Cohete multietapa

Un cohete multietapa o cohete escalonado ^{[ 1 ]} es un vehículo de lanzamiento que utiliza dos o más etapas , cada una con sus propios motores y propulsor . Una etapa en tándem o en serie se monta sobre otra; una etapa paralela se acopla junto a otra. El resultado son, en efecto, dos o más cohetes apilados o acoplados uno al lado del otro. Los cohetes de dos etapas son bastante comunes, pero se han lanzado con éxito cohetes con hasta cinco etapas independientes.

Al desprenderse de las etapas cuando se agota el propulsor, se reduce la masa del cohete restante. Cada etapa sucesiva también puede optimizarse para sus condiciones de operación específicas, como la menor presión atmosférica a mayor altitud. Esta configuración de etapas permite que el empuje de las etapas restantes acelere más fácilmente el cohete hasta su velocidad y altura finales, de acuerdo con la primera ley de Newton .

En los esquemas de etapas en serie o en tándem, la primera etapa se encuentra en la parte inferior y suele ser la más grande; la segunda etapa y las subsiguientes se ubican encima, generalmente disminuyendo de tamaño. En los esquemas de etapas en paralelo, se utilizan propulsores de cohetes sólidos o líquidos para ayudar en el lanzamiento. A estos se les suele denominar "etapa 0". En el caso típico, los motores de la primera etapa y los propulsores se encienden para impulsar todo el cohete hacia arriba. Cuando los propulsores se quedan sin combustible, se separan del resto del cohete (generalmente con algún tipo de pequeña carga explosiva o pernos explosivos ) y caen. La primera etapa se consume por completo y se desprende. Esto deja un cohete más pequeño, con la segunda etapa en la parte inferior, que luego se enciende. Conocido en el ámbito de la cohetería como " etapado" , este proceso se repite hasta alcanzar la velocidad final deseada. En algunos casos de etapas en serie, la etapa superior se enciende antes de la separación; el anillo entre etapas está diseñado teniendo esto en cuenta, y el empuje se utiliza para ayudar a separar positivamente los dos vehículos.

Solo los cohetes multietapa han alcanzado la velocidad orbital . Se buscan diseños de una sola etapa para alcanzar la órbita , pero aún no se han demostrado en la Tierra.

Los cohetes multietapa superan una limitación impuesta por las leyes de la física sobre el cambio de velocidad que puede alcanzar una etapa del cohete. El límite depende de la relación entre la masa cargada y la masa en vacío, así como de la velocidad de escape efectiva del motor. Esta relación viene dada por la ecuación clásica del cohete :

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

dónde:

${\displaystyle \Delta v\ }$es delta-v del vehículo (cambio de velocidad más pérdidas debidas a la gravedad y la resistencia atmosférica);

${\displaystyle m_{0}}$es la masa total inicial (húmeda), igual a la masa final (seca) más el propelente ;

${\displaystyle m_{f}}$es la masa final (seca), después de que se haya consumido el propelente;

${\displaystyle v_{\text{e}}}$es la velocidad de escape efectiva (determinada por el propulsor, el diseño del motor y la condición del acelerador);

${\displaystyle \ln }$es la función logaritmo natural .

El delta v necesario para alcanzar la órbita terrestre baja (o la velocidad requerida de una carga útil suborbital suficientemente pesada) requiere una relación de masa húmeda a seca mayor que la que se ha logrado en una sola etapa de cohete. El cohete multietapa supera este límite dividiendo el delta v en fracciones. A medida que cada etapa inferior se desprende y la siguiente se enciende, el resto del cohete sigue viajando cerca de la velocidad de agotamiento del combustible. La masa seca de cada etapa inferior incluye el propulsor de las etapas superiores, y cada etapa superior sucesiva ha reducido su masa seca al desechar la masa seca inútil de las etapas inferiores gastadas. ^{[ 2 ]}

Otra ventaja es que cada etapa puede usar un tipo diferente de motor de cohete, cada uno optimizado para sus condiciones de operación específicas. Así, los motores de las etapas inferiores están diseñados para funcionar a presión atmosférica, mientras que las etapas superiores pueden usar motores adecuados para condiciones cercanas al vacío. Las etapas inferiores suelen requerir una estructura más robusta que las superiores, ya que deben soportar su propio peso más el de las etapas superiores. La optimización de la estructura de cada etapa reduce el peso total del vehículo y proporciona una ventaja adicional.

La ventaja de la separación de etapas radica en el coste de los motores de sustentación de las etapas inferiores, que aún no se utilizan, además de hacer que el cohete en su conjunto sea más complejo y difícil de construir que uno de una sola etapa. Asimismo, cada separación de etapas supone un posible punto de fallo en el lanzamiento, debido a un fallo en la separación, un fallo en el encendido o una colisión entre etapas. No obstante, el ahorro es tan significativo que todos los cohetes utilizados para transportar cargas útiles a órbita han incorporado algún tipo de separación de etapas.

Una de las medidas más comunes de eficiencia de un cohete es su impulso específico, que se define como el empuje por caudal (por segundo) de consumo de propulsor: ^{[ 3 ]}

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

Al reorganizar la ecuación de manera que el empuje se calcule como resultado de los demás factores, obtenemos:

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

Estas ecuaciones demuestran que un impulso específico mayor implica un motor de cohete más eficiente, capaz de funcionar durante periodos más prolongados. En cuanto a las etapas, las primeras suelen tener un impulso específico menor, priorizando la eficiencia sobre el empuje para impulsar rápidamente el cohete a mayor altitud. Las etapas posteriores suelen tener un impulso específico mayor, ya que el vehículo se encuentra más alejado de la atmósfera y los gases de escape no necesitan expandirse contra tanta presión atmosférica.

Al seleccionar el motor de cohete ideal para usar como etapa inicial de un vehículo de lanzamiento, una métrica de rendimiento útil para examinar es la relación empuje-peso, que se calcula mediante la siguiente ecuación:

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

La relación empuje-peso común de un vehículo de lanzamiento se encuentra en el rango de 1,3 a 2,0. ^{[ 3 ]} Otra métrica de rendimiento a tener en cuenta al diseñar cada etapa del cohete en una misión es el tiempo de combustión, que es el tiempo que el motor del cohete durará antes de agotar todo su propelente. Para la mayoría de las etapas no finales, el empuje y el impulso específico pueden considerarse constantes, lo que permite escribir la ecuación para el tiempo de combustión como:

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

Dónde${\displaystyle m_{\mathrm {0} }}$y${\displaystyle m_{\mathrm {f} }}$son las masas inicial y final de la etapa del cohete, respectivamente. Junto con el tiempo de combustión, la altura y la velocidad de combustión se obtienen utilizando los mismos valores, y se calculan mediante estas dos ecuaciones:

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

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

Cuando se trata del problema de calcular la velocidad o el tiempo total de combustión para todo el sistema del cohete, el procedimiento general para hacerlo es el siguiente: ^{[ 3 ]}

1. Divide los cálculos del problema en tantas etapas como etapas comprenda el sistema del cohete.
2. Calcula la masa inicial y final para cada etapa individual.
3. Calcula la velocidad de quemado y súmala a la velocidad inicial de cada etapa. Suponiendo que cada etapa ocurre inmediatamente después de la anterior, la velocidad de quemado se convierte en la velocidad inicial de la siguiente etapa.
4. Repita los dos pasos anteriores hasta que se haya calculado el tiempo de combustión y/o la velocidad para la etapa final.

El tiempo de agotamiento del combustible no define el final del movimiento de la etapa del cohete, ya que el vehículo aún conservará una velocidad que le permitirá ascender por inercia durante un breve periodo de tiempo hasta que la aceleración de la gravedad del planeta lo desplace gradualmente hacia abajo. La velocidad y la altitud del cohete tras el agotamiento del combustible se pueden modelar fácilmente utilizando las ecuaciones básicas del movimiento.

Al comparar un cohete con otro, resulta poco práctico comparar directamente una característica específica de un cohete con la misma característica de otro, ya que sus atributos individuales a menudo no son independientes entre sí. Por esta razón, se han diseñado relaciones adimensionales para permitir una comparación más significativa entre cohetes. La primera es la relación de masa inicial a masa final, que es la relación entre la masa inicial total de la etapa del cohete y su masa final una vez consumido todo su combustible. La ecuación para esta relación es:

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

Dónde${\ Displaystyle m _ {\ mathrm {E}}}$es la masa vacía del escenario,${\displaystyle m_{\mathrm {p} }}$es la masa del propulsor, y${\displaystyle m_{\mathrm {PL} }}$es la masa de la carga útil. ^{[ 4 ]} La segunda magnitud de rendimiento adimensional es la relación estructural, que es la relación entre la masa vacía de la etapa y la masa vacía combinada con la masa del propulsor, como se muestra en esta ecuación: ^{[ 4 ]}

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

La última magnitud de rendimiento adimensional importante es la relación de carga útil, que es la relación entre la masa de la carga útil y la masa combinada de la etapa vacía del cohete y el propulsor:

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

Después de comparar las tres ecuaciones para las cantidades adimensionales, es fácil ver que no son independientes entre sí y, de hecho, la relación de masa inicial a final se puede reescribir en términos de relación estructural y relación de carga útil: ^{[ 4 ]}

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

Estos índices de rendimiento también pueden utilizarse como referencia para determinar la eficiencia de un sistema de cohete al realizar optimizaciones y comparar diferentes configuraciones para una misión.

Para el dimensionamiento inicial, se pueden utilizar las ecuaciones del cohete para derivar la cantidad de propulsor necesaria para el cohete en función del impulso específico del motor y el impulso total requerido en N·s. La ecuación es:

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

donde g es la constante de gravedad de la Tierra. ^{[ 3 ]} Esto también permite calcular el volumen de almacenamiento necesario para el combustible si se conoce la densidad del combustible, lo cual es casi siempre el caso al diseñar la etapa del cohete. El volumen se obtiene al dividir la masa del propulsor por su densidad. Además del combustible requerido, también se debe determinar la masa de la estructura del cohete en sí, lo que requiere tener en cuenta la masa de los propulsores, la electrónica, los instrumentos, el equipo de energía, etc. ^{[ 3 ]} Estas son cantidades conocidas para el hardware comercial típico que deben considerarse en las etapas intermedias a finales del diseño, pero para el diseño preliminar y conceptual, se puede adoptar un enfoque más simple. Suponiendo que un motor para una etapa del cohete proporciona todo el impulso total para ese segmento en particular, se puede usar una fracción de masa para determinar la masa del sistema. La masa del hardware de transferencia de etapa, como los iniciadores y los dispositivos de seguridad y armado, es muy pequeña en comparación y puede considerarse despreciable.

Para los motores de cohetes sólidos modernos, es una suposición segura y razonable afirmar que entre el 91 y el 94 por ciento de la masa total es combustible. ^{[ 3 ]} Existe un pequeño porcentaje de propelente "residual" que queda atrapado e inutilizable dentro del tanque, y que también debe tenerse en cuenta al determinar la cantidad de combustible para el cohete. Una estimación inicial común para este propelente residual es del cinco por ciento. Con esta proporción y la masa del propelente calculada, se puede determinar la masa del cohete vacío. El dimensionamiento de cohetes que utilizan un bipropelente líquido requiere un enfoque un poco más complejo, ya que se necesitan dos tanques separados: uno para el combustible y otro para el oxidante. La proporción de estas dos cantidades se conoce como proporción de mezcla y se define mediante la ecuación:

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

Dónde${\displaystyle m_{\mathrm {buey} }}$es la masa del oxidante y${\displaystyle m_{\mathrm {combustible} }}$es la masa del combustible. Esta proporción de mezcla no solo rige el tamaño de cada tanque, sino también el impulso específico del cohete. Determinar la proporción de mezcla ideal es un equilibrio de compromisos entre varios aspectos del cohete que se está diseñando, y puede variar según el tipo de combinación de combustible y oxidante que se utilice. Por ejemplo, una proporción de mezcla de un bipropelente podría ajustarse de manera que no tenga el impulso específico óptimo, pero que dé como resultado tanques de combustible del mismo tamaño. Esto daría lugar a una fabricación, empaquetado, configuración e integración más simples y económicas de los sistemas de combustible con el resto del cohete, ^{[ 3 ]} y puede convertirse en un beneficio que podría compensar los inconvenientes de una clasificación de impulso específico menos eficiente. Pero supongamos que la restricción definitoria para el sistema de lanzamiento es el volumen, y se requiere un combustible de baja densidad como el hidrógeno. Este ejemplo se resolvería utilizando una proporción de mezcla rica en oxidante, reduciendo la eficiencia y la clasificación de impulso específico, pero cumpliría con un requisito de volumen de tanque menor.

El hot-staging es un tipo de separación de etapas de cohetes en el que la siguiente etapa enciende sus motores antes de la separación en lugar de después. ^{[ 5 ]} Durante el hot-staging, la etapa anterior reduce la potencia de sus motores. ^{[ 5 ]} El hot-staging puede reducir la complejidad de la separación de etapas y proporciona una pequeña capacidad de carga útil adicional al propulsor. ^{[ 5 ]} También elimina la necesidad de motores de control de espacio , ya que la aceleración de la etapa casi agotada mantiene los propelentes en el fondo de los tanques. El hot-staging se utiliza en cohetes rusos de la era soviética como el Soyuz ^{[ 6 ] [ 7 ]} y el Proton-M . ^{[ 8 ]} El cohete N1 fue diseñado para utilizar hot-staging, pero ninguno de los vuelos de prueba duró lo suficiente como para que esto ocurriera. A partir del Titan II, la familia de cohetes Titan utilizó hot-staging. SpaceX adaptó su cohete Starship para utilizar hot-staging después de su primer vuelo , convirtiéndolo en el cohete más grande que jamás lo haya hecho, así como el primer vehículo reutilizable en utilizar hot-staging. ^{[ 9 ]}

Un sistema de cohete que implementa etapas en tándem significa que cada etapa individual funciona en orden una tras otra. El cohete se separa de la etapa anterior y luego comienza a quemar a través de la siguiente etapa en sucesión directa. Por otro lado, un cohete que implementa etapas paralelas tiene dos o más etapas diferentes que están activas al mismo tiempo. Por ejemplo, el Transbordador Espacial tiene dos cohetes propulsores sólidos que se queman simultáneamente. Al momento del lanzamiento, los propulsores se encienden y, al final de la etapa, los dos propulsores se desechan mientras que el tanque de combustible externo se guarda para otra etapa. ^{[ 3 ]} La mayoría de los enfoques cuantitativos para el diseño del rendimiento del sistema de cohete se centran en etapas en tándem, pero el enfoque se puede modificar fácilmente para incluir etapas paralelas. Para empezar, las diferentes etapas del cohete deben estar claramente definidas. Continuando con el ejemplo anterior, el final de la primera etapa, que a veces se denomina "etapa 0", se puede definir como cuando los propulsores laterales se separan del cohete principal. A partir de ahí, la masa final de la primera etapa puede considerarse como la suma de la masa vacía de la primera etapa, la masa de la segunda etapa (el cohete principal y el combustible restante sin quemar) y la masa de la carga útil.

Las etapas superiores de gran altitud y destinadas al espacio están diseñadas para operar con poca o ninguna presión atmosférica. Esto permite el uso de cámaras de combustión de menor presión y toberas de motor con relaciones de expansión de vacío óptimas . Algunas etapas superiores, especialmente aquellas que utilizan propelentes hipergólicos como Delta-K o la segunda etapa del Ariane 5 ES , se alimentan a presión , lo que elimina la necesidad de turbobombas complejas . Otras etapas superiores, como el Centaur o el DCSS , utilizan motores de ciclo de expansión de hidrógeno líquido o motores de ciclo de generador de gas como el HM7B del Ariane 5 ECA o el J-2 del S-IVB . Estas etapas suelen encargarse de completar la inyección orbital y acelerar las cargas útiles a órbitas de mayor energía, como la GTO , o a la velocidad de escape . Las etapas superiores, como el Fregat , utilizadas principalmente para llevar cargas útiles desde la órbita terrestre baja a la GTO o más allá, a veces se denominan remolcadores espaciales . ^{[ 10 ]}

Cada etapa individual generalmente se ensambla en su lugar de fabricación y se envía al sitio de lanzamiento; ^{[ 11 ]} el término ensamblaje del vehículo se refiere al acoplamiento de todas las etapas del cohete y la carga útil de la nave espacial en un solo conjunto conocido como vehículo espacial . Los vehículos de una sola etapa ( suborbitales ) y los vehículos de múltiples etapas en el extremo más pequeño del rango de tamaño, generalmente se pueden ensamblar directamente en la plataforma de lanzamiento levantando las etapas y la nave espacial verticalmente en su lugar mediante una grúa.

Esto generalmente no es práctico para vehículos espaciales de mayor tamaño, que se ensamblan fuera de la plataforma y se trasladan a su lugar en el sitio de lanzamiento mediante diversos métodos. El vehículo tripulado de alunizaje Apolo / Saturno V de la NASA y el transbordador espacial se ensamblaron verticalmente sobre plataformas de lanzamiento móviles con torres umbilicales de lanzamiento acopladas, en un Edificio de Ensamblaje de Vehículos , y luego un transportador oruga especial trasladó todo el conjunto del vehículo a la plataforma de lanzamiento en posición vertical. En contraste, vehículos como el cohete ruso Soyuz y el Falcon 9 de SpaceX se ensamblan horizontalmente en un hangar de procesamiento, se transportan horizontalmente y luego se colocan en posición vertical en la plataforma.

Las etapas superiores usadas de los vehículos de lanzamiento son una fuente importante de desechos espaciales que permanecen en órbita en un estado no operativo durante muchos años después de su uso y, ocasionalmente, grandes campos de desechos creados por la desintegración de una sola etapa superior mientras está en órbita. ^{[ 12 ]}

Después de la década de 1990, las etapas superiores usadas generalmente se pasivan después de que se completa su uso como vehículo de lanzamiento para minimizar los riesgos mientras la etapa permanece abandonada en órbita . ^{[ 13 ]} La pasivación significa eliminar cualquier fuente de energía almacenada que quede en el vehículo, como vaciar el combustible o descargar las baterías.

Muchas etapas superiores iniciales, tanto en los programas espaciales soviéticos como estadounidenses , no se pasivaron después de completar la misión. Durante los intentos iniciales de caracterizar el problema de la basura espacial, se hizo evidente que una buena proporción de todos los desechos se debía a la desintegración de las etapas superiores de los cohetes, en particular de las unidades de propulsión de etapas superiores no pasivadas . ^{[ 12 ]}

Una ilustración y descripción en el Huolongjing chino del siglo XIV , de Jiao Yu y Liu Bowen, muestra el cohete multietapa más antiguo conocido; este era el " dragón de fuego que surge del agua " (火龙出水, huǒ lóng chū shuǐ), que era utilizado principalmente por la armada china. ^{[ 14 ] [ 15 ]} Era un cohete de dos etapas que tenía cohetes propulsores que eventualmente se quemaban, pero, antes de que lo hicieran, encendían automáticamente una serie de flechas cohete más pequeñas que se disparaban desde la parte delantera del misil, que tenía forma de cabeza de dragón con la boca abierta. ^{[ 15 ]} El científico e historiador británico Joseph Needham señala que el material escrito y la ilustración representada de este cohete provienen del estrato más antiguo del Huolongjing , que puede datarse aproximadamente entre 1300 y 1350 d. C. (de la parte 1 del libro, capítulo 3, página 23). ^{[ 15 ]}

Otro ejemplo de un cohete multietapa primitivo es el Juhwa (走火) de desarrollo coreano. Fue propuesto por el ingeniero, científico e inventor coreano medieval Ch'oe Mu-sŏn y desarrollado por la Oficina de Armas de Fuego (火㷁道監) durante el siglo XIV. ^{[ 16 ] [ 17 ]} El cohete tenía una longitud de 15  cm y 13  cm; el diámetro era de 2,2  cm. Estaba unido a una flecha de 110  cm de largo; los registros experimentales muestran que los primeros resultados fueron de alrededor de 200 m de alcance. ^{[ 18 ]} Hay registros que muestran que Corea continuó desarrollando esta tecnología hasta que llegó a producir el Singijeon , o 'flechas de máquina mágica' en el siglo XVI. Los primeros experimentos con cohetes multietapa en Europa fueron realizados en 1551 por el austriaco Conrad Haas (1509-1576), maestro del arsenal de la ciudad de Hermannstadt , Transilvania (actualmente Sibiu/Hermannstadt, Rumania). Este concepto fue desarrollado de forma independiente por al menos cinco personas:

• Polaco-lituano Kazimierz Siemienowicz (1600-1651) ^{[ 19 ] [ 20 ] [ 21 ] [ 22 ] [ 23 ]}
• El ruso Konstantin Tsiolkovsky (1857–1935)
• El estadounidense Robert Goddard (1882–1945)
• Hermann Oberth (1894–1989), alemán
• El francés Louis Damblanc (1889–1969)

En 1944, el ejército alemán probó el Rheinbote , un cohete de artillería balística no guiado de cuatro etapas y combustible sólido desarrollado por Rheinmetall-Borsig . Alcanzó velocidades de aproximadamente 1600 m/s (5800 km/h; 3600 mph; Mach 4,7) a una altitud de 78 km (48 mi) . ^{[ 24 ]}      

Los primeros cohetes multietapa de alta velocidad fueron los cohetes RTV-G-4 Bumper, probados en el Campo de Pruebas de White Sands y posteriormente en Cabo Cañaveral entre 1948 y 1950. Estos consistían en un cohete V-2 y un cohete sonda WAC Corporal . La mayor altitud alcanzada fue de 393  km, lograda el 24 de febrero de 1949 en White Sands.

En 1947, el ingeniero y científico soviético Mikhail Tikhonravov desarrolló una teoría de etapas paralelas, a la que denominó "cohetes de paquetes". En su diseño, se lanzaban tres etapas paralelas desde el despegue , pero los tres motores se alimentaban desde las dos etapas exteriores hasta que se vaciaban y podían ser eyectadas. Esto resulta más eficiente que la configuración secuencial, ya que el motor de la segunda etapa nunca es un simple peso muerto. En 1951, el ingeniero y científico soviético Dmitry Okhotsimsky llevó a cabo un estudio de ingeniería pionero sobre la configuración secuencial y paralela en general, con y sin bombeo de combustible entre etapas. El diseño del R-7 Semyorka surgió de dicho estudio. El trío de motores de cohete utilizados en la primera etapa de los vehículos de lanzamiento estadounidenses Atlas I y Atlas II , dispuestos en fila, utilizaban una configuración de etapas paralelas de manera similar: el par exterior de motores propulsores existía como un par desechable que, después de apagarse, se desprendía con la estructura exterior inferior de la falda, dejando que el motor central de sostenimiento completara la combustión del motor de la primera etapa hacia el apogeo o la órbita.

La separación de cada parte de un cohete multietapa introduce un riesgo adicional para el éxito de la misión de lanzamiento. Reducir el número de eventos de separación resulta en una reducción de la complejidad . ^{[ 25 ]} Los eventos de separación ocurren cuando las etapas o los propulsores auxiliares se separan después de su uso, cuando la cofia de la carga útil se separa antes de la inserción orbital, o cuando se utiliza un sistema de escape de lanzamiento que se separa después de la fase inicial de un lanzamiento. Los sujetadores pirotécnicos , o en algunos casos sistemas neumáticos como en el Falcon 9 Full Thrust , se utilizan típicamente para separar las etapas del cohete.

Un cohete lanzador de dos etapas a órbita ( TSTO , por sus siglas en inglés) es una nave espacial en la que dos etapas distintas proporcionan propulsión de forma consecutiva para alcanzar la velocidad orbital. Se sitúa entre un lanzador de tres etapas a órbita y un hipotético lanzador de una sola etapa a órbita (SSTO, por sus siglas en inglés).

El sistema de lanzamiento orbital de tres etapas es un sistema de cohetes comúnmente utilizado para alcanzar la órbita terrestre. La nave espacial emplea tres etapas distintas que proporcionan propulsión de forma consecutiva para lograr la velocidad orbital. Se sitúa entre un lanzador orbital de cuatro etapas y uno de dos etapas .

El sistema de lanzamiento orbital de cuatro etapas es un sistema de cohetes utilizado para alcanzar la órbita terrestre. La nave espacial emplea cuatro etapas distintas que proporcionan propulsión de forma consecutiva para lograr la velocidad orbital. Se sitúa entre un lanzador orbital de cinco etapas y uno de tres etapas , y se utiliza con mayor frecuencia en sistemas de lanzamiento de propulsores sólidos.

• Vehículo de ascenso a Marte (MAV) de la NASA y la ESA (un cohete de dos etapas, cuyo lanzamiento desde Marte está previsto para 2028).

Existen varias variantes de cohetes modelo multietapa. Generalmente, se utiliza un motor de encendido instantáneo para la(s) etapa(s) inferior(es), ya que enciende directamente el motor de la siguiente etapa. En principio, también se puede usar un cohete de botella como etapa superior, pero el uso de esta combinación, denominada cohete de botella propulsado, es ilegal en muchos países.

Los motores con retardo no son adecuados para las etapas inferiores, ya que las cargas de retardo generalmente no encienden la siguiente etapa. En principio, es posible lanzar la siguiente etapa de un cohete modelo eléctricamente, ya sea por control remoto o mediante un temporizador, pero este método requiere algunos dispositivos a bordo, lo que aumenta el peso y la complejidad del modelo de cohete, haciéndolo adecuado únicamente para cohetes modelo de mayor tamaño.

El sistema de lanzamiento de etapa y media es un sistema de cohetes poco utilizado para alcanzar la órbita terrestre. Una media etapa solo desecha los motores propulsores, en comparación con una etapa completa en la que se desechan tanto los tanques de combustible como los motores. ^{[ 32 ]}

Este concepto se encuentra en algunos cohetes de la familia Atlas, donde los tres motores se encienden en tierra y durante el vuelo se desprenden dos de ellos. Esto se implementó debido a problemas de fiabilidad en el encendido de los motores en la década de 1950. El encendido de los tres motores en tierra permitía confirmar su funcionamiento antes del despegue. ^{[ 33 ]}

• Adaptador
• Motor de arranque Apogee
• Conrad Haas
• Huolongchushui
• Cohete modular
• Cohete multietapa
  • Tres etapas hasta la órbita
  • Sistema de dos etapas para alcanzar la órbita
  • De una sola etapa a órbita
• Sistema de lanzamiento reutilizable
• remolcador espacial