Un cohete multietapa o cohete escalonado [1] es un vehículo de lanzamiento que utiliza dos o más etapas de cohete , cada una de las cuales contiene sus propios motores y propulsor . Un escenario en tándem o en serie se monta encima de otro escenario; un escenario paralelo se adjunta junto a otro escenario. El resultado son efectivamente dos o más cohetes apilados uno encima del otro o unidos uno al lado del otro. Los cohetes de dos etapas son bastante comunes, pero se han lanzado con éxito cohetes con hasta cinco etapas separadas.
Al desechar las etapas cuando se quedan sin propulsor, se reduce la masa del cohete restante. Cada etapa sucesiva también se puede optimizar para sus condiciones operativas específicas, como la disminución de la presión atmosférica a mayores altitudes. Esta puesta en escena permite que el empuje de las etapas restantes acelere más fácilmente el cohete hasta su velocidad y altura finales.
En los esquemas de puesta en escena en serie o en tándem, la primera etapa está en la parte inferior y suele ser la más grande, la segunda etapa y las etapas superiores posteriores están encima de ella y generalmente disminuyen de tamaño. En paralelo, se utilizan propulsores de cohetes sólidos o líquidos para ayudar en el lanzamiento. A veces se les denomina "etapa 0". En el caso típico, los motores de primera etapa y propulsores se encienden para impulsar todo el cohete hacia arriba. Cuando los propulsores se quedan sin combustible, se separan del resto del cohete (normalmente con algún tipo de pequeña carga explosiva o pernos explosivos ) y caen. Luego, la primera etapa se quema hasta completarse y se cae. Esto deja un cohete más pequeño, con la segunda etapa en la parte inferior, que luego se dispara. Conocido en los círculos de cohetes como puesta en escena , este proceso se repite hasta que se alcanza la velocidad final deseada. En algunos casos con puesta en escena en serie, la etapa superior se enciende antes de la separación; el anillo entre etapas está diseñado con esto en mente y el empuje se utiliza para ayudar a separar positivamente los dos vehículos.
Se requiere un cohete de varias etapas para alcanzar la velocidad orbital . Se buscan diseños de etapa única a órbita , pero aún no se han demostrado.
La razón por la que se requieren cohetes de múltiples etapas es la limitación que las leyes de la física imponen a la velocidad máxima alcanzable por un cohete con una determinada relación de masa de combustible a seco. Esta relación viene dada por la ecuación clásica del cohete :
dónde:
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 puede lograr de manera realista en una sola etapa de cohete. El cohete multietapa supera este límite dividiendo el delta-v en fracciones. A medida que cada etapa inferior cae y la etapa siguiente se dispara, el resto del cohete todavía viaja cerca de la velocidad de agotamiento. La masa seca de cada etapa inferior incluye el propulsor en las etapas superiores, y cada etapa superior sucesiva ha reducido su masa seca desechando la masa seca inútil de las etapas inferiores gastadas. [2]
Una ventaja adicional es que cada etapa puede utilizar un tipo diferente de motor de cohete, cada uno de ellos adaptado a sus condiciones operativas particulares. Así, los motores de la etapa inferior están diseñados para usarse a presión atmosférica, mientras que las etapas superiores pueden usar motores adecuados para condiciones cercanas al vacío. Los escenarios inferiores tienden a requerir más estructura que los superiores, ya que deben soportar su propio peso más el de los escenarios superiores. La optimización de la estructura de cada etapa disminuye el peso del vehículo total y proporciona mayores ventajas.
La ventaja de la puesta en escena tiene el costo de que las etapas inferiores levanten motores que aún no se utilizan, además de hacer que todo el cohete sea más complejo y más difícil de construir que una sola etapa. Además, cada evento de puesta en escena es un posible punto de falla en el lanzamiento, debido a una falla de separación, falla de encendido o colisión de etapa. Sin embargo, los ahorros son tan grandes que cada cohete utilizado alguna vez para poner una carga útil en órbita ha tenido algún tipo de puesta en escena.
Una de las medidas más comunes de la eficiencia de un cohete es su impulso específico, que se define como el empuje por caudal (por segundo) de consumo de propulsor: [3]
Al reorganizar la ecuación de manera que el empuje se calcule como resultado de los otros factores, tenemos:
Estas ecuaciones muestran que un impulso específico más alto significa un motor de cohete más eficiente, capaz de funcionar durante períodos de tiempo más largos. En términos de puesta en escena, las etapas iniciales del cohete generalmente tienen una clasificación de impulso específico más baja, intercambiando eficiencia por un empuje superior para empujar rápidamente el cohete a mayores altitudes. Las etapas posteriores del cohete suelen tener un índice de impulso específico más alto porque el vehículo está más fuera 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, y se calcula mediante la ecuación:
La relación empuje-peso común de un vehículo de lanzamiento está dentro del 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 la cantidad de tiempo que durará el motor del cohete antes de haber agotado todo su propulsor. Para la mayoría de las etapas no finales, el empuje y el impulso específico se pueden suponer constantes, lo que permite escribir la ecuación del tiempo de combustión como:
Donde y son las masas inicial y final de la etapa del cohete respectivamente. Junto con el tiempo de quemado, la altura y la velocidad de quemado se obtienen usando los mismos valores y se encuentran mediante estas dos ecuaciones:
Cuando se trata del problema de calcular la velocidad o tiempo de combustión total para todo el sistema de cohetes, el procedimiento general para hacerlo es el siguiente: [3]
Es importante tener en cuenta que el tiempo de combustión no define el final del movimiento de la etapa del cohete, ya que el vehículo aún tendrá una velocidad que le permitirá ascender por un breve período de tiempo hasta que la aceleración de la gravedad del planeta cambie gradualmente. hacia abajo. La velocidad y la altitud del cohete después de quemarse se pueden modelar fácilmente utilizando las ecuaciones físicas básicas del movimiento.
Al comparar un cohete con otro, no es práctico comparar directamente cierto rasgo del cohete con el mismo rasgo de otro porque sus atributos individuales a menudo no son independientes entre sí. Por esta razón, se han diseñado proporciones adimensionales para permitir una comparación más significativa entre cohetes. La primera es la relación de masa inicial a final, que es la relación entre la masa inicial total de la etapa del cohete y la masa final de la etapa del cohete una vez que se ha consumido todo el combustible. La ecuación para esta relación es:
¿Dónde está la masa vacía del escenario, es la masa del propulsor y es la masa de la carga útil? [4] La segunda cantidad de rendimiento adimensional es la relación estructural, que es la relación entre la masa vacía del escenario y la masa vacía combinada y la masa del propulsor como se muestra en esta ecuación: [4]
La última cantidad importante de rendimiento adimensional es la relación de carga útil, que es la relación entre la masa de carga útil y la masa combinada de la etapa vacía del cohete y el propulsor:
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]
Estos índices de rendimiento también se pueden utilizar como referencia sobre qué tan eficiente será un sistema de cohetes al realizar optimizaciones y comparar diferentes configuraciones para una misión.
Para el dimensionamiento inicial, las ecuaciones del cohete se pueden utilizar para derivar la cantidad de propulsor necesario para el cohete en función del impulso específico del motor y el impulso total requerido en N·s. La ecuación es:
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 que casi siempre ocurre cuando se diseña la etapa del cohete. El volumen se obtiene dividiendo la masa del propulsor por su densidad. Además del combustible necesario, también se debe determinar la masa de la estructura del cohete, lo que requiere tener en cuenta la masa de los propulsores, la electrónica, los instrumentos, los equipos de potencia, etc. necesarios . herrajes para estantes que deben considerarse en las etapas intermedias y finales del diseño, pero para el diseño preliminar y conceptual, se puede adoptar un enfoque más simple. Suponiendo que un motor para una etapa de cohete proporcione 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 la etapa, como iniciadores y dispositivos de seguridad y activación, es en comparación muy pequeña y puede considerarse insignificante.
Para los motores de cohetes sólidos modernos, es una suposición segura y razonable decir que entre el 91 y el 94 por ciento de la masa total es combustible. [3] También es importante tener en cuenta que hay un pequeño porcentaje de propulsor "residual" que quedará atascado e inutilizable dentro del tanque, y también debe tenerse en cuenta al determinar la cantidad de combustible para el cohete. Una estimación inicial común para este propulsor residual es del cinco por ciento. Con esta relación y la masa del propulsor calculada, se puede determinar la masa del cohete vacío. El tamaño de los cohetes que utilizan un bipropulsor líquido requiere un enfoque un poco más complicado porque se requieren dos tanques separados: uno para el combustible y otro para el oxidante. La relación entre estas dos cantidades se conoce como relación de mezcla y está definida por la ecuación:
¿Dónde está la masa del oxidante y es la masa del combustible? Esta proporción de mezcla no sólo rige el tamaño de cada tanque, sino también el impulso específico del cohete. La determinación de 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 bipropulsor podría ajustarse de manera que no tenga el impulso específico óptimo, pero dará como resultado tanques de combustible del mismo tamaño. Esto produciría una fabricación, embalaje, configuración e integración más sencilla y económica 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 específica menos eficiente. Pero supongamos que la limitación que define 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, lo que reduciría la eficiencia y el índice de impulso específico, pero cumpliría con un requisito de volumen de tanque menor.
El objetivo final de la puesta en escena óptima es maximizar la relación de carga útil (consulte las relaciones en rendimiento), lo que significa que la mayor cantidad de carga útil se transporta hasta la velocidad de combustión requerida utilizando la menor cantidad de masa sin carga útil, que comprende todo lo demás. Este objetivo supone que el coste del lanzamiento de un cohete es proporcional a la masa total de despegue del cohete, lo cual es una regla general en la ingeniería de cohetes. Aquí hay algunas reglas y pautas rápidas a seguir para alcanzar una puesta en escena óptima: [3]
La relación de carga útil se puede calcular para cada etapa individual y, cuando se multiplica en secuencia, dará como resultado la relación de carga útil general de todo el sistema. Es importante tener en cuenta que al calcular la relación de carga útil para etapas individuales, la carga útil incluye la masa de todas las etapas posteriores a la actual. La relación de carga útil general es:
Donde n es el número de etapas que comprende el sistema de cohetes. Etapas similares que producen la misma relación de carga útil simplifican esta ecuación; sin embargo, rara vez es la solución ideal para maximizar la relación de carga útil, y es posible que los requisitos de ΔV deban dividirse de manera desigual, como se sugiere en los consejos de las pautas 1 y 2 anteriores. Dos métodos comunes para determinar esta partición ΔV perfecta entre etapas son un algoritmo técnico que genera una solución analítica que puede implementarse mediante un programa o una simple prueba y error. [3] Para el enfoque de prueba y error, es mejor comenzar con la etapa final, calculando la masa inicial que se convierte en la carga útil de la etapa anterior. A partir de ahí es fácil avanzar hasta la etapa inicial de la misma manera, dimensionando todas las etapas del sistema de cohetes.
La puesta en escena restringida del cohete se basa en la suposición simplificada de que cada una de las etapas del sistema de cohetes tiene el mismo impulso específico, relación estructural y relación de carga útil, siendo la única diferencia que la masa total de cada etapa creciente es menor que la de la etapa anterior. . Aunque esta suposición puede no ser el enfoque ideal para obtener un sistema eficiente u óptimo, simplifica enormemente las ecuaciones para determinar las velocidades de quemado, los tiempos de quemado, las altitudes de quemado y la masa de cada etapa. Esto constituiría un mejor enfoque para un diseño conceptual en una situación en la que una comprensión básica del comportamiento del sistema es preferible a un diseño detallado y preciso. Un concepto importante que se debe comprender cuando se realiza una puesta en escena restringida de un cohete es cómo la velocidad de combustión se ve afectada por el número de etapas que dividen el sistema del cohete. Aumentar el número de etapas de un cohete mientras se mantienen constantes el impulso específico, las relaciones de carga útil y las relaciones estructurales siempre producirá una velocidad de combustión más alta que los mismos sistemas que usan menos etapas. Sin embargo, la ley de los rendimientos decrecientes es evidente en que cada incremento en el número de etapas produce una mejora menor en la velocidad de agotamiento que el incremento anterior. La velocidad de agotamiento converge gradualmente hacia un valor asintótico a medida que el número de etapas aumenta hacia un número muy alto. [4] Además de los rendimientos decrecientes en la mejora de la velocidad de agotamiento, la razón principal por la que los cohetes del mundo real rara vez usan más de tres etapas es el aumento del peso y la complejidad del sistema para cada etapa agregada, lo que en última instancia genera un mayor costo de despliegue.
La puesta en marcha en caliente es un tipo de preparación de cohetes en la que la siguiente etapa enciende sus motores antes de la separación en lugar de después. [5] Durante la puesta en marcha en caliente, la etapa anterior acelera sus motores. [5] La puesta en escena en caliente 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 vacío , ya que la aceleración de la etapa casi agotada mantiene los propulsores asentados en el fondo de los tanques. La puesta en escena en caliente se utiliza en cohetes rusos de la era soviética como Soyuz [6] [7] y Proton-M . [8] El cohete N1 fue diseñado para utilizar puesta en escena en caliente, sin embargo, 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 puesta en escena en caliente. SpaceX modernizó 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 cohetes que implementa puesta en escena en tándem significa que cada etapa individual funciona en orden una tras otra. El cohete se libera de la etapa anterior y luego comienza a quemar la siguiente etapa en sucesión directa. Por otro lado, un cohete que implementa puesta en escena paralela tiene dos o más etapas diferentes que están activas al mismo tiempo. Por ejemplo, el transbordador espacial tiene dos propulsores de cohetes sólidos que funcionan simultáneamente. Tras el lanzamiento, los propulsores se encienden y, al final de la etapa, los dos propulsores se descartan mientras 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 cohetes se centran en la puesta en escena en tándem, pero el enfoque puede modificarse fácilmente para incluir la puesta en escena en paralelo. Para empezar, conviene definir claramente las diferentes etapas del cohete. Siguiendo con el ejemplo anterior, el final de la primera etapa, a la que a veces se hace referencia como '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 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. [ ¿investigacion original? ]
Las etapas superiores situadas a gran altitud y en el espacio están diseñadas para funcionar con poca o ninguna presión atmosférica. Esto permite el uso de cámaras de combustión de menor presión y boquillas de motor con relaciones óptimas de expansión de vacío . Algunas etapas superiores, especialmente aquellas que utilizan propulsores hipergólicos como la segunda etapa Delta-K o Ariane 5 ES , se alimentan a presión , lo que elimina la necesidad de complejas turbobombas . Otras etapas superiores, como el Centaur o el DCSS , utilizan motores de ciclo expansor de hidrógeno líquido o motores de ciclo generador de gas como el HM7B del Ariane 5 ECA o el J-2 del S-IVB . Estas etapas generalmente tienen la tarea de completar la inyección orbital y acelerar las cargas útiles a órbitas de mayor energía, como GTO , o para escapar de la velocidad . Las etapas superiores, como Fregat , utilizadas principalmente para llevar cargas útiles desde la órbita terrestre baja al GTO o más allá, a veces se denominan remolcadores espaciales . [10]
Cada etapa individual generalmente se ensambla en su sitio de fabricación y se envía al sitio de lanzamiento; El término conjunto de 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 varias 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.
Por lo general, esto no es práctico para vehículos espaciales más grandes, que se ensamblan fuera de la plataforma y se trasladan a su lugar en el sitio de lanzamiento mediante varios métodos. El vehículo de alunizaje tripulado Apolo / Saturno V de la NASA y el transbordador espacial se ensamblaron verticalmente en plataformas de lanzamiento móviles con torres umbilicales de lanzamiento adjuntas, en un edificio de ensamblaje de vehículos , y luego un transportador de orugas especial movió toda la pila de vehículos a la plataforma de lanzamiento en una posición erguida. Por el contrario, 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 gastadas 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 ruptura de una sola etapa superior mientras está en órbita. [11]
Después de la década de 1990, las etapas superiores gastadas generalmente se pasivan una vez finalizado su uso como vehículo de lanzamiento para minimizar los riesgos mientras la etapa permanece abandonada en órbita . [12] Pasivación significa eliminar cualquier fuente de energía almacenada que quede en el vehículo, como arrojar combustible o descargar baterías.
Muchas de las primeras etapas superiores, tanto en los programas espaciales soviéticos como en los estadounidenses , no fueron pasivadas después de completar la misión. Durante los intentos iniciales de caracterizar el problema de los desechos espaciales, se hizo evidente que una buena proporción de todos los desechos se debía a la rotura de las etapas superiores de los cohetes, en particular de las unidades de propulsión de las etapas superiores no pasivadas . [11]
Una ilustración y descripción del Huolongjing chino del siglo XIV realizada por Jiao Yu y Liu Bowen muestra el cohete de varias etapas más antiguo conocido; este era el " dragón de fuego que surgía del agua " (火龙出水, huǒ lóng chū shuǐ), que era utilizado principalmente por la marina china. [13] [14] Era un cohete de dos etapas que tenía cohetes propulsores que eventualmente se quemarían, pero antes de que lo hicieran, automáticamente encendieron una serie de flechas de cohete más pequeñas que fueron disparadas desde el extremo frontal del misil, que era Con forma de cabeza de dragón con la boca abierta. [14] 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 fecharse aproximadamente entre 1300 y 1350 d.C. (de la parte 1 del libro, capítulo 3, página 23). [14]
Otro ejemplo de uno de los primeros cohetes de varias etapas 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. [15] [16] El cohete tenía una longitud de 15 cm y 13 cm; el diámetro era de 2,2 cm. Estaba sujeto a una flecha de 110 cm de largo; Los registros experimentales muestran que los primeros resultados tenían un alcance de alrededor de 200 m. [17] Hay registros que muestran que Corea siguió desarrollando esta tecnología hasta que llegó a producir las Singijeon , o 'flechas mágicas' en el siglo XVI. Los primeros experimentos con cohetes de múltiples etapas en Europa fueron realizados en 1551 por el austriaco Conrad Haas (1509-1576), maestro del arsenal de la ciudad de Hermannstadt , Transilvania (ahora Sibiu/Hermannstadt, Rumania). Este concepto fue desarrollado de forma independiente por al menos cinco personas:
Los primeros cohetes multietapa de alta velocidad fueron los cohetes parachoques RTV-G-4 probados en White Sands Proving Ground y más tarde en Cabo Cañaveral de 1948 a 1950. Consistían en un cohete V-2 y un cohete de sondeo WAC Corporal . La mayor altitud jamás alcanzada fue de 393 km, alcanzada el 24 de febrero de 1949 en White Sands.
En 1947, el ingeniero de cohetes y científico soviético Mikhail Tikhonravov desarrolló una teoría de etapas paralelas, a la que llamó "cohetes de paquetes". En su esquema, se encendieron tres etapas paralelas desde el despegue , pero los tres motores fueron alimentados desde las dos etapas exteriores, hasta que estuvieron vacíos y pudieron ser expulsados. Esto es más eficiente que la puesta en escena secuencial, porque el motor de segunda etapa nunca es solo peso muerto. En 1951, el ingeniero y científico soviético Dmitry Okhotsimsky llevó a cabo un estudio de ingeniería pionero sobre etapas generales secuenciales y paralelas, con y sin bombeo de combustible entre etapas. De ese estudio surgió el diseño del R-7 Semyorka . El trío de motores de cohetes utilizados en la primera etapa de los vehículos de lanzamiento estadounidenses Atlas I y Atlas II , dispuestos en fila, utilizó una puesta en escena paralela de manera similar: el par exterior de motores propulsores existía como un par desechable que, después de Apagado, descienda con la estructura de falda exterior más baja, dejando que el motor sustentador central complete el encendido del motor de la primera etapa hacia el apogeo u órbita.
La separación de cada porción de un cohete de varias etapas introduce un riesgo adicional para el éxito de la misión de lanzamiento. Reducir el número de eventos de separación da como resultado una reducción de la complejidad . [21] Los eventos de separación ocurren cuando las etapas o los propulsores con correa se separan después de su uso, cuando el carenado de carga útil se separa antes de la inserción orbital, o cuando se usa 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 usan típicamente para separar las etapas del cohete.
Un vehículo de lanzamiento de cohetes de dos etapas a órbita ( TSTO ) o de dos etapas es una nave espacial en la que dos etapas distintas proporcionan propulsión consecutivamente para alcanzar la velocidad orbital. Es un intermedio entre un lanzador de tres etapas a órbita y un hipotético lanzador de una sola etapa a órbita (SSTO). [ cita necesaria ]
El sistema de lanzamiento a órbita de tres etapas es un sistema de cohetes comúnmente utilizado para alcanzar la órbita terrestre. La nave espacial utiliza tres etapas distintas para proporcionar propulsión consecutivamente con el fin de alcanzar la velocidad orbital. Es un intermedio entre un lanzador de cuatro etapas a órbita y un lanzador de dos etapas a órbita .
Otros diseños (de hecho, la mayoría de los diseños modernos de carga media a pesada) no tienen las tres etapas en línea en la pila principal, sino que tienen propulsores con correa para la "etapa 0" con dos etapas centrales. En estos diseños, los propulsores y la primera etapa disparan simultáneamente en lugar de consecutivamente, proporcionando un empuje inicial adicional para levantar todo el peso del lanzador y superar las pérdidas de gravedad y la resistencia atmosférica. Los propulsores se desechan a los pocos minutos de vuelo para reducir el peso.
El sistema de lanzamiento a órbita de cuatro etapas es un sistema de cohetes que se utiliza para alcanzar la órbita terrestre. La nave espacial utiliza cuatro etapas distintas para proporcionar propulsión consecutivamente con el fin de alcanzar la velocidad orbital. Es intermedio entre un lanzador de cinco etapas a órbita y un lanzador de tres etapas a órbita , y se usa más a menudo con sistemas de lanzamiento de propulsor sólido.
Otros diseños no tienen las cuatro etapas en línea en la pila principal, sino que tienen propulsores con correa para la "etapa 0" con tres etapas centrales. En estos diseños, los propulsores y la primera etapa disparan simultáneamente en lugar de consecutivamente, proporcionando un empuje inicial adicional para levantar todo el peso del lanzador y superar las pérdidas de gravedad y la resistencia atmosférica. Los propulsores se desechan a los pocos minutos de vuelo para reducir el peso.
