etapa a órbita
• Adaptador
• Sistema de lanzamiento reutilizable
• Remolcador espacial
• Motor de arranque Apogee
• Conrad Haas
• Cohete modular
• Huolongchushui