Budowa rakiety jednostopniowej wielokrotnego użytku (Single Stage To Orbit) związana jest z wysokimi kosztami prac badawczo rozwojowych i wdrożeniowych. Wielkość rakiety, rodzaj paliwa, architektura i system lądowania muszą być tak dobrane aby zapewnić dużą niezawodność i niskie koszty eksploatacji. Podstawowym zadaniem rakiety SSTO byłby transport ludzi i towarów do stacji kosmicznych i innych obiektów wymagających okresowego zaopatrzenia, które znajdują się na niskich orbitach. Inne możliwe obszary wykorzystania to turystyka kosmiczna oraz transport rakietowy z punktu do punktu Rocket Cargo (point to point delivery) w czasie do 60 minut.

Paliwo wodorowe może wydawać się oczywistym wyborem dla pojazdów SSTO. Spalany z tlenem, wodór zapewnia najwyższy impuls właściwy Isp spośród wszystkich powszechnie stosowanych paliw, o 30% wyższy od nafty. Masa całkowita rakiety wodorowej jest dwa razy niższa niż rakiety z paliwem gęstym przy tym samym ładunku. Wodór jest przyjazny dla środowiska. Lecz wodór ma również następujące wady:

• Bardzo niska gęstość – wymaga bardzo dużego zbiornika
• Ekstremalna kriogeniczność – musi być przechowywany w bardzo niskich temperaturach, a zatem wymaga solidnej izolacji
• Bardzo łatwo ulatnia się (wycieki) przez najmniejsze szczeliny
• Łatwo się zapala i pali się niebezpiecznym, niewidocznym płomieniem
• W warunkach roboczych może powodować skraplania tlenu, co może powodować problemy z palnością paliwa.

Podczas gdy zbiorniki na naftę mogą stanowić 2% masy ich zawartości, zbiorniki na wodór muszą ważyć około 4% swojej zawartości. Wynika to zarówno z dużej objętości zbiornika, jak i dodatkowej izolacji wymaganej do zminimalizowania odparowania (problem, który nie występuje w przypadku nafty i wielu innych paliw). Niska gęstość wodoru dodatkowo wpływa na konstrukcję napędu pojazdu: pompy i przewody muszą być znacznie większe, aby pompować paliwo do silnika. W rezultacie stosunek ciągu do masy silników wodorowych jest znacznie niższy niż w przypadku porównywalnych silników wykorzystujących paliwa o większej gęstości. Silniki na wodór z instalacją zasilającą są dwa razy cięższe przy porównywalnym ciągu. Ta nieefektywność pośrednio wpływa również na straty grawitacyjne; rakieta musi wznosić się bardziej stromo. Zatem mniejszy ciąg działa w poziomie co powoduje wydłużenie czasu dotarcia na orbitę, a straty grawitacyjne zwiększają się o co najmniej 300 metrów na sekundę. Ogólnie nie ma wielkiej różnicy w wydajności między SSTO wykorzystującymi wodór a tymi wykorzystującymi paliwa gęstsze. Jako alternatywę dla nafty można zaproponować następujące paliwa: propan i propyn (metyloacetylen).

Wybór architektury rakiety nośnej wielokrotnego dotyczy technologii lotu:

Pionowy start i lądowanie (Vertical Takeoff Vertical Landing) – statek startuje pionowo i ląduje pionowo, wykorzystując silniki do lądowania.

Poziomy start i lądowanie (Horizontal Takeoff Horizontal Landing) – działa jak konwencjonalny samolot, startując i lądując z pasów startowych, a nie startując pionowo.

Pionowy start i poziome lądowanie (Vertical Takeoff Horizontal Landing) – system mieszany, statek kosmiczny wyposażony w skrzydła startuje pionowo jak rakieta i ląduje jak samolot.

Pojazdy HTHL wykorzystują skrzydła do generowania siły nośnej podczas startu i lądowania. Duże i ciężkie skrzydła i podwozie obniżają ułamek masy, co sprawia, że ​​projekty jednostopniowych rakiet orbitalnych (SSTO) w tej architekturze są niezwykle trudne do zrealizowania. Niezbędne byłoby wspomaganie startu przy pomocy dodatkowych silników odrzutowych, start na szynach, przy użyciu katapulty (maglev, rakieta parowa) lub start z powietrza czy holowanie samolotu rakietowego.

Bardzo wysokie prędkości w atmosferze w fazie lądowania wymagają także ciężkich systemów ochrony termicznych. W przypadku systemów HTHL i VTHL powierzchnia osłony i jej ciężar jest kilka razy większy niż w rozwiązaniu VTVL. Architektura  VTVL wydaje się oferować najlepszy współczynnik masy.

Pojazdy VLVL mogą lądować z wykorzystaniem silników rakietowych wytwarzających ciąg przeciwny do kierunku pojazdu podczas hamowania na lądowisku. Niestety Ilość paliwa niezbędna do lądowania to 5-10%  całego ładunku paliwa. Podwaja to współczynnik masy SSTO. Lądowanie jest możliwe przy pomocy dedykowanych silników turboodrzutowych z niewielka ilością paliwa.  Wykorzystaniem niezależnego napędu turboodrzutowego zmniejsza ryzyko wybuchów i pożarów w przedziale napędowym rakiety, eliminuje ryzyko uszkodzenia dysz silników rakietowych i wydłuża ich czas eksploatacji.