lebilir maliyeti yukarıya çekiyordu ve tekrar kullanılabilirliğe ulaşmayı oldukça pahalı kılıyordu. Aracın fazlalıkları bu yaklaşımla o kadar küçüktü ki böyle bir aracın yörüngeye yük taşıyıp taşıyamayacağı belirsizliği ortaya çıkmıştı.

İki bölmeli yörünge fırlatması için iki farklı tasarım ve iki farklı araç inşa edilmesi gerekiyordu. Ayrıca bu iki araç arasındaki bağlantı fırlatma esnasında sürekli kontrol edilmek zorundaydı.Genellikle ikinci bölüm uçuş sırasında ilk bölümden 5-10 kat daha küçük olurdu. Halbuki biamese ve trimese yaklaşımları iki araç içinde aynı eşit büyüklükteydi.

Bunlara ek olarak ilk bölümün fırlatma bölgesine tekrar gelmesi ve yeniden kullanım için hazırlanması gerekmekteydi. Bu genellikle kararlaştırılan bir yörüngede/rotada yol izlenerek ilk bölüm her zaman fırlatma merkezine yakın tutulurdu. Buna ek olarak ilk bölüme küçük hava emici motorlar ilave edilerek aracın tekrar geri dönmesi sağlanır ya da ilk bölümü denize paraşüt yardımıyla indirip gemi ile kurtarılarak fırlatma merkezine getirilmesi sağlanırdı. Böylece ilk bölümün bir sonraki uçuşa yeniden kullanımı sağlanmış oluyordu. Çoğu tekniğin gerçekleştirilmesi bazı sorunlara yol açmaktaydı. Bu sorunlardan bazıları ilk bölümün tekrar aynı yüke sahip olabilmesi için daha büyük olması gerekiyordu. Denize iniş ile kurtarmada bu sorunlar oldukça küçüktü.

İkinici bölüm normalde bir ya da iki tur yörüngede dolandıktan sonra yeniden inişe geçerdi.

İki ya da üç aynı bölüm yan yana bağlanarak paralel olarak ateşleniyordu. Çapraz besleme kullanılarak yörünge bölümü yakıt tankları tamamen dolu olarak kalıyordu. Bu sırada itici bölümündeki tanklar motorları itici bölümünde ve yörünge bölümünde ateşlemek için kullanılıyordu. İlk önce iticiler kuru olarak çalıştırılıyor ve araçtan ayrılıp havada süzülerek fırlatma merkezine ulaşıyordu. Bu yöntemi kullanmanın avantajı kütlenin bireysel bölümlere oranı oldukça düşürülmüş oluyordu. Böylece çapraz bağlama tekniği roket formülünü yeniden şekillendiriyordu. Hidrojen motorlarıyla birlikte trimes sadece MR 5 e ihtiyaç duyuyordu. Tek bölmeli eş araçta MR 10 kullanılıyordu.

Bu yönteme yaklaşımdaki eleştiri ise araç ve iticileri ya da tek araç tasarlamak güvenlik, muhtemel maliyet tasarrufundan ve permormastan ödün verecekti.Maksimum performanstan ödün vermek kargo maliyetini azaltacaktı. Fakat bu trime yaklaşımı içindi. İki ya da üç kanatlı araçları yan yana istiflemek gerçekten zorlu bir işti. İyimser olarak bakıldığı zaman iki farklı bölüm tasarımı olmasına rağmen düşük kütle oranları bütün düşük R&D masraflarına dönüşecekti. Birçok havacılık-uzay tasarımı orijinal tasarımcılarının icat ettiklerinden daha öteye giderek başarıyla değiştirildi. Buna en iyi örnek Boeing 747’ dir. Bu sayede yavaş ve sancılı bir şekilde F-35 ailesinin doğuşunu gösteriyor. Böyle bir rahatlığın her zaman garantisi yoktur.

Bu tür bir iniş için aracın kanatlara ve iniş takımlarına ihtiyacı olacak. Eğer denize inecekse kızak tarjı iniş ekipmanı bulundurması gerekmektedir. Bu tip bir aracın %9-12 si kanatlı olmak zorundadır. Fakat araca ek olarak kanatlar kalkış sırasında aracın ağırlığını arttırmakla birlikte yük kapasitesinide düşürmektedir.

Örneğin kalkış için gerekli bölümler atmosfere giriş sırasında, hipersonik ve subsonik uçuşlarda zorluklarla karşı karşıya geliyorlar. Uzay mekiğinin delta kanatlı şekli bu uçuşlar sırasında zorluklarla yüzleşmektedir.

Paraşütler dikey iniş için kullanılabilirdi. Böylece denize ya da Soyuz uzay aracında olduğu gibi küçük iniş roketleri kullanılarak karaya inmesi sağlanabilirdi. McDonnell Douglas DC-X başarıyla gerçekleşen inişini 3.1 kilometre yükseklikten yapmıştı.

Roketler, düşük irtifada kazanılan subsonik hızlarda yere yumuşak iniş yapmak için kullanılacaktır. Bu roketler özellikle DC-X aracında kullanılmıştır. Bu tür bir iniş gerçekleştirmek için aracın iniş ağırlığının %10’ u itici gazlardan oluşması gerekmektedir.

Dikey inişin farklı bir yanı ise cayrokopter ya da helikopter pervanesi kullanılmasıdır. Belki de bu pervanenin iniş ağırlığına etkisi yaklaşık olarak %2-3 civarındadır.

SpaceX’ in pırpır roketi bir dikey kalkış dikey iniş aracıdır. Bu araç Dünya’ ya geri dönüş teknolojilerin test edildiği tasarlanan ilk rokettir. Çoğu roket atmosfere girerken yanmak üzere tasarlanmış olsa da SpaceX roketleri fırlatma rampasına dikey iniş yapmaya dönmek için tasarlanmıştır.
Blue Shepard roketi uzaya ulaştıktan sonra dikey iniş gerçekleştirebilineceğini gösteren ilk roket olmuştur. Bu roket 100 km’ lik Karman sınırına ulaştıktan sonra inişini gerçekleştirmiştir.

SpaceX Falcon 9 roketi ilk bölümünün yere dikey iniş yaptığı ilk yörünge roketi olmuştur. İniş için ayrılmadan önce ikinci kısmı ve yük bölümünü yörünge altı rotada fırlatarak yörüngede devam edecekti.

Aracın kalkış için kanatlara ihtiyacı vardır. Yörüngeye ulaşabilmek için genellikle kuru kanat kullanılarak burada itici gaz depolanmaktadır. Yaklaşık olarak aracın kalkış ağırlığının %9-12’ si belki de kanatlarda yer almaktadır.

Bu yöntem zayıf roketli araçların geleneksel kalkış yöntemidir. Roketler bu yöntem için iyidir. Çünkü roketlerin çok yüksek ağırlık oranı vardır. Bu oran yaklaşık 100’ dür.

Hava emici itiş için havayı kullanır. En çok önerilen yaklaşım ise scrajet’ tir. Fakat turbo roket, Sıvı hava döngü motoru (LACE) ve ön soğutmalı jet motorları da önerilenler arasındadır.

Her durumda hava emicinin ulaşabileceği maksimum hız yörünge hızından oldukça düşüktür. Bu hız scramjet için yaklaşık 15 Mach ve diğer motor tasarımları için 5-6 Mach değerinderdir. Geri kalan 10-20 Mach ise yörüngede roketler tarafından sağlanmaktadır. Mach, aracın hızının ses hızına olan oranıdır.

Termal koşullarda hava emiciler( kısmen scramjetlerde) kullanışsız hale gelmektedirler. Normal roketler tırmanma uçuşu sırasında sürüklenme kuvvetini önlemek için kullanılır. Scramjetler kasten yüksek hızda hava yapısını muazzam bir şeklide ısıtmak için kalın atmosferde uçarlar. Termal durumda diğer hava emici yaklaşımlar zorlukları olmamasına rağmen daha zararsızdır.

Hidrojen, egzoz hızının çok yüksek olması sebebiyle sık sık tercih edilen bir gazdır. Fakat depolama ve pompalama ağırlıkları yüksektir. Yalıtım ve düşük itici gaz yoğunluğu nedeniyle ağırlık sorunlarına yol açmaktadır. Bu dezavantajlar birçok avantajı elimine etmektedir.

Hala kuru ağırlıklı hidrojen yakıtlı bölüm aynı yoğunluğa sahip yükten daha hafiftir. Bu hafiflik kanatların kullanımına izin vermektedir ve ikinci bölümler içinde iyidir.

Yoğun yakut bazen tercih edilir. Yoğun yakıt aracın ağır olmasına sebep olmaktadır. Özel depolama ve pompalama ağırlığı hidrojeninkinden çok daha fazladır. Yoğun yakıt genellikle dikey kalkış araçlarında tercih edilmektedir. Ayrıca aracın hidrojenli aracın boş yakıtsız halinden daha hafifi ise yatay iniş araçları içinde kullanılabilir. Kriyojenik olmayan yoğun yakıtlar, kanat yapılarında yakıt taşınmasına olanak sağlamaktadır. Çeşitli tekniklerle varolan yakıtların yoğunlaştırılması proje olarak devam etmektedir. Hidrojen ve propan gibi kriyojeniklerde kullanılan sıçratma teknolojileri içermektedir. Diğer üzerinde çalışılan yoğunlaştırma methodu ise yakıtların özel içtepkilerinin arttırılmasıdır. Cüzi miktar karbon, alüminyum, titanyum ve boron tozlarını hidrojen ve kerosene ekleyerek yapılan çalışmalar sürmektedir. Bu eklentiler özel içtepkileri arttırır. Bunun yanı sıra yakıtın yoğunluğu da artmış olur. Örneğin Fransız ONERA füze programı jelleşen çamur içindeki kerosen ile boron u test ettiler. Parafinin yerleştirildiği gibi ve bununla beraber volumetrik özel içtepki 20-100% arasında artış göstermiştir.

Yoğun yakıt uçuşunun ilk başlarında kullanılması en uygun yakıt türüdür. Motorların itiş gücü yüksek yoğunlukta daha iyi performans sağlar. Böylece araç daha çabuk ivmelenme yapacak ve yerçekimi kaybının azaltılmasıyla yörüngeye çok daha kısa sürede erişebilecek.

Fakat yörünge hızına ulaşmak için hidrojen çok iyi bir yakıt. Çünkü hidrojenin yüksek eksoz hızı ve bu sayede düşük itici gaz ağırlığı aracın kalkış ağırlığını azaltacaktı.

Bu nedenle üçlü iticili araçlar yoğun yakıt yakımı ile ve hidrojene aktarımla başlarlar. Uzay mekikleri katı roketler ve ana motorlar ile kombine edilmişlerdir fakat üçlü iticili araçlar genellikle kendi motorlarını yörüngeye kendileri taşır.

Tüm fırlatma araç sistemlerinde bir roket için gerekli olan itici yakıt ücretleri donanım ücretinden çok daha düşüktür. Fakat yeniden kullanılabilir araçlar eğer başarılı olurlarsa kendi donanımları defalarsa yeniden kullanılabilir ve bu sayede donanım masrafları oldukça düşer. Buna ek olarak yeniden kullanılabilir araçlar çoğunlukla ağır olurlar ve böylece itici gaz verimliliği düşük olur. Bu nedenle itici gaz masrafları katlanarak artar ve önemli ölçülere ulaşır.

Delta-V roketi düzgün olmayan kütle fraksiyonuna sahipti. Bunun nedeni ise roket formülünde, Delta-V’ de herhangi bir küçük azalma gerekli olan kütle fraksiyonunda büyük azalmalara sebebiyet verecek ve görevin yüksek irtifalarda başlamasına yardımcı olacaktı.

Çoğu sistem hava aracı kullanarak başlangıç hızı ve yükseklik kazanmaya çalışır. Bu yöntemler çekme, taşıma ya da basitçe araca havada yakıt ikmali yaparak elde edilir.

Diğer çeşitli fırlatma yardımları yokuş aşağı kaydırarak ya ada manyetik raylı sistem üzerinde hareket ettirilerek sağlanmaktadır. Yüksek irtifalı (80 km) fırlatma halkaları, (raylı) maglev sistemleri, daha egzotik sistemler zingir gererek araçları yüksek irtifalarda yakalama ya da uzay asansörleri önerilen diğer uygulamalar arasındadır.

Robert Zubrin’ in de dediği gibi baş parmak kuralına göre aracın iniş ağırlığının %15’ inin atmosfere giriş kalkanlamasıyla hava frenlemesi yapması gerekir.

Bu araçlardakiatmosfere giriş ısı kalkanlarında sık sık semarik çeşidi veya karbon-karbon ısı kalkanları ya da bazen metalik ısı kalkanı kullanılırdı. Muhtemel sulu soğutma sistemi ya da nadir doğa metali kullanılırdı.

Bazı kalkanlar tek kullanımlık olup atmosfere girişten sonra atılırdı.

Yeni