De una sola etapa a órbita

Un vehículo de una sola etapa a órbita ( SSTO , por sus siglas en inglés) alcanza la órbita desde la superficie de un cuerpo utilizando solo propulsores y fluidos y sin gastar tanques, motores u otro hardware importante. El término se refiere exclusivamente a vehículos reutilizables . ^[1] Hasta la fecha, nunca se ha volado ningún vehículo de lanzamiento SSTO lanzado desde la Tierra; los lanzamientos orbitales desde la Tierra se han realizado mediante cohetes multietapa total o parcialmente descartables .

La principal ventaja prevista del concepto SSTO es la eliminación del reemplazo de hardware inherente a los sistemas de lanzamiento descartables. Sin embargo, los costos no recurrentes asociados con el diseño, desarrollo, investigación e ingeniería (DDR&E) de los sistemas SSTO reutilizables son mucho más altos que los de los sistemas descartables debido a los desafíos técnicos sustanciales de los SSTO, suponiendo que esos problemas técnicos puedan de hecho resolverse. ^[2] Los vehículos SSTO también pueden requerir un grado significativamente mayor de mantenimiento regular. ^[3]

Se considera que es marginalmente posible lanzar una nave espacial de una sola etapa a órbita propulsada por combustible químico desde la Tierra. Los principales factores que complican el lanzamiento de una nave espacial de una sola etapa a órbita desde la Tierra son: la alta velocidad orbital de más de 7.400 metros por segundo (27.000 km/h; 17.000 mph); la necesidad de superar la gravedad de la Tierra, especialmente en las primeras etapas del vuelo; y el vuelo dentro de la atmósfera terrestre , que limita la velocidad en las primeras etapas del vuelo debido a la resistencia e influye en el rendimiento del motor. ^[4]

Los avances en cohetería en el siglo XXI han resultado en una caída sustancial del costo de lanzar un kilogramo de carga útil a la órbita terrestre baja o a la Estación Espacial Internacional , ^[5] reduciendo la principal ventaja proyectada del concepto SSTO.

Entre los conceptos notables de una sola etapa para orbitar se incluyen Skylon , que utilizó el motor SABRE de ciclo híbrido que puede usar oxígeno de la atmósfera cuando está a baja altitud y luego usar oxígeno líquido a bordo después de cambiar al motor de cohete de ciclo cerrado a gran altitud, el McDonnell Douglas DC-X , el Lockheed Martin X-33 y VentureStar, que estaba destinado a reemplazar al transbordador espacial, y el Roton SSTO , que es un helicóptero que puede llegar a la órbita. Sin embargo, a pesar de mostrar cierta promesa, ninguno de ellos ha estado cerca de alcanzar la órbita todavía debido a problemas para encontrar un sistema de propulsión suficientemente eficiente y al desarrollo interrumpido. ^[1]

Es mucho más fácil alcanzar la órbita en una sola etapa en cuerpos extraterrestres que tienen campos gravitacionales más débiles y una presión atmosférica menor que la Tierra, como la Luna y Marte, y se ha logrado desde la Luna mediante el Módulo Lunar del programa Apolo , mediante varias naves espaciales robóticas del programa soviético Luna y mediante las misiones de retorno de muestras lunares Chang'e 5 y Chang'e 6 de China .

Antes de la segunda mitad del siglo XX, se habían realizado muy pocas investigaciones sobre viajes espaciales. Durante la década de 1960, comenzaron a surgir algunos de los primeros diseños conceptuales para este tipo de naves. ^[6]

Uno de los primeros conceptos de SSTO fue el camión espacial orbital de una etapa (OOST) descartable propuesto por Philip Bono , ^[7] un ingeniero de Douglas Aircraft Company . ^[8] También se propuso una versión reutilizable llamada ROOST.

Otro concepto temprano de SSTO fue un vehículo de lanzamiento reutilizable llamado NEXUS , propuesto por Krafft Arnold Ehricke a principios de la década de 1960. Fue una de las naves espaciales más grandes jamás conceptualizadas, con un diámetro de más de 50 metros y la capacidad de elevar hasta 2000 toneladas cortas a la órbita terrestre, destinada a misiones a lugares más alejados del Sistema Solar, como Marte . ^{[9] [10]}

El VTOVL Aumentado por Aire de América del Norte de 1963 era una nave de tamaño similar que habría utilizado estatorreactores para disminuir la masa de despegue del vehículo eliminando la necesidad de grandes cantidades de oxígeno líquido mientras viajaba a través de la atmósfera. ^[11]

A partir de 1965, Robert Salkeld investigó varios conceptos de aviones espaciales con alas de una sola etapa en órbita . Propuso un vehículo que quemaría combustible de hidrocarburos mientras estuviera en la atmósfera y luego cambiaría a combustible de hidrógeno para aumentar la eficiencia una vez en el espacio. ^{[12] [13] [14]}

Otros ejemplos de los primeros conceptos de Bono (anteriores a la década de 1990) que nunca se construyeron incluyen:

• ROMBUS (módulo orbital reutilizable, módulo de refuerzo y transbordador utilitario), otro diseño de Philip Bono. ^{[15] [16]} Técnicamente no era de una sola etapa, ya que eliminó algunos de sus tanques de hidrógeno iniciales, pero estuvo muy cerca.
• Ítaco, un concepto adaptado de ROMBUS que fue diseñado para transportar soldados y equipo militar a otros continentes a través de una trayectoria suborbital. ^{[17] [18]}
• Pegasus, otro concepto adaptado de ROMBUS, diseñado para transportar pasajeros y cargas útiles a largas distancias en cortos períodos de tiempo a través del espacio. ^[19]
• Douglas SASSTO , un concepto de vehículo de lanzamiento de 1967. ^[20]
• Hyperion, otro concepto de Philip Bono que utilizó un trineo para ganar velocidad antes del despegue y ahorrar la cantidad de combustible que debía elevarse en el aire. ^[21]

Star-raker : En 1979, Rockwell International presentó un concepto para un avión espacial de una sola etapa a órbita con despegue horizontal/aterrizaje horizontal, motor de cohete criogénico /ramjet multiciclo con respirador de aire y carga útil de 100 toneladas, llamado Star-Raker , diseñado para lanzar satélites espaciales pesados ​​de energía solar a una órbita terrestre de 300 millas náuticas. ^{[22] [23] [24]} Star-raker habría tenido 3 motores de cohete LOX/LH2 (basados ​​en el SSME ) + 10 turborreactores. ^[22]

Alrededor de 1985, el proyecto NASP tenía como objetivo lanzar un vehículo estatorreactor en órbita, pero se detuvo la financiación y el proyecto se canceló. ^[25] Casi al mismo tiempo, el HOTOL intentó utilizar tecnología de motor a reacción preenfriado , pero no logró mostrar ventajas significativas sobre la tecnología de cohetes. ^[26]

El DC-X, abreviatura de Delta Clipper Experimental, fue un demostrador de despegue y aterrizaje vertical a escala de un tercio sin tripulación para un SSTO propuesto. Es uno de los pocos prototipos de vehículos SSTO jamás construidos. Se pretendía construir varios otros prototipos, incluido el DC-X2 (un prototipo a media escala) y el DC-Y, un vehículo a escala real que sería capaz de insertarse en órbita en una sola etapa. Ninguno de ellos se construyó, pero la NASA se hizo cargo del proyecto en 1995 y construyó el DC-XA, un prototipo mejorado a escala de un tercio. Este vehículo se perdió cuando aterrizó con solo tres de sus cuatro plataformas de aterrizaje desplegadas, lo que provocó que volcara de lado y explotara. El proyecto no ha continuado desde entonces. ^{[ cita requerida ]}

Entre 1999 y 2001, Rotary Rocket intentó construir un vehículo SSTO llamado Roton. Recibió mucha atención de los medios y se completó un prototipo funcional a escala reducida, pero el diseño era en gran medida poco práctico. ^[27]

Han existido varios enfoques para el SSTO, incluidos cohetes puros que se lanzan y aterrizan verticalmente, vehículos propulsados ​​por estatorreactores que respiran aire y que se lanzan y aterrizan horizontalmente, vehículos propulsados ​​por energía nuclear e incluso vehículos propulsados ​​por motores a reacción que pueden volar a órbita y regresar aterrizando como un avión de pasajeros, completamente intactos.

En el caso de los cohetes SSTO, el principal desafío es lograr una relación de masa lo suficientemente alta como para transportar suficiente combustible para alcanzar la órbita , además de un peso de carga útil significativo . Una posibilidad es dar al cohete una velocidad inicial con un cañón espacial , como se planea en el proyecto Quicklaunch . ^[28]

En el caso de los SSTO que respiran aire, el principal desafío es la complejidad del sistema y los costos asociados de investigación y desarrollo , la ciencia de los materiales y las técnicas de construcción necesarias para sobrevivir a un vuelo sostenido a alta velocidad dentro de la atmósfera y lograr una relación de masa lo suficientemente alta como para llevar suficiente combustible para alcanzar la órbita, además de un peso de carga útil significativo. Los diseños que respiran aire generalmente vuelan a velocidades supersónicas o hipersónicas y, por lo general, incluyen un motor de cohete para la combustión final para la órbita. ^[1]

Ya sea propulsado por cohetes o propulsado por aire, un vehículo reutilizable debe ser lo suficientemente resistente como para sobrevivir múltiples viajes de ida y vuelta al espacio sin añadir peso ni mantenimiento excesivos. Además, un vehículo reutilizable debe poder volver a entrar en el espacio sin sufrir daños y aterrizar de forma segura. ^{[ cita requerida ]}

Si bien antes se creía que los cohetes de una sola etapa eran inalcanzables, los avances en la tecnología de los materiales y las técnicas de construcción han demostrado que son posibles. Por ejemplo, los cálculos muestran que la primera etapa del Titan II , lanzada por sí sola, tendría una proporción de combustible por hardware del vehículo de 25 a 1. ^[29] Tiene un motor lo suficientemente eficiente como para alcanzar la órbita, pero sin transportar mucha carga útil. ^[30]

El combustible de hidrógeno puede parecer el combustible obvio para los vehículos SSTO. Cuando se quema con oxígeno , el hidrógeno proporciona el impulso específico más alto de todos los combustibles de uso común: alrededor de 450 segundos, en comparación con los 350 segundos del queroseno . ^{[ cita requerida ]}

El hidrógeno tiene las siguientes ventajas: ^{[ cita requerida ]}

• El hidrógeno tiene un impulso específico casi un 30% mayor (aproximadamente 450 segundos frente a 350 segundos) que la mayoría de los combustibles densos.
• El hidrógeno es un excelente refrigerante.
• La masa bruta de las etapas de hidrógeno es menor que la de las etapas de combustible denso para la misma carga útil.
• El hidrógeno es respetuoso con el medio ambiente.

Sin embargo, el hidrógeno también tiene estas desventajas: ^{[ cita requerida ]}

• Densidad muy baja (aproximadamente 1 ⁄ 7 de la densidad del queroseno), lo que requiere un tanque muy grande
• Profundamente criogénico : debe almacenarse a temperaturas muy bajas y, por lo tanto, necesita un aislamiento pesado.
• Se escapa muy fácilmente del hueco más pequeño.
• Amplio rango de combustión: se enciende fácilmente y arde con una llama peligrosamente invisible.
• Tiende a condensar oxígeno, lo que puede causar problemas de inflamabilidad.
• Tiene un gran coeficiente de expansión incluso para pequeñas fugas de calor.

Estos problemas se pueden solucionar, pero con un coste adicional. ^{[ cita requerida ]}

Mientras que los tanques de queroseno pueden pesar el 1% del peso de su contenido, los tanques de hidrógeno a menudo deben pesar el 10% de su contenido. Esto se debe tanto a la baja densidad como al aislamiento adicional necesario para minimizar la evaporación (un problema que no ocurre con el queroseno y muchos otros combustibles). La baja densidad del hidrógeno afecta aún más el diseño del resto del vehículo: las bombas y las tuberías deben ser mucho más grandes para bombear el combustible al motor. El resultado es que la relación empuje/peso de los motores alimentados con hidrógeno es entre un 30 y un 50% menor que la de los motores comparables que utilizan combustibles más densos. ^{[ cita requerida ]}

Esta ineficiencia también afecta indirectamente a las pérdidas por gravedad ; el vehículo tiene que mantenerse en pie gracias a la potencia del cohete hasta que alcanza la órbita. El menor exceso de empuje de los motores de hidrógeno, debido a la menor relación empuje/peso, significa que el vehículo debe ascender de forma más pronunciada, por lo que actúa menos empuje horizontalmente. Un menor empuje horizontal hace que tarde más en alcanzar la órbita, y las pérdidas por gravedad aumentan al menos en 300 metros por segundo (1.100 km/h; 670 mph). Aunque no parezca grande, la relación de masa con la curva delta-v es muy pronunciada para alcanzar la órbita en una sola etapa, y esto supone una diferencia del 10% en la relación de masa además del ahorro en capacidad de tanque y bomba. ^{[ cita requerida ]}

El efecto general es que hay sorprendentemente poca diferencia en el rendimiento general entre los SSTO que utilizan hidrógeno y los que utilizan combustibles más densos, excepto que los vehículos de hidrógeno pueden ser bastante más caros de desarrollar y comprar. Estudios cuidadosos han demostrado que algunos combustibles densos (por ejemplo, propano líquido ) superan el rendimiento del combustible de hidrógeno cuando se utilizan en un vehículo de lanzamiento SSTO en un 10% para el mismo peso seco. ^[31]

En la década de 1960, Philip Bono investigó cohetes tripropulsores VTVL de una sola etapa y demostró que podían mejorar el tamaño de la carga útil en alrededor de un 30%. ^[32]

La experiencia operativa con el cohete experimental DC-X ha hecho que varios defensores del SSTO reconsideren la posibilidad de utilizar hidrógeno como combustible satisfactorio. El difunto Max Hunter, cuando utilizaba hidrógeno como combustible en el DC-X, solía decir que pensaba que el primer SSTO orbital exitoso probablemente funcionaría con propano. ^{[ cita requerida ]}

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Algunos conceptos de SSTO utilizan el mismo motor para todas las altitudes, lo que es un problema para los motores tradicionales con una tobera en forma de campana . Dependiendo de la presión atmosférica, se requieren diferentes formas de campana. Los motores diseñados para operar en vacío tienen campanas grandes, lo que permite que los gases de escape se expandan a presiones cercanas al vacío, aumentando así la eficiencia. ^[33] Debido a un efecto conocido como separación de flujo , el uso de una campana de vacío en la atmósfera tendría consecuencias desastrosas para el motor. Por lo tanto, los motores diseñados para disparar en la atmósfera tienen que acortar la tobera, expandiendo solo los gases a presión atmosférica. Las pérdidas de eficiencia debido a la campana más pequeña generalmente se mitigan mediante etapas, ya que los motores de etapa superior como el Rocketdyne J-2 no tienen que disparar hasta que la presión atmosférica sea insignificante y, por lo tanto, pueden usar la campana más grande.

Una posible solución sería utilizar un motor aerospike , que puede ser eficaz en una amplia gama de presiones ambientales. De hecho, en el diseño del X-33 se iba a utilizar un motor aerospike lineal . ^[34]

Otras soluciones implican el uso de múltiples motores y otros diseños que se adapten a la altitud, como campanas de doble mu o secciones de campana extensibles . ^{[ cita requerida ]}

Aun así, a altitudes muy elevadas, las campanas de motor extremadamente grandes tienden a expandir los gases de escape hasta alcanzar presiones cercanas al vacío. Como resultado, estas campanas de motor son contraproducentes ^{[ dudoso – discutir ]} debido a su exceso de peso. Algunos conceptos de SSTO utilizan motores de presión muy alta que permiten utilizar relaciones altas desde el nivel del suelo. Esto proporciona un buen rendimiento, lo que elimina la necesidad de soluciones más complejas. ^{[ cita requerida ]}

Algunos diseños para SSTO intentan utilizar motores a reacción que respiran aire y que recogen el oxidante y la masa de reacción de la atmósfera para reducir el peso de despegue del vehículo. ^[35]

Algunos de los problemas con este enfoque son: ^{[ cita requerida ]}

• No se conoce ningún motor aeroespacial capaz de funcionar a velocidad orbital dentro de la atmósfera (por ejemplo, los estatorreactores propulsados ​​por hidrógeno parecen tener una velocidad máxima de aproximadamente Mach 17). ^[36] Esto significa que se deben utilizar cohetes para la inserción orbital final.
• El empuje del cohete necesita que la masa orbital sea lo más pequeña posible para minimizar el peso del propulsor.
• La relación empuje-peso de los cohetes que dependen del oxígeno a bordo aumenta drásticamente a medida que se gasta combustible, porque el tanque de combustible oxidante tiene aproximadamente el 1% de la masa del oxidante que transporta, mientras que los motores que respiran aire tradicionalmente tienen una relación empuje/peso pobre que es relativamente fija durante el ascenso con respiración de aire.
• Las velocidades muy altas en la atmósfera requieren sistemas de protección térmica muy pesados, lo que hace aún más difícil alcanzar la órbita.
• Si bien a velocidades más bajas los motores que respiran aire son muy eficientes, la eficiencia ( Isp ) y los niveles de empuje de los motores a reacción que respiran aire caen considerablemente a alta velocidad (por encima de Mach 5-10 dependiendo del motor) y comienzan a aproximarse a los de los motores de cohete o peores.
• Las relaciones de sustentación y arrastre de los vehículos a velocidades hipersónicas son pobres, sin embargo, las relaciones de sustentación y arrastre efectivas de los vehículos cohete a alta g no son muy diferentes .

Por ejemplo, en los diseños de estatorreactores (por ejemplo, el X-43 ), los presupuestos de masa no parecen ser suficientes para el lanzamiento orbital. ^{[ cita requerida ]}

Problemas similares ocurren con los vehículos de una sola etapa que intentan llevar motores a reacción convencionales a la órbita: el peso de los motores a reacción no se compensa suficientemente con la reducción del propulsor. ^[37]

Por otra parte, los diseños de respiración de aire preenfriados tipo LACE , como el avión espacial Skylon (y ATREX ), que pasan al empuje de cohete a velocidades bastante más bajas (Mach 5,5), parecen dar, al menos en el papel, una fracción de masa orbital mejorada con respecto a los cohetes puros (incluso cohetes multietapa) lo suficiente como para mantener la posibilidad de una reutilización completa con una mejor fracción de carga útil. ^[38]

Es importante señalar que la fracción de masa es un concepto importante en la ingeniería de un cohete. Sin embargo, la fracción de masa puede tener poco que ver con los costos de un cohete, ya que los costos del combustible son muy pequeños en comparación con los costos del programa de ingeniería en su conjunto. Como resultado, un cohete barato con una fracción de masa pobre puede ser capaz de poner en órbita más carga útil con una cantidad determinada de dinero que un cohete más complicado y más eficiente. ^{[ cita requerida ]}

Muchos vehículos son sólo estrechamente suborbitales, por lo que prácticamente cualquier cosa que proporcione un aumento relativamente pequeño del delta-v puede ser útil, y por lo tanto es deseable la asistencia externa para un vehículo. ^{[ cita requerida ]}

Las ayudas de lanzamiento propuestas incluyen: ^{[ cita requerida ]}

• Lanzamiento de trineo (ferrocarril, maglev, incluidos Bantam, MagLifter y StarTram , etc.) ^[39]
• lanzamiento aéreo o remolque de aeronave
• Abastecimiento de combustible en vuelo
• Bucle de lanzamiento de Lofstrom / fuentes espaciales

Y recursos en órbita como: ^{[ cita requerida ]}

• Anclaje espacial
• remolcadores

Debido a problemas de peso, como el blindaje, muchos sistemas de propulsión nuclear no pueden levantar su propio peso y, por lo tanto, no son adecuados para el lanzamiento a órbita. Sin embargo, algunos diseños, como el proyecto Orión y algunos diseños térmicos nucleares, tienen una relación empuje-peso superior a 1, lo que les permite despegar. Claramente, uno de los principales problemas con la propulsión nuclear sería la seguridad, tanto durante el lanzamiento para los pasajeros, como en caso de un fallo durante el lanzamiento. A febrero de 2024, ningún programa actual está intentando la propulsión nuclear desde la superficie de la Tierra. ^{[ cita requerida ]}

Debido a que pueden ser más energéticos que la energía potencial que permite el combustible químico, algunos conceptos de cohetes propulsados ​​por láser o microondas tienen el potencial de lanzar vehículos en órbita en una sola etapa. En la práctica, esta área no es posible con la tecnología actual. ^{[ cita requerida ]}

Las limitaciones de espacio de diseño de los vehículos SSTO fueron descritas por el ingeniero de diseño de cohetes Robert Truax :

Si se utilizan tecnologías similares (es decir, los mismos propulsores y la misma fracción estructural), un vehículo de dos etapas en órbita siempre tendrá una mejor relación carga útil-peso que un cohete de una sola etapa diseñado para la misma misión; en la mayoría de los casos, una relación carga útil-peso mucho mejor. Sólo cuando el factor estructural se acerca a cero (muy poco peso de la estructura del vehículo), la relación carga útil/peso de un cohete de una sola etapa se acerca a la de un cohete de dos etapas. Un pequeño error de cálculo y el cohete de una sola etapa termina sin carga útil. Para obtener algo de ella, es necesario llevar la tecnología al límite. Exprimir hasta la última gota de impulso específico y quitarle hasta el último gramo cuesta dinero y/o reduce la fiabilidad. ^[40]

La ecuación del cohete Tsiolkovsky expresa el cambio máximo en la velocidad que cualquier etapa del cohete puede lograr:

${\displaystyle \Delta v=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}\ln(MR)}$

dónde:

${\displaystyle \Delta v}$( delta-v ) es el cambio máximo de velocidad del vehículo,

${\displaystyle I_{\text{sp}}}$es el impulso específico del propulsor ,

$estilo de visualización g_{0}$es la gravedad estándar ,

${\displaystyle señor}$es la relación de masa del vehículo ,

${\estilo de visualización \ln}$se refiere a la función logaritmo natural .

La relación de masa de un vehículo se define como la relación entre la masa inicial del vehículo cuando está completamente cargado con propulsores y la masa final del vehículo después de la combustión:${\displaystyle \left(m_{i}\right)}$${\displaystyle \left(m_{f}\right)}$

${\displaystyle MR={\frac {m_{i}}{m_{f}}}={\frac {m_{p}+m_{s}+m_{\text{pl}}}{m_{s}+m_{\text{pl}}}}}$

dónde:

$Estilo de visualización m_{i}}$es la masa inicial del vehículo o el peso bruto de despegue ,${\displaystyle \left(RESPLANDOR\right)}$

$Estilo de visualización m_ {f}$es la masa final del vehículo después de la combustión,

${\displaystyle m_{s}}$es la masa estructural del vehículo,

$estilo de visualización m_{p}}$es la masa del propulsor,

${\displaystyle m_{\text{pl}}}$es la masa de la carga útil.

La fracción de masa del propulsor ( ) de un vehículo se puede expresar únicamente en función de la relación de masas:${\estilo de visualización \zeta}$

${\displaystyle \zeta ={\frac {m_{p}}{m_{i}}}={\frac {m_{i}-m_{f}}{m_{i}}}=1-{\frac {m_{f}}{m_{i}}}=1-{\frac {1}{MR}}={\frac {MR-1}{MR}}}$

El coeficiente estructural ( ) es un parámetro crítico en el diseño de vehículos SSTO. ^[41] La eficiencia estructural de un vehículo se maximiza a medida que el coeficiente estructural se acerca a cero. El coeficiente estructural se define como:${\estilo de visualización \lambda}$

${\displaystyle \lambda ={\frac {m_{s}}{m_{p}+m_{s}}}={\frac {m_{s}}{m_{i}-m_{\text{pl}}}}={\frac {\frac {m_{s}}{m_{i}}}{1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}}$

La fracción de masa estructural total se puede expresar en términos del coeficiente estructural:${\displaystyle \left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)}$

${\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=\lambda \left(1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}$

Se puede encontrar una expresión adicional para la fracción de masa estructural general observando que la fracción de masa de carga útil , la fracción de masa de propulsor y la fracción de masa estructural suman uno:${\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}$

${\displaystyle 1={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+{\frac {m_{p}}{m_{i}}}+{\frac {m_{s}}{m_{i}}}={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+\zeta +{\frac {m_{s}}{m_{i}}}}$

${\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=1-\zeta -{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}$

Igualando las expresiones para la fracción de masa estructural y despejando la masa inicial del vehículo se obtiene:

${\displaystyle m_{i}=RESPLANDOR={\frac {m_{\text{pl}}}{1-\left({\frac {\zeta }{1-\lambda }}\right)}}}$

Esta expresión muestra cómo el tamaño de un vehículo SSTO depende de su eficiencia estructural. Dado un perfil de misión y un tipo de propulsor , el tamaño de un vehículo aumenta con un coeficiente estructural creciente. ^[42] Esta sensibilidad del factor de crecimiento se muestra paramétricamente tanto para los vehículos SSTO como para los vehículos de dos etapas a órbita (TSTO) para una misión LEO estándar. ^[43] Las curvas son asintóticas verticales en el límite máximo del coeficiente estructural donde ya no se pueden cumplir los criterios de la misión:${\displaystyle \left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)}$${\displaystyle \left(I_{\text{sp}}\right)}$

${\displaystyle \lambda _{\text{máx}}=1-\zeta ={\frac {1}{MR}}}$

En comparación con un vehículo TSTO no optimizado que utiliza etapas restringidas , un cohete SSTO que lanza una masa de carga útil idéntica y utiliza los mismos propulsores siempre requerirá un coeficiente estructural sustancialmente menor para lograr el mismo delta-v. Dado que la tecnología de materiales actual establece un límite inferior de aproximadamente 0,1 en los coeficientes estructurales más pequeños alcanzables, ^[44] los vehículos SSTO reutilizables suelen ser una opción poco práctica incluso cuando se utilizan los propulsores de mayor rendimiento disponibles.

Es más fácil alcanzar la SSTO desde un cuerpo con menor atracción gravitatoria que la Tierra, como la Luna o Marte . El módulo lunar Apolo ascendió desde la superficie lunar a la órbita lunar en una sola etapa. ^[45]

En 1970-1971, la División Espacial de Chrysler Corporation preparó un estudio detallado sobre los vehículos SSTO en virtud del contrato NAS8-26341 de la NASA. Su propuesta ( Shuttle SERV ) era un vehículo enorme con más de 50.000 kilogramos (110.000 libras) de carga útil, que utilizaba motores a reacción para el aterrizaje (vertical). ^[46] Aunque los problemas técnicos parecían solucionables, la USAF exigía un diseño con alas que dio lugar al Shuttle tal como lo conocemos hoy.

El demostrador de tecnología no tripulado DC-X , desarrollado originalmente por McDonnell Douglas para la oficina del programa de la Iniciativa de Defensa Estratégica (SDI), fue un intento de construir un vehículo que pudiera conducir a un vehículo SSTO. La nave de prueba, de un tercio del tamaño de la nave, fue operada y mantenida por un pequeño equipo de tres personas con base en un remolque, y la nave fue relanzada una vez menos de 24 horas después del aterrizaje. Aunque el programa de prueba no estuvo exento de contratiempos (incluida una pequeña explosión), el DC-X demostró que los aspectos de mantenimiento del concepto eran sólidos. Ese proyecto se canceló cuando aterrizó con tres de las cuatro patas desplegadas, volcó y explotó en el cuarto vuelo después de transferir la gestión de la Organización de la Iniciativa de Defensa Estratégica a la NASA. ^{[ cita requerida ]}

El vehículo de lanzamiento Aquarius fue diseñado para llevar materiales a granel a la órbita de la manera más económica posible. ^{[ cita requerida ]}

Los proyectos SSTO actuales y anteriores incluyen el proyecto japonés Kankoh-maru , ARCA Haas 2C , Radian One y el avión espacial indio Avatar . ^{[ cita requerida ]}

El Gobierno británico se asoció con la ESA en 2010 para promover un concepto de avión espacial de una sola etapa en órbita llamado Skylon . ^[47] Este diseño fue iniciado por Reaction Engines Limited (REL) , ^{[48] [49]} una empresa fundada por Alan Bond después de que HOTOL fuera cancelado. ^[50] El avión espacial Skylon ha sido recibido positivamente por el gobierno británico y la British Interplanetary Society . ^[51] Después de una exitosa prueba del sistema de propulsión que fue auditada por la división de propulsión de la ESA a mediados de 2012, REL anunció que comenzaría un proyecto de tres años y medio para desarrollar y construir un dispositivo de prueba del motor Sabre para probar el rendimiento del motor en sus modos de respiración de aire y cohete. ^[52] En noviembre de 2012, se anunció que se había completado con éxito una prueba clave del preenfriador del motor y que la ESA había verificado el diseño del preenfriador. El desarrollo del proyecto puede ahora avanzar a su siguiente fase, que implica la construcción y prueba de un prototipo de motor a escala real. ^{[52] [53]}

Elon Musk, CEO de SpaceX, ha afirmado que la etapa superior del prototipo de cohete "Starship" , actualmente en desarrollo en Starbase (Texas) , tiene la capacidad de alcanzar la órbita como un SSTO. Sin embargo, admite que si así se hiciera, no quedaría masa apreciable para un escudo térmico , patas de aterrizaje o combustible para aterrizar, y mucho menos carga útil utilizable. ^[54]

Muchos estudios han demostrado que, independientemente de la tecnología seleccionada, la técnica de reducción de costos más eficaz son las economías de escala . ^{[ cita requerida ]} El simple lanzamiento de una gran cantidad total reduce los costos de fabricación por vehículo, de manera similar a cómo la producción en masa de automóviles generó grandes aumentos en la asequibilidad. ^{[ cita requerida ]}

Algunos analistas aeroespaciales piensan que, con este concepto, la forma de reducir los costes de lanzamiento es exactamente la opuesta a la de los SSTO. Mientras que los SSTO reutilizables reducirían los costes por lanzamiento al fabricar un vehículo de alta tecnología reutilizable que se lanza con frecuencia y requiere poco mantenimiento, el enfoque de "producción en masa" considera que los avances técnicos son la fuente del problema de los costes en primer lugar. Simplemente construyendo y lanzando grandes cantidades de cohetes, y por lo tanto lanzando un gran volumen de carga útil, se pueden reducir los costes. Este enfoque se intentó a finales de los años 1970 y principios de los años 1980 en Alemania Occidental con el cohete OTRAG con base en la República Democrática del Congo . ^[55]

Esto es algo similar al enfoque que han adoptado algunos sistemas anteriores, que utilizan sistemas de motores simples con combustibles de "baja tecnología", como todavía lo hacen los programas espaciales ruso y chino . ^{[ cita requerida ]}

Una alternativa a la escala es hacer que las etapas descartadas sean prácticamente reutilizables : este fue el objetivo de diseño original de los estudios de la fase B del transbordador espacial , y actualmente lo persigue el programa de desarrollo del sistema de lanzamiento reutilizable de SpaceX con sus Falcon 9 , Falcon Heavy y Starship , y Blue Origin con New Glenn .

• Andrew J. Butrica: De una sola etapa a la órbita: política, tecnología espacial y la búsqueda de cohetes reutilizables. The Johns Hopkins University Press, Baltimore 2004, ISBN  9780801873386 .

Wikimedia Commons alberga una categoría multimedia sobre De una sola etapa a la órbita .

• Un experimento mental de una sola etapa a la órbita Archivado el 15 de junio de 2021 en Wayback Machine.
• ¿Por qué son tan altos los costos de lanzamiento?, un análisis de los costos de lanzamiento espacial, con una sección que critica la SSTO
• Las frías ecuaciones de los vuelos espaciales Una crítica de SSTO por Jeffrey F. Bell.
• Velocidad de combustión Vb de un cohete de una sola etapa