第 4.4 節：第二階段 B - 空間工業地點

第一階段到第三階段的大部分發展都旨在升級地球上的文明，並將文明擴充套件到地球上更惡劣的環境。但地球是有限的，而太空中的區域擁有大量的可用物理空間、原材料和能源資源來繼續這項工作。因此，第四階段到第六階段的目標是開發這些區域，並繼續升級和擴充套件整個太陽系乃至更遠的文明。在這個過程中，我們還希望實現第 4.1 節中提到的專案目標。其中一些目標有利於地球，但利用空間活動來實現。相反，文明起源於地球，因此未來空間的開發必須從這裡開始，並將涉及地球在後期階段的持續支援和互動。

本書的這一部分探討了地球和空間的交匯點 - 地球上第二階段 B 的那部分，它支援並與空間中的第四階段到第六階段互動，反過來有助於實現主要專案目標。然而，我們並非從空白開始。航天產業已經遍佈全球，規模巨大，並且正在進行中，並且大部分活動都在地球上進行。因此，我們的概念必須考慮這些現有的專案和活動。我們還希望解決以下問題

為了實現我們的未來目標，需要哪些新專案和地點？
現有航天專案的哪些部分應該保持原樣，與我們新增的新專案並行？
有些新專案和地點是否屬於其他階段？
本階段需要哪些行業類別和產品？
新專案和地點將如何與我們的專案、現有航天專案以及文明的其他部分互動？
新專案和地點及其產品應該按什麼順序建設？

概念探索

我們在這裡的工作是早期概念探索，是專案中眾多步驟中的第一步。它並非最終完成，而是一個進一步工作的起點。在本書後面的章節中，我們將關注開發空間中的不同區域。這些區域對於大多數人來說並不熟悉，因此我們從一般地描述這些區域、其環境引數以及能源和物質資源開始。我們預計地球上大部分新的開發將在中等環境中進行。這些環境足夠熟悉，我們不需要在本節中提供一般性描述。相反，我們將根據需要注意重要的特徵，以及在需要其他環境中的位置時。

我們的探索從對地球上所有行業的全面調查開始，注意哪些行業目前與空間相關，以及未來可能新增哪些行業。由於未來的大部分活動將基於太空中的後期需求，我們必須考慮後期專案階段，以確定地球上將需要什麼。然後，我們研究專案驅動因素，包括動機、經濟學和技術，以確定哪些行業可以向前發展以及何時發展。根據他人過去的工作和我們自己的工作，我們確定了滿足確定需求的具體專案。我們將所有資訊整合到該階段的概念中。這包括一般方法、按時間和功能分類的專案列表、它們之間的關係以及與其他專案階段的關係。在制定階段概念時，我們考慮不同的替代方案，開發專案細節，並進行估算和計算。它們被納入本節的後面部分。由於我們的工作尚未完成，因此討論中將存在差距。我們分析的結果將是確定各個專案所需的研發工作。這將反饋到零階段 D 的規劃 - 工業地點研發。

現有航天產業

根據衛星行業協會，截至 2016 年，全球航天產業規模為每年 3390 億美元。這些現有專案之前在第 1.9 節中進行了描述。現有航天活動的大部分實際上是在地球上進行的，在軌道上只有相對少量裝置和人員。例如，僅 NASA 的履帶式運輸車之一，用於在肯尼迪航天中心運輸火箭，其質量為 2700 噸。這相當於整個國際空間站（ISS）質量的 6.4 倍。NASA 的地面裝置和設施總量要大得多，他們約 100,000 名政府和承包商員工遠遠超過了居住在 ISS 的六名宇航員。這種地面活動與空間活動比例很高的情況將持續存在，直到我們改變向軌道輸送物資的方式並開始利用太空中現有的資源。即使到那時，也仍然會有大量的人員和裝置來自地球，並且與空間相關的產業將繼續在地球上運營。我們的星球將繼續成為支援後期太空專案階段的重要組成部分。

新專案分階段

我們將研究現有產業的變化，以及為了支援我們太空計劃的後期階段，地球上需要的新專案。迄今為止，太空裝置的生產和發射一直使用工業規模的設施。因此，我們將新專案納入第二階段 B 的工業地點。它們將構成第二階段 B 所有工業活動的子集，其中大部分將是用於地球的產品。太空產業子集與第二階段 B 的其他產業以及計劃之外的文明的其他部分密切互動。例如，火箭發射場通常會從外部產業獲取混凝土、鋼鐵和電力，而不是在當地生產。這些地點大多位於中等環境中，但也有一些可能最終位於困難或極端環境中。當這些地點被確定時，它們將根據需要被分配到第三階段。有些活動規模可能小到足以歸入第二階段 A 的分散式地點，而一些長期專案則具有軌道元件。當它們出現時，我們將在這裡提及它們，並在稍後將其分配到各自的階段。

產業調查

第二階段 B 全面涵蓋地球上中等環境中所有型別的工業規模專案。在本節中，我們關注的是支援太空計劃後期部分所需的子集。在現有和預期發展已經足夠的情況下，我們注意到這一點，但不會詳細說明。在某個時間點需要額外的或獨特的專案時，我們會盡量指出它們是什麼。我們的產業類別列表取自最新版本的 **北美產業分類系統 (NAICS)**，我們採用它們的編號系統。這使得更容易與地球上關於產業的其他資料進行比較。

11 - 農業：太空中的工作人員以及地球上從事與太空相關的專案的人員都需要食物才能生存。地球上的農業已經非常發達，因此地面專案的供應應該充足。對於在太空中工作和生活的人員，他們將需要包裝好的和可儲存的食物，因為他們無法在當地種植。一旦在太空中建立了當地生產，可能會有一些在當地生產不切實際的食物。在太空環境中，也可能需要改良的生物體、農業裝置、化肥以及無法在當地生產或找到的微量元素。在無法從太空中某個地區提供的情況下，它們需要來自地球。

21 - 採礦：原材料的開採和加工在地球上也已得到充分發展。地球上太空專案的這類材料供應預計將足夠。例如，用於建造新的火箭發射場碎石和鋼鐵。在地球上製造並運送到太空使用的硬體有時需要特殊材料。一旦在太空中建立了採礦和生產，可能會有一些稀有材料和元件仍然最好從地球上供應。如果這些材料超過了現有地球產業或需要定製設計，它們可能需要新的專案來支援它們。

22 - 公用事業：地球上中等環境的地區要麼已經擁有足夠的公用事業，要麼可以很容易地新增它們來支援新的工業地點。

23 - 建築

31-33 - 製造業

42 - 批發貿易

44-45 - 零售貿易

48-49 - 運輸和倉儲

51 - 資訊

52 - 金融和保險

53 - 房地產、租賃和租賃

54 - 專業、科學和技術

55-56 - 管理和組織支援

61 - 教育

62 - 健康和社會服務

71 - 藝術、娛樂和休閒

72 - 住宿和餐飲

81 - 其他服務

92 - 公共行政

專案驅動因素

動機

經濟學

技術

放置

開發專案

我們首先描述我們對太空第二階段 B 專案的一般方法，然後按時間框架和主要功能組織我們已識別的專案。由於到達太空是執行後期階段的必要條件，因此大部分專案將歸屬於運輸功能。

一般方法

地球上已經存在大量的太空產業和專案，而且在可預見的將來很可能還會繼續存在。在這些現有專案有用的情況下，我們會保持現狀。隨著需要改變和新專案，它們將隨著時間的推移逐漸引入。儘可能地重複使用當前的生產和運營地點，以降低成本。我們將本階段的專案按時間分為四組。時間較長的專案通常取決於較早的專案才能啟動，需要更多的研發才能做好準備，或者等待市場發展到需要它們的程度。後期的專案也將從我們計劃其他部分以及文明其他部分的更先進技術和能力中受益。按時間劃分的四組是

當前 - 那些已經運營的，或者已經開始詳細設計或處於開發的後期階段。
近期 - 那些計劃在 10 年內完成詳細設計的專案，並且擁有大量的資金來源。
中期 - 那些可以在 10-30 年內合理地開始詳細設計的專案，可能擁有也可能不擁有資金來源。
長期 - 那些可能需要超過 30 年才能完成詳細設計的專案。

地球上存在著大規模的非太空產業，這與從未開發的太空不同。對於新專案，這使得從啟動集開始並利用當地資源的動機在第二階段 B 中比在太空的後期階段更少。種子工廠方法將在早期階段開發出來，並在第二階段 B 中與非太空產業並行使用。因此，我們將其作為現代工程工具之一，並在需要時將其應用於太空產業。剩餘的太空工業規模專案將透過從其他產業（無論是計劃內還是計劃外）進口裝置和材料來進行傳統建造和運營，根據需要進行進口。

太空工業生產

進入太空需要至少提供貨物集裝箱，但通常需要更復雜的車輛。製造這些車輛歸屬於生產功能。運輸還需要某種地面設施。地面設施至少支援車輛執行，但在某些情況下，它們會完成將有效載荷加速到軌道的絕大部分工作。建造地面設施也被分配到生產功能。操作車輛和地面設施歸屬於運輸功能。任何要進入太空的貨物都必須生產，或者至少要獲取。當在內部生產時，它們也被分配到此功能。

太空工業居住

一般來說，此功能包括旨在供人們居住的大規模建築。例如，大型辦公樓、酒店、住宅塔樓、零售綜合體和娛樂場所。除了人們在計劃中工作之外，供人們居住的空間在地球上已經得到很好的發展。因此，我們的計劃不需要提供這些空間，除非需要注意哪些地方需要進行重大補充。辦公、實驗室以及為計劃內工作的人員提供其他空間也包含在此功能中。在人們居住在偏遠地點的情況下，例如漂浮的海上發射場，他們的居住空間將由計劃提供，因此也包括在內。

太空工業運輸

第四階段到第六階段包括未來的軌道、行星系統和星際發展。要實現這些目標，我們首先需要將人員和裝置送入太空。在地球軌道高度 160 公里的最低穩定軌道需要 30.48 MJ/kg 動能和 1.53 MJ/kg 位能才能到達。這些都是理想值，而目前的火箭大約消耗 285 MJ/kg 能量。這是因為化學火箭推進劑所含的能量相對於到達地球軌道所需的能量來說不足夠。因此，現有的火箭需要非常高的推進劑與有效載荷質量比，導致總體效率約為 11%。低軌道的有用有效載荷平均質量為 1500 公斤，因此每次發射需要 427.5 吉焦耳能量。合理的最低發射頻率為每年 6 次，因此總能耗超過美國人均年平均用電量的 50 倍。除了能源需求之外，運輸系統還需要硬體和運營支援，這使得此類專案成為工業規模的活動，因此屬於第二階段 B 部分。

在 2015 年之前，運載工具硬體通常只使用一次就扔掉。為了在運載如此多推進劑的情況下實現有用的有效載荷質量，硬體必須具有高效能和輕量化。同時，其產量也比較少。這使得硬體價格昂貴，而將其扔掉會導致太空運輸成本非常高。2015 年以後的一些專案正在開發可重複使用火箭。這將在一定程度上解決成本問題，但化學火箭的根本低效率問題依然存在。我們對於中長期方案的思路是，用效率更高的方式取代部分或全部地球軌道運輸方式。或者，除了這種方式以外，還可以使用批次生產的裝置，或者降低效能需求，從而降低成本。

一般來說，運輸功能包括大規模的能源、離散貨物和散裝貨物、液體和氣體、人員以及資料的運輸。目前的軌道運輸使用相同的運載工具來運輸廉價的散裝物品（如推進劑）以及人員和高價值裝置。安全性、可靠性和其他特性受後一種有效載荷型別的需求驅動。這些特性也應用於散裝有效載荷，即使它們並不需要這些特性。在地球上，我們根據運輸的物品型別使用不同的運輸方式。因此，我們方案的另一部分是根據其相應的有效載荷使用不同的運輸方式，只要這種方式是合理的。

工業運輸替代方案

第四階段到第六階段涵蓋了很長一段時間，並且對於從地球出發的運輸有著廣泛的潛在需求。因此，第二階段 B 的太空運輸部分也必須涵蓋同樣的時間範圍和需求。因此，我們的分析將考察一系列潛在的替代方案。基線方案是繼續使用現有的發射系統，以及那些已經正在開發或計劃中的系統。一個替代方案是保留基線系統，但增加更多發射臺和運載工具來提高運力。另一個替代方案是探索在我們專案中開發的新型運輸系統。對於現有的系統，我們包括已經投入運營的系統，以及那些已經進入詳細設計和生產階段的系統。對於計劃中的系統，我們包括那些預計在近期（10 年內）開始詳細設計，並且擁有充足資金來源的系統。

對於新型系統，一個替代方案是另一種傳統的發射系統，類似於已經投入運營的系統，但其規模要能夠滿足我們第四階段到第六階段的需求。這種發射系統可能會有也可能沒有外部資金，但我們假設會使用為我們的專案開發的先進生產方式來降低成本。更先進的替代方案可以分為兩類：一類是補充或增強化學火箭，但仍然使用火箭作為到達軌道的首要方式；另一類是實質性地或完全取代化學火箭。後者可能部分依賴於第四階段 A 中的軌道系統。

探索替代方案的原因包括，軌道運輸能力不足，或者成本過高，導致後期的專案不可行。其他原因還包括為了商業目的而提高系統效率和降低成本。新系統的開發成本和複雜性必須與它們帶來的效能和有效載荷收益進行權衡。當使用新方法或更先進的方法時，通常會增加大量的研發時間和成本。這些方法也存在技術風險，例如它們可能無法按預期工作，或者效果不如預期。因此，必須權衡額外的時間、成本和風險與當前系統和近期系統的侷限性，以確定首選的一組概念。我們對這些替代方案的探索從識別它們是什麼開始。在下方的概念細節部分，我們根據時間和流量彙總了後期階段的需求。最後，對於每種替代方案，我們嘗試估計效能、成本和風險。

識別替代方案

傳統替代方案

當前和近期的發射系統包括各種多級火箭和少數空射火箭，其中運載飛機將火箭帶到大氣層大部分割槽域之外再點火。這些系統的相關資訊通常可以在它們投入運營或開發後期階段的使用者手冊中找到。對於那些處於早期階段的系統，可以從公開資料中獲取資訊，或者直接聯絡專案組。對於我們目前的用途，一般資訊就足夠了。對於新的傳統系統，我們可以設計另一種純火箭或亞音速空射系統，類似於現有的系統，但其規模要能夠滿足預期的流量。

增強型火箭替代方案

增強型火箭使用超越目前用於軌道發射的技術。它們仍然使用化學火箭來提供超過 80% 的所需速度。由於有效載荷與火箭速度呈非線性關係，減少 20% 的火箭部分可以使有效載荷增加 50-80%。該組中的例子包括噴射火箭、高馬赫數運載飛機、氣球、垂直噴氣推進器和低重力氣體加速器。可以結合使用多種方法來達到 20% 的水平。

火箭替代方案

本書的第二部分列出了大量的太空運輸方式。我們考慮的是可以取代 20-100% 的從地球表面到低軌道的傳統火箭級速度的子集。為此，它們必須克服地球引力，同時為軌道高度和速度做出貢獻。它們還必須在大氣層中安全執行，並且在後期階段的時間範圍內可行，包括技術成熟度和成本。可以使用多種運輸方式來取代更高比例的總速度，包括增強型組中的某些方式。例子包括高馬赫數組合迴圈空天發動機、超高速氣體或電磁加速器以及軌道空間站與電梯系統。最後一個將位於低軌道，屬於第四階段 A，但可以提供部分所需的速度。

流量和時間表

哪些系統適合於後期階段將取決於這些階段的流量模型。這些是按年劃分的有效載荷尺寸、質量和數量的發射需求。我們的模型將來自後期太空專案階段的需求，並且在後期年份必然會變得更加不確定。長期部分主要用於確定應投資哪些早期的運輸研發專案，以便在需要時準備就緒。在開發流量模型時，較大的有效載荷將需要專用發射到其目的地。較小的有效載荷可以作為次要貨物在“有空時”運輸，即在主要有效載荷留出一些未使用的運力時。可以根據有效載荷和每年發射次數來列出現有系統和新系統滿足模型需求的運輸能力。

效能、成本和風險評估

任何大型系統的全尺寸設計都必須考慮許多因素。在概念探索階段，最重要的因素是效能、成本和風險。對於軌道運輸，效能包括物理尺寸、質量、目標軌道和發射時間表。時間表包括研發、設計和生產設施和運載工具所需的必要時間。成本包括研發、設計和生產成本，以及持續的運營成本。技術風險是指系統能否正常執行、效果是否不如預期或是否會發生故障的不確定性。成本風險包括資金的可用性、開發和運營成本的不確定性以及對該系統的市場需求。給定的替代方案越先進，越遙遠，我們的估計就越不準確。這包括在我們專案之外發生的技術進步。即使是不確定的估計也有助於識別具有高潛在收益的研發投資。一些高風險/高回報的投資可能不會成功。如果足夠多的投資成功，足以證明總體研發工作的合理性，這是可以接受的。

太空工業服務

[待定]

專案整合

[待定]

運輸詳情

傳統替代方案

當前及近期系統

當前傳統火箭

以下是截至 2017 年已成功發射且多次使用過的具有代表性的傳統火箭的子集，我們將其視為當前火箭。除非另有說明，有效載荷質量是指低地球軌道。不同的火箭配置會產生不同的有效載荷質量。

* 安塔瑞斯 (美國，軌道 ATK) - 6,500 公斤

* 阿麗亞娜 5 (歐空局，阿麗亞娜空間/空中客車) - 16-20,000 公斤

* 阿特拉斯 5 (美國，聯合發射聯盟) - 9-20,500 公斤

* 德爾塔 4 (美國，聯合發射聯盟) - 13-28,899 公斤

近期傳統火箭

這包括預計在 2027 年之前達到詳細設計階段的火箭。

* 星艦 (美國，SpaceX) - 150,000 公斤

當前空射火箭

近期空射火箭

[待合併]

截至 2012 年，以下發射器專門設計用於運載人類，這需要加壓環境和其他設計功能。其他現有和正在開發的發射器可以運載貨物，其中一些可以改造成運載人類。

聯盟號

神舟

載人運輸系統

這是一個由美國宇航局資助的專案，與多傢俬營部門簽訂合同，開發元件，最終形成一個完整的運輸系統。截至 2012 年 4 月，美國宇航局正在審查下一階段開發的提案。

太空發射系統

平流層發射

太空滑翔機

由反應發動機有限公司 (REL) 發起的專案，由艾倫·邦德領導。太空滑翔機被設計為單級入軌飛行器，可以像普通飛機一樣起降。發動機採用混合設計，兼具普通空氣呼吸發動機 (噴氣機) 和火箭 (在高層大氣中) 的功能。這種設計旨在減少將貨物送入太空所需的氧化劑推進劑量，從而降低成本。

歐洲空間局 (ESA) 受英國航天局 (UKSA) 委託進行了一項設計評估，該評估於 2011 年 5 月完成，結論是“ESA 沒有發現任何會阻止發動機成功開發的關鍵問題”。

截至 2012 年 4 月，該專案資金主要來自私人投資者 (85%)，目前仍在尋求資金以完成該專案。反應發動機有限公司 太空滑翔機使用者手冊 (版本 1，2009 年 9 月) 對該飛行器及其發動機進行了詳細介紹。

新型傳統火箭

傳統火箭的設計在過去已經多次完成，並且已經被充分理解。我們建議您參考任何關於該主題的書籍和資料，例如 火箭推進要素 (第 9 版，薩頓和比布拉茲，2017)，以瞭解更多詳細資訊。我們以一個小型多級火箭為例，概述設計流程。該流程從一些初始假設開始，我們可以根據這些假設估計車輛尺寸。然後我們逐步新增更多細節，進行更準確的估計。這將用一系列更好的估計值替換我們的初始估計值，並且可能需要修正假設。完整的初步設計考慮所有主要元件，並且處於開始詳細設計和最終圖紙的階段。我們不會進行到這一步，但希望展示足夠的流程以說明如何開始。

設計假設

有效載荷：20 公斤到 250 公里圓形軌道 - 對於實際系統來說，這非常小，但相同公式適用於任何尺寸。我們需要指定一個軌道來計算任務速度。
G 限：10 個重力加速度或 100 米/秒² - 這限制了有效載荷的加速度和結構載荷。較大的有效載荷通常限制在 6 個重力加速度，但像這樣的小型有效載荷可以在沒有太多損失的情況下承受更高的加速度。
排氣速度：真空中為 3300 米/秒 - 這是使用甲烷/氧氣推進劑混合物的中等效能發動機的典型值。
由於成本原因，所有級都可重複使用。假設第一到第三級的硬體質量分數分別為 14%、15% 和 18%。由於尺寸較小和熱遮蔽增加，上級會有更高的分數。
發射場：赤道海拔 4600 米 - 這是在厄瓜多的卡揚貝，充分利用地球的自轉和更高的起始高度來減少阻力和任務速度。

初步估計

傳統火箭的尺寸由 火箭方程 決定，它確定推進劑質量比。可以根據經驗對所需速度進行初步估計。第二個估計將使用軌跡模擬，該模擬以較小的時間步長計算燃料消耗、推力、阻力和加速度。

忽略損失，到達 250 公里軌道的理想速度可從該軌道的總能量求出，該能量是動能和勢能之和。速度為 7756 米/秒，能量為 30.08 兆焦/公斤，勢能為 2.375 兆焦/公斤。總和意味著速度為 8,056 米/秒。各種實際損失可以根據經驗估計為 900 米/秒，得出總理想速度為 8956 米/秒。赤道地球的自轉速度為 465 米/秒，因此火箭必須產生 8,491 米/秒的淨速度。如果我們將它平均分成 3 級，那麼每級需要 2830 米/秒的速度。質量估計從上到下按如下方式計算

有效載荷 = 20 公斤
第 3 級最終質量/初始質量 = 42.4% - 根據火箭方程
第 3 級硬體分數 = 18% - 包括有效載荷的整個級
第 3 級初始質量 = 20 公斤 / 有效載荷分數 = 20 公斤 / (最終質量 - 硬體) = 81.9 公斤
第 2 級 m(f)/m(i) = 42.4%
第 2 級硬體 = 15% x (100-42.4%) = 8.64% - 僅佔第 2 級燃料
第 2 級初始質量 = 81.9 公斤 / (42.4% - 8.64%) = 242.5 公斤
第 1 級 m(f)/m(i) = 42.4%
第 1 級硬體 = 14% x (100-42.4%) = 8.06% - 僅佔第 1 級燃料
第 1 級初始質量 = 242.5 公斤 / (42.4% - 8.06%) = 706 公斤

第二次尺寸估計

為了進行第二次估計，我們需要火箭推力和阻力的一些細節，因此需要它的尺寸和形狀。我們假設氧氣/甲烷燃料按質量比 3.6:1 混合。CH₄ + 2O₂ = CO2 + 2H₂O 的化學反應理論質量比為 4 氧氣：1 甲烷。透過使用略少的氧氣，一些甲烷沒有燃燒，在排氣中留下 CO 或 H₂。這降低了平均分子量，並提高了排氣速度。它還確保燃燒不是富氧的，否則會與周圍材料發生反應。

油箱尺寸

根據我們上面得出的初步質量，我們可以從各自燃料的密度確定油箱尺寸：氧氣 = 1140 公斤/立方米，甲烷 = 423 公斤/立方米

從上面可以看出，所有級的最終質量都是初始質量的 42.4%，因此燃料消耗佔初始質量的 57.6%。因此燃料質量分別為 406.7、139.7 和 47.2 公斤。
以 3.6:1 的混合比，甲烷的質量分數為 1/4.6 = 21.74%，氧氣佔剩餘部分。因此，各級的甲烷質量分別為 88.4、30.4 和 10.25 公斤，氧氣質量分別為 318.3、109.3 和 36.95 公斤。
從密度我們可以計算出各自的油箱體積。考慮到油箱頂部有一些加壓氣體，並留出 3% 的燃料裕量，我們得到了第一級油箱體積分別為 215 升和 288 升，第二級分別為 74 升和 98.75 升，第三級分別為 24.95 升和 33.35 升（分別對應甲烷和氧氣）。
如果火箭級儲箱完全密封，則燃料和氧化劑可以共享一個公共壁。通常使用高度比為 70% 的橢圓形圓頂來最大程度地減少結構質量。我們假設有效載荷的密度為 1 kg/升，因此需要 20 升的體積。出於空氣動力學和結構原因，我們希望將整個車輛的高度保持在基底直徑的 10 倍或更小。每個組合級儲箱可以建模為兩個橢圓形圓頂加上一個圓柱體。應用一些幾何結果得出儲箱直徑為 60、42 和 30 釐米。

阻力系數

根據儲箱尺寸，我們可以對車輛進行初步佈局。我們必須包括每個級的前部有效載荷整流罩和後部發動機部分，以獲得車輛的總高度。對於這種設計，我們假設每個級使用具有板狀噴射器的航空噴嘴式發動機，這使得整個車輛的高度約為 6 米。此處顯示的佈局並非設計圖。它是一個示意圖草圖，用於估計圓柱形和錐形部分的大小和形狀，從中可以估計阻力。佈局網格線間距為 25 釐米。

在我們假設的 4600 米發射高度，空氣密度為 0.769 kg/m³，亞音速區域的速度平均為 120 m/s，火箭長度為 6 米，空氣的參考粘度為 18.27 x 10-6 Pa-s。因此雷諾數 Re 平均為 3030 萬，但它會隨高度和速度而變化。從參考資料（作為速度和 Re 的函式），皮膚摩擦係數 C_sf 將從低速時的約 0.0032 變化到 120 m/s 時的 0.00245，再變化到 240 m/s 時的 0.00215。這根據火箭形狀進行調整，在本例中為 1.085，以及溼潤面積與橫截面積之比，約為 8.3/0.283 = 29.3。因此，總阻力系數將在給定速度下從 0.102 變化到 0.078，再變化到 0.068，基於橫截面積。跨音速和超音速時的阻力系數不同，但可以透過類似的步驟找到。

如果車輛有一個不包括噴嘴的基底面積，我們需要新增基底阻力。在功能性火箭的情況下，排氣填充了基底，並且沒有低壓區域來透過相對於前部的壓差產生淨力。如果車輛的飛行方向不是直接指向運動方向，則會由於升力而產生額外的阻力分量，但為了簡單起見，我們假設在這種估計中使用零升力軌跡。

軌跡

發射軌跡不能由簡單的公式或圖表確定，因為車輛的推力、阻力和質量都在不斷變化。因此，必須以很小的時間步長進行模擬，以便上述引數在每個步驟中幾乎保持不變。如果每個步驟內的平均值接近正確，則總軌跡將接近正確。這對於手工計算來說太多了，因此使用計算機程式或電子表格。模擬將可變車輛質量和軌跡曲線作為輸入，軌跡曲線是車輛傾斜度隨時間的變化以及推力的變化或級聯操作。改變輸入，直到達到所需的有效載荷質量和軌道。現代軌跡模擬將自動改變輸入以找到最佳軌跡曲線。

參考概念

已知軌跡曲線和推進劑質量後，可以確定各個級的主要尺寸，並準備整個車輛的參考概念。初步設計可以從此時開始，包括髮動機和其他主要部件的佈局及其質量。根據車輛設計，可以開始對支撐地面系統（發射臺、搬運裝置、儲罐等）進行初步工作。由於我們假設了一個特定的發射地點，因此可以使用實際地理位置開發一個場地計劃。

增強型火箭替代方案

增程火箭類別仍然使用化學火箭級來實現至少 80% 的速度變化以到達軌道，但與目前或近期使用的亞音速空中發射相比，其方法不同或效能更高。這些替代方案沒有特定的順序。在獲得這些系統的可靠估計之前，還需要做大量的研究。因此，我們還不能在這些系統和其他替代方案之間進行選擇。目前，我們提供了所有可用的細節和計算結果。

噴射火箭

這是一種低階增程，透過將空氣流與火箭排氣一起夾帶。它透過增加質量流量來增加一級推力。

運載機

目前的運載機僅限於亞音速。更先進的運載機可能使用衝壓發動機達到約 5 馬赫的速度。

氣球

比空氣輕的平臺可以達到比帶翼飛機更高的海拔，為發射提供更好的起點。

噴氣增程

這種方法沒有使用運載機，而是使用高推力/重量噴氣發動機作為第一級進行垂直髮射和著陸。

Stratolaunch系統目前正在開發中，該系統使用亞音速運載機。噴氣增程發射器使用軍用戰鬥機發動機達到超音速和更高的高度。這兩個系統都共享使用空氣呼吸發動機進行飛行早期階段的想法，這些發動機的效率是火箭發動機的 4-20 倍。它們還避免在火箭發動機效率最低的操作範圍（垂直上升，會導致重力損失，以及穿過密集空氣，導致阻力和發動機壓力損失）使用火箭發動機。噴氣增程透過使用垂直髮射和著陸來拋棄大部分運載機。使用機翼可以讓更多質量從地面起飛，但它們也限制了執行高度。更少的硬體開發應該降低開發成本。發動機安裝在助推環上，助推環反過來攜帶火箭級。助推環將火箭提升到約 15 公里高度和 480 m/s（1.6 馬赫）的速度。火箭點火併從那裡繼續飛行，而助推環則返回發射場進行垂直著陸。

早期版本

對於載人運輸，最小容量為 1 人。從 SpaceX 龍飛船的質量推斷，龍飛船最多可以容納 7 人，我們估計總軌道質量為 1500 公斤，其中 750 公斤為乘客和生命保障系統，或者無人低重力貨物。在早期版本中，天鉤將不存在，發射器將用於運送軌道組裝的第一個部件。空氣呼吸助推器在空氣更多的情況下表現得更好，因此與全火箭系統不同，它們更喜歡在低海拔髮射。我們假設一個赤道海平面發射場。對於 200 公里高度的圓形軌道，從 15 公里開始，需要 7900 米/秒的 ΔV，包括勢能和動能。地球自轉貢獻了 465 米/秒，從那個起始高度開始，重力、阻力和壓力損失被認為是 200 米/秒。因此，火箭級的淨速度為 7635 米/秒。

我們假設一個可重複使用的兩級化學火箭，排氣速度為 3350 米/秒，類似於 SpaceX Merlin 1C 延長噴嘴發動機。由於火箭點火是在高海拔，我們對其進行了真空推力的最佳化，這實際上是在前 20 秒執行後的工作條件。我們從一級質量的 6.5% 增加到一級質量的 11%，以考慮隔熱層和其他一級回收硬體，使其可以再次使用。每個級分配了所需速度的 50%，因此計算如下

二級 ΔV = 3817 米/秒。質量比 = 3.125，因此最終質量 = 起始質量的 32%。級慣性 = 起始質量的 11% x 68% 消耗的燃料 = 起始質量的 7.5%。因此，有效載荷 = 起始質量的 24.5%，也等於上述的 1500 公斤。因此，二級起始質量 = 6122 公斤。
一級 ΔV = 3818 米/秒。質量比 = 3.126，因此最終質量 = 起始質量的 32%。級慣性 = 起始質量的 11% x 68% = 起始質量的 7.5%。因此，二級 + 有效載荷（一級必須攜帶的東西）= 起始質量的 24.5%，也等於 6122 公斤，因此起始質量 = 24989 公斤，我們四捨五入到 25000 公斤。
像 PW F-135 這樣的現代戰鬥機發動機在海平面上的全加力推力為 191 千牛。出於效能原因，我們希望以 2.0 個重力加速度起飛，因此允許的質量為每臺發動機 9.74 噸。發動機本身（1700 公斤）、燃料（450 公斤）和助推環硬體（590 公斤）的估計質量為 2.74 噸。因此，每臺發動機可以提升 7 噸的火箭級和有效載荷，我們需要 4 臺發動機來提升 25 噸的火箭，並留有一定餘量。

火箭初始質量的 3% 的淨軌道有效載荷並不出色，但能夠重複回收和使用所有級卻很出色。助推環 + 火箭的起飛質量為 36 噸，大約是獵鷹 9 號運載火箭 + 龍飛船的十分之一，因此其開發成本應該按比例降低。如果不需將太多低重力貨物送入軌道，或者如果其他發射系統達到可比的運營成本，那麼這個系統可能沒有必要。從其他人那裡購買發射能力的總成本更低。

高階版本

對於高階版本，我們假設天鉤已經到位，並將所需的火箭速度降低到 4810 米/秒。對於這個版本，我們假設一個單級火箭，並保持其他值與上述相同。然後，質量比為 4.2，在火箭燃燒後剩餘起始質量的 23.8%。淨貨物質量為火箭初始質量的 12.8%。對於 20 噸的火箭級，這可以提供 2.5 噸貨物到天鉤，或者大約 3 名人類乘客。如果需要更大的有效載荷，那麼助推環將需要超過 3 臺噴氣發動機。一個合理的限制是 8 臺噴氣發動機，它們可以提升高達 56 噸的火箭級，並運送 7.15 噸貨物。

低重力氣體加速器

管道中的低壓氣體，通常在山上，為火箭提供初始速度。對於人和複雜裝置，加速度是有限的，在管道末端可以達到大約 5 馬赫的速度，之後火箭級接管。

氣體加速衝壓發動機

與渦輪式噴氣發動機相比，衝壓發動機在機械結構上較為簡單，因此有可能降低成本。其缺點是它在低速下無法工作，因此對於這種替代方案，我們假設使用低加速炮將物體加速到衝壓發動機能夠工作的速度。在更高的速度下，衝壓發動機的效能會下降，因此該飛行器將使用火箭動力來完成任務。

假設炮的位置位於山坡上，炮管長度為 6 公里，炮口高度為 3200 米和 4200 米，例如厄瓜多卡亞姆貝的西南坡。為了人類乘客的舒適，加速度限制在 6 個 g（60 米/秒²），因此炮口速度為 850 米/秒（馬赫 2.8）。一個簡單的衝壓發動機可以在大約 2:1 的速度範圍內執行。超過這個範圍需要在進氣口形狀和燃燒條件方面進行更多補償，因此我們假設最大速度將為 1700 米/秒。使用碳氫燃料，在這個速度範圍內，平均等效排氣速度約為 14 公里/秒。我們假設使用單級入軌，目前只進行理論效能計算。

單人乘客規模

對於單人乘客的最小系統，我們再次假設一個 1500 公斤的艙體，載荷為 750 公斤的人類 + 生命維持系統，或者低重力貨物。計算如下：

火箭質量：12500 公斤 - 火箭級需要提供 5900 米/秒的淨速度，這意味著質量比為 5.88，或 17% 的最終質量。如果硬體質量為 11%，最終載荷比例為 6%。因此，我們的初始火箭質量為載荷（公斤）/載荷比例 = 12500 公斤，大約比噴氣推進概念輕 1/3。
衝壓發動機推力：400 千牛 - 在平均爬升速度為 210 米/秒的情況下，我們希望衝壓發動機在 40 秒內獲得 850 米/秒的速度，即略高於 20 米/秒²。因此，衝壓發動機推力需要達到 250 千牛才能實現加速。阻力粗略估計為 150 千牛，因此總髮動機推力估計為 400 千牛（90000 磅）。發動機尺寸的粗略估計為 1.0 平方米。由於這小於人類乘客艙的尺寸（1.6 米坐姿），乘客尺寸將決定炮管直徑。
衝壓發動機質量：3950 公斤 - 衝壓發動機推力與發動機質量比平均約為 20:1，因此發動機質量約為 2000 公斤。所需的燃料約為 1150 公斤，剩餘的與衝壓發動機相關的部件約為 800 公斤。因此，總衝壓發動機級將為 3950 公斤。
總質量：16500 公斤 - 透過將火箭級和衝壓發動機級相加，大約比噴氣推進概念輕 40%。需要強調的是，這些只是初步計算。
炮壓：500 千帕 - 一個 1.6 米的炮管，以 60 米/秒² 的加速度加速 16500 公斤，需要 990 千牛的總力。除以炮管面積，得到壓力為 492 千帕（71 磅/平方英寸）。從技術角度來看，這並不算是一個難題。更大的挑戰是如何在山頂安裝 6 公里的管道。

小型原型規模

為了建立一個小型概念驗證演示器，我們假設一個 20 公斤的載荷入軌，允許更高的 10 個 g 的加速度，並使用兩級火箭。更高的加速度使我們能夠在 4 公里的較短炮管內達到 900 米/秒的速度，並且衝壓發動機可以工作到 900 米/秒的速度。然後，火箭級的淨速度為 5835 米/秒，每級 2918 米/秒。對於更小的尺寸，我們假設略低的排氣速度（3300 米/秒）和更高的硬體比例（15%）。每級的質量比為 2.42。重量計算如下：

第二級最終質量 = 1/質量比 = 41.3%
第二級載荷質量 = 最終質量 - 硬體 = 41.3% - 15% = 26.3% = 20 公斤（按假設）
第二級初始質量 = 20 公斤 / 26.3% = 75 公斤
第一級最終質量 = 41.3%（與第二級相同速度）
第一級燃料消耗 = 1 - 最終質量 = 58.7%
第一級硬體重量 = 15% x 燃料消耗 = 8.8%
第一級總重量 = 燃料 + 硬體 = 67.5%
然後，第二級 = 發射重量的 32.5%。
總質量 = 第二級 / 32.5% = 231 公斤

在 20 米/秒² 的加速度下，衝壓發動機需要提供約 5000 牛的推力（1100 磅），這隻需要大約 1/80 平方米的發動機面積。火箭級可以用直徑 0.5 米，高 3.5 米，密度為 1 的圓錐體來表示，因此發動機相對於火箭級直徑來說很小。衝壓發動機質量約為 25 公斤，燃料消耗約為 15 公斤。那麼，總髮射質量將為 271 公斤。為載體/脫靶物留出 29 公斤以適應炮管，我們有 300 公斤的加速質量。在 100 米/秒² 下，加速力為 30 千牛，所需的壓力為 152 千帕（22 磅/平方英寸）。

氣體加速火箭

如果您降低 g 力，可以使用氣壓式加速器發射人員和易碎貨物。這會導致炮管長度儘可能長，因此我們需要檢視地理位置來選擇發射地點。有兩個不錯的選擇，當然可能還有其他選擇。

夏威夷島

就大型、穩定的山坡而言，夏威夷是地球上最好的發射地點，它只需要最少的地形改造和炮管支撐，因此建設成本更低。赤道位置將是與天梯對接的首選，但讓我們先看看夏威夷。它是一個盾狀火山，冷卻的熔岩流形成穩定的斜坡。因此，您可以在島嶼西側，從西向東，建設一條近乎完美的斜坡，長度約為 22 公里。如果延伸到海洋中，或在東側斜坡上新增支撐塔，您最多可以得到 100 公里的長度，但這將比在地面上建設更昂貴。對於 100 公里長的版本，在 6 個 g 下，炮口速度可以高達 3460 米/秒，但在這個例子中，我們將使用 20 公里。

設計規模 - 假設一個 20 公里長的管道，直徑 10 米，推動一個 500 噸的單級多用途火箭。飛行器不會充滿整個管道，它被設計成流線型，並安裝在適合管道尺寸的滑橇和推板之上。計算表明，炮管內的壓力需要達到 2 個大氣壓（200 千帕，30 磅/平方英寸），才能產生 3 個 g 的加速度，這對大多數人（普通大眾）和衛星部件來說是安全的。炮口速度為 1100 米/秒（馬赫 3.6），雖然只佔軌道速度的一小部分，但對於您點燃機載火箭之前是一個不錯的開始。考慮到這些初始條件，非低溫火箭的有效載荷約為 35 噸，最大直徑為 10 米，這足以滿足您想要發射的任何貨物或人員的需求。這是您可能希望建造的炮管直徑的上限。對於質量更大的飛行器，您只需要更高的炮管工作壓力。第一個低重力貨物發射器可以比 10 米小很多，並且可以透過隨著時間的推移增加長度或使用更大的炮管來提高效能。夏威夷的緯度約為北緯 20 度，因此從那裡發射無法到達赤道天梯，但它可以將更多乘客和貨物送入太空，比不借助其他裝置的火箭要多。

厄瓜多卡亞姆貝

卡亞姆貝是厄瓜多基多東北約 50 公里處的城市和一座大型山脈的名稱。我們之前討論過山坡上的超高速發射器。為了運輸人員，炮管需要更長才能降低加速度，並且會向西延伸到城鎮之外。對於這個版本，我們假設訓練有素的機組人員，而不是普通大眾。使用壓力服、貼合座椅、+x 加速度（朝前座椅）以及狀態良好的機組人員，您可以安全地使用 6 個 g，從而獲得 1560 米/秒的炮口速度。這相當於馬赫 5.2，或軌道速度的 20%。天梯已在組合系統示例中的上一步階段可用，這從火箭級需求中減去了另外 2400 米/秒。

厄瓜多的地形不像夏威夷那樣是平滑的斜坡。我們假設炮管長度為 20.25 公里，但向上彎曲，並使用分段半徑，使離心加速度保持在 12 米/秒² 或更低。乘客會感受到垂直加速度（頭腳方向）。炮管需要在塔架上支撐或使用隧道來適應地形，彎曲的形狀大致符合地形，最初是平坦的，在末端上升到山頂。炮口分別位於城市西南方向 2778 米和山頂 5731 米的高度，由彎曲的炮管造成的初始和最終斜坡分別為 1.4 度和 12.4 度。輕微的彎曲使垂直加速度相對於向前加速度保持較低。炮口端較高的斜坡也使飛行器能夠更快地穿過大氣層，減少阻力損失。這些假設可能會在更詳細的分析中發生變化。我們假設火箭級尺寸為 4 x 32 米，並與炮管緊密貼合，發射時的質量為 400 噸。

阻力 - 在阻力系數為 0.2 的情況下，火箭級在炮口處的阻力為 1.93 兆牛，如果火箭沒有立即點火，會產生 -4.82 米/秒² 的減速。爬升速度為 sin(12 度) x 1560 米/秒 = 335 米/秒。大氣層的等效厚度稱為標高（垂直方向 8640 米），在此高度上壓力下降了 e（2.718...）倍。隨著高度的增加，壓力呈指數衰減，但可以近似為炮口壓力在一個垂直標高高度，然後下降到零。8640 米標高 / 335 米/秒垂直速度 = 25.76 秒。將此乘以減速，可以估算出總阻力損失為 124 米/秒。這個值會根據火箭點火時間而變化，因為阻力是速度的函式。

火箭效能 - 火箭所需的淨速度由太空吊索相對於地球中心的速度 (5074 m/s) 減去地球赤道的自轉速度 (-465 m/s) 和發射速度 (-1560 m/s)，再加上阻力損失 (+124 m/s) 和其他損失以及機動操作（我們估計為 +200 m/s）得出。最終得到 3,373 m/s 的淨速度。SpaceX Merlin 發動機的噴射速度為 2980 m/s。可能需要 4-6 臺發動機才能提供足夠的推力。火箭方程表明，火箭達到太空吊索後，其質量為初始質量的 32.2%。考慮到載具本身佔 10%，則有效載荷佔 22.2%，即 89 噸。這是一個巨大的乘客和貨物容量，需要一個相應的大型太空吊索來支撐到達的質量。第一個版本可能較小。

已知炮筒面積、火箭載具質量和加速度，我們可以計算出 4 米炮所需的壓力為 1.91 MPa (277 psi)，2.5 米炮所需的壓力為 1.22 MPa (177 psi)。挑戰不是炮筒壓力，而是當彈丸高速運動時如何快速填充。長度可能需要在炮筒內佈置油箱和閥門。炮口速度可能需要加熱氣體來填充管道，但具體使用哪種氣體需要進一步分析。大型氣體加速器已經達到了兩倍以上的炮口速度，所以與其說可行性，不如說成本更低。

太空發射場發展 - 我們之前在山區建造了一個執行中的超高速炮，炮口速度為 5000 m/s，無輔助軌道有效載荷為 180 kg。有了太空吊索，我們可以計算出新的有效載荷，如下所示

太空吊索相對於地球中心的尖端速度為 5074 m/s。地球自轉速度減去 465 m/s。從初始的 5000 m/s 開始，阻力損失為 1000 m/s。23 度的彈道高度意味著水平分量（對進入軌道至關重要）在阻力之後為 cos(23 度) = 0.9205 x 4000 m/s = 3682 m/s。我們為機動操作和其他未計入的損失額外預留 200 m/s。因此，火箭的淨速度差變為 1127 m/s。
使用與 SpaceX Merlin 發動機相同的噴射速度 (2980 m/s)，但推力水平僅為其 1/60，我們得到最終質量為 68.5% x 1200 kg 初始質量 = 822 kg。與太空吊索之前的版本相同的空載具質量為 180 kg，現在我們有 642 kg 的有效載荷，約為之前的 3.5 倍。

從 642 kg 的有效載荷和 60 釐米口徑（炮筒直徑）的炮到 89 噸和 4 米口徑的人類加速器，規模擴大了 139 倍。由於太空吊索需要為更大的運載質量而擴大，因此需要逐步改進計劃。發射器將增加炮筒長度，並逐步提高直徑，並利用部分貨物運送太空吊索纜繩和其他材料，以便以後能夠運送更多的有效載荷。如果軌道採礦可以提供足夠強度的材料，就可以使用這些材料，否則可以從地球上運送。比上述人類加速器更小的人類加速器可以使用 2.5 x 20 米大小的火箭載具，質量為 100 噸。使用類似的計算，我們最終得到了 20 噸的淨貨物。在某個時刻，低重力加速器將變得太小而無法容納坐著的乘客，可能在 1.6 米直徑左右，但它們仍然可以用於敏感貨物。大量非敏感貨物總是具有成本優勢，因為更高的炮口速度可以讓您將有效載荷的百分比（相對於火箭載具重量）提高 3 倍，因此保留兩種型別的發射器是有意義的。

根據交通需求，您可能希望保留更小的發射器，與更大的發射器並行執行。理論上，您可以每當太空吊索經過軌道時就發射，即每 100 分鐘一次，但炮筒冷卻或其他需求可能阻止頻繁發射特定炮，因此擁有多個炮可能有用。在上限情況下，每次發射運送 89 噸 x 每天 14.4 次軌道 x 每年 300 天（允許一些維護時間）產生驚人的 384,480 噸/年的軌道運送量。這與目前和近期全球發射器的約 1,000 噸/年的運載能力相比。

成本 - 在此階段，成本尚未得到任何程度的準確估計。獵鷹 9 號火箭的總質量為 333.4 噸，低軌有效載荷為 10.45 噸。因此，除有效載荷外的火箭質量與有效載荷的比例為 30.9:1。散裝貨物發射器擁有 558 kg 的非有效載荷質量，而有效載荷為 642 kg，比例為 0.87:1。這種 35.5:1 的優勢應該會大幅降低成本，但不會完全按這個比例。炮和太空吊索與火箭級相比，是大型設施，其每使用成本將取決於使用次數。獵鷹 9 號硬體目前不能重複使用，而火箭級則旨在重複使用。從太空吊索上脫離軌道是無輔助軌道速度的 63%，因此（0.63）^2 = 39.5% 的動能需要耗散。這使得熱盾更容易設計，而且該級設計非常堅固，因為它需要在高加速度下從炮中發射出來。因此，原則上它應該可以回收並再次使用。

在缺乏更詳細的估計的情況下，現在我們將採用有效載荷每單位火箭尺寸減少 35.5 倍的方案，並將其應用於獵鷹 9 號 5400 萬美元/10450 kg = 5167 美元/kg 的成本，以獲得 146 美元/kg 的初步估計。為了與一些流行的消費品進行比較，iPad 3 64 GB 包括包裝在內，成本為 583 美元/kg，而豐田凱美瑞約為 15 美元/kg，儘管兩者都沒有設計成能夠承受高重力發射。

火箭替代方案=

續第 2 頁 →

[待合併]

第 4 節標題

對於自建選項，我們將進行初步設計，然後將其與現有的發射器選擇進行比較。我們需要做一些設計假設作為開始

有效載荷質量 - 我們假設 20 kg 對於使用現代技術的功能性硬體來說已經足夠了。可能需要根據對有效載荷需求的更深入瞭解來進行調整，但我們將將其作為起點。較大的裝置可以在軌道上組裝起來，但將物品尺寸保持較小可以讓您使用更小的發射器，從而降低初始開發成本。還有一種可能性，就是將其用作其他車輛更大發射之間的“快遞包裹遞送”服務，並帶來一些收入。
發射速率 - 我們假設最初每月約 1 次發射，並以穩定速度持續進行。
生產 - 我們假設使用一個或多個先進製造型別的工廠，如前一頁所述，來製造發射器。這會對工廠的生產能力提出要求，並將系統聯絡起來。任何在工廠內無法合理製造的材料或元件都將購買。在決定使用哪種發射器時，必須考慮工廠的成本。

將小型有效載荷發射到軌道的途徑有很多。傳統方法是設計一個有兩個或三個級的火箭。任何其他想法都可以與之比較，看看它是否具有更低的預期開發和運營成本。

低重力運輸

並非所有型別的貨物都能承受超高速發射器的高加速度。特別是人類承受的加速度極限約為 3-6 個重力加速度。因此，在組合系統的這一步之前，我們使用了任何現有的發射器來運送人員和易碎貨物。隨著太空吊索的出現，我們現在考慮了這項任務的備選方案以及如何選擇它們。

在備選方案中做出選擇

已經存在用於將貨物和人員發射到太空的火箭，並且正在開發新的火箭。我們假設這種情況在未來會繼續存在。在工程設計中，零件會進行製造或購買分析，以確定是內部製造零件還是從其他人那裡購買。這種方法也適用於人類運輸工作。如果建造我們自己的發射器在成本、技術風險和其他引數方面明顯更好，那麼我們就自己建造。如果其他公司提供更好的選擇，那就直接購買發射服務。將所有備選方案進行比較被稱為權衡研究。首先選擇用於比較的引數，以及一個評分系統，將不同的引數轉換為統一的衡量標準。然後，對每個備選方案做出最佳估計，並選擇得分最高的方案。在進行權衡研究時，務必對所有備選方案使用相同的假設，例如材料強度。

技術和備選系統的可用性會隨著時間的推移而發生變化。在完成設計和施工之前，工程估計也存在不確定性。像每年運載貨物量這樣的輸入假設會隨著時間的推移而發生變化。因此，對於一個複雜的系統，單點比較是不夠的。敏感性分析會提前檢視引數和假設的變化，看看它如何影響最終的選擇。這可以透過系統的數學或計算機模型來有效地完成。稍後，當上述情況之一發生變化時，應該重新進行權衡研究，以檢視先前的答案是否仍然有效。