多段ロケット

多段式ロケットまたはステップロケット^[1]は、 2段以上のロケット段を使用する打ち上げロケットであり、各段には独自のエンジンと推進剤が含まれています。タンデムまたはシリアルステージは別のステージの上に搭載され、パラレルステージは別のステージの横に取り付けられます。その結果、2つ以上のロケットが互いに積み重ねられたり、隣り合って取り付けられたりすることになります。2段式ロケットは非常に一般的ですが、5段もの独立したステージを備えたロケットの打ち上げも成功しています。

燃料が尽きたときに各段を投棄することで、残りのロケットの質量が減ります。また、高高度での気圧低下など、各段の特定の動作条件に合わせて最適化することもできます。この段階分けにより、残りの段の推力によって、ロケットをより簡単に最終速度と高度まで加速できます。

シリアルまたはタンデムステージング方式では、第 1 段が最下部にあり、通常は最も大きく、第 2 段とそれに続く上段はその上に位置し、通常はサイズが小さくなります。パラレルステージング方式では、固体または液体ロケットブースターを使用して打ち上げを支援します。これらは、「ステージ 0」と呼ばれることもあります。一般的なケースでは、第 1 段とブースターエンジンが点火して、ロケット全体を上方に推進します。ブースターの燃料がなくなると、ブースターはロケットの残りの部分から切り離され (通常は何らかの小さな爆薬または爆発ボルトを使用)、落下します。次に、第 1 段が燃焼し終えると落下します。これにより、第 2 段が最下部にある小さなロケットが残り、点火します。ロケット業界ではステージングと呼ばれ、このプロセスは、目的の最終速度が達成されるまで繰り返されます。直列ステージングの場合、上段が分離前に点火されることがあります。中間ステージリングはこれを念頭に置いて設計されており、推力は 2 つの機体を確実に分離するために使用されます。

軌道速度に到達したのは多段式ロケットだけです。単段式軌道設計が求められていますが、まだ実証されていません。

多段式ロケットは、物理法則によってロケットの各段で達成可能な速度変化に課せられた制限を克服します。この制限は、燃料と乾燥質量の比とエンジンの有効排気速度に依存します。この関係は、古典的なロケット方程式で与えられます。

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln \left({\frac {m_{0}}{m_{f}}}\right)}$

どこ：

${\displaystyle \デルタv\}$車両のデルタv （速度の変化と重力および大気の抵抗による損失）です。

${\displaystyle m_{0}}$初期の総質量（湿潤質量）は、最終質量（乾燥質量）と推進剤の合計に等しい。

${\displaystyle m_{f}}$推進剤が消費された後の最終的な（乾燥）質量です。

${\displaystyle v_{\text{e}}}$有効排気速度（推進剤、エンジン設計、スロットル状態によって決まる）

${\displaystyle \ln}$自然対数関数です。

低軌道に到達するために必要なデルタv （または十分に重い弾道ペイロードの必要な速度）には、単一段ロケットで達成されるよりも大きな湿質量対乾燥質量比が必要です。多段式ロケットは、デルタvを分割することでこの制限を克服します。各下段が落下して後続段が点火すると、ロケットの残りの部分は依然として燃焼速度近くで移動しています。各下段の乾燥質量には上段の推進剤が含まれており、後続の上段は使用済みの下段の無駄な乾燥質量を捨てることで乾燥質量を減らしています。^[2]

さらに、各ステージで異なるタイプのロケット エンジンを使用でき、それぞれが特定の動作条件に合わせて調整できることも利点です。したがって、下段エンジンは大気圧での使用向けに設計され、上段は真空に近い条件に適したエンジンを使用できます。下段は、自身の重量に加えて上段のステージの重量を支える必要があるため、上段よりも多くの構造が必要になる傾向があります。各ステージの構造を最適化すると、機体全体の重量が軽減され、さらなる利点が得られます。

ステージングの利点は、まだ使用されていない下段のリフト エンジンが不要になることと、ロケット全体が単一ステージよりも複雑で製造が困難になることです。さらに、ステージング イベントは、分離失敗、点火失敗、ステージ衝突による打ち上げ失敗の可能性があるポイントです。それでも、節約効果は非常に大きいため、ペイロードを軌道に乗せるために使用されたすべてのロケットには、何らかのステージングが採用されています。

ロケットの効率を測る最も一般的な指標の一つは比推力であり、これは燃料消費量あたりの推力（毎秒）として定義される。^[3]

${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$=${\displaystyle \ {\frac {T}{{\frac {dm}{dt}}g_{\mathrm {0} }}}}$

推力が他の要因の結果として計算されるように方程式を並べ替えると、次のようになります。

${\displaystyle T=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }{\frac {dm}{dt}}}$

これらの式は、比推力が高いほど、より効率的なロケット エンジンとなり、より長時間燃焼できることを示しています。段階的に見ると、ロケットの初期段階は通常、比推力が低く、効率を犠牲にして推力を高め、ロケットをより高い高度に素早く押し上げます。ロケットの後期段階では、機体が大気圏外にあるため、排気ガスがそれほど大気圧に逆らって膨張する必要がないため、比推力が高くなるのが一般的です。

打ち上げロケットの初期段階として使用する理想的なロケットエンジンを選択する際に検討すべき有用な性能指標は推力対重量比であり、これは次の式で計算されます。

${\displaystyle TWR={\frac {T}{mg_{\mathrm {0} }}}}$

打ち上げロケットの一般的な推力対重量比は1.3～2.0の範囲です。^[3] ミッションの各ロケット段階を設計する際に留意すべきもう1つの性能指標は燃焼時間です。これは、ロケットエンジンが推進剤を使い果たすまでの持続時間です。最終段階以外のほとんどの段階では、推力と比推力は一定であると想定できるため、燃焼時間の式は次のように表すことができます。

${\displaystyle \Delta {t}={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{T}}\times (m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

ここで、 と はそれぞれロケット ステージの初期質量と最終質量です。バーンアウト時間とともに、バーンアウトの高さと速度は同じ値を使用して取得され、次の 2 つの式で求められます。 ${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$

${\displaystyle h_{\mathrm {bo} }={\frac {I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {e} }}}\times (m_{\ mathrm {f} }~\mathrm {ln} (m_{\mathrm {f} }/m_{\mathrm {0} })+m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} })}$

${\displaystyle v_{\mathrm {bo} }=I_{\mathrm {sp} }g_{\mathrm {0} }\ln({\frac {m_{\mathrm {0} }}{m_{\mathrm {f} }}})-g_{\mathrm {0} }{\frac {m_{\mathrm {0} }-m_{\mathrm {f} }}{\frac {\operatorname {d} \!m}{\operatorname {d} \!t}}}+v_{\mathrm {0} }}$

ロケットシステム全体の総燃焼速度または燃焼時間を計算する問題を扱う場合、一般的な手順は次のとおりです。^[3]

1. 問題の計算を、ロケット システムが構成されている段階の数に分割します。
2. 各段階の初期質量と最終質量を計算します。
3. バーンアウト速度を計算し、各ステージの初期速度と合計します。各ステージが前のステージの直後に発生すると仮定すると、バーンアウト速度は次のステージの初期速度になります。
4. 最終段階のバーンアウト時間および/または速度が計算されるまで、前の 2 つの手順を繰り返します。

バーンアウト時間はロケットステージの運動の終了を定義するものではありません。惑星の重力の加速によって徐々に下向きの方向に変わるまで、ロケットはまだ短時間、上向きに惰性で進むことができる速度を持っているからです。バーンアウト後のロケットの速度と高度は、基本的な物理の運動方程式を使用して簡単にモデル化できます。

あるロケットを別のロケットと比較する場合、ロケットの特定の特性と別のロケットの同じ特性を直接比較するのは現実的ではありません。なぜなら、それらの個々の属性は互いに独立していないことが多いからです。このため、無次元比率は、ロケット間のより意味のある比較を可能にするために設計されました。1 つ目は、初期質量対最終質量比です。これは、ロケット ステージの全初期質量と、すべての燃料が消費された後のロケット ステージの最終質量との比率です。この比率の式は次のとおりです。

${\displaystyle \eta ={\frac {m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {p} }+m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {PL} }}}}$

ここで、はステージの空の質量、は推進剤の質量、はペイロードの質量です。^[4] 2番目の無次元性能量は構造比であり、ステージの空の質量と、空の質量と推進剤の質量の合計との比であり、次の式で示されます。^[4]${\displaystyle m_{\mathrm {E} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$

${\displaystyle \epsilon ={\frac {m_{\mathrm {E} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

最後の主要な無次元性能量はペイロード比です。これは、ペイロード質量と、空のロケット段と推進剤の合計質量との比です。

${\displaystyle \lambda ={\frac {m_{\mathrm {PL} }}{m_{\mathrm {E} }+m_{\mathrm {P} }}}}$

無次元量の3つの方程式を比較すると、それらが互いに独立していないことが簡単にわかり、実際、初期質量比と最終質量比は構造比とペイロード比で書き直すことができます。^[4]

${\displaystyle \eta ={\frac {1+\lambda }{\epsilon +\lambda }}}$

これらのパフォーマンス比は、最適化を実行し、ミッションのさまざまな構成を比較するときに、ロケット システムがどれだけ効率的であるかの基準としても使用できます。

初期サイズ設定では、エンジンの比推力と N·s で必要な総推力に基づいて、ロケット方程式を使用してロケットに必要な推進剤の量を導き出すことができます。方程式は次のとおりです。

${\displaystyle m_{\text{p}}=I_{\text{tot}}/gI_{\text{sp}}}$

ここで、g は地球の重力定数です。^[3] これにより、燃料の密度がわかっている場合は、燃料に必要な貯蔵容積を計算することもできます。これは、ロケット段を設計するときにはほぼ常に当てはまります。容積は、推進剤の質量を密度で割ったときに得られます。必要な燃料とは別に、ロケット構造自体の質量も決定する必要があり、必要なスラスタ、電子機器、計器、電力機器などの質量を考慮する必要があります。^[3]これらは、設計の中期から後期の段階で考慮すべき一般的な既製のハードウェアの既知の量ですが、予備設計と概念設計では、より単純なアプローチを採用できます。ロケット段の 1 つのエンジンがその特定のセグメントの全インパルスを提供すると仮定すると、質量分率を使用してシステムの質量を決定できます。イニシエータやセーフアームデバイスなどの段転送ハードウェアの質量は、それに比べて非常に小さく、無視できると見なすことができます。

現代の固体ロケット モーターの場合、総質量の 91 ～ 94 パーセントが燃料であると言っても安全かつ妥当な仮定です。^[3] また、タンク内に固まって使用できない「残留」推進剤が少量存在することも重要です。この残留推進剤も、ロケットの燃料量を決定する際に考慮する必要があります。この残留推進剤の一般的な初期推定値は 5 パーセントです。この比率と計算された推進剤の質量を使用して、空のロケットの重量を決定できます。液体二元推進剤を使用するロケットのサイズを決定するには、燃料用と酸化剤用の 2 つの別々のタンクが必要なため、少し複雑なアプローチが必要です。これら 2 つの量の比率は混合比と呼ばれ、次の式で定義されます。

${\displaystyle O/F=m_{\mathrm {ox} }/m_{\mathrm {fuel} }}$

ここで、は酸化剤の質量、は燃料の質量です。この混合比は、各タンクのサイズだけでなく、ロケットの比推力も左右します。理想的な混合比を決定することは、設計中のロケットのさまざまな側面の間の妥協のバランスであり、使用される燃料と酸化剤の組み合わせの種類によって異なります。たとえば、二元推進剤の混合比は、最適な比推力を持たないかもしれませんが、燃料タンクのサイズが同じになるように調整できます。これにより、燃料システムの製造、梱包、構成、およびロケットの残りの部分との統合がよりシンプルで安価になり、 ^[3]比推力定格の効率が低いという欠点を上回る利点になる可能性があります。ただし、打ち上げシステムの決定的な制約が容量であり、水素などの低密度燃料が必要であると仮定します。この例は、酸化剤を多く含む混合比を使用することで解決され、効率と比推力定格は低下しますが、より小さなタンク容量の要件を満たします。 ${\displaystyle m_{\mathrm {ox} }}$${\displaystyle m_{\mathrm {fuel} }}$

最適なステージングの最終目標は、ペイロード比（性能の項の比率を参照）を最大化することです。つまり、ペイロード以外の質量（ペイロード以外の質量）を最小限にして、最大量のペイロードを必要なバーンアウト速度まで運ぶことです。この目標は、ロケット打ち上げのコストがロケットの総打ち上げ質量に比例することを前提としています。これはロケット工学における経験則です。最適なステージングを達成するために従わなければならない簡単なルールとガイドラインをいくつか示します。^[3]

1. 初期段階では を低くし、後期/最終段階では を高くする必要があります。${\displaystyle I_{sp}}$${\displaystyle I_{sp}}$
2. より低いステージでは、ΔV の寄与は少なくなるはずです。${\displaystyle I_{sp}}$
3. 次のステージは常に前のステージよりも小さいサイズになります。
4. 同様のステージでは同様の ΔV が提供されるはずです。

ペイロード比は各ステージごとに計算でき、順番に掛け合わせると、システム全体のペイロード比が得られます。各ステージのペイロード比を計算する場合、ペイロードには現在のステージ以降のすべてのステージの質量が含まれることに注意してください。全体のペイロード比は次のとおりです。

${\displaystyle \lambda =\prod _{i=1}^{n}\lambda _{i}}$

ここで、n はロケット システムが構成するステージの数です。同様のステージが同じペイロード比を生み出すと、この式は簡略化されますが、ペイロード比を最大化するための理想的なソリューションになることはめったになく、上記のガイドラインのヒント 1 と 2 で提案されているように、ΔV 要件を不均等に分割する必要がある場合があります。ステージ間のこの完璧な ΔV 分割を決定する一般的な 2 つの方法は、プログラムで実装できる解析ソリューションを生成する技術的なアルゴリズムか、単純な試行錯誤です。^[3] 試行錯誤のアプローチでは、最終ステージから始めて、前のステージのペイロードとなる初期質量を計算するのが最適です。そこから、同じ方法で初期ステージまで進み、ロケット システムのすべてのステージのサイズを決定するのは簡単です。

制限付きロケットステージングは​​、ロケットシステムの各ステージが同じ比推力、構造比、およびペイロード比を持ち、唯一の違いは各ステージの合計質量が前のステージの質量よりも小さいという単純化された仮定に基づいています。この仮定は、効率的または最適なシステムを生み出すための理想的なアプローチではないかもしれませんが、各ステージのバーンアウト速度、バーンアウト時間、バーンアウト高度、および質量を決定するための方程式を大幅に簡素化します。これは、システムの動作の基本的な理解が詳細で正確な設計よりも優先される状況で、概念設計へのより優れたアプローチになります。制限付きロケットステージングを行うときに理解する必要がある重要な概念の 1 つは、ロケットシステムを分割するステージの数によってバーンアウト速度がどのように影響を受けるかです。比推力、ペイロード比、および構造比を一定に保ちながらロケットのステージ数を増やすと、より少ないステージを使用する同じシステムよりも常に高いバーンアウト速度が得られます。しかし、段数を増やすごとに燃焼速度の改善が前回の増加分よりも少なくなるという点で、収穫逓減の法則は明らかです。段数が非常に高い数に近づくにつれて、燃焼速度は徐々に漸近値に収束します。^[4] 燃焼速度の改善における収穫逓減に加えて、実際のロケットが3段以上を使用することがほとんどない主な理由は、追加された段ごとにシステムの重量と複雑さが増加し、最終的に展開コストが高くなるためです。

ホットステージングは​​ロケットのステージングの一種で、次段のエンジンが分離後ではなく分離前に点火する。^[5]ホットステージング中、前の段はエンジンをスロットルダウンする。^[5]ホットステージングにより段分離の複雑さが軽減され、ブースターのペイロード容量がわずかに増加する。^[5]また、ほぼ使用済みの段からの加速により推進剤がタンクの底に沈殿するため、アレージモーターが不要になる。ホットステージングは​​、ソユーズ^{[6] [7]}やプロトンM ^[8]などのソビエト時代のロシアのロケットで使用されている。N1ロケットはホットステージングを使用するように設計されたが、テスト飛行はどれもこれが起こるほど長く続かなかった。タイタンIIから始めて、タイタンファミリーのロケットはホットステージングを使用した。スペースXは、スターシップロケットを初飛行後にホットステージングを使用するように改造し、ホットステージングを採用した史上最大のロケットとなった。また、ホットステージングを採用した最初の再利用可能な宇宙船となった。^[9]

タンデムステージングを実装したロケットシステムとは、各ステージが順番に実行されることを意味します。ロケットは前のステージから解放され、次のステージを連続して燃焼し始めます。一方、パラレルステージングを実装したロケットは、同時にアクティブな2つ以上の異なるステージを備えています。たとえば、スペースシャトルには、同時に燃焼する2つの固体ロケットブースターがあります。打ち上げ時にブースターが点火し、ステージの終わりに2つのブースターは廃棄され、外部燃料タンクは次のステージのために保持されます。^[3] ロケットシステムの性能設計に対するほとんどの定量的アプローチは、タンデムステージングに焦点を当てていますが、このアプローチはパラレルステージングを含めるように簡単に変更できます。まず、ロケットのさまざまなステージを明確に定義する必要があります。前の例を続けると、「ステージ0」と呼ばれることもある第1ステージの終わりは、サイドブースターがメインロケットから分離するときと定義できます。そこから、第 1 段階の最終的な質量は、第 1 段階の空の質量、第 2 段階の質量 (メインロケットと残りの未燃焼燃料)、およびペイロードの質量の合計と考えることができます。^{[独自の研究? ]}

高高度および宇宙で飛行する上段ロケットは、大気圧がほとんどまたは全くない状態で作動するように設計されている。これにより、低圧の燃焼室とエンジンノズルを最適な真空膨張比で使用できる。一部の上段ロケット、特にデルタKやアリアン5 ES第2段ロケットのようなハイパーゴリック推進剤を使用する上段ロケットは圧力供給式であり、複雑なターボポンプが不要である。セントールやDCSSなどの他の上段ロケットは、液体水素エキスパンダーサイクルエンジン、またはアリアン5 ECAのHM7BやS-IVBのJ-2などのガスジェネレーターサイクルエンジンを使用する。これらの段は通常、軌道投入を完了し、ペイロードをGTOなどの高エネルギー軌道または脱出速度まで加速する役割を担っている。フレガートなどの上段ロケットは、主にペイロードを低地球軌道からGTOまたはそれ以上の軌道に運ぶために使用され、スペースタグと呼ばれることもある。^[10]

通常、各ステージは製造現場で組み立てられ、発射場に輸送されます。ビークル アセンブリという用語は、すべてのロケット ステージと宇宙船のペイロードを 1 つのアセンブリに結合して、スペース ビークルと呼ばれるものを指します。単段式ビークル (弾道ロケット) と、サイズ範囲の小さい方の多段式ビークルは、通常、クレーンを使用してステージと宇宙船を垂直に持ち上げることで、発射台で直接組み立てることができます。

これは通常、大型の宇宙船では現実的ではない。大型の宇宙船は発射台から離れて組み立てられ、さまざまな方法で発射場の所定の場所に移動される。NASA のアポロ/サターン V型有人月着陸船、およびスペースシャトルは、ロケット組立棟で、発射アンビリカルタワーを取り付けた移動式発射プラットフォーム上に垂直に組み立てられ、その後、特殊なクローラー式運搬車がロケットスタック全体を直立した状態で発射台まで運んだ。対照的に、ロシアのソユーズロケットやスペースX のファルコン 9などのロケットは、処理格納庫で水平に組み立てられ、水平に運搬され、発射台で直立させられる。

使用済みのロケットの上段は、使用後何年もの間、非運用状態で軌道上に残る宇宙ゴミ の大きな発生源であり、時には軌道上で上段が1つ分解して大きなゴミの塊が形成されることもある。^[11]

1990年代以降、使用済み上段ロケットは、打ち上げロケットとしての使用が終了した後、軌道上に放置されたままのリスクを最小限に抑えるために、一般的に不活性化される。^[12] 不活性化とは、燃料を廃棄したり、バッテリーを放電したりして、ロケットに残っている蓄積エネルギー源を除去することを意味する。

ソ連と米国の宇宙計画の初期の上段ロケットの多くは、ミッション完了後もパッシベーション処理されていなかった。宇宙ゴミ問題の特徴を明らかにするための初期の試みで、すべてのゴミのかなりの割合がロケットの上段ロケット、特にパッシベーション処理されていない上段ロケット推進装置の破損によるものであることが明らかになった。 ^[11]

14世紀の中国の 焦宇と劉伯文による『火龍井』の挿絵と説明には、最古の多段式ロケットが描かれている。これは「水から出る火の龍」（火龍出水）であり、主に中国海軍で使用された。^{[13] [14]}これは2段式ロケットで、最終的には燃え尽きるブースターロケットを備えていたが、燃え尽きる前に、口を開けた龍の頭のような形をしたミサイルの先端から発射される多数の小さなロケット矢が自動的に点火された。^[14]英国の科学者で歴史家のジョセフ・ニーダムは、このロケットの文献と挿絵は火龍井の最古の地層からのものであり、およそ西暦1300年から1350年頃のものと推定されると指摘している（本書第1部第3章23ページより）。^[14]

初期の多段式ロケットのもう一つの例は、韓国で開発された走火である。これは中世の韓国の技術者、科学者、発明家である崔武宣によって提案され、14世紀に火道監によって開発された。^{[15] [16]}ロケットの長さは15cmと13cm、直径は2.2cmであった。これは長さ110cmの矢に取り付けられ、実験記録によると最初の結果は射程距離が約200mであったことが示されている。^{[17]韓国がこの技術を開発し続け、16世紀に「魔法の機械矢」である}神機伝が製造されたことを示す記録がある。ヨーロッパで最初に多段式ロケットの実験が行われたのは、1551年、トランシルヴァニアのヘルマンシュタット（現在のルーマニアのシビウ/ヘルマンシュタット）の兵器工場長であったオーストリア人のコンラッド・ハース（1509年 - 1576年）でした。このコンセプトは、少なくとも5人の人物によって独立して開発されました。

• ポーランド系リトアニア人の カジミエラス・シモナヴィチウス(1600–1651) ^{[18] [19] [20]}
• ロシアの コンスタンチン・ツィオルコフスキー（1857–1935）
• アメリカ人 ロバート・ゴダード（1882–1945）
• ドイツ人 ヘルマン・オーベルト(1894–1989)
• フランスのルイ・ダンブラン [fr] (1889–1969)

最初の高速多段式ロケットは、ホワイトサンズ試験場で、その後1948 年から 1950 年にかけてケープ カナベラルでテストされたRTV-G-4 バンパーロケットでした。これらは、V-2 ロケットとWAC コーポラル観測ロケットで構成されていました。これまでに到達した最高高度は、1949 年 2 月 24 日にホワイトサンズで達成された 393 km でした。

1947 年、ソ連のロケット技術者で科学者のミハイル・ティコンラヴォフは、彼が「パケット ロケット」と呼んだ並列段の理論を考案しました。彼の計画では、離陸時に 3 つの並列段が点火されますが、3 つのエンジンすべてに外側の 2 つの段から燃料が供給され、空になって排出できるようになります。これは、第 2 段エンジンが単なる重しになることがないため、順次段付けよりも効率的です。1951 年、ソ連の技術者で科学者のドミトリー・オホチムスキーは、段間で燃料をポンプで送る場合と送らない場合の一般的な順次段付けと並列段付けの先駆的な工学研究を行いました。R -7 セミョルカの設計は、この研究から生まれました。アメリカのアトラス Iおよびアトラス II打ち上げロケットの第 1 段で使用された 3 つのロケット エンジンは、一列に並んで配置され、同様の方法で並列ステージングを使用しました。外側の 2 つのブースター エンジンは、切り離し可能なペアとして存在し、停止すると、最下部の外側スカート構造とともに切り離され、中央の持続エンジンが第 1 段のエンジン燃焼を完了して遠地点または軌道に向かいます。

多段式ロケットの各部分の分離は、打ち上げミッションの成功に対するリスクをさらに高めます。分離イベントの数を減らすことは、複雑さを軽減することにつながります。^[21] 分離イベントは、使用後にステージまたはストラップオンブースターが分離する場合、ペイロードフェアリングが軌道投入前に分離する場合、または使用された場合は打ち上げ初期段階の後に分離する打ち上げ脱出システムの場合に発生します。花火留め具、または場合によってはファルコン9フルスラストのような空気圧システムが、ロケットステージの分離に通常使用されます。

2段軌道投入( TSTO ) または2 段ロケット 打ち上げ機は、軌道速度を達成するために 2 つの異なる段が連続的に推進力を提供する宇宙船です。これは、3 段軌道投入機と仮想的な1 段軌道投入 (SSTO) 機の中間です。^{[引用が必要]}

3段式軌道 投入システムは、地球周回軌道に到達するために一般的に使用されるロケット システムです。宇宙船は、軌道速度を達成するために、3 つの異なる段階を使用して連続的に推進力を提供します。これは、4 段式軌道投入ロケットと2 段式軌道投入ロケットの中間です。

• サターンV ^[22]
• ヴァンガード^[23]
• アリアン4（オプションのブースター）
• アリアン2
• アリアン1（4段）
• GSLV（3段式およびブースター）
• PSLV（4段階）
• プロトン（オプションの第4段）
• 長征5号（オプションのブースターとオプションの第3段）
• 長征1、長征1D ^[要出典]
• ゼニット-3SL
• ウンハ3号^[要出典]
• KSLV-2「ヌーリ」^[要出典]

他の設計 (実際、ほとんどの最新の中型から大型ロケットの設計) では、メイン スタックに 3 つのステージがすべて一列に並んでいるわけではなく、代わりに 2 つのコア ステージを備えた「ステージ 0」用のストラップオンブースターが使用されています。これらの設計では、ブースターと第一ステージが連続ではなく同時に発射され、ロケットの全重量を持ち上げ、重力損失と大気抵抗を克服するための追加の初期推力が得られます。ブースターは、重量を減らすために飛行開始から数分で切り離されます。

• 米国のスペースシャトル— 第 1 段は SRB、第 2 段は外部タンク + SSME、第 3 段は内部タンクの OMS。
• アンガラA5
• アリアン5
• アトラスV551 [ ^24]
• デルタII 第三段）
• デルタIII ^[要出典]
• デルタIV -ミディアム+およびヘビー
• ファルコンヘビー^[25]
• 静止衛星打ち上げロケット Mk III (ただし、タイタン IIICと同様に、GSLV MkIII はサイド ブースターのみで打ち上げられます。メイン コアは、ブースターが切り離される直前の飛行開始から数分後にのみ点火されます。)
• H-IIA、H-IIB ^[要出典]
• ソユーズ
• スペース ローンチ システム
• タイタンIV
• 長征2E、長征2F、長征3B ^[要出典]

4段式軌道 投入システムは、地球周回軌道に到達するために使用されるロケット システムです。宇宙船は、軌道速度を達成するために、4 つの異なる段階を使用して連続的に推進力を提供します。これは、5 段式軌道投入システムと3 段式軌道投入システムの中間であり、固体燃料ロケット システムで最もよく使用されます。

• アリアン1
• PSLV
• ミノタウロス IV
• プロトン（オプションの第4段）
• ミノタウロスV（5ステージ）
• ASLV（5段階）

他の設計では、メイン スタックに 4 つのステージすべてが直列に配置されておらず、代わりに 3 つのコア ステージを備えた「ステージ 0」用のストラップオン ブースターが配置されています。これらの設計では、ブースターと第一ステージが連続ではなく同時に発射され、ロケットの全重量を持ち上げ、重力損失と大気抵抗を克服するための追加の初期推力が得られます。ブースターは、重量を減らすために飛行開始から数分で切り離されます。

• 長征5号（オプションのブースターとオプションの第3段）

• NASA-ESA火星上昇機(MAV) (2段式ロケット、2028年に火星から打ち上げ予定)

• 多段ロケット
  • 3段軌道投入
  • 二段軌道
  • 単段式軌道投入
• アダプタ
• 再利用可能な発射システム
• 宇宙タグ
• アポジーキックモーター
• コンラッド・ハース
• モジュラーロケット
• 火龍出水