Etapa única a órbita

El VentureStar fue un proyecto de plan espacial SSTO.

Un vehículo de single-stage-to-orbit (SSTO) alcanza la órbita desde la superficie de un cuerpo usando solo propulsores y fluidos y sin gastar tanques, motores o otro hardware importante. El término generalmente, pero no exclusivamente, se refiere a vehículos reutilizables. Hasta la fecha, nunca se han volado vehículos de lanzamiento SSTO lanzados desde la Tierra; Los lanzamientos orbitales desde la Tierra se han realizado mediante cohetes de varias etapas total o parcialmente desechables.

La principal ventaja proyectada del concepto SSTO es la eliminación del reemplazo de hardware inherente a los sistemas de lanzamiento prescindibles. 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 sistemas prescindibles debido a los desafíos técnicos sustanciales de SSTO, suponiendo que esos problemas técnicos de hecho puedan resolverse.. Los vehículos SSTO también pueden requerir un grado significativamente mayor de mantenimiento regular.

Se considera marginalmente posible lanzar desde la Tierra una nave espacial de combustible químico de una sola etapa a la órbita. Los principales factores que complican la SSTO desde la Tierra son: alta velocidad orbital de más de 7400 metros por segundo (27 000 km/h; 17 000 mph); la necesidad de vencer la gravedad de la Tierra, especialmente en las primeras etapas del vuelo; y vuelo dentro de la atmósfera de la Tierra, lo que limita la velocidad en las primeras etapas del vuelo debido a la resistencia, g e influye en el rendimiento del motor.

Los avances en cohetería en el siglo XXI han resultado en una reducción sustancial del costo de lanzar un kilogramo de carga útil a la órbita terrestre baja o a la Estación Espacial Internacional, lo que reduce la principal ventaja proyectada del concepto SSTO.

Los conceptos notables de etapa única a órbita incluyen Skylon, que usó el motor SABRE de ciclo híbrido que puede usar oxígeno de la atmósfera cuando está a baja altitud, y luego usa oxígeno líquido a bordo después de cambiar al motor de cohete de ciclo cerrado a gran altura. altitud, el McDonnell Douglas DC-X, el Lockheed Martin X-33 y el VentureStar, que estaba destinado a reemplazar al transbordador espacial, y el Roton SSTO, que es un helicóptero que puede ponerse en órbita. Sin embargo, a pesar de mostrar cierta promesa, ninguno de ellos se ha acercado a alcanzar la órbita debido a problemas para encontrar un sistema de propulsión lo suficientemente eficiente y un desarrollo discontinuo.

La puesta en órbita de una sola etapa es mucho más fácil de lograr en cuerpos extraterrestres que tienen campos gravitatorios más débiles y una presión atmosférica más baja que la Tierra, como la Luna y Marte, y el programa Apolo lo ha logrado desde la Luna.;s Lunar Module, por varias naves espaciales robóticas del programa soviético Luna, y por China's Chang'e 5.

Historia

Primeros conceptos

ROMBUS concepto arte

Antes de la segunda mitad del siglo XX, se realizaba muy poca investigación sobre los viajes espaciales. Durante la década de 1960, comenzaron a surgir algunos de los primeros diseños conceptuales para este tipo de embarcaciones.

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

Otro de los primeros conceptos de SSTO fue un vehículo de lanzamiento reutilizable denominado 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 lejanos en el sistema solar como Marte.

El VTOVL aumentado de North American Air de 1963 era una nave de tamaño similar que habría utilizado estatorreactores para disminuir la masa de despegue del vehículo al eliminar la necesidad de grandes cantidades de oxígeno líquido mientras viajaba a través de la atmósfera.

Desde 1965, Robert Salkeld investigó varios conceptos de aviones espaciales alados de una sola etapa para orbitar. Propuso un vehículo que quemaría combustible de hidrocarburo en la atmósfera y luego cambiaría a combustible de hidrógeno para aumentar la eficiencia una vez en el espacio.

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

• ROMBUS (Reusable Orbital Module, Booster y Utility Shuttle), otro diseño de Philip Bono. Esto no era técnicamente una etapa única ya que dejó caer algunos de sus tanques de hidrógeno iniciales, pero llegó muy cerca.
• Ithacus, un concepto adaptado de ROMBUS diseñado para llevar soldados y equipo militar a otros continentes a través de una trayectoria suborbital.
• Pegasus, otro concepto adaptado de ROMBUS diseñado para transportar pasajeros y cargas largas distancias en cantidades cortas de tiempo a través del espacio.
• Douglas SASSTO, un concepto de vehículo de lanzamiento de 1967.
• Hyperion, otro concepto de Philip Bono que utilizó un trineo para acumular velocidad antes del despegue para ahorrar en la cantidad de combustible que tenía que ser levantado en el aire.

Star-raker: En 1979, Rockwell International dio a conocer un concepto para un estatorreactor criogénico/estatorreactor multiciclo de carga útil de carga útil de 100 toneladas, avión espacial de despegue horizontal/aterrizaje horizontal de una sola etapa a órbita llamado Star-Raker, diseñado para lanzar pesados satélites de energía solar basados en el espacio en una órbita terrestre de 300 millas náuticas. Star-raker habría tenido 3 motores de cohetes LOX/LH2 (basados en el SSME) + 10 turborreactores.

Alrededor de 1985, el proyecto NASP tenía la intención de poner en órbita un vehículo scramjet, pero se detuvo la financiación y el proyecto se canceló. Aproximadamente al mismo tiempo, el HOTOL intentó utilizar la tecnología de motores a reacción preenfriados, pero no logró mostrar ventajas significativas sobre la tecnología de cohetes.

Tecnología DC-X

El vuelo de soltera del DC-X

El DC-X, abreviatura de Delta Clipper Experimental, era un demostrador de aterrizaje y despegue vertical a escala de un tercio sin tripulación para un SSTO propuesto. Es uno de los pocos prototipos de vehículos SSTO jamás construidos. Se pretendían 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 estos se construyó, pero la NASA se hizo cargo del proyecto en 1995 y construyeron 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 se volcara de costado y explotara. El proyecto no ha continuado desde entonces.

Rotón

De 1999 a 2001, Rotary Rocket intentó construir un vehículo SSTO llamado Roton. Recibió una gran cantidad de atención de los medios y se completó un prototipo de subescala funcional, pero el diseño era en gran medida poco práctico.

Enfoques

Ha habido varios enfoques para SSTO, incluidos los cohetes puros que se lanzan y aterrizan verticalmente, los vehículos propulsados por scramjet que respiran aire que se lanzan y aterrizan horizontalmente, los vehículos de propulsión nuclear e incluso los vehículos propulsados por motores a reacción que pueden volar en órbita y regresar aterrizando como un avión de pasajeros, completamente intacto.

Para SSTO propulsado por cohetes, el principal desafío es lograr una relación de masa lo suficientemente alta como para transportar suficiente propulsor para alcanzar la órbita, además de un peso de carga útil significativo. Una posibilidad es darle al cohete una velocidad inicial con una pistola espacial, como estaba previsto en el proyecto Quicklaunch.

Para el SSTO que respira aire, el principal desafío es la complejidad del sistema y los costos de investigación y desarrollo asociados, la ciencia de los materiales y las técnicas de construcción necesarias para sobrevivir a un vuelo sostenido de alta velocidad dentro de la atmósfera, y lograr un relación de masa lo suficientemente alta como para transportar suficiente propulsor para alcanzar la órbita, además de un peso significativo de carga útil. Los diseños que respiran aire normalmente vuelan a velocidades supersónicas o hipersónicas, y generalmente incluyen un motor de cohete para el encendido final para la órbita.

Ya sea propulsado por cohetes o con aire comprimido, un vehículo reutilizable debe ser lo suficientemente resistente como para sobrevivir a múltiples viajes de ida y vuelta al espacio sin agregar peso ni mantenimiento excesivos. Además, un vehículo reutilizable debe poder volver a ingresar sin daños y aterrizar de manera segura.

Aunque alguna vez se pensó que los cohetes de una sola etapa estaban fuera del alcance, los avances en la tecnología de 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 25 a 1 de combustible a hardware del vehículo. Tiene un motor suficientemente eficiente para alcanzar la órbita, pero sin llevar mucha carga útil.

Combustibles densos versus hidrógeno

El combustible de hidrógeno puede parecer el combustible obvio para los vehículos SSTO. Cuando se quema con oxígeno, el hidrógeno da el impulso específico más alto de cualquier combustible de uso común: alrededor de 450 segundos, en comparación con los 350 segundos del queroseno.

El hidrógeno tiene las siguientes ventajas:

• El hidrógeno tiene casi un 30% de impulso específico superior (unos 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 inferior a las densas etapas de la misma carga útil.
• El hidrógeno es ecológico.

Sin embargo, el hidrógeno también tiene estas desventajas:

• Muy baja densidad (sobre 1.7 de la densidad de queroseno) – que requiere un tanque muy grande
• Profundamente criogénico – debe almacenarse a temperaturas muy bajas y por lo tanto necesita aislamiento pesado
• Escapar muy fácilmente de la brecha más pequeña
• Amplia gama de combustibles – fácilmente encendido y quemaduras con una llama peligrosamente invisible
• Tendencias para condensar oxígeno que puede causar problemas de inflamación
• Tiene un gran coeficiente de expansión para incluso pequeñas fugas de calor.

Estos problemas se pueden solucionar, pero a un costo adicional.

Mientras que los tanques de queroseno pueden representar 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 requerido 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 final es que la relación empuje/peso de los motores alimentados con hidrógeno es entre un 30 % y un 50 % más baja que la de los motores comparables que utilizan combustibles más densos.

Esta ineficiencia también afecta indirectamente las pérdidas por gravedad; el vehículo tiene que sostenerse con la potencia de un cohete hasta que alcance 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 más abruptamente, por lo que menos empuje actúa horizontalmente. Un menor empuje horizontal hace que se tarde más en alcanzar la órbita, y las pérdidas por gravedad aumentan en al menos 300 metros por segundo (1100 km/h; 670 mph). Si bien no parece grande, la relación de masa a la curva delta-v es muy pronunciada para alcanzar la órbita en una sola etapa, y esto hace una diferencia del 10 % en la relación de masa además de los ahorros en tanques y bombas.

El efecto general es que, sorprendentemente, hay poca diferencia en el rendimiento general entre los SSTO que usan hidrógeno y los que usan 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 usa en un vehículo de lanzamiento SSTO en un 10 % para el mismo peso seco.

En la década de 1960, Philip Bono investigó los cohetes tripropelentes VTVL de una sola etapa y demostró que podía mejorar el tamaño de la carga útil en aproximadamente un 30 %.

La experiencia operativa con el cohete experimental DC-X ha provocado que varios defensores de SSTO reconsideren el hidrógeno como un combustible satisfactorio. El difunto Max Hunter, mientras empleaba combustible de hidrógeno en el DC-X, a menudo decía que pensaba que el primer SSTO orbital exitoso probablemente sería alimentado por propano.

Un motor para todas las altitudes

Algunos conceptos de SSTO usan el mismo motor para todas las altitudes, lo cual 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 funcionar en vacío tienen grandes campanas, lo que permite que los gases de escape se expandan a presiones cercanas al vacío, lo que aumenta la eficiencia. Debido a un efecto conocido como separación de flujo, usar una campana de vacío en la atmósfera tendría consecuencias desastrosas para el motor. Por lo tanto, los motores diseñados para disparar en la atmósfera deben acortar la boquilla, expandiendo los gases solo a la presión atmosférica. Las pérdidas de eficiencia debidas a la campana más pequeña generalmente se mitigan mediante la puesta en escena, ya que los motores de etapa superior como el Rocketdyne J-2 no tienen que encenderse hasta que la presión atmosférica sea insignificante y, por lo tanto, pueden usar la campana más grande.

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

Otras soluciones implican el uso de varios motores y otros diseños que se adaptan a la altitud, como campanas de doble mu o secciones de campana extensibles.

Aún así, a altitudes muy elevadas, las campanas de motor extremadamente grandes tienden a expandir los gases de escape hasta presiones cercanas al vacío. En consecuencia, estas campanas de motor son contraproducentes por su exceso de peso. Algunos conceptos de SSTO usan motores de muy alta presión que permiten usar relaciones altas desde el nivel del suelo. Esto da un buen rendimiento, negando la necesidad de soluciones más complejas.

SSTO con respiración de aire

Skylon spaceplane

Algunos diseños para SSTO intentan usar motores a reacción que respiran aire y recolectan oxidante y masa de reacción de la atmósfera para reducir el peso de despegue del vehículo.

Algunos de los problemas con este enfoque son:

• Ningún motor respiratorio conocido es capaz de operar a velocidad orbital dentro de la atmósfera (por ejemplo, los scramjets alimentados por hidrógeno parecen tener una velocidad máxima alrededor de Mach 17). Esto significa que los cohetes deben ser utilizados para la inserción orbital final.
• El empuje de cohetes necesita que la masa orbital sea lo más pequeña posible para minimizar el peso propelente.
• La relación de empuje a peso de los cohetes que dependen del oxígeno a bordo aumenta drásticamente a medida que se gasta el combustible, ya que el tanque de combustible oxidante tiene alrededor del 1% de la masa como el oxidante que lleva, mientras que los motores respiratorios tradicionalmente tienen una mala relación de empuje/peso que está relativamente fijado durante el ascenso respiratorio.
• Las velocidades muy altas de la atmósfera requieren sistemas de protección térmica muy pesados, lo que hace que llegar a la órbita sea aún más difícil.
• Mientras que a velocidades más bajas, los motores de respiración de aire son muy eficientes, pero los niveles de eficiencia (Isp) y empuje de los motores de chorros de aire que respiran bajan considerablemente a alta velocidad (sobre el motor Mach 5-10) y comienzan a acercarse al de los motores de cohetes o peor.
• Los coeficientes de elevación a arrastrar de vehículos a velocidades hipersónicas son pobres, sin embargo la relación de elevación efectiva a la carga de los vehículos de cohetes a alta g no es disímil.

Así, por ejemplo, con diseños scramjet (por ejemplo, X-43) los presupuestos masivos no parecen cerrarse para el lanzamiento orbital.

Ocurren problemas similares con los vehículos de una sola etapa que intentan poner en órbita motores a reacción convencionales: el peso de los motores a reacción no se compensa suficientemente con la reducción del propulsor.

Por otro lado, los diseños de respiración de aire preenfriado similares a LACE, como el avión espacial Skylon (y ATREX), que hacen la transición al empuje del cohete a velocidades bastante más bajas (Mach 5.5), parecen proporcionar, al menos en papel, una masa orbital mejorada. fracción sobre cohetes puros (incluso cohetes de etapas múltiples) lo suficiente como para mantener la posibilidad de reutilización total con una mejor fracción de carga útil.

Es importante tener en cuenta 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 entregar más carga útil a la órbita con una cantidad dada de dinero que un cohete más complicado y eficiente.

Asistencias de lanzamiento

Muchos vehículos son solo suborbitales estrechos, por lo que prácticamente cualquier cosa que proporcione un aumento delta-v relativamente pequeño puede ser útil y, por lo tanto, es deseable la asistencia externa para un vehículo.

Las ayudas de lanzamiento propuestas incluyen:

• lanzamiento de trineo (rail, maglev incluyendo Bantam, MagLifter y StarTram, etc.)
• lanzamiento aéreo o remolque de aeronaves
• combustible en vuelo
• Lofstrom loop de lanzamiento / fuentes espaciales

Y recursos en órbita como:

• Tetera espacial
• tugs

Propulsión nuclear

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 la órbita. Sin embargo, algunos diseños, como el proyecto Orion y algunos diseños térmicos nucleares, tienen una relación de empuje a 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 falla durante el lanzamiento. A partir de diciembre de 2021, ningún programa actual intenta la propulsión nuclear desde la superficie de la Tierra.

Propulsión impulsada por haz

Debido a que pueden tener más energía que la energía potencial que permite el combustible químico, algunos conceptos de cohetes impulsados por láser o microondas tienen el potencial de poner vehículos en órbita en una sola etapa. En la práctica, esta área no es posible con la tecnología actual.

Desafíos de diseño inherentes a SSTO

El ingeniero de diseño de cohetes Robert Truax describió las limitaciones de espacio de diseño de los vehículos SSTO:

Utilizando tecnologías similares (es decir, los mismos propulsores y la fracción estructural), un vehículo de dos etapas a órbita siempre tendrá una mejor relación entre la carga y el peso que una sola etapa diseñada para la misma misión, en la mayoría de los casos, una proporción mucho mejor [de carga a peso]. Sólo cuando el factor estructural se acerca a cero [muy pequeño peso de la estructura del vehículo] hace la relación de carga útil/peso de un enfoque de cohete de una sola etapa que de una dos etapas. Un ligero error de cálculo y el cohete de una sola etapa termina sin carga útil. Para conseguir cualquier, la tecnología debe ser estirada hasta el límite. Exprimir la última gota de impulso específico, y afeitar la última libra, cuesta dinero y/o reduce la confiabilidad.

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

Δ Δ v=Isp⋅ ⋅ g0In⁡ ⁡ ()MR){displaystyle Delta v=I_{text{sp}cdot g_{0}ln(MR)}

donde:

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

Isp{displaystyle Yo... es el impulso específico propulsante,

g0{displaystyle G_{0} es la gravedad estándar,

MR{displaystyle MR. es la relación de masa del vehículo,

In{displaystyle ln } se refiere a la función de logaritmo natural.

La relación de masa de un vehículo se define como una relación de la masa inicial del vehículo cuando se carga completamente con los propulsantes ()mi){displaystyle left(m_{i}right)} a la masa del vehículo final ()mf){displaystyle left(m_{f}right)} después de la quemadura:

MR=mimf=mp+ms+mplms+mpl{displaystyle MR={frac {m_{i} {m_{f}}={frac} {m_{p}+m_{text{pl}}{m_{m_{s} {m_ {f}}}}}}}}} {m_{p}}}}} {m_{p}} {p}} {f}}}}}}}}}}}}}} {m_ {p}} {p}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {m} {m} {m_}} {c}} {c}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {m_}}}}}}}}}} {m_}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {m}}}}}}}}}}}}}}

donde:

mi{displaystyle # es la masa del vehículo inicial o el peso del elevador bruto ()GLOW){displaystyle left(GLOWright)},

mf{displaystyle m_{f} es la masa final del vehículo después de la quemadura,

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

mp{displaystyle m_{p} es la masa propelente,

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

La fracción de masa propelente (Especificaciones Especificaciones {displaystyle zeta }) de un vehículo se puede expresar únicamente como una función de la relación de masa:

Especificaciones Especificaciones =mpmi=mi− − mfmi=1− − mfmi=1− − 1MR=MR− − 1MR{displaystyle zeta ={frac {m_{p} {m_{i}}={frac} {m_{i}-m_{f} {m_{i}}=1-{frac} {m_{f} {m_{i}}=1-{frac} {1} {fn}= {fnMicroc {MR} {MR}}} {f}} {f}} {f}} {fn} {f}}} {f}} {f}}} {f}}}}} {f} {f} {f}} {f}}}} {f}}}}} {f}}}}}}}} {f}}}}} {f} {f}}}}}}}}} {f}}}} {f} {f} {f} {f} {f} {f}}}}}}}}f}}}}}}} {f} {f} {f}} {f}f}} {f}f} {f}f} {f}f}f}f}f}f}}f}f}f}f}}}}}}f}

El coeficiente estructural (λ λ {displaystyle lambda }) es un parámetro crítico en el diseño del vehículo SSTO. La eficiencia estructural de un vehículo se maximiza a medida que el coeficiente estructural se aproxima a cero. El coeficiente estructural se define como:

Comparación de la sensibilidad del factor de crecimiento para los vehículos de una etapa a otra (SSTO) y de dos etapas restringidas (TSTO). Basado en una misión LEO de Delta v = 9,1 km/s y masa de carga útil = 4500 kg para el rango de propellant Isp.

λ λ =msmp+ms=msmi− − mpl=msmi1− − mplmi{displaystyle lambda ={frac {m_{s} {m_{s}}={frac} {m_{s} {m_{i}-m_{text{pl}={frac} {fnMicroc {m_{s} {m_{i}}{1-{frac {m_{text{pl} {m_{i}}}} {f}} {f}} {f}}}} {f} {f}}} {f}}}}} {f}}}}} {f}}}}}}}}}}}}}} {f}}} {f}}}}}} {}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}

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

msmi=λ λ ()1− − mplmi){fnMicroc} {m_{s} {m_{i}}=lambda left(1-{frac {m_{text{pl} {m_{i}}right)}

Una expresión adicional para la fracción de masa estructural general se puede encontrar notando que la fracción de masa de carga útil ()mplmi){displaystyle left({frac {m_{text{pl} {m_{i}}right)}, fracción de masa propulsada y fracción de masa estructural suma a una:

1=mplmi+mpmi+msmi=mplmi+Especificaciones Especificaciones +msmi{displaystyle 1={frac {m_{text{pl} {m_{i}}}+{frac} {f}} {f}} {f}}} {f}}}}}} {f}} {f}}}} {f}}} {f}}}} {f}}} {f}}}}}}}}}}}}}}}}} {\\\\\\f}}}}}}\\\\\\\f}f}\\\f}f}f}\\\f}f}\\f}f}f}\f}fn\\\fn\f}f}\f}f}f}f}f}f}fn}\\fn\\\f}\\f}f}\\fn {m_{p} {m_{i}}+{frac} {m_{s} {m_{i}}={frac} {m_{text{pl} {m_{i}}zeta +{frac {m_{s} {m_{i}}}

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Al igualar las expresiones para la fracción de masa estructural y resolver la masa inicial del vehículo se obtiene:

mi=GLOW=mpl1− − ()Especificaciones Especificaciones 1− − λ λ ){displaystyle m_{i}=GLOW={frac {m_{text{pl}}{1-left({frac {zeta }{1-lambda }}}}}}}}}}

Esta expresión muestra cómo el tamaño de un vehículo SSTO depende de su eficiencia estructural. Dado el perfil de la misión ()Δ Δ v,mpl){displaystyle left(Delta v,m_{text{pl}right)} Tipo de propelente ()Isp){displaystyle left(I_{text{sp}right)}, el tamaño de un vehículo aumenta con un coeficiente estructural creciente. Esta sensibilidad del factor de crecimiento se muestra paramétricamente tanto para vehículos SSTO como para vehículos de dos etapas a órbita (TSTO) para una misión estándar de LEO. Las curvas verticalmente asintote en el límite máximo de coeficiente estructural donde ya no se pueden cumplir los criterios de misión:

λ λ max=1− − Especificaciones Especificaciones =1MR{displaystyle lambda _{text{max}=1-zeta ={frac {1}{MR}}

En comparación con un vehículo TSTO no optimizado que usa etapas restringidas, un cohete SSTO que lanza una masa de carga útil idéntica y usa 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, los vehículos SSTO reutilizables suelen ser una opción poco práctica, incluso cuando se utilizan los propulsores de mayor rendimiento disponibles.

Ejemplos

Es más fácil lograr SSTO desde un cuerpo con menor atracción gravitacional 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.

La división espacial de Chrysler Corporation preparó un estudio detallado de los vehículos SSTO en 1970-1971 bajo el contrato NAS8-26341 de la NASA. Su propuesta (Shuttle SERV) era un vehículo enorme con más de 50 000 kilogramos (110 000 lb) de carga útil, que utilizaba motores a reacción para el aterrizaje (vertical). Si bien los problemas técnicos parecían tener solución, la USAF requirió un diseño alado que condujo al transbordador tal como lo conocemos hoy.

El demostrador de tecnología DC-X sin tripulación, 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 de tamaño fue operada y mantenida por un pequeño equipo de tres personas con base en un remolque, y la nave se relanzó una vez menos de 24 horas después del aterrizaje. Aunque el programa de prueba no estuvo exento de contratiempos (incluida una explosión menor), el DC-X demostró que los aspectos de mantenimiento del concepto eran sólidos. Ese proyecto se canceló cuando aterrizó con tres o cuatro patas desplegadas, se volcó y explotó en el cuarto vuelo después de transferir la gestión de la Organización de Iniciativa de Defensa Estratégica a la NASA.

El vehículo de lanzamiento Aquarius fue diseñado para poner en órbita materiales a granel de la manera más económica posible.

Desarrollo actual

Los proyectos SSTO actuales y anteriores incluyen el proyecto japonés Kankoh-maru, ARCA Haas 2C, Radian One y el avión espacial indio Avatar.

Skylon

El gobierno británico se asoció con la ESA en 2010 para promover un concepto de avión espacial en órbita de una sola etapa llamado Skylon. Este diseño fue iniciado por Reaction Engines Limited (REL), una empresa fundada por Alan Bond después de la cancelación de HOTOL. El avión espacial Skylon ha sido recibido positivamente por el gobierno británico y la Sociedad Interplanetaria Británica. Luego de una prueba exitosa 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 una plantilla de prueba del motor Sabre. para probar el rendimiento de los motores en sus modos de respiración de aire y cohete. 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. Ahora se permite que el desarrollo del proyecto avance a su siguiente fase, que implica la construcción y prueba de un motor prototipo a escala real.

Nave espacial

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

Enfoques alternativos a los vuelos espaciales económicos

Muchos estudios han demostrado que, independientemente de la tecnología seleccionada, la técnica de reducción de costos más efectiva es la economía de escala. Simplemente lanzar 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.

Usando este concepto, algunos analistas aeroespaciales creen que la manera de reducir los costos de lanzamiento es exactamente lo opuesto a SSTO. Mientras que los SSTO reutilizables reducirían los costos por lanzamiento al fabricar un vehículo reutilizable de alta tecnología que se lanza con frecuencia con poco mantenimiento, la "producción en masa" enfoque ve los avances técnicos como una fuente del problema de costos 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 costos. Este enfoque se intentó a fines de la década de 1970 y principios de la de 1980 en Alemania Occidental con el cohete OTRAG con base en la República Democrática del Congo.

Esto es algo similar al enfoque que han adoptado algunos sistemas anteriores, utilizando sistemas de motor simples con "baja tecnología" combustibles, como todavía lo hacen los programas espaciales de Rusia y China.

Una alternativa a la escala es hacer que las etapas desechadas sean prácticamente reutilizables: este era 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 su Falcon 9, Falcon Heavy, y Starship, y Blue Origin usando New Glenn.