Rakieta jednostopniowa wielokrotnego użytku to Święty Graal przemysłu kosmicznego. Nikomu nie udało się zbudować takiej rakiety. Trwają też dyskusje czy tego typu rozwiązanie jest w ogóle możliwe. W czasach gdy królowały rakiety wielostopniowe jednorazowego użytku budowa rakiety jednostopniowej była zdecydowanie niepraktyczna. System dwustopniowy skonstruowany z tych samych materiałów i o tej samej masie zabierał na orbitę kilkukrotnie większy ładunek przy tylko nieznacznie większych kosztach produkcji. Pomysłodawcy takich rozwiązań próbowali wyrównać swoje szanse prezentując projekty olbrzymich rakiet mogący wynieść na orbitę ładunek rzędu 500 t. Jednym z takich projektów była rakieta General Dynamics NEXUS zaprojektowana w 1962r.

Raketa Nexus (Autor: NASA)

Ładunek: 450,000 kg

Masa całkowita: 21,820,000 kg

Wysokość: 122.00 m

Średnica: 45.70 m

Szerokość: 50.00 m

 

Inaczej przedstawia się sytuacja przy wielokrotnym użyciu takiego systemu. Ideą rakiety jednostopniowej wielokrotnego użytku jest bowiem to, że może ona nie tylko dostać się na orbitę w jednej części, ale także wrócić na ziemię, zatankować paliwo i wystartować od nowa. Oznacza to, że po początkowej inwestycji w budowę SSTO wystrzelenie takiej rakiety kosztuje jedynie paliwo i pozostałe materiały eksploatacyjne. Działa to w skrócie tak jak samolot.

W przypadku rakiet wielostopniowych zużyte stopnie mogą być użyte tylko raz i należy je odbudować. Każdy start ma cenę powiązaną ze zbudowaniem całego systemu startowego od nowa.

Pośrednim rozwiązaniem między obiema metodami jest wielostopniowy system startu, w którym zużyte stopnie rakiety można odzyskać, zatankować i ponownie wykorzystać. Ale technicznie jest to skomplikowane.

Dodatkową wadą w porównaniu do jednorazowego systemu startowego jest to, że dolne stopnie muszą oszczędzać część paliwa na potrzeby powrotu i lądowania, co oznacza mniej paliwa dla wynoszonego ładunku. Wadą w porównaniu z SSTO jest również to, że każdy stopień musi być jednostką zdolną do autonomicznej nawigacji, manewrowania i lądowania, co nieuchronnie oznacza, że ​​wiele systemów będzie powielanych i większa będzie masa własna rakiety.

Podstawowa trudność przy budowie systemu SSTO wynika ze wzoru Ciołkowskiego, w którym współczynnik strukturalny musi wynosić maksymalnie około 0,1 dla paliwa o najwyższym impulsie właściwym Isp czyli ciekłego wodoru i tlenu (hydrolox). W przypadku paliwa o niższym impulsie (LOX i nafta) masa własna rakiety z ładunkiem to 5-6% masy całkowitej. Współczynniki te były trudne do osiągnięcia 50 lat temu. Wydaje się, że wraz z postępem technologii i przy zastosowaniu nowych materiałów możliwe jest osiągnięcie takich współczynników i zbudowanie rakiety SSTO wielokrotnego użytku.

Na koniec warto wspomnieć o jeszcze jednym projekcie. W ramach projektu Space Transportation System z 1967 r. w USA Chrysler zaprezentował koncepcję SERV pojazdu o masie całkowitej 2800 t i ładunku użytecznym 50 t. Rozwiązanie nie spotkało się z zainteresowaniem ponieważ NASA i wojsko chcieli skrzydeł, a sami astronauci bali się o swoje miejsca pracy.

Rakieta SERV (Autor: NASA)