単段式軌道投入

単段式軌道投入（SSTO）機は、燃料タンク、エンジン、その他の主要なハードウェアを消費せずに、推進剤と液体のみを使用して天体の表面から軌道に到達します。この用語は、再使用可能な機体のみを指します。^{[1]現在までに、地球から打ち上げられたSSTOロケットは飛行したことはありません。地球からの軌道打ち上げは、完全または部分的に}使い捨ての 多段式ロケットによって行われてきました。

SSTOコンセプトの主な利点は、使い捨ての打ち上げシステムに固有のハードウェアの交換が不要になることです。しかし、SSTOの大きな技術的課題により、再利用可能なSSTOシステムの設計、開発、研究、エンジニアリング（DDR＆E）に関連する非経常的コストは、これらの技術的課題が実際に解決できると仮定した場合、使い捨てシステムよりもはるかに高くなります。^[2] SSTO機は、大幅に高いレベルの定期メンテナンスも必要になる場合があります。^[3]

地球から単段式化学燃料宇宙船を打ち上げることは、かろうじて可能だと考えられている。地球からの単段式化学燃料宇宙船打ち上げを困難にする主な要因は、毎秒7,400メートル（時速27,000キロメートル、時速17,000マイル）を超える高い軌道速度、特に飛行初期における地球の重力を克服する必要性、そして地球の大気圏内での飛行である。大気圏内での飛行は、抗力により飛行初期に速度を制限し、エンジン性能に影響を与える。^[4]

21世紀のロケット工学の進歩により、1キログラムのペイロードを低軌道または国際宇宙ステーションに打ち上げるコストが大幅に低下し、^[5] SSTOコンセプトの主な予測される利点が減少しました。

注目すべき単段式軌道投入コンセプトとしては、低高度では大気中の酸素を利用し、高高度では密閉サイクルロケットエンジンに切り替えて機内の液体酸素を使用できるハイブリッドサイクルSABREエンジンを使用したスカイロン、マクドネル・ダグラスDC-X、ロッキード・マーティンX-33、スペースシャトルの代替を意図したベンチャースター、軌道に到達できるヘリコプターであるロトンSSTOなどがある。しかし、ある程度の期待はあるものの、十分に効率的な推進システムを見つける問題と開発中止のため、いずれもまだ軌道達成に近づいていない。^[1]

月や火星など、地球よりも重力場が弱く大気圧が低い地球外天体では単段式軌道投入ははるかに容易に達成でき、アポロ計画の月着陸船、ソ連のルナ計画のいくつかのロボット宇宙船、中国の嫦娥5号と嫦娥6号の月サンプルリターンミッション によって月から達成されている。

20世紀後半までは、宇宙旅行に関する研究はほとんど行われていませんでした。1960年代に、この種の航空機の最初のコンセプトデザインがいくつか登場し始めました。^[6]

最も初期のSSTOコンセプトの1つは、ダグラス・エアクラフト社のエンジニアであるフィリップ・ボノ氏^[7]が提案した使い捨ての1段式軌道宇宙トラック（OOST）でした。^[8] ROOSTと呼ばれる再利用可能なバージョンも提案されました。

SSTOの初期のコンセプトのもう1つは、1960年代初頭にクラフト・アーノルド・エーリケが提案したNEXUSという再利用可能な打ち上げロケットでした。これは直径50メートル以上、最大2000ショートトンを地球周回軌道に打ち上げることができる、これまでに構想された中で最大の宇宙船の1つであり、火星などの太陽系のさらに遠い場所へのミッションを目的としていました。^{[9] [10]}

1963年のノースアメリカンの空気増強VTOVLも同様に大型の航空機で、大気圏を移動する際に大量の液体酸素を必要としないため、ラムジェットを使用して機体の離陸質量を減らす予定だった。^[11]

1965年から、ロバート・サルケルドは単段式軌道上有翼宇宙飛行機のさまざまなコンセプトを調査した。彼は、大気圏内では炭化水素燃料を燃焼し、宇宙空間に到達したら効率を上げるために水素燃料に切り替える乗り物を提案した。^{[12] [13] [14]}

ボノの初期のコンセプト（1990 年代以前）のうち、実現されなかったものの例としては、以下のものがあります。

• ROMBUS（再使用型軌道モジュール、ブースター、ユーティリティシャトル）、フィリップ・ボノによるもう一つの設計。^{[15] [16]}これは、初期の水素タンクの一部を落としたため、技術的には単段式ではなかったが、非常に近づいた。
• イサカスは、ROMBUSコンセプトを改良したもので、準軌道軌道を経由して兵士と軍事装備を他の大陸に輸送するように設計された。^{[17] [18]}
• ペガサスは、ROMBUSのコンセプトを改良したもので、宇宙を経由して短時間で乗客と積荷を長距離輸送するように設計されています。^[19]
• ダグラスSASSTO、1967年の打ち上げロケットのコンセプト。^[20]
• ハイペリオンはフィリップ・ボノのもう一つのコンセプトで、離陸前にそりを使って速度を上げて、空中に打ち上げなければならない燃料の量を節約した。^[21]

スターレイカー: 1979年、ロックウェル・インターナショナルは、 100トンのペイロード、多サイクルのエアブリーザーラムジェット/極低温ロケットエンジン、水平離陸/水平着陸、単段軌道投入スペースプレーンのコンセプトを発表した。これは、重い宇宙ベースの太陽光発電衛星を300海里の地球軌道に打ち上げるために設計された。 ^{[22] [23] [24]スターレイカーには、3基のLOX/LH2ロケットエンジン（} SSMEベース）と10基のターボラムジェットが搭載される予定だった。 ^[22]

1985年頃、NASPプロジェクトはスクラムジェット機を軌道に乗せる計画だったが、資金が停止されプロジェクトは中止された。^[25]同じ頃、HOTOLは予冷ジェットエンジン技術の使用を試みたものの、ロケット技術に比べて大きな利点を示すことができなかった。^[26]

DC-X は Delta Clipper Experimental の略で、提案された SSTO 用の 1/3 スケールの無人垂直離着陸デモンストレーターです。これは、これまでに製造された数少ないプロトタイプ SSTO 機の 1 つです。DC-X2 (半分のスケールのプロトタイプ) や、単段式で軌道に投入できるフルスケールの機体である DC-Y など、他のいくつかのプロトタイプが計画されていました。どちらも製造されませんでしたが、このプロジェクトは1995 年にNASAに引き継がれ、アップグレードされた 1/3 スケールのプロトタイプである DC-XA が製造されました。この機体は、4 つの着陸パッドのうち 3 つしか展開されていない状態で着陸したため、横転して爆発し、失われました。このプロジェクトはそれ以降継続されていません。^[要出典]

1999年から2001年にかけて、ロータリーロケットはロトンと呼ばれるSSTO機の製造を試みた。この機体はメディアから大きな注目を集め、実用可能な小型プロトタイプが完成したが、その設計は実用的とは言えなかった。^[27]

SSTO にはさまざまなアプローチがあり、垂直に打ち上げられ着陸する純粋なロケット、水平に打ち上げられ着陸する空気呼吸スクラムジェット推進車両、原子力推進車両、さらには軌道に飛び、旅客機のように完全に無傷で着陸できるジェットエンジン推進車両などが含まれます。

ロケット推進SSTOの主な課題は、軌道に到達するのに十分な推進剤を運ぶのに十分な質量比と、意味のあるペイロード重量を達成することです。1つの可能性は、クイックローンチプロジェクトで計画されているように、スペースガンでロケットに初期速度を与えることです。^[28]

空気呼吸型SSTOの主な課題は、システムの複雑さとそれに伴う研究開発費、材料科学、大気圏内での持続的な高速飛行に耐え、軌道に到達するのに十分な推進剤を搭載できる十分な質量比と、意味のあるペイロード重量を達成するために必要な構築技術です。空気呼吸型設計は通常、超音速または極超音速で飛行し、通常、軌道への最終燃焼用のロケットエンジンが含まれています。^[1]

ロケット動力式か空気呼吸式かに関わらず、再利用可能な乗り物は、過度の重量やメンテナンスを加えることなく、宇宙への複数回の往復飛行に耐えられるだけの頑丈さが必要です。さらに、再利用可能な乗り物は、損傷なく再突入し、安全に着陸できなければなりません。^[要出典]

かつては単段式ロケットは実現不可能と考えられていたが、材料技術と製造技術の進歩により実現可能であることが示された。例えば、計算によれば、タイタンIIの第一段は単独で打ち上げられ、燃料と機体の比率は25対1となる。^[29] 軌道に乗るには十分な効率のエンジンを搭載しているが、搭載するペイロードはそれほど多くない。^[30]

SSTO 車両には水素燃料が当然の燃料と思われるかもしれません。酸素と燃焼すると、水素は一般的に使用される燃料の中で最も高い比推力(約 450 秒) を発揮します。一方、灯油は最大 350 秒です。 ^[要出典]

水素には次のような利点がある: ^[要出典]

• 水素は、ほとんどの高密度燃料に比べて比推力が約 30% 高くなります (約 450 秒対 350 秒)。
• 水素は優れた冷却剤です。
• 同じペイロードの場合、水素段の総質量は高密度燃料段の総質量よりも低くなります。
• 水素は環境に優しいです。

しかし、水素には次のような欠点もある。^[要出典]

• 密度が非常に低い（灯油の密度の約1/7） - 非常に大きなタンクが必要
• 極低温- 非常に低い温度で保管する必要があるため、強力な断熱材が必要です。
• 小さな隙間からでも簡単に逃げられる
• 広い可燃範囲 - 簡単に発火し、目に見えない危険な炎を出して燃える
• 酸素が凝縮し、可燃性の問題を引き起こす可能性がある
• 小さな熱漏れでも大きな膨張係数を持ちます。

これらの問題に対処することは可能ですが、追加コストがかかります。^[要出典]

灯油タンクは内容物の 1% の重量で済むのに対し、水素タンクは内容物の 10% の重量が必要になることが多い。これは、密度が低いことと、蒸発を最小限に抑えるために追加の断熱材が必要なこと (この問題は灯油や他の多くの燃料では発生しない) の両方による。水素の密度が低いことは、車両の残りの部分の設計にも影響を及ぼし、燃料をエンジンに送り込むためにポンプや配管をかなり大きくする必要がある。その結果、水素燃料エンジンの推力/重量比は、より密度の高い燃料を使用する同等のエンジンよりも 30～50% 低くなる。^{[引用が必要]}

この非効率性は間接的に重力損失にも影響を及ぼします。機体は軌道に到達するまでロケットの力で持ちこたえなければなりません。推力/重量比が低いため水素エンジンの過剰推力が低いということは、機体が急激に上昇しなければならないことを意味し、水平方向に作用する推力が少なくなります。水平方向の推力が小さいと軌道到達に時間がかかり、重力損失が少なくとも毎秒 300 メートル (1,100 km/h、670 mph) 増加します。大きくないように見えますが、質量比対デルタ v曲線は単段で軌道に到達するには非常に急であり、タンク容量とポンプの節約に加えて質量比に 10% の違いが生じます。^[要出典]

全体的な効果としては、水素を使用するSSTOとより高密度の燃料を使用するSSTOの全体的な性能に驚くほど差がないということである。ただし、水素車両の開発と購入には、むしろコストがかかる可能性がある。慎重な研究により、一部の高密度燃料（たとえば液体プロパン）は、SSTO打ち上げロケットで使用した場合、同じ乾燥重量で水素燃料の性能を10％上回ることが明らかになっている。^[31]

1960年代にフィリップ・ボノは単段式のVTVL三元推進剤ロケットを調査し、ペイロードサイズを約30%向上できることを示しました。^[32]

DC-X実験ロケットの運用経験により、多くのSSTO支持者が水素を満足のいく燃料として再考するようになった。故マックス・ハンターは、DC-Xで水素燃料を使用していたが、軌道上SSTOの成功例第1号はプロパン燃料になる可能性が高いとよく言っていた。^[要出典]

一部のSSTOコンセプトでは、すべての高度で同じエンジンを使用していますが、これはベル型ノズルを備えた従来のエンジンでは問題になります。大気圧に応じて、異なるベル形状が必要になります。真空で動作するように設計されたエンジンはベルが大きく、排気ガスを真空圧近くまで膨張させて効率を高めます。^[33]流れの分離と呼ばれる効果により、真空ベルを大気中で使用すると、エンジンに悲惨な結果をもたらします。大気中で点火するように設計されたエンジンは、そのためノズルを短くして、ガスを大気圧までのみ膨張させる必要があります。ベルが小さいことによる効率の低下は、通常、段階的に緩和されます。ロケットダインJ-2などの上段エンジンは、大気圧が無視できるほど低くなるまで点火する必要がないため、より大きなベルを使用できます。

一つの解決策としては、広範囲の周囲圧力で効果を発揮できるエアロスパイクエンジンの使用が考えられます。実際、 X-33の設計ではリニアエアロスパイクエンジンが使用される予定でした。^[34]

他の解決策としては、複数のエンジンや、ダブルミューベルや拡張可能なベルセクションなどの高度適応設計の使用が挙げられる。^[要出典]

それでも、非常に高い高度では、非常に大きなエンジンベルは排気ガスを真空圧近くまで膨張させる傾向があります。その結果、これらのエンジンベルは重量が重すぎるため逆効果になります^{[疑わしい–議論]}。一部の SSTO コンセプトでは、地上から高い比率を使用できる非常に高圧のエンジンを使用しています。これにより、より複雑なソリューションの必要性がなくなり、優れたパフォーマンスが得られます。^{[引用が必要]}

SSTOのいくつかの設計では、大気から酸化剤と反応物質を集める空気吸入式ジェットエンジンを使用して、車両の離陸重量を軽減しようとしています。^[35]

このアプローチの問題点としては次のようなものがある: ^[要出典]

• 大気圏内で軌道速度で作動できる空気呼吸エンジンは知られていない（例えば、水素燃料のスクラムジェットは最高速度がマッハ17程度であると思われる）。^[36]これは、最終的な軌道投入にはロケットを使用する必要があることを意味する。
• ロケットの推力は、推進剤の重量を最小限に抑えるために、軌道質量をできるだけ小さくする必要があります。
• 搭載酸素に依存するロケットの推力対重量比は、燃料が消費されるにつれて劇的に増加します。これは、酸化剤燃料タンクの質量が搭載する酸化剤の約 1% であるためです。一方、空気吸入エンジンは、従来、推力対重量比が低く、空気吸入上昇中は比較的一定です。
• 大気圏内での非常に高速な飛行には、非常に強力な熱保護システムが必要となり、軌道到達がさらに困難になります。
• 低速では、空気吸入エンジンは非常に効率的ですが、空気吸入ジェットエンジンの効率 ( Isp ) と推力レベルは高速 (エンジンによって異なりますが、マッハ 5 ～ 10 以上) では大幅に低下し、ロケット エンジンに近づき始めるか、それ以下になります。
• 極超音速での車両の揚抗比は低いですが、高 g でのロケット車両の有効揚抗比も同様です。

したがって、例えばスクラムジェットの設計（例：X-43）では、質量予算は軌道打ち上げには十分ではないようです。^[要出典]

同様の問題は、従来のジェットエンジンを軌道に乗せようとする単段式ロケットでも発生する。ジェットエンジンの重量は、推進剤の減少によって十分に補填されないからである。^[37]

一方、スカイロンスペースプレーン（およびATREX ）などのLACEのような予冷空気吸入設計は、かなり低速（マッハ5.5）でロケット推力に移行し、少なくとも理論上は、純粋なロケット（多段式ロケットでさえ）よりも軌道質量分率が向上し、ペイロード分率が向上した完全な再利用の可能性を十分に引き出すことができるようです。^[38]

質量分率はロケット工学において重要な概念であることに留意することが重要です。しかし、燃料のコストは工学プログラム全体のコストと比較すると非常に小さいため、質量分率はロケットのコストとはほとんど関係がない可能性があります。その結果、質量分率の低い安価なロケットは、より複雑で効率的なロケットよりも、一定の金額でより多くのペイロードを軌道に乗せることができる可能性があります。^{[引用が必要]}

多くの乗り物は軌道にあまり近づかないため、デルタ v の増加が比較的小さいものであれば何でも役に立つ可能性があり、そのため乗り物に対する外部からの支援が望ましい。^[要出典]

提案されている打ち上げ支援には以下が含まれる: ^{[引用が必要]}

• そり打ち上げ（鉄道、バンタム、マグリフター、スタートラムなどの磁気浮上式鉄道）^[39]
• 空中発射または航空機牽引
• 飛行中の給油
• ロフストロム発射ループ/宇宙噴水

軌道上の資源としては次のようなものがある: ^[要出典]

• 宇宙テザー
• タグボート

シールドなどの重量の問題により、多くの原子力推進システムは自重を持ち上げることができず、軌道への打ち上げには適していません。ただし、オリオン計画や一部の原子力熱設計などの設計では推力対重量比が 1 を超えているため、打ち上げが可能です。明らかに、原子力推進の主な問題の 1 つは、乗客の打ち上げ中だけでなく、打ち上げ中に故障した場合の安全性です。2024 年 2 月現在、地球表面からの原子力推進を試みるプログラムはありません。^[要出典]

レーザーやマイクロ波を動力源とするロケットは化学燃料が生み出す潜在エネルギーよりも高いエネルギーを持つため、単段式で宇宙船を軌道上に打ち上げる可能性を秘めている。しかし、実際には現在の技術ではこの領域は実現不可能である。^[要出典]

SSTO 機の設計空間の制約は、ロケット設計エンジニアのRobert Truaxによって次のように説明されています。

同様の技術（つまり、同じ推進剤と構造比率）を使用すると、2段式軌道ロケットは、同じミッション用に設計された単段式ロケットよりも常にペイロード重量比が向上し、ほとんどの場合、はるかに優れた[ペイロード重量比]になります。構造係数がゼロに近づくと（非常に小さな機体構造重量）、単段ロケットのペイロード/重量比は2段ロケットのそれに近づきます。少しでも計算を間違えると、単段ロケットはペイロードなしで終わります。ペイロードを少しでも得るには、技術を限界まで引き伸ばす必要があります。比推力を最後の一滴まで絞り出し、最後の1ポンドを削り取ると、コストがかかり、信頼性が低下します。^[40]

ツィオルコフスキーロケット方程式は、ロケットの単一段階で達成できる速度の最大変化を表します。

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

どこ：

${\displaystyle \Delta v}$（デルタv）は車両の速度の最大変化であり、

${\displaystyle I_{\text{sp}}}$推進剤の比推力は

${\displaystyle g_{0}}$標準重力は、

${\displaystyle MR}$は車両質量比であり、

${\displaystyle \ln}$自然対数関数を指します。

車両の質量比は、推進剤を満載した時の初期車両質量と燃焼後の 最終車両質量の比として定義されます。${\displaystyle \left(m_{i}\right)}$${\displaystyle \left(m_{f}\right)}$

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

どこ：

${\displaystyle m_{i}}$は初期の車両質量または総離陸重量 であり、${\displaystyle \left(GLOW\right)}$

${\displaystyle m_{f}}$燃焼後の最終的な車両の質量は

${\displaystyle m_{s}}$車両の構造質量、

${\displaystyle m_{p}}$推進剤の質量は

${\displaystyle m_{\text{pl}}}$ペイロード質量です。

車両の推進剤質量分率（）は、質量比の関数としてのみ表すことができます。 ${\displaystyle \zeta}$

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

構造係数（）はSSTO車両設計において重要なパラメータである。^[41]車両の構造効率は構造係数がゼロに近づくにつれて最大化される。構造係数は次のように定義される。 ${\displaystyle \lambda}$

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

全体的な構造質量分率は、構造係数で表すことができます。 ${\displaystyle \left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)}$

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

ペイロード質量分率、推進剤質量分率、構造質量分率の合計が 1 になる ことに注目すると、全体的な構造質量分率の追加式が見つかります。${\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}$

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

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

構造質量分率の式を等しくし、車両の初期質量を解くと次のようになります。

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

この式は、SSTO機のサイズが構造効率にどのように依存するかを示しています。ミッションプロファイルと推進剤の種類を考えると、構造係数が増加すると機体のサイズも大きくなります。^[42]この成長係数の感度は、標準的なLEOミッションのSSTO機と2段軌道投入（TSTO）機の両方についてパラメトリックに表示されます。^[43]曲線は、ミッション基準を満たせなくなる最大構造係数限界で垂直に漸近します。 ${\displaystyle \left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)}$${\displaystyle \left(I_{\text{sp}}\right)}$

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

制限されたステージングを使用する最適化されていないTSTO機体と比較して、同一のペイロード質量を打ち上げ、同一の推進剤を使用するSSTOロケットは、常に同一のデルタvを達成するために大幅に小さい構造係数を必要とする。現在の材料技術では、達成可能な最小の構造係数に約0.1という下限を設けていることを考えると、^[44]再利用可能なSSTO機体は、入手可能な最高性能の推進剤を使用する場合でも、通常は非現実的な選択である。

月や火星など地球よりも重力の弱い天体からSSTOを達成するのは簡単です。アポロ月着陸船は一段階で月面から月周回軌道まで上昇しました。^[45]

SSTO機体の詳細な研究は、 NASAとの契約NAS8-26341に基づき、1970年から1971年にかけてクライスラー社の宇宙部門によって準備された。彼らの提案（シャトルSERV）は、50,000キログラム（110,000ポンド）以上の積載量を持ち、（垂直）着陸にジェットエンジンを使用する巨大な機体だった。 ^[46]技術的な問題は解決可能に思われたが、米空軍は今日知られているシャトルにつながる翼のある設計を要求した。

無人DC-X技術実証機は、もともとマクドネル・ダグラスが戦略防衛構想(SDI) プログラム オフィス向けに開発したもので、SSTO 機につながる可能性のある機体を製造する試みでした。3 分の 1 サイズのテスト機は、トレーラーを拠点とする 3 人の小さなチームによって運用および保守され、着陸後 24 時間以内に再発射されたことがあります。テスト プログラムには事故 (小さな爆発を含む) がなかったわけではありませんが、DC-X はコンセプトの保守面が健全であることを実証しました。このプロジェクトは、戦略防衛構想機構からNASA に管理が移管された後の 4 回目の飛行で、4 本脚のうち 3 本が展開された状態で着陸し、転倒して爆発したため中止されました。^{[引用が必要]}

アクエリアスロケットは、できるだけ安価に大量の物質を軌道に乗せるために設計された。^[要出典]

現在および過去のSSTOプロジェクトには、日本の観光丸プロジェクト、ARCA Haas 2C、Radian One、インドのAvatarスペースプレーンなどがある。^[要出典]

英国政府は2010年にESAと提携し、単段式の軌道投入 型スペースプレーンのコンセプトであるスカイロンを推進した。^[47]この設計は、HOTOLが中止された後にアラン・ボンドが設立した会社であるリアクション・エンジンズ・リミテッド（REL）^{[48] [49]}によって開拓された。^{[50]スカイロン・スペースプレーンは、英国政府と}英国惑星間協会から好意的に受け止められている。^[51] 2012年半ばにESAの推進部門によって監査された推進システムテストの成功を受けて、RELは、エアブリージングモードとロケットモード全体でエンジンの性能を証明するために、セイバーエンジンのテストジグを開発および構築する3年半のプロジェクトを開始すると発表した。 ^[52] 2012年11月、エンジン予冷器の重要なテストが無事完了し、ESAが予冷器の設計を検証したことが発表された。プロジェクトの開発は、実物大のプロトタイプエンジンの構築とテストを含む次の段階に進むことが許可されました。^{[52] [53]}

スペースXのCEO、イーロン・マスクは、現在スターベース（テキサス）で開発中のプロトタイプ「スターシップ」ロケットの上段は、SSTOとして軌道に到達する能力があると主張している。しかし、マスクは、もしこれが実現すれば、耐熱シールド、着陸脚、着陸用の燃料のための十分な質量が残らず、ましてや使用可能なペイロードはないだろうと認めている。^[54]

多くの研究により、選択された技術に関係なく、最も効果的なコスト削減手法は規模の経済であることが示されています。^{[引用が必要]}単に大量の車両を発売するだけで、車両 1 台あたりの製造コストが削減されます。これは、自動車の大量生産によって購入可能額が大幅に増加したのと同じです。^{[引用が必要]}

この概念を用いて、一部の航空宇宙アナリストは、打ち上げコストを下げる方法はSSTOとは全く逆のものだと考えている。再利用可能なSSTOは、メンテナンスが少なく頻繁に打ち上げられる再利用可能なハイテク機体を作ることで打ち上げコストを削減するが、「大量生産」アプローチでは、そもそも技術の進歩がコスト問題の原因であると考えている。大量のロケットを製造して打ち上げ、大量のペイロードを打ち上げるだけで、コストを下げることができる。このアプローチは、1970年代後半から1980年代初頭にかけて、西ドイツでコンゴ民主共和国を拠点とするOTRAGロケットで試みられた。^[55]

これは、ロシアや中国の宇宙計画が今でも行っているように、「ローテク」燃料を使ったシンプルなエンジン システムを使用するという、以前のシステムが採用してきたアプローチに多少似ています。^{[引用が必要]}

スケールの代替案は、廃棄された段階を実質的に再利用できるようにすることです。これは、スペースシャトルフェーズBの研究における当初の設計目標であり、現在はSpaceXの再利用可能な打ち上げシステム開発プログラムによるFalcon 9、Falcon Heavy、Starship、およびBlue OriginによるNew Glennで追求されています。

• アンドリュー・J・ブトリカ：『単段式ロケット打ち上げ - 政治、宇宙技術、そして再利用可能なロケットの探求』ジョンズ・ホプキンス大学出版局、ボルチモア 2004 年、ISBN  9780801873386。

ウィキメディア・コモンズには、単段式軌道投入に関連するメディアがあります。

• 単段式軌道投入の思考実験 2021年6月15日アーカイブウェイバックマシン
• 打ち上げコストがなぜこんなに高いのか？宇宙打ち上げコストの分析、SSTO批判のセクション付き
• 宇宙飛行の冷たい方程式 Jeffrey F. Bell による SSTO の批評。
• 単一1段ロケットの燃焼速度Vb