نظام إطلاق قابل لإعادة الاستخدام

تحتاج المركبات الهابطة أفقيًا على مدرجات الهبوط أجنحةً وعدة هبوط سفلية بالمركبة. وتستغل هذه المكونات نحو 9% إلى 12% من كتلة مركبة الهبوط، ما يقلل من حمولة المركبة أو يزيد من حجمها. تقلل بعض التصميمات، مثل تصميم الجسم الرافع، من كتلة الأجنحة مثل شكل أجنحة الدلتا في المكوك الفضائي.

يمكن أن تُنفذ عمليات الهبوط الرأسي باستخدام المظلات، مثل مركبات سويوز، أو باستخدام المحركات الدافعة. تعتبر المركبة دي سي-إكس أحد الأمثلة على مركبات الهبوط ذات المحركات الدافعة، ويعتبر الصاروخ فالكون 9 أول صاروخ مداري تهبط مرحلته الأولى رأسيًا على الأرض. وتحتاج عملية الهبوط نحو 10% من إجمالي المادة الدافعة للمرحلة الأولى، ما يقلل من الحمولة التي يمكن أن يحملها الصاروخ طبقًا للمعادلة الصاروخية. [3][4]

يرتفع وزن المراحل القابلة لإعادة الاستخدام مقارنةً بالمراحل المستهلكة المكافئة لها. ويعتبر هذا الفرق في الوزن أمرًا حتميًا بسبب الأنظمة التكميلية الموجودة بهذه المراحل القابلة لإعادة الاستخدام، وبسبب فائض المادة الدافعة التي تستخدمه هذه المركبات في الهبوط. وتعتمد هذه الخسارة في الكتلة الفعلية على المركبة والطريقة التي ستعود بها إلى سطح الأرض. [5]

تحتاج الكتلة الهابطة لمركبة دخول الغلاف الجوي أن يُستغل منها 15% في نظام التدريع الحراري، وذلك باعتبارها قاعدة إبهام تقريبيةً.  [6]

يمكن أن تُصنع أنظمة الحماية الحرارية (TPS) من العديد من المواد المتنوعة، مثل الكربون المدعم بألياف الكربون والمواد المتذرية. وتاريخيًا، طُورت هذه المواد لأول مرة في مركبات إعادة الدخول المتعددة المستهدفة بشكل مستقل (MIRVs) بالصواريخ الباليستية العابرة للقارات (ICBM). ومع ذلك، تختلف متطلبات الأنظمة الفضائية القابلة لإعادة الاستخدام عن مركبات الدخول التي تستخدم مرةً واحدةً، خاصةً فيما يتعلق بمتطلبات الدرع الحراري للمركبة. وتحديدًا، تشكل الحاجة إلى تغطية هذه المركبات بأغطية متينة ذات انبعاثية عالية، لتكون قادرةً على تحمل عدة دورات حرارية، أحد أهم المتطلبات في تطوير المركبات الفضائية الجديدة القابلة لإعادة الاستخدام. ويعتبر ثنائي سيليسيد الفلزات الانتقالي إحدى المواد الحالية المستخدمة في هذه الأغطية ذات الانبعاثية العالية.[7][8]