Un lanceur orbital monoétage (en , ou SSTO) est un véhicule spatial capable d'atteindre l'orbite terrestre et la vitesse de satellisation sans avoir à larguer un ou des étages propulsifs au cours de son ascension. Plusieurs projets de ce type ont été étudiés (HOTOL, Skylon, McDonnell Douglas DC-X, le Lockheed-Martin X-33, le Roton SSTO…), mais aucun n'a jusqu'à présent abouti, car le concept nécessite d'effectuer plusieurs percées technologiques.
Pour pouvoir se placer en orbite autour de la Terre, un engin spatial doit maintenir au plus bas son indice de structure (de 10 à 4 % selon le carburant employé), c'est-à-dire le ratio entre la masse de sa structure cumulée à la charge utile rapporté à la masse totale. Pour parvenir à cet objectif, les lanceurs actuels, fusées classiques ou navettes spatiales, larguent au fur et à mesure de leur ascension une partie de la structure rendue inutile par la consommation du carburant. Un lanceur monoétage conserve tout au long du vol toute sa structure, qui représente donc un poids croissant par rapport à la masse totale. La deuxième difficulté est liée à la nécessité d'optimiser le fonctionnement de la propulsion en fonction de la densité de l'atmosphère environnante : sur un lanceur classique, ce problème est réglé par l'utilisation de moteurs-fusées aux tuyères dimensionnées différemment selon les étages.
Pour parvenir à construire un lanceur monoétage, plusieurs pistes sont explorées, notamment l'allégement de la structure par le recours pour les réservoirs à des matériaux d'une faible densité comme des composites à base de fibres de carbone, l'utilisation de la propulsion aérobie qui permet de ne pas transporter de comburant (oxygène) pour la première phase du vol, l'augmentation de l'impulsion spécifique des moteurs, c'est-à-dire de leurs performances, la mise au point de tuyères à géométrie variable
Définition vignette|redresse=2|Schéma montrant la valeur du rapport de masse et de la masse au décollage nécessaires pour placer une charge utile de en orbite basse (delta-V de ) pour un lanceur mono-étage (SSTO représentés par un trait plein) et bi-étages (TSTO représenté par un trait en pointillé) en fonction du rendement de sa propulsion : Impulsion spécifique de 350, 400 et . Pour référence, le couple LOX/LH2 a une impulsion spécifique de et le couple Kérosène/LOX comprise entre 270 à . Les équipements et ergols nécessaires pour un retour sur Terre ne sont pas pris en compte donc ces courbes qui ne s'appliquent donc pas à un lanceur réellement réutilisable.
Il ne faut pas confondre les lanceurs monoétages avec les appareils réutilisables, tel la navette spatiale américaine qui se sépare de ses fusées à propergol solide et de son réservoir auxiliaire, ni avec les avions suborbitaux comme SpaceShipOne, qui sont incapables de rester en orbite.
Cependant, le terme se réfère généralement, mais pas exclusivement, à des véhicules réutilisables. Mais un véhicule réutilisable n'est pas forcément single-stage-to-orbit ; ainsi, le projet Space Bus de Bristol Spaceplane Bristol Spaceplane, bien que complètement réutilisable, n'est pas un lanceur monoétage puisqu'il s'agit d'un avion spatial largué depuis un avion porteur.
Types
Il existe plusieurs concepts de lanceur orbital monoétage : lanceurs à décollage et atterrissage verticaux, à décollage et atterrissage horizontaux, propulsion par un statoréacteur supersonique à entrée d'air supersonique (superstatoréacteur) combiné durant une phase de vol et des moteurs-fusées en fin de vol ou par des moteurs fonctionnant selon les deux modes, comme le projet Skylon. Il existe même des véhicules à propulsion nucléaire comme le projet Orion.
Pour les lanceurs monoétages, le principal défi est d'obtenir un assez grand rapport de masse pour transporter suffisamment de propergol pour atteindre l'orbite et une charge utile significative. Une possibilité est de donner à la fusée une forte impulsion initiale avec un canon spatial, comme dans le projet .
Pour les lanceurs monoétages aérobies, le principal défi est la complexité du système et les coûts associés de recherche et développement dans le domaine de la science des matériaux et les techniques de construction nécessaires pour la résistance des structures lors des vols à grande vitesse dans l'atmosphère, et d'atteindre un assez grand rapport de masse pour transporter suffisamment de carburant pour être mis sur orbite, en plus d'une charge utile. Les conceptions aérobies volent généralement à des vitesses supersoniques ou hypersoniques, et comprennent généralement un moteur-fusée pour l'accession finale en orbite.
Quel que soit le type de propulsion, un lanceur monoétage, s'il est réutilisable, doit être suffisamment robuste pour survivre à de multiples allers-retours dans l'espace, sans ajouter de poids excessif. En outre, un véhicule réutilisable doit être capable d'effectuer une rentrée sans dommage, et atterrir en toute sécurité.
Avantages
Les objectifs des lanceurs monoétages entièrement réutilisables sont une réduction des coûts d'exploitation, une sécurité accrue et une meilleure fiabilité que les lanceurs actuels. Le but pour un lanceur monoétage réutilisable serait de pouvoir effectuer des opérations de manière aussi simple et régulière qu'un avion de ligne.
L'équation de Tsiolkovski, appliquée à une fusée dotée de moteurs classiques, montre que la masse à vide du lanceur ne lui permet pas de se placer en orbite si le rapport carburant / masse structurelle (appelé rapport de masse) n'est pas très élevé : il doit être compris entre 10 et 25 selon le type de carburant (c'est-à-dire dans ce dernier cas que la masse à vide doit représenter 1/ de la masse totale).
Il est extrêmement difficile de concevoir une structure qui soit à la fois robuste, très légère, et économique à construire. Le problème semblait, dans les débuts de l'astronautique, insurmontable, et les concepteurs de fusées ont opté immédiatement pour des lanceurs à plusieurs étages. Plusieurs solutions ont été envisagées pour résoudre le problème de la masse des structures comme l'utilisation de réservoirs en matériaux composites dans le projet X-33/VentureStar (cependant, la mise au point de tels réservoirs se révéla si délicate qu'elle fut en partie responsable de l'abandon du projet).
Les fusées à plusieurs étages sont capables d'atteindre la vitesse orbitale parce qu'elles larguent les étages au cours de leur ascension, au fur et à mesure de l'épuisement du carburant. Une fusée mono-étage est par contre désavantagée parce qu'elle doit transporter toute sa masse à vide en orbite, ce qui réduit sa capacité d'emport de charge utile. Au contraire, les fusées à plusieurs étages non récupérables entrainent un coûteux gâchis. La réutilisation des étages pourrait permettre une exploitation beaucoup moins coûteuse car les coûts des pièces seraient amortis sur de nombreux vols.
Mais la récupération d'une fusée est difficile même lorsque seul le premier étage est recyclé, et le coût de développement d'un dispositif de récupération est important. Le premier étage est largué à une vitesse très élevée qui peut atteindre : après la séparation, le premier étage évolue à haute altitude et son point de chute est éloigné du point de départ et nécessite un dispositif de récupération coûteux. La chute généralement en mer, même freinée par les parachutes, entraine des dommages ainsi que l'eau salée. Pour les étages supérieurs, ceux-ci doivent effectuer une rentrée atmosphérique à des vitesses atteignant .
La récupération a cependant été tentée par la navette spatiale et par la société privée SpaceX. La navette, bien que partiellement réutilisable a montré ses limites (remise en état des accélérateurs à poudre après chaque vol et séjour dans l'eau, entretien régulier des trois moteurs principaux) et finalement, le réservoir externe, le seul élément « jetable » s'est révélé bien plus coûteux qu'initialement prévu, surtout après l'accident de la navette spatiale Columbia en 2003. Dans le cas des lanceurs privés et développés par SpaceX, la réutilisation du premier étage a été réussie à plus de , sur une barge en mer ou au sol, malgré des débuts hasardeux.
Ces problèmes avec l'approche à plusieurs étages ont conduit à la conception lanceur monoétage. Si un lanceur monoétage était combiné avec des systèmes fiables et nécessitant moins d'entretien, de conception d'une nature plus automatisé, il pourrait réduire considérablement les coûts opérationnels de lancement en orbite.
Inconvénients Par rapport à un lanceur classique, un lanceur monoétage pour parvenir à une masse à vide faible, doit avoir recours à des matériaux et des procédés de construction beaucoup plus coûteux.
Un lanceur monoétage, pour atteindre les performances exigées, doit être d'une grande sophistication, en particulier au niveau de sa motorisation, ce qui se traduit par un risque élevé de défaillance. On retombe sur le problème rencontré par la navette spatiale américaine : coût d'entretien, durée d'immobilisation, risque de défaillance important.
Le rapport de masse très faible laisse moins de marge qu'un lanceur classique face aux aléas de la conception : un très faible excédent de masse suffit à annuler la capacité du lanceur à placer en orbite une charge utile.
Pour être récupérable (cf raisonnement sur les lanceurs classiques récupérables), le lanceur monoétage doit atterrir sur une zone apte à l'accueillir, telle une piste. Un tel lanceur peut, selon les choix de conception, atterrir horizontalement sur une longue piste, et donc doit être doté d'un empennage et d'un train d'atterrissage qui augmentent sa masse et rendent l'atteinte du ratio encore plus difficile, ou bien atterrir verticalement, après avoir annulé toute sa vitesse horizontale (environ ). Ce mode d'atterrissage nécessite, outre un système de guidage comme un empennage ou des panneaux cellulaires, une rétropropulsion. Cependant, il permet de se passer de train d'atterrissage si un système de récupération en vol est présent sur le site. Cette dernière technique est celle choisie par SpaceX pour récupérer son lanceur bi-étages Starship.
Problème des ergols L'hydrogène liquide peut sembler être le carburant le plus évident pour un lanceur monoétage. En effet, lorsqu'il est brûlé avec de l'oxygène liquide, l'hydrogène donne la plus haute impulsion spécifique (Isp) de tous les combustibles fréquemment utilisés : environ , comparé aux du mélange kérosène/oxygène.
Les avantages de l'hydrogène sont les suivants : L'hydrogène a une impulsion spécifique plus élevée de 50 % (environ ) par rapport aux carburants les plus denses. L'hydrogène est un très bon liquide de refroidissement pour les pièces du moteur-fusée.
Cependant, l'hydrogène présente aussi ces inconvénients : Une très faible densité (environ 1/7 de la densité du kérosène), ce qui nécessite l'utilisation d'un grand réservoir et pénalise la masse du lanceur, Une température de liquéfaction extrêmement basse, qui impose un stockage à très basse température et donc requiert une isolation dont la masse pénalise le lanceur, Un point d'inflammation lui aussi très bas, Sa flamme bleu pâle est quasi invisible le jour, ce qui peut constituer un risque, Le point de liquéfaction de l'oxygène étant plus élevé, des problèmes de condensation d'oxygène liquide peuvent apparaître, ce qui provoque une instabilité de flamme, Son fort coefficient de dilatation peut créer des pressions d'expansion de gaz élevées, même pour un faible apport de chaleur.
Ces inconvénients peuvent être pris en charge mais à un coût supplémentaire.