ยานอวกาศ แบบขั้นตอนเดียวสู่วงโคจร ( SSTO ) ขึ้นสู่วงโคจรจากพื้นผิวของวัตถุโดยใช้เพียงเชื้อเพลิงและของเหลวเท่านั้น และไม่ต้องใช้ถัง เครื่องยนต์ หรือฮาร์ดแวร์หลักอื่นๆ คำนี้โดยทั่วไป แต่ไม่เฉพาะเจาะจง หมายถึงยานที่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้^{[ 1 ]}จนถึงปัจจุบัน ยังไม่มีการปล่อยยาน SSTO จากโลกขึ้นสู่วงโคจร การปล่อยยานขึ้นสู่วงโคจรจากโลกนั้นดำเนินการโดยจรวดหลายขั้นตอน ไม่ว่าจะเป็นแบบใช้ แล้ว ทิ้งทั้งหมดหรือบางส่วน

ข้อได้เปรียบหลักที่คาดการณ์ไว้ของแนวคิด SSTO คือการกำจัดการเปลี่ยนฮาร์ดแวร์ที่มีอยู่ในระบบปล่อยจรวดแบบใช้แล้วทิ้ง อย่างไรก็ตาม ต้นทุนที่ไม่เกิดขึ้นซ้ำที่เกี่ยวข้องกับการออกแบบ การพัฒนา การวิจัย และวิศวกรรม (DDR&E) ของระบบ SSTO ที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้นั้นสูงกว่าระบบแบบใช้แล้วทิ้งมาก เนื่องจากความท้าทายทางเทคนิคที่สำคัญของ SSTO โดยสมมติว่าปัญหาทางเทคนิคเหล่านั้นสามารถแก้ไขได้จริง^{[ 2 ]}ยาน SSTO อาจต้องการการบำรุงรักษาเป็นประจำในระดับที่สูงกว่ามาก^{[ 3 ]}

การปล่อยยานอวกาศ ที่ใช้เชื้อเพลิงเคมีขึ้นสู่วงโคจรในขั้นตอนเดียวจากโลกนั้นถือว่าเป็นไปได้ยากปัจจัยหลักที่ทำให้การปล่อยยานอวกาศขึ้นสู่วงโคจรในขั้นตอนเดียวจากโลกมีความซับซ้อน ได้แก่ ความเร็ววงโคจรสูงกว่า 7,400 เมตรต่อวินาที (27,000 กม./ชม.; 17,000 ไมล์/ชม.) ความจำเป็นในการเอาชนะแรงโน้มถ่วงของโลก โดยเฉพาะอย่างยิ่งในระยะแรกของการบิน และการบินภายในชั้นบรรยากาศของโลกซึ่งจำกัดความเร็วในระยะแรกของการบินเนื่องจากแรงต้าน และส่งผลต่อประสิทธิภาพของเครื่องยนต์^{[ 4 ]}

ความก้าวหน้าในด้านจรวดในศตวรรษที่ 21 ส่งผลให้ต้นทุนในการส่งน้ำหนักบรรทุกหนึ่งกิโลกรัมขึ้นสู่วงโคจรต่ำของโลกหรือสถานีอวกาศนานาชาติ ลดลงอย่างมาก [ ^{5 ] ซึ่งลดข้อได้ เปรียบ}หลักที่คาดการณ์ไว้ของแนวคิด SSTO

แนวคิดที่โดดเด่นในการส่งยานอวกาศขึ้นสู่วงโคจรในขั้นตอนเดียว ได้แก่Skylonซึ่งใช้เครื่องยนต์ SABRE แบบไฮบริดไซเคิลที่สามารถใช้ออกซิเจนจากชั้นบรรยากาศเมื่ออยู่ที่ระดับความสูงต่ำ และใช้ออกซิเจนเหลวบนยานหลังจากเปลี่ยนไปใช้เครื่องยนต์จรวดแบบวงจรปิดที่ระดับความสูงสูง, McDonnell Douglas DC-X , Lockheed Martin X-33และVentureStarซึ่งมีจุดประสงค์เพื่อทดแทนกระสวยอวกาศ และRoton SSTOซึ่งเป็นยานคล้ายเฮลิคอปเตอร์ อย่างไรก็ตาม แม้จะดูมีแนวโน้มที่ดี แต่ก็ยังไม่มีลำใดเข้าใกล้การขึ้นสู่วงโคจรได้เลย เนื่องจากปัญหาในการค้นหาระบบขับเคลื่อนที่มีประสิทธิภาพเพียงพอและการพัฒนาที่หยุดชะงัก^{[ 1 ]}

การขึ้นสู่วงโคจรในขั้นตอนเดียวทำได้ง่ายกว่ามากบนวัตถุในอวกาศที่มีแรงโน้มถ่วงอ่อนกว่าและแรงดันบรรยากาศต่ำกว่าโลก เช่น ดวงจันทร์และดาวอังคาร และเคยทำได้สำเร็จบนดวง จันทร์ โดย ยานลงจอดบน ดวงจันทร์ (Lunar Module)ของโครงการอพอลโล ยานอวกาศหุ่นยนต์หลายลำของโครงการลูน่า ของสหภาพโซเวียต และภารกิจเก็บตัวอย่างจากดวงจันทร์ Chang'e 5และChang'e 6 ของจีน

ก่อนช่วงครึ่งหลังของศตวรรษที่ 20 มีการวิจัยเกี่ยวกับการเดินทางในอวกาศน้อยมาก ในช่วงทศวรรษ 1960 แนวคิดการออกแบบยานประเภทนี้เริ่มปรากฏขึ้นเป็นครั้งแรก^{[ 6 ]}

หนึ่งในแนวคิด SSTO แรกสุดคือรถบรรทุกอวกาศวงโคจรแบบใช้แล้วทิ้ง (OOST) ซึ่งเสนอโดยPhilip Bono [ ^{7 ]}วิศวกรของบริษัท Douglas Aircraft [ ^{8 ] นอกจาก นี้ยังมีการเสนอเวอร์ชันที่นำกลับมาใช้ใหม่ ได้}ชื่อ ROOST อีกด้วย

แนวคิด SSTO ยุคแรกอีกประการหนึ่งคือยานปล่อยจรวดที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้ชื่อNEXUSซึ่งเสนอโดยKrafft Arnold Ehrickeในช่วงต้นทศวรรษ 1960 ยานลำนี้เป็นหนึ่งในยานอวกาศที่ใหญ่ที่สุดเท่าที่เคยมีการคิดค้นมา โดยมีเส้นผ่านศูนย์กลางมากกว่า 50 เมตร และมีความสามารถในการยกน้ำหนักได้ถึง 2,000 ตันสั้นขึ้นสู่วงโคจรของโลก โดยมีจุดประสงค์เพื่อภารกิจไปยังสถานที่ที่ไกลออกไปในระบบสุริยะ เช่นดาวอังคาร^{[ 9 ] [ 10 ]}

ยานVTOVL เสริมอากาศของอเมริกาเหนือจากปี 1963 เป็นยานขนาดใหญ่ที่คล้ายกันซึ่งจะใช้เครื่องยนต์ไอพ่นเพื่อลดมวลการยกตัวของยานโดยไม่จำเป็นต้องใช้ออกซิเจนเหลวจำนวนมากขณะเดินทางผ่านชั้นบรรยากาศ^{[ 11 ]}

ตั้งแต่ปี พ.ศ. 2508 โรเบิร์ต ซัลเคลด์ ได้ทำการวิจัย แนวคิด ยานอวกาศ ปีกบินแบบขั้นตอนเดียวเพื่อโคจรในอวกาศ เขาเสนอแนวคิดยานที่จะเผาไหม้เชื้อเพลิงไฮโดรคาร์บอนขณะอยู่ในชั้นบรรยากาศ แล้วจึงเปลี่ยนไปใช้เชื้อเพลิงไฮโดรเจนเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพเมื่ออยู่ในอวกาศ^{[ 12 ] [ 13 ] [ 14 ]}

ตัวอย่างเพิ่มเติมของแนวคิดในช่วงแรกของโบโน (ก่อนทศวรรษ 1990) ที่ไม่เคยถูกสร้างขึ้นจริง ได้แก่:

• ROMBUS (โมดูลวงโคจรที่ใช้ซ้ำได้ บูสเตอร์ และกระสวยอเนกประสงค์) อีกหนึ่งการออกแบบจากฟิลิป โบโน^{[ 15 ] [ 16 ]}ในทางเทคนิคแล้วนี่ไม่ใช่ขั้นตอนเดียว เนื่องจากได้ทิ้งถังไฮโดรเจนบางส่วนในช่วงเริ่มต้น แต่ก็ใกล้เคียงมาก
• อิธาคัส แนวคิด ROMBUS ที่ได้รับการดัดแปลงซึ่งออกแบบมาเพื่อขนส่งทหารและอุปกรณ์ทางทหารไปยังทวีปอื่น ๆ ผ่านวิถีโคจรย่อย^{[ 17 ] [ 18 ]}
• Pegasus แนวคิด ROMBUS ที่ได้รับการดัดแปลงอีกแบบหนึ่งซึ่งออกแบบมาเพื่อขนส่งผู้โดยสารและสัมภาระในระยะทางไกลในเวลาอันสั้นผ่านทางอวกาศ^{[ 19 ]}
• Douglas SASSTOแนวคิดยานปล่อยจรวดในปี 1967 ^{[ 20 ]}
• ไฮเปอเรียน เป็นอีกหนึ่งแนวคิดของฟิลิป โบโน ที่ใช้เลื่อนเพื่อสร้างความเร็วก่อนการขึ้นบินเพื่อประหยัดปริมาณเชื้อเพลิงที่ต้องยกขึ้นสู่อากาศ^{[ 21 ]}

สตาร์-เรเกอร์ : ในปี 1979 ร็อคเวลล์ อินเตอร์เนชั่นแนลได้เปิดเผยแนวคิดสำหรับเครื่องบินอวกาศบรรทุกสัมภาระหนัก 100 ตัน ที่ใช้เครื่องยนต์แรมเจ็ทแบบหลายรอบ/ เครื่องยนต์จรวดไครโอเจนิกขึ้นบินแนวนอน/ลงจอดแนวนอน แบบขั้นตอนเดียวสู่วงโคจร ชื่อสตาร์-เรเกอร์ออกแบบมาเพื่อส่งชิ้นส่วนไปยังดาวเทียมไปยังสถานที่ในวงโคจรโลกที่ระยะ 300 ไมล์ทะเล เพื่อให้สามารถสร้าง ดาวเทียม พลังงานแสงอาทิตย์ในวงโคจรจีโอซิงโครนัสได้^{[ 22 ] [ 23 ] [ 24 ]}สตาร์-เรเกอร์จะมีเครื่องยนต์จรวด LOX/LH2 จำนวน 3 เครื่อง (อิงตามSSME ) + เครื่องยนต์เทอร์โบแรมเจ็ท 10 เครื่อง^{[ 22 ]}

ประมาณปี 1985 โครงการ NASPมีจุดประสงค์เพื่อปล่อยยาน scramjet ขึ้นสู่วงโคจร แต่เงินทุนถูกระงับและโครงการถูกยกเลิก^{[ 25 ]}ในเวลาเดียวกันนั้นHOTOLพยายามใช้ เทคโนโลยี เครื่องยนต์เจ็ทแบบระบายความร้อนล่วงหน้าแต่ล้มเหลวในการแสดงข้อได้เปรียบที่สำคัญเหนือเทคโนโลยีจรวด^{[ 26 ]}

DC-X หรือชื่อเต็มว่า Delta Clipper Experimental เป็นยานสาธิตการขึ้นลงในแนวดิ่งแบบไร้คนขับ ขนาดหนึ่งในสามของขนาดจริง สำหรับโครงการ SSTO ที่เสนอไว้ มันเป็นหนึ่งในยานต้นแบบ SSTO เพียงไม่กี่ลำที่เคยสร้างขึ้น มีการวางแผนสร้างยานต้นแบบอื่นๆ อีกหลายลำ รวมถึง DC-X2 (ยานต้นแบบขนาดครึ่งหนึ่ง) และ DC-Y ซึ่งเป็นยานขนาดเต็มรูปแบบที่สามารถเข้าสู่วงโคจรได้ในขั้นตอนเดียว แต่ทั้งสองลำนี้ไม่เคยถูกสร้างขึ้น อย่างไรก็ตาม โครงการนี้ถูกโอนไปให้NASAในปี 1995 และได้สร้าง DC-XA ซึ่งเป็นยานต้นแบบขนาดหนึ่งในสามที่ได้รับการปรับปรุง ยานลำนี้ประสบอุบัติเหตุตกขณะลงจอดโดยใช้แผ่นรองลงจอดเพียงสามในสี่แผ่น ทำให้ยานพลิกคว่ำและระเบิด โครงการนี้จึงไม่ได้ดำเนินการต่อตั้งแต่นั้นเป็นต้นมา

ตั้งแต่ปี พ.ศ. 2542 ถึง พ.ศ. 2544 Rotary Rocket พยายามสร้างยาน SSTO ที่เรียกว่า Roton ซึ่งได้รับความสนใจจากสื่อเป็นอย่างมาก และได้สร้างต้นแบบขนาดเล็กที่ใช้งานได้จริง แต่การออกแบบส่วนใหญ่ไม่สามารถนำไปใช้ได้จริง^{[ 27 ]}

มีแนวทางต่างๆ มากมายในการพัฒนายานอวกาศแบบขึ้นลงจอดในแนวดิ่ง (SSTO) ได้แก่ จรวดล้วนๆ ที่ปล่อยและลงจอดในแนวดิ่งยานที่ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์สแครมเจ็ตแบบ ใช้ลมหายใจที่ปล่อยและลงจอดในแนวนอน ยาน ที่ขับเคลื่อนด้วยพลังงานนิวเคลียร์และแม้กระทั่ง ยานที่ขับเคลื่อนด้วย เครื่องยนต์เจ็ทที่สามารถบินขึ้นสู่วงโคจรและกลับลงจอดได้เหมือนเครื่องบินโดยสารโดยไม่เสียหายเลย

สำหรับ SSTO ที่ขับเคลื่อนด้วยจรวด ความท้าทายหลักคือการบรรลุอัตราส่วนมวลที่สูงพอที่จะบรรทุกเชื้อเพลิง ได้เพียงพอ เพื่อให้ถึงวงโคจรรวมทั้ง น้ำหนัก บรรทุก ที่มีความหมาย ความเป็นไปได้ ประการหนึ่งคือการให้จรวดมีความเร็วเริ่มต้นโดยใช้ปืนอวกาศตามที่วางแผนไว้ในโครงการQuicklaunch ^{[ 28 ]}

สำหรับ SSTO ที่ใช้การหายใจด้วยอากาศ ความท้าทายหลักคือความซับซ้อนของระบบและต้นทุนการวิจัยและพัฒนา ที่เกี่ยวข้อง วิทยาศาสตร์วัสดุเทคนิคการก่อสร้างที่จำเป็นสำหรับการอยู่รอดในการบินด้วยความเร็วสูงอย่างต่อเนื่องภายในชั้นบรรยากาศและการบรรลุอัตราส่วนมวลที่สูงพอที่จะบรรทุกเชื้อเพลิงได้เพียงพอเพื่อเข้าสู่วงโคจร รวมถึงน้ำหนักบรรทุกที่มีความหมาย การออกแบบที่ใช้การหายใจด้วยอากาศมักจะบินด้วย ความเร็ว เหนือเสียงหรือ ความเร็ว สูง มาก และโดยปกติจะมีเครื่องยนต์จรวดสำหรับการเผาไหม้ครั้งสุดท้ายเพื่อเข้าสู่วงโคจร^{[ 1 ]}

ไม่ว่าจะเป็นยานอวกาศที่ขับเคลื่อนด้วยจรวดหรือยานอวกาศที่ใช้การหายใจด้วยอากาศ ยานอวกาศที่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้จะต้องมีความแข็งแกร่งเพียงพอที่จะสามารถเดินทางไปกลับอวกาศได้หลายรอบโดยไม่เพิ่มน้ำหนักหรือการบำรุงรักษามากเกินไป นอกจากนี้ ยานอวกาศที่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้จะต้องสามารถกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกได้โดยไม่เสียหายและลงจอดได้อย่างปลอดภัย

แม้ว่าครั้งหนึ่งเคยคิดว่าจรวดแบบขั้นตอนเดียวเป็นไปไม่ได้ แต่ความก้าวหน้าในเทคโนโลยีวัสดุและเทคนิคการก่อสร้างได้แสดงให้เห็นว่าเป็นไปได้ ตัวอย่างเช่น การคำนวณแสดงให้เห็นว่า ขั้นตอนแรก ของ Titan IIที่ปล่อยขึ้นโดยลำพังจะมีอัตราส่วนเชื้อเพลิงต่อฮาร์ดแวร์ของยานอยู่ที่ 25 ต่อ 1 ^{[ 29 ]} มีเครื่องยนต์ที่มีประสิทธิภาพเพียงพอที่จะไปถึงวงโคจรได้ แต่ไม่ได้บรรทุกน้ำหนักบรรทุกมากนัก^{[ 30 ]}

เชื้อเพลิงไฮโดรเจนอาจดูเหมือนเชื้อเพลิงที่ชัดเจนสำหรับยานพาหนะ SSTO เมื่อเผาไหม้กับออกซิเจน ไฮโดรเจนจะให้ แรงขับจำเพาะสูงสุดเมื่อ เทียบ กับเชื้อเพลิงที่ใช้กันทั่วไป: ประมาณ 450 วินาที^{[ 31 ]}เมื่อเทียบกับสูงสุด 350 วินาที^{[ 32 ]}สำหรับน้ำมันก๊าด

ไฮโดรเจนมีข้อดีดังต่อไปนี้:

• ไฮโดรเจนมีแรงขับจำเพาะสูงกว่าเชื้อเพลิงที่มีความหนาแน่นสูงส่วนใหญ่เกือบ 30% (ประมาณ 450 วินาที เทียบกับ 350 วินาที)
• ไฮโดรเจนเป็นสารหล่อเย็นที่ดีเยี่ยม
• มวลรวมของจรวดไฮโดรเจนนั้นต่ำกว่าจรวดเชื้อเพลิงหนาแน่นสำหรับน้ำหนักบรรทุกที่เท่ากัน
• ไฮโดรเจนเป็นมิตรต่อสิ่งแวดล้อม

อย่างไรก็ตาม ไฮโดรเจนก็มีข้อเสียเช่นกัน:

• มีความหนาแน่นต่ำมาก (ประมาณ1/7 ของ ความหนาแน่นของน้ำมันก๊าด) – จึงต้อง ใช้ถังขนาดใหญ่มาก
• การแช่แข็งขั้นรุนแรง– ต้องเก็บรักษาไว้ที่อุณหภูมิต่ำมาก จึงต้องใช้ฉนวนกันความร้อนอย่างหนาแน่น
• หนีรอดจากช่องว่างเล็ก ๆ ได้อย่างง่ายดาย
• ติดไฟง่าย – จุดติดไฟได้เร็วและลุกไหม้ด้วยเปลวไฟที่มองไม่เห็นซึ่งเป็นอันตราย
• มีแนวโน้มที่จะควบแน่นออกซิเจน ซึ่งอาจก่อให้เกิดปัญหาเรื่องความไวไฟ
• มีค่าสัมประสิทธิ์การขยายตัว สูง แม้ในกรณีความร้อนรั่วเล็กน้อย

ปัญหาเหล่านี้สามารถแก้ไขได้ แต่ต้องเสียค่าใช้จ่ายเพิ่มเติม

ในขณะที่ถังน้ำมันก๊าดอาจมีน้ำหนักเพียง 1% ของน้ำหนักเชื้อเพลิงที่บรรจุอยู่ แต่ถังไฮโดรเจนมักจะต้องมีน้ำหนักถึง 10% ของน้ำหนักเชื้อเพลิงที่บรรจุอยู่ เนื่องจากความหนาแน่นต่ำและฉนวนเพิ่มเติมที่จำเป็นเพื่อลดการระเหย (ซึ่งเป็นปัญหาที่ไม่เกิดขึ้นกับน้ำมันก๊าดและเชื้อเพลิงอื่นๆ อีกหลายชนิด) ความหนาแน่นต่ำของไฮโดรเจนยังส่งผลต่อการออกแบบส่วนอื่นๆ ของยานพาหนะด้วย กล่าวคือ ปั๊มและท่อส่งต้องมีขนาดใหญ่ขึ้นมากเพื่อสูบเชื้อเพลิงไปยังเครื่องยนต์ ผลที่ได้คือ อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักของเครื่องยนต์ที่ใช้ไฮโดรเจนเป็นเชื้อเพลิงจะต่ำกว่าเครื่องยนต์ที่ใช้เชื้อเพลิงที่มีความหนาแน่นสูงกว่าถึง 30-50%

ความไม่ eficiente นี้ส่งผลกระทบต่อการสูญเสียแรงโน้มถ่วง ทางอ้อม ด้วยเช่นกัน ยานต้องใช้พลังงานจากจรวดเพื่อพยุงตัวเองจนกว่าจะถึงวงโคจร แรงขับส่วนเกินที่ต่ำกว่าของเครื่องยนต์ไฮโดรเจนเนื่องจากอัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักที่ต่ำกว่า หมายความว่ายานต้องพุ่งขึ้นอย่างรวดเร็วมากขึ้น ดังนั้นแรงขับในแนวนอนจึงน้อยลง แรงขับในแนวนอนที่น้อยลงส่งผลให้ใช้เวลานานขึ้นในการไปถึงวงโคจร และการสูญเสียแรงโน้มถ่วงเพิ่มขึ้นอย่างน้อย 300 เมตรต่อวินาที (1,100 กม./ชม.; 670 ไมล์ต่อชั่วโมง) แม้จะดูไม่มาก แต่เส้นโค้งอัตราส่วนมวลต่อความเร็วเปลี่ยนแปลงนั้นชันมากเพื่อให้ถึงวงโคจรในขั้นตอนเดียว และนี่ทำให้เกิดความแตกต่าง 10% ในอัตราส่วนมวล นอกเหนือจากการประหยัดถังและปั๊ม

ผลโดยรวมคือ มีความแตกต่างเพียงเล็กน้อยอย่างน่าประหลาดใจในประสิทธิภาพโดยรวมระหว่าง SSTO ที่ใช้ไฮโดรเจนและ SSTO ที่ใช้เชื้อเพลิงที่มีความหนาแน่นมากกว่า ยกเว้นว่ายานพาหนะที่ใช้ไฮโดรเจนอาจมีราคาในการพัฒนาและซื้อที่ค่อนข้างสูงกว่า การศึกษาอย่างละเอียดแสดงให้เห็นว่าเชื้อเพลิงที่มีความหนาแน่นสูงบางชนิด (เช่นโพรเพน เหลว ) มีประสิทธิภาพเหนือกว่าเชื้อเพลิงไฮโดรเจนเมื่อใช้ในยานปล่อย SSTO ถึง 10% สำหรับน้ำหนักแห้งที่เท่ากัน^{[ 33 ]}

ในช่วงทศวรรษ 1960 ฟิลิป โบโน ได้ทำการวิจัย จรวดเชื้อเพลิง สามชนิด VTVL แบบขั้นตอนเดียวและแสดงให้เห็นว่าสามารถปรับปรุงขนาดของน้ำหนักบรรทุกได้ประมาณ 30% ^{[ 34 ]}

ประสบการณ์การใช้งานจริงจาก จรวดทดลอง DC-Xทำให้ผู้สนับสนุน SSTO หลายคนหันมาพิจารณาไฮโดรเจนอีกครั้งในฐานะเชื้อเพลิงที่เหมาะสม แม็กซ์ ฮันเตอร์ ผู้ล่วงลับไปแล้ว เคยกล่าวไว้หลายครั้งขณะใช้เชื้อเพลิงไฮโดรเจนใน DC-X ว่า เขาคิดว่า SSTO ที่ประสบความสำเร็จในการส่งขึ้นสู่วงโคจรครั้งแรกนั้น น่าจะใช้โพรเพนเป็นเชื้อเพลิงมากกว่า

แนวคิด SSTO บางอย่างใช้เครื่องยนต์เดียวกันสำหรับทุกระดับความสูง ซึ่งเป็นปัญหาสำหรับเครื่องยนต์แบบดั้งเดิมที่มีหัวฉีด รูปทรงระฆัง รูปทรงของหัวฉีดจะแตกต่างกันไปตามความดันบรรยากาศ เครื่องยนต์ที่ออกแบบมาเพื่อใช้งานในสุญญากาศจะมีหัวฉีดขนาดใหญ่ ทำให้ก๊าซไอเสียขยายตัวจนเกือบถึงความดันสุญญากาศ ซึ่งจะช่วยเพิ่มประสิทธิภาพ^{[ 35 ]}เนื่องจากปรากฏการณ์ที่เรียกว่าการแยกตัวของกระแสการใช้หัวฉีดสุญญากาศในบรรยากาศจะส่งผลร้ายแรงต่อเครื่องยนต์ ดังนั้นเครื่องยนต์ที่ออกแบบมาเพื่อใช้งานในบรรยากาศจึงต้องลดความยาวของหัวฉีดลง ทำให้ก๊าซขยายตัวจนถึงความดันบรรยากาศเท่านั้น การสูญเสียประสิทธิภาพเนื่องจากหัวฉีดขนาดเล็กมักจะได้รับการบรรเทาลงด้วยการแบ่งขั้นตอน เนื่องจากเครื่องยนต์ในขั้นตอนบน เช่นRocketdyne J-2ไม่จำเป็นต้องทำงานจนกว่าความดันบรรยากาศจะน้อยมาก จึงสามารถใช้หัวฉีดขนาดใหญ่ได้

วิธีแก้ปัญหาที่เป็นไปได้วิธีหนึ่งคือการใช้เครื่องยนต์แอโรสไปค์ซึ่งสามารถทำงานได้อย่างมีประสิทธิภาพในช่วงความดันบรรยากาศที่หลากหลาย อันที่จริง เครื่องยนต์แอโรสไปค์เชิงเส้นจะถูกใช้ในการออกแบบX-33 ^{[ 36 ]}

วิธีแก้ปัญหาอื่นๆ ได้แก่ การใช้เครื่องยนต์หลายตัว และการออกแบบที่ปรับให้เข้ากับระดับความสูงเช่น กระดิ่งแบบดับเบิลมิว หรือส่วนกระดิ่งที่ยืดหดได้

อย่างไรก็ตาม ที่ระดับความสูงมาก ๆ กระบอกเครื่องยนต์ขนาดใหญ่มาก ๆ มีแนวโน้มที่จะขยายตัวก๊าซไอเสียจนเกือบถึงความดันสุญญากาศ ส่งผลให้กระบอกเครื่องยนต์เหล่านี้มีน้ำหนักมากเกินไปและส่งผลเสียต่อประสิทธิภาพการทำงาน แนวคิด SSTO บางแบบใช้เครื่องยนต์แรงดันสูงมาก ซึ่งช่วยให้สามารถใช้ค่าอัตราส่วนสูงได้ตั้งแต่ระดับพื้นดิน ทำให้ได้ประสิทธิภาพที่ดี และไม่จำเป็นต้องใช้โซลูชันที่ซับซ้อนกว่านี้

การออกแบบ SSTO บางแบบพยายามใช้เครื่องยนต์ไอพ่นแบบหายใจอากาศที่รวบรวมสารออกซิไดเซอร์และมวลปฏิกิริยาจากชั้นบรรยากาศเพื่อลดน้ำหนักขึ้นบินของยาน^{[ 37 ]}

ปัญหาบางประการของแนวทางนี้ ได้แก่:

• ไม่มีเครื่องยนต์หายใจอากาศใดที่ทราบกันว่าสามารถทำงานได้ที่ความเร็ววงโคจรภายในชั้นบรรยากาศ (ตัวอย่างเช่นเครื่องยนต์สแครมเจ็ต ที่ใช้เชื้อเพลิงไฮโดรเจน ดูเหมือนจะมีความเร็วสูงสุดประมาณ Mach 17) ^{[ 38 ]}ซึ่งหมายความว่าต้องใช้จรวดสำหรับการเข้าสู่วงโคจรขั้นสุดท้าย
• แรงขับของจรวดต้องการให้มวลในวงโคจรมีขนาดเล็กที่สุดเท่าที่จะเป็นไปได้ เพื่อลดน้ำหนักของเชื้อเพลิงให้เหลือน้อยที่สุด
• อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักของจรวดที่ใช้ออกซิเจนบนตัวจรวดจะเพิ่มขึ้นอย่างมากเมื่อเชื้อเพลิงถูกใช้ไป เนื่องจากถังเชื้อเพลิงออกซิไดเซอร์มีมวลประมาณ 1% ของมวลทั้งหมดของตัวออกซิไดเซอร์ที่บรรทุกอยู่ ในขณะที่เครื่องยนต์แบบใช้ลมหายใจโดยทั่วไปจะมีอัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักที่ต่ำและค่อนข้างคงที่ในระหว่างการขึ้นบินด้วยลมหายใจ
• ความเร็วสูงมากในชั้นบรรยากาศทำให้จำเป็นต้องใช้ระบบป้องกันความร้อนที่แข็งแรงมาก ซึ่งทำให้การขึ้นสู่วงโคจรยากยิ่งขึ้นไปอีก
• ในขณะที่ความเร็วต่ำ เครื่องยนต์ไอพ่นแบบใช้ลมหายใจมีประสิทธิภาพสูง แต่ประสิทธิภาพ ( Isp ) และแรงขับของเครื่องยนต์ไอพ่นแบบใช้ลมหายใจจะลดลงอย่างมากที่ความเร็วสูง (สูงกว่า Mach 5–10 ขึ้นอยู่กับเครื่องยนต์) และเริ่มเข้าใกล้หรือแย่กว่าเครื่องยนต์จรวด
• อัตราส่วนแรงยกต่อแรงต้านของยานพาหนะที่ความเร็วเหนือเสียงนั้นค่อนข้างต่ำ อย่างไรก็ตาม อัตราส่วนแรงยกต่อแรงต้านที่มีประสิทธิภาพของยานจรวดที่แรง G สูงนั้นไม่แตกต่างกันมากนัก

ดังนั้น สำหรับเครื่องยนต์แบบสแครมเจ็ต (เช่นX-43 ) งบประมาณด้านมวลจึงดูเหมือนจะไม่ลงตัวสำหรับการปล่อยขึ้นสู่วงโคจร

ปัญหาที่คล้ายกันนี้เกิดขึ้นกับยานพาหนะแบบขั้นตอนเดียวที่พยายามนำเครื่องยนต์เจ็ทแบบดั้งเดิมขึ้นสู่วงโคจร—น้ำหนักของเครื่องยนต์เจ็ทไม่ได้รับการชดเชยอย่างเพียงพอจากการลดปริมาณเชื้อเพลิง^{[ 39 ]}

ในทางกลับกัน การออกแบบ ระบบหายใจอากาศแบบระบายความร้อนล่วงหน้า คล้าย LACE เช่นยานอวกาศ Skylon (และATREX ) ซึ่งเปลี่ยนไปใช้แรงขับจรวดที่ความเร็วค่อนข้างต่ำ (Mach 5.5) ดูเหมือนว่าจะให้ สัดส่วนมวลวงโคจรที่ดีขึ้นเมื่อเทียบกับจรวดล้วนๆ (แม้แต่จรวดหลายขั้นตอน) อย่างน้อยก็ในทางทฤษฎีซึ่งเพียงพอที่จะรักษาความเป็นไปได้ของการนำกลับมาใช้ใหม่ได้อย่างเต็มที่ด้วยสัดส่วนน้ำหนักบรรทุกที่ดีกว่า^{[ 40 ]}

สัดส่วนมวลเป็นแนวคิดสำคัญในการออกแบบจรวด แต่ต้นทุนของจรวดอาจไม่เกี่ยวข้องกันมากนัก ต้นทุนของเชื้อเพลิงนั้นน้อยมากเมื่อเทียบกับต้นทุนของโครงการวิศวกรรมโดยรวม ดังนั้น จรวดราคาถูกที่มีสัดส่วนมวลต่ำ อาจสามารถส่งน้ำหนักบรรทุกขึ้นสู่วงโคจรได้มากกว่าด้วยงบประมาณที่เท่ากัน เมื่อเทียบกับจรวดที่ซับซ้อนกว่าและมีประสิทธิภาพมากกว่า

ยานอวกาศหลายลำโคจรอยู่ในวงโคจรต่ำมาก ดังนั้นสิ่งใดก็ตามที่ช่วยเพิ่มความเร็ว (delta-v) เพียงเล็กน้อยก็ถือว่ามีประโยชน์ และความช่วยเหลือจากภายนอกจึงเป็นสิ่งที่พึงปรารถนา

แนวทางการช่วยเหลือในการปล่อยจรวดที่เสนอ ได้แก่:

• การปล่อยเลื่อน (ราง, แม่เหล็กไฟฟ้า รวมถึงBantam, MagLifterและStarTramเป็นต้น) ^{[ 41 ]}
• การปล่อยจากอากาศหรือการลากจูงโดยเครื่องบิน
• การเติมเชื้อเพลิงกลางอากาศ
• วงวนปล่อยจรวดลอฟสตรอม / น้ำพุอวกาศ

และทรัพยากรในวงโคจร เช่น:

• สายรัดอวกาศ
• เรือลากจูง

เนื่องจากปัญหาเรื่องน้ำหนัก เช่น การป้องกันรังสี ระบบขับเคลื่อนด้วยพลังงานนิวเคลียร์หลายระบบจึงไม่สามารถยกน้ำหนักของตัวเองได้ และด้วยเหตุนี้จึงไม่เหมาะสมสำหรับการปล่อยขึ้นสู่วงโคจร อย่างไรก็ตาม การออกแบบบางอย่าง เช่นโครงการโอไรออนและ การออกแบบ ระบบขับเคลื่อนด้วยพลังงานความร้อนนิวเคลียร์ บางแบบ มีอัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักมากกว่า 1 ทำให้สามารถปล่อยขึ้นสู่วงโคจรได้ เห็นได้ชัดว่าหนึ่งในปัญหาหลักของการขับเคลื่อนด้วยพลังงานนิวเคลียร์คือความปลอดภัย ทั้งในระหว่างการปล่อยสำหรับผู้โดยสาร และในกรณีที่เกิดความล้มเหลวระหว่างการปล่อย ณ เดือนกุมภาพันธ์ 2024 ยังไม่มีโครงการใดที่พยายามใช้ระบบขับเคลื่อนด้วยพลังงานนิวเคลียร์จากพื้นผิวโลก

เนื่องจากพลังงานจากเลเซอร์หรือไมโครเวฟนั้นสูงกว่าพลังงานศักยภาพที่ได้จากเชื้อเพลิงเคมี แนวคิดจรวดที่ขับเคลื่อนด้วยเลเซอร์หรือไมโครเวฟบางแบบจึงมีศักยภาพที่จะส่งยานขึ้นสู่วงโคจรได้ในขั้นตอนเดียว อย่างไรก็ตาม ในทางปฏิบัติ เทคโนโลยีในปัจจุบันยังไม่สามารถทำได้เช่นนั้น

ข้อจำกัดด้านพื้นที่การออกแบบของยาน SSTO ได้รับการอธิบายโดยวิศวกรออกแบบจรวดโรเบิร์ต ทรูแอกซ์ :

เมื่อใช้เทคโนโลยีที่คล้ายคลึงกัน (เช่น เชื้อเพลิงและสัดส่วนโครงสร้างเดียวกัน) ยานอวกาศแบบสองขั้นตอนสำหรับการส่งขึ้นสู่วงโคจรจะมีอัตราส่วนน้ำหนักบรรทุกต่อน้ำหนักที่ดีกว่ายานอวกาศแบบขั้นตอนเดียวที่ออกแบบมาสำหรับภารกิจเดียวกัน ในกรณีส่วนใหญ่ อัตราส่วนน้ำหนักบรรทุกต่อน้ำหนักจะดีกว่ามาก เฉพาะเมื่อปัจจัยโครงสร้างเข้าใกล้ศูนย์ (น้ำหนักโครงสร้างของยานน้อยมาก) เท่านั้นที่อัตราส่วนน้ำหนักบรรทุกต่อน้ำหนักของจรวดแบบขั้นตอนเดียวจะเข้าใกล้ของจรวดแบบสองขั้นตอน การคำนวณผิดพลาดเพียงเล็กน้อยก็อาจทำให้จรวดแบบขั้นตอนเดียวไม่มีน้ำหนักบรรทุกเลย หากต้องการน้ำหนักบรรทุกแม้เพียงเล็กน้อย จำเป็นต้องใช้เทคโนโลยีอย่างเต็มที่ การลดแรงขับจำเพาะให้เหลือน้อยที่สุดและลดน้ำหนักลงอีกเล็กน้อยนั้นมีค่าใช้จ่ายและ/หรือลดความน่าเชื่อถือลง^{[ 42 ]}

สมการจรวดของ Tsiolkovskyแสดงถึงการเปลี่ยนแปลงความเร็วสูงสุดที่แต่ละขั้นของจรวดสามารถทำได้:

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

ที่ไหน:

${\displaystyle \Delta v}$( เดลต้า-วี ) คือการเปลี่ยนแปลงความเร็วสูงสุดของยานพาหนะ

${\displaystyle I_{\text{sp}}}$คือแรงขับจำเพาะ ของเชื้อเพลิง ขับเคลื่อน

${\displaystyle g_{0}}$คือค่าความถ่วงจำเพาะมาตรฐาน

${\displaystyle MR}$คืออัตราส่วนมวลของยานพาหนะ

${\displaystyle \ln }$หมายถึงฟังก์ชันลอการิทึมธรรมชาติ

อัตราส่วนมวลของยานพาหนะ หมายถึง อัตราส่วนระหว่างมวลเริ่มต้นของยานพาหนะเมื่อบรรจุเชื้อเพลิงเต็มที่ กับมวลสุดท้ายของยานพาหนะหลังจากการเผาไหม้: ${\displaystyle \left(m_{i}\right)}$${\displaystyle \left(m_{f}\right)}$

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

ที่ไหน:

${\displaystyle m_{i}}$คือมวลเริ่มต้นของยานพาหนะหรือน้ำหนักรวมขณะยกตัว ขึ้น${\displaystyle \left(GLOW\right)}$

${\displaystyle m_{f}}$คือมวลสุดท้ายของยานพาหนะหลังจากการเผาไหม้

${\displaystyle m_{s}}$คือมวลโครงสร้างของยานพาหนะ

${\displaystyle m_{p}}$คือมวลของเชื้อเพลิงขับดัน

${\displaystyle m_{\text{pl}}}$คือมวลบรรทุก

สัดส่วนมวลเชื้อเพลิง ( ) ของยานพาหนะสามารถแสดงได้โดยใช้เพียงอัตราส่วนมวลเท่านั้น: ${\displaystyle \zeta }$

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

ค่าสัมประสิทธิ์โครงสร้าง ( ) เป็นพารามิเตอร์ที่สำคัญในการออกแบบยานพาหนะ SSTO ^{[ 43 ]}ประสิทธิภาพเชิงโครงสร้างของยานพาหนะจะสูงสุดเมื่อค่าสัมประสิทธิ์โครงสร้างเข้าใกล้ศูนย์ ค่าสัมประสิทธิ์โครงสร้างถูกกำหนดดังนี้: ${\displaystyle \lambda }$

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

สัดส่วนมวลโครงสร้างโดยรวมสามารถแสดงได้ในรูปของสัมประสิทธิ์โครงสร้าง: ${\displaystyle \left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)}$

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

สามารถหาค่าสัดส่วนมวลโครงสร้างโดยรวมเพิ่มเติมได้โดยสังเกตว่าผลรวมของสัดส่วนมวลบรรทุกสัดส่วนมวลเชื้อเพลิง และสัดส่วนมวลโครงสร้างมีค่าเท่ากับหนึ่ง: ${\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}$

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

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

เมื่อเทียบสมการสำหรับเศษส่วนมวลโครงสร้างและแก้หาค่ามวลเริ่มต้นของยานพาหนะจะได้:

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

นิพจน์นี้แสดงให้เห็นว่าขนาดของยาน SSTO ขึ้นอยู่กับประสิทธิภาพเชิงโครงสร้าง เมื่อกำหนดโปรไฟล์ภารกิจและประเภทเชื้อเพลิงขนาดของยานจะเพิ่มขึ้นตามค่าสัมประสิทธิ์เชิงโครงสร้างที่เพิ่มขึ้น^{[ 44 ]}ความไวต่อปัจจัยการเติบโตนี้แสดงให้เห็นในรูปแบบพาราเมตริกสำหรับทั้งยาน SSTO และ ยาน สองขั้นตอนสู่วงโคจร (TSTO) สำหรับภารกิจ LEO มาตรฐาน^{[ 45 ]}เส้นโค้งจะเข้าใกล้ค่าสัมประสิทธิ์เชิงโครงสร้างสูงสุดในแนวตั้ง ซึ่งเกณฑ์ภารกิจไม่สามารถบรรลุได้อีกต่อไป: ${\displaystyle \left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)}$${\displaystyle \left(I_{\text{sp}}\right)}$

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

เมื่อเปรียบเทียบกับยาน TSTO ที่ไม่ได้ปรับให้เหมาะสมโดยใช้การแบ่งขั้นตอนที่จำกัดจรวด SSTO ที่ปล่อยมวลบรรทุกที่เท่ากันและใช้เชื้อเพลิงชนิดเดียวกันจะต้องใช้สัมประสิทธิ์โครงสร้างที่เล็กกว่ามากเพื่อให้ได้ค่าเดลต้า-วีเท่ากัน เนื่องจากเทคโนโลยีวัสดุในปัจจุบันกำหนดขีดจำกัดล่างของสัมประสิทธิ์โครงสร้างที่เล็กที่สุดที่สามารถทำได้ไว้ที่ประมาณ 0.1 ^{[ 46 ]}ยาน SSTO ที่นำกลับมาใช้ใหม่จึงมักเป็นตัวเลือกที่ไม่เหมาะสมแม้ว่าจะใช้เชื้อเพลิงที่มีประสิทธิภาพสูงสุดที่มีอยู่ก็ตาม

การบรรลุ SSTO จากวัตถุที่มีแรงโน้มถ่วงน้อยกว่าโลก เช่นดวงจันทร์หรือดาวอังคาร ทำได้ง่ายกว่า ยานลงจอด บนดวงจันทร์ Apolloสามารถขึ้นจากพื้นผิวดวงจันทร์ไปยังวงโคจรของดวงจันทร์ได้ในขั้นตอนเดียว^{[ 47 ]}

แผนกอวกาศของ บริษัทไครสเลอร์ได้จัดทำการศึกษารายละเอียดเกี่ยวกับยาน SSTO ในปี พ.ศ. 2513-2514 ภายใต้สัญญา NASA หมายเลข NAS8-26341 ข้อเสนอของพวกเขา ( Shuttle SERV ) เป็นยานขนาดใหญ่ที่มีน้ำหนักบรรทุกมากกว่า 50,000 กิโลกรัม (110,000 ปอนด์) โดยใช้เครื่องยนต์ไอพ่นสำหรับการลงจอด (ในแนวดิ่ง) ^{[ 48 ]}แม้ว่าปัญหาทางเทคนิคดูเหมือนจะแก้ไขได้ แต่กองทัพอากาศสหรัฐฯต้องการการออกแบบที่มีปีก ซึ่งนำไปสู่กระสวยอวกาศอย่างที่เรารู้จักในปัจจุบัน

ยานสาธิตเทคโนโลยี DC-Xที่ไร้คนขับซึ่งเดิมพัฒนาโดยแมคดอนเนลล์ ดักลาสสำหรับ สำนักงานโครงการ ริเริ่มด้านการป้องกันเชิงกลยุทธ์ (SDI) นั้น เป็นความพยายามที่จะสร้างยานที่อาจนำไปสู่ยานขึ้นลงแบบลำเดียวขึ้นบินได้ (SSTO) ยานทดสอบขนาดหนึ่งในสามนี้ถูกควบคุมและบำรุงรักษาโดยทีมงานขนาดเล็กเพียงสามคนซึ่งประจำอยู่ในรถพ่วง และยานลำนี้เคยถูกปล่อยขึ้นบินอีกครั้งภายในเวลาไม่ถึง 24 ชั่วโมงหลังลงจอด แม้ว่าโครงการทดสอบจะไม่ราบรื่นนัก (รวมถึงการระเบิดเล็กน้อย) แต่ DC-X ก็แสดงให้เห็นว่าด้านการบำรุงรักษาของแนวคิดนี้ใช้ได้ผล โครงการดังกล่าวถูกยกเลิกเมื่อยานลงจอดโดยที่ขาลงจอดสามในสี่ขาถูกกางออก พลิกคว่ำ และระเบิดในเที่ยวบินที่สี่ หลังจากที่การบริหารจัดการถูกโอนจากองค์กรริเริ่มด้านการป้องกันเชิงกลยุทธ์ไปยัง NASA

ยานปล่อยจรวดอะควาเรียสได้รับการออกแบบมาเพื่อขนส่งวัสดุจำนวนมากขึ้นสู่วงโคจรด้วยต้นทุนที่ต่ำที่สุดเท่าที่จะเป็นไปได้

โครงการ SSTO ในปัจจุบันและในอดีต ได้แก่ โครงการ Kankoh-maru ของญี่ปุ่น , ARCA Haas 2C , Radian Oneและเครื่องบินอวกาศ Avatar ของอินเดีย

รัฐบาลอังกฤษร่วมมือกับESAในปี 2010 เพื่อส่งเสริมแนวคิดเครื่องบินอวกาศแบบขั้นตอนเดียวสู่วงโคจร ที่ ^{เรียกว่า Skylon [ 49 ] การออกแบบนี้ริเริ่มโดย Reaction Engines Limited (REL) [ 50 ] [} 51 ] ^{ซึ่งเป็นบริษัท}ที่ก่อตั้งโดย^{Alan Bond หลังจากโครงการHOTOL}ถูกยกเลิก [ 52 ] ^{เครื่องบินอวกาศSkylon}ได้รับการตอบรับที่ดีจากรัฐบาลอังกฤษและ สมาคมระหว่าง ดาวเคราะห์แห่งอังกฤษ^{[ 53 ]}หลังจากการทดสอบระบบขับเคลื่อนที่ประสบความสำเร็จซึ่งได้รับการตรวจสอบโดยแผนกขับเคลื่อนของ ESA ในช่วงกลางปี ​​2012 REL ได้ประกาศว่าจะเริ่มโครงการสามปีครึ่งเพื่อพัฒนาและสร้างแท่นทดสอบเครื่องยนต์Sabreเพื่อพิสูจน์ประสิทธิภาพของเครื่องยนต์ในโหมดการหายใจอากาศและโหมดจรวด^{[ 54 ]}ในเดือนพฤศจิกายน 2012 มีการประกาศว่าการทดสอบที่สำคัญของเครื่องทำความเย็นล่วงหน้าของเครื่องยนต์เสร็จสมบูรณ์แล้ว และ ESA ได้ตรวจสอบการออกแบบเครื่องทำความเย็นล่วงหน้าแล้ว ขณะนี้การพัฒนาโครงการได้รับอนุญาตให้ก้าวไปสู่ขั้นตอนต่อไป ซึ่งเกี่ยวข้องกับการสร้างและทดสอบเครื่องยนต์ต้นแบบขนาดเต็ม^{[ 54 ] [ 55 ]}

จากการศึกษาหลายชิ้นพบว่า ไม่ว่าเทคโนโลยีที่เลือกจะเป็นอย่างไร เทคนิคการลดต้นทุนที่มีประสิทธิภาพมากที่สุดคือ การประหยัด จากขนาด (economies of scale ) การผลิตจำนวนมากในคราวเดียวจะช่วยลดต้นทุนการผลิตต่อคันได้ เช่นเดียวกับการผลิตรถยนต์จำนวนมากที่ทำให้ราคารถยนต์เข้าถึงได้ง่ายขึ้น

โดยใช้แนวคิดนี้ นักวิเคราะห์ด้านอวกาศบางคนเชื่อว่าวิธีลดต้นทุนการปล่อยจรวดนั้นตรงกันข้ามกับ SSTO อย่างสิ้นเชิง ในขณะที่ SSTO ที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้จะช่วยลดต้นทุนต่อการปล่อยจรวดแต่ละครั้งลงได้ โดยการสร้างยานพาหนะไฮเทคที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้ซึ่งสามารถปล่อยได้บ่อยครั้งโดยมีการบำรุงรักษาต่ำ แนวทาง "การผลิตจำนวนมาก" กลับมองว่าความก้าวหน้าทางเทคนิคเป็นแหล่งที่มาของปัญหาต้นทุนตั้งแต่แรก การสร้างและปล่อยจรวดจำนวนมาก และด้วยเหตุนี้จึงสามารถปล่อยน้ำหนักบรรทุกได้ในปริมาณมาก จะช่วยลดต้นทุนลงได้ แนวทางนี้เคยมีการทดลองใช้ในช่วงปลายทศวรรษ 1970 ต้นทศวรรษ 1980 ในเยอรมนีตะวันตกโดยใช้จรวด OTRAGที่ตั้งอยู่ในสาธารณรัฐประชาธิปไตยคองโก^{[ 56 ]}

แนวทางนี้ค่อนข้างคล้ายกับวิธีการที่ระบบก่อนหน้านี้บางระบบเคยใช้ โดยใช้ระบบเครื่องยนต์แบบง่ายๆ กับเชื้อเพลิง "เทคโนโลยีต่ำ" ดังเช่นที่โครงการอวกาศของรัสเซียและ จีน ยังคงทำอยู่

ทางเลือกอื่นนอกเหนือจากการขยายขนาดคือการทำให้ชิ้นส่วนที่ถูกทิ้งสามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้ อย่างมีประสิทธิภาพ ซึ่งเป็นเป้าหมายการออกแบบดั้งเดิมของการศึกษาโครงการกระสวยอวกาศเฟส B และปัจจุบันกำลังดำเนินการโดยโครงการพัฒนาระบบปล่อยจรวดที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้ของ SpaceXด้วยจรวด Falcon 9 , Falcon HeavyและStarshipรวมถึงBlue Originที่ใช้จรวดNew Glenn

• แอนดรูว์ เจ. บูทริกา: จากจรวดขั้นเดียวสู่วงโคจร - การเมือง เทคโนโลยีอวกาศ และการแสวงหาจรวดที่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้สำนักพิมพ์มหาวิทยาลัยจอห์นส์ ฮอปกินส์ บัลติมอร์ 2004 ISBN 9780801873386.

วิกิมีเดียคอมมอนส์มีสื่อที่เกี่ยวข้องกับSingle-stage-to- orbit

• การทดลองทางความคิดเรื่องการเดินทางจากขั้นตอนเดียวสู่วงโคจรถูกเก็บถาวรไว้เมื่อวันที่ 15 มิถุนายน 2021 ที่Wayback Machine
• ทำไมค่าใช้จ่ายในการปล่อยจรวดถึงสูงนัก?บทวิเคราะห์ค่าใช้จ่ายในการปล่อยจรวดขึ้นสู่อวกาศ พร้อมส่วนที่วิพากษ์วิจารณ์โครงการ SSTO
• สมการอันเย็นชาของการบินอวกาศ:บทวิจารณ์ SSTO โดย เจฟฟรีย์ เอฟ. เบลล์
• ความเร็วการเผาไหม้ Vb ของจรวด 1 ขั้นเดียว