第 4.4 节：第二阶段 B - 空间工业地点（第 2 页）
超高速发射器是火箭替代方案之一。它基于第 2.2 节中的粒子床加热气体枪。为了取代大部分传统的火箭推进，采用了高加速度。这使得它适用于散装货物，但不适用于人员或复杂设备。基于火药的枪支有着悠久的历史。轻气枪使用低分子量气体代替火药的爆炸产物来达到更高的速度。它们自 20 世纪中叶以来一直被用于高速研究。过去曾多次提出将此类枪用于轨道发射，但尚未付诸实践。因此，它们需要研发工作才能从现有的研究枪经验过渡到能够进行轨道发射的版本。我们将这种替代方案称为高超音速发射器，因为枪口速度超过 5 马赫，因此弹丸以高超音速穿过大气层。我们选择粒子床版本，因为它相对简单且性能良好，尽管还有许多其他气体枪设计。
---
在建立先进制造能力之后，下一步是制造低成本发射器，主要用于散装材料。散装材料的例子包括燃料、水、氧气、结构部件，甚至是冷冻食品。如果这种发射器具有足够的成本优势，您可以有目的地为更高的加速度设计零件。例如，电子设备如果安装得当，可以承受高 g 力，但大多数商用设备的设计是为了降低组装成本，而不是高 g 力。一般来说，这种发射器的加速度会随着尺寸的增加而下降。例如，与美国 M777 野战炮相比，它的枪口速度可能高 5 倍，但炮管长 150 倍，因此加速度更低。在最大实用枪的极限范围内，加速度将足够低以适用于人类（60 m/s^2 或 6 g），但这种初始发射器位于尺寸范围的另一端，因此加速度水平相对较高。
传统火箭与这种发射器并行使用，以平衡无法承受高加速度的精密货物和人员。所选的特定发射器类型是17 粒子床加热气体枪，它属于当前技术范围，开发成本最低，可以开始交付货物，并且与当前火箭相比具有相当的成本优势。然而，如果传统发射成本降至足够低的水平，则可以消除此步骤。
已知最大的高超音速轻气枪是 1990 年代初的劳伦斯利弗莫 SHARP 枪，它使用 5 公斤弹丸达到 3 公里/秒，动能为 22.5 兆焦耳。最大的高超音速枪发射器是它的同名前身，即 1960 年代的高空研究计划 (HARP)。该枪是由两门 16 英寸战舰炮串联焊接而成的，能够以 2300 米/秒的速度发射 250 公斤[1]，使用了一种火棉炸药。这产生了 660 兆焦耳的动能，如果弹丸上装有合适的推进系统，可以将可测量的有效载荷送入轨道。已知能量最大的任何类型的枪是第二次世界大战期间德国铁路攻城炮古斯塔夫。它以 820 米/秒的速度发射了 4800 公斤的弹丸，能量为 1.6 吉焦耳。
出于开发目的，如果你要超越过去的经验，最好不要在规模上跳跃太大。由于 SHARP 枪是迄今为止建造的最大此类枪，我们假设原型机的能量约为 5 倍，即 100 兆焦耳（12.5 公斤弹丸以 4 公里/秒的速度飞行）。然后将建造一个足够大的枪，能够将有用的有效载荷送入轨道，我们假设是将 10 公斤送入 250 公里高度的圆形轨道。除此之外，更大的枪将根据预期的货物运输量进行尺寸设计。详细的分析可能会改变这些数字，但我们至少需要一个起点来进行设计。请注意，以下所有计算仅是初步的，旨在说明如何进行缩放。有关更详细的工作，请参考手册，例如枪支内弹道学，它考虑了更多实际因素，或者进行计算机模拟。
原型枪的位置并不关键。它的主要目的是在设计轨道炮之前减少未知因素。为了方便起见，我们假设白沙导弹靶场是弹丸的着陆点，因为它大，空旷，并被指定为导弹测试区。然后将枪放置在距离靶场合适的距离处，避开弹丸路径下方的任何人口稠密地区。满足类似条件的任何其他发射和着陆点组合都可以。我们还将假设 SHARP 枪和轨道炮之间的中间物理尺寸和特性，除非有技术原因选择其他尺寸和特性。
设计输入
- 弹丸质量 = 12.5 公斤
- 枪口速度 = 4000 米/秒
初始假设
- 炮管长度 = ~200 米 - 这是 50 米 SHARP 炮管和估计的 800 米轨道炮的几何平均值。可能会在以后的计算中更新。
- 炮管仰角 = 12 度 - 这是基于白沙北部典型山坡的仰角
- 弹丸长径比 = 8 - 这是基于圆柱形状的长径比。实际形状将是最大限度地减少阻力，因此前端为锥形。您希望最小化面积以降低阻力和炮管尺寸，因此弹丸要又长又细，但不要太细，以免发生弯曲问题。8 是在进行结构分析之前的一个合理的起点。
- 弹丸密度 = 1 克/立方厘米 - 这是水的密度，可能是测试弹丸的填充物，并且类似于液氧/煤油的密度，可能是轨道炮弹丸的燃料。
推算值
- 弹丸直径 = 12.5 厘米 - 圆柱体积为 pi*r^2*h，我们假设 h = 8D = 16r。因此 v = 16*pi*r^3，并且我们从质量和密度得到 v=12,500 立方厘米。求解 r 得出 6.29 厘米，我们将 2r 的直径四舍五入为 12.5 厘米。如果加上一个很小的滑动配合公差，弹丸直径也是炮管直径。
- 弹丸加速度 = 40,000 米/秒^2 (4,000 g) - 这与 SHARP 枪的峰值加速度 640,000 米/秒^2 和传统火炮的 60,000 米/秒^2 相比。枪口速度为 sqrt(2*a*d)，其中 a 是平均加速度，d 是炮管长度。求解 a 得到上述值。由于枪支效率在高速时会下降，我们假设*峰值*加速度比平均加速度高 25%，因此为 50,000 米/秒^2。
- 峰值压力 = 51 兆帕 (7,400 磅/平方英寸) - 炮管面积为 0.01223 平方米，气体压力必须产生 F = m * a = 12.5 公斤 * 50,000 米/秒^2 = 625,000 牛顿 (N) 的力。压力为力/面积。请注意，这远低于 SHARP 枪的峰值压力 400 兆帕。
- 弹丸射程 = 54 公里 - 如果炮管倾斜角为 12 度，则弹丸离开炮管时的上升速度为 830 米/秒。地球大气的密度随着海拔高度的增加而降低，但等压下的等效厚度，称为 **标高**，约为 7.5 公里。在 12 度仰角下，弹丸穿过大气的总路径相当于 37.5 公里。我们可以从公式 F(D)= 0.5* CD * rho * A * v^2 中找到弹丸的阻力。对于圆锥形高超音速弹丸，CD 约为 0.15。Rho 是空气密度，对于 2000 米的初始高度，约为 0.95 公斤/立方米。弹丸的面积和初始速度如上所示。
初始空气阻力约为 14000 牛顿，导致负加速度为 1119 米/秒平方。这占初始速度的很大一部分，因此需要使用数值积分（例如电子表格）在较小的时间间隔内找到实际的弹道，以便每时间间隔内的速度和阻力变化，以及由此产生的误差都很小。这样一来，弹丸射程为 54 公里，飞行时间为 63 秒，到达海拔 7350 米的最高点。如果没有着陆装置，撞击速度约为 400 米/秒。弹丸尺寸小，炮口仰角低，这意味着空气阻力对其弹道有严重的影响。这对原型炮来说不是问题，因为我们主要测试的是炮。54 公里的射程意味着弹丸可以落在白沙导弹靶场内，不会危及公众安全。
原型炮主要关注的是演示炮的各个部件是否能正常工作。轨道炮展示了一个更大的版本，以及一个可以将小型有效载荷送入轨道的功能性弹丸。该炮的能量为 1.18 吉焦，约为原型炮的 12 倍。
设计输入
- 净有效载荷到轨道 = 10 公斤到 250 公里
- 炮管仰角 = 23 度 - 正如下面“位置”部分所述，内华达凯亚姆贝是最佳位置，我们使用该山脉西侧 4200 米到 4600 米海拔之间的实际坡度。高于该海拔高度的是冰川，因此我们尽量保持在该高度以下。
- 弹丸 L/D = 8 - 使用与原型炮相同的数值。实际的弹丸设计需要进行更精确的估计。
- 弹丸密度 = 1 克/立方厘米 - 使用与原型炮相同的数值。
初始假设
- 炮管长度 = 800 米 - 这是对合理数值的初步猜测。要确定实际长度，需要足够详细的设计，使你能够改变炮管长度，观察变化对炮系统其他部分的影响，然后找到最佳数值。这种方法称为参数变化或系统优化，但我们需要更多设计细节才能尝试它。现在我们选择一个合理的起点。
- 炮口速度 = 4500 米/秒 - 这是基于以往的炮发射器工作的合理猜测。它将在以后进行优化。
推算值
- 弹丸加速度 = 12650 米/秒平方（1290 G） - 使用与原型炮相同的方法得出。同样，这是平均数值，因此峰值加速度估计为 15835 米/秒平方（1615 G）。请注意，这比原型炮低约三倍，主要是因为炮管更长。
- 峰值压力 = 33.88 兆帕（4910 磅/平方英寸） - 使用与原型炮相同的方法得出。请注意，峰值压力比原型炮低约 1/3，主要是因为炮管更长。
- 弹丸质量 = 122.5 公斤 - 已知炮口速度和仰角，我们可以尝试不同的弹丸质量（在接下来的几段中），找到能够将 10 公斤的有效载荷送入轨道的质量。弹丸质量可以分为三个主要部分：有效载荷、燃料和空车。后者包括所有组件，如制导电子设备，以及燃料箱和有效载荷支架。假设机载火箭的排气速度为 3.3 公里/秒，这是一种真空条件下良好的 LOX/煤油发动机。
- 阻力损失 = 1725 米/秒 - 作为初步近似，假设阻力损失等于 1200 米/秒，地球赤道自转速度为 465 米/秒，海平面轨道速度加上 250 公里高度的能量由火箭 + 炮提供，为 8065 米/秒。如果阻力损失后的净速度为 3300 米/秒，则火箭需要提供 4300 米/秒。根据火箭方程式，火箭燃烧后的净质量为总质量的 27.2%。根据以往的火箭设计，我们对空车硬件质量进行了初步估计，为 15%。那么净有效载荷为 27.2% - 15% = 12.2%，原始质量为 10 公斤/12.2% = 82.2 公斤。假设弹丸密度为 1.0 克/立方厘米。那么它的体积为 82.2 升（0.0822 立方米），可以用直径为 23.5 厘米，长度为 188 厘米的圆柱体来近似。由于弹丸结构承受着已知的加速度，我们可以根据它所承受的载荷估算结构质量。
82.2 公斤的质量承受 15835 米/秒平方的峰值加速度，需要 1.302 兆牛顿的力。石墨复合材料的强度可以假定为 600 兆牛顿/平方米，密度为 1.82 克/立方厘米。对于给定的载荷，我们需要 1.302/600 平方米的结构 = 21.7 平方厘米。结构的前部只需要支撑它前面的部分，因此我们假设结构在整个主体长度上的平均面积为 65%。因此，整个结构将为 21.7 x 65% x 188 = 2651 立方厘米，质量为 4.8 公斤。这仅占车辆总质量的 5.87%，因此我们对空车总质量的 15% 的假设是合理的。
为了更准确地估计火箭的实际速度，我们必须对阻力损失进行更准确的估计。使用电子表格弹道计算器，我们发现弹丸在阻力损失下降 99% 后，速度将降至 2613 米/秒，估计损失为 1900 米/秒。由于这比我们的原始估计值高，我们重新计算弹丸质量并尝试多次，直到得到一致的答案。这称为 **收敛到一个解**。经过 5 次迭代，我们可以估计最终结果是弹丸质量为 122.5 公斤，阻力损失为 1725 米/秒。
- 弹丸直径 = 27 厘米 - 这是根据质量和上述公式得出的。弹丸和炮管的面积均为 0.05725 平方米。
- 弹丸射程 = 615 公里 - 如果火箭 **没有** 点火，这是弹丸将飞行的距离。这是通过跟踪弹道计算器，直到海拔高度再次降至地面水平。选择发射地点时，请注意未点火时弹丸的着陆点。在这种情况下，着陆点将位于哥伦比亚的奇里比凯特国家公园附近，飞行时间为 4 分钟，如果弹丸完整地到达地面，末端速度将为 1500 米/秒，但这并不一定，因为弹丸装满了燃料，还会受到气动加热的影响。如果火箭发动机点火，并在到达轨道之前停止，着陆点将在赤道上，位于弹道范围的东部某处，燃料量减少。
这是一个用于交付与先前设计相同有效载荷的替代概念。它使用两级火箭来观察它是否能改善整体尺寸。炮本质上具有比火箭发动机高约 50% 的“排气速度”，因此我们将总速度分为 3.5 部分，以使每个阶段的“难度”相等。从先前的设计中，我们得到了总的飞行速度，包括阻力损失，为 9325 米/秒，因此炮将进行 (1.5/3.5)* 9325 = 约 4000 米/秒。那么每个火箭阶段必须执行约 2660 米/秒。
根据我们先前的假设，即 15% 的空车重量和 3.3 公里/秒的排气速度，我们可以计算出各阶段的质量，如下所示
- 质量比/阶段 = 2.241 - 根据火箭方程式得出。这意味着最终质量 = 1/质量比 = 初始质量的 44.63%。
- 第二级有效载荷 = 10 公斤 = (44.63% 最终质量 - 15% 空车重量) = 29.63% 第二级初始质量。
- 第二级初始质量 = 33.75 公斤 - 根据 10 公斤 / 29.63% 得出。
- 第一级最终质量 = 44.63% 初始质量，第一级空车重量 = (15% x 57.2% 燃料使用) = 8.31% 初始质量，因此第二级初始质量 = 36.32% 第一级初始质量。
- 第一级初始质量 = 93 公斤 = 33.75 公斤 / 36.32%。这远小于之前的质量，而且炮的速度假设降低了 500 米/秒，因此我们使用弹道计算器重新计算阻力损失，并收敛到一个解。最终，我们得到 1655 米/秒的阻力损失，因此可以将炮的速度降低 70 米/秒，降至 3930 米/秒。
- 平均加速度由 a = v2/2d = (3930 米)2/ 2 * 800米 = 9653 米/秒平方（984 G）得出。峰值加速度为 1.25 a = 12066 米/秒平方。
- 弹丸直径如上所述，为 24.5 厘米，炮管面积为 0.0473 平方米。
- 峰值压力由 P = (质量 x 加速度)/面积 = (93 公斤 x 12066 米/秒平方)/0.0473 = 23.72 兆帕得出。
炮管面积和压力降低的组合导致炮管总质量为之前版本的 57.85%。我们假设炮的其他部分将随着炮管一起缩放。弹丸质量为之前版本的 76%。第二级的复杂性是否超过了系统尺寸的缩减，目前尚不清楚。
作战炮旨在将付费货物送入轨道。实际尺寸将由预期的客户流量决定，但为了讨论的目的，我们假设发射 1200 公斤的弹丸，速度为 5 公里/秒。位置与之前的炮相同。该炮的动能为 15 吉焦，将比以往任何一种最大的炮高出近 10 倍。
设计输入
- 弹丸质量 = 1200 公斤 - 由假设决定。
- 弹丸 L/D = 8 - 与之前的尺寸相同。
- 弹丸密度 = 1 克/立方厘米 - 与之前的尺寸相同。
- 炮口速度 = 5000 米/秒 - 也由假设决定。这接近轻气炮的上限。
- 炮管长度 = 1600 米 - 这由山坡底部到冰川线的距离决定。对于这种尺寸的枪来说，在冰层中建造可能并不值得额外的难度。
- 炮管仰角 = 23 度，与之前尺寸相同。
推算值
- 弹丸尺寸 = 直径 57.5 厘米 x 长 460 厘米 - 根据之前的尺寸计算质量和密度得出。
- 弹丸加速度 = 7810 米/秒^2 (795 g) - 同样是通过与之前尺寸相同的计算方法得出。考虑到 25% 的峰值增加，这将使峰值加速度达到 9765 米/秒^2 (略低于 1000 g)。对于更大的弹丸，我们希望降低加速度，以使炮管压力保持在合理范围内，并减少弹丸结构在更大质量下的负荷。
- 峰值压力 = 45.1 兆帕 (6545 磅/平方英寸) - 这比之前尺寸略高。请注意，在大型枪支中，随着发射过程中的压力下降，只有底部会承受峰值压力。枪口端可以使用强度较低的管道。使用高强度钢作为炮管，峰值压力需要炮管壁厚约 6 厘米，这是合理的。
- 空车重量 = 180 千克 - 弹丸足够大，因此我们应该检查空载重量，而不是假设之前百分比。峰值加速度力为 11.7 兆牛，在底部给出 195 平方厘米的结构面积，以及 58,300 立方厘米的总结构体积。这相当于 106 千克的质量，因此我们对总空车重量 (180 千克) 15% 的假设仍然合理。
- 阻力损失 = 1000 米/秒 - 这可以通过使用弹道计算器找到你处于 99% 以上大气层 (海拔 34.5 公里) 的位置。
- 有效载荷 = 180 千克 - 达到轨道速度为 8065 米/秒。减去地球自转 (463 米/秒) 和阻力损失后的剩余速度 (4000 米/秒) ，则弹丸需要再增加 3602 米/秒。火箭方程式给出剩余重量为 360 千克。减去空车重量，净有效载荷为 180 千克 (400 磅)。
请注意，弹丸质量增加了约 10 倍，而有效载荷增加了之前尺寸的 18 倍。这是由于枪口速度更高，以及更大的弹丸产生的相对阻力损失更小。
这支枪的长度接近在卡亚姆贝山坡上可以建造的最高限度。直径设置为 1.2 米。这假设有足够的散装货物运输来证明更大的枪支尺寸是合理的。
设计输入
- 弹丸 L/D = 8 - 与之前的尺寸相同。
- 弹丸密度 = 1 克/立方厘米 - 与之前的尺寸相同。
- 枪口速度 = 5000 米/秒 - 与之前尺寸相同。
- 炮管长度 = 3200 米 - 这是可以安装在山坡上的最大长度。底部位于海拔 3960 米处，顶部位于海拔 5300 米处，上升 1340 米。由于我们正在最大化长度，因此山坡在两端并不那么平缓，因此炮管的一部分需要在地面上方支撑。此外，这将延伸到冰川线以上，因此炮管要么需要在冰层上方支撑，要么需要免受冰层移动的影响。
- 炮管仰角 = 24.75 度 - 通过 arcsin(上升/炮管长度) 的简单三角函数得出。
推算值
- 弹丸尺寸 = 直径 1.2 米 x 长 9.6 米 - 从上面的设计输入得出。
- 弹丸质量 = 10,850 千克 - 从上面的尺寸和密度得出。
- 弹丸加速度 = 3905 米/秒^2 (400 g) 平均 - 同样是通过与之前尺寸相同的计算方法得出。考虑到 25% 的峰值增加，这将使峰值加速度达到 4880 米/秒^2 (略低于 500 g)。通过保持枪口速度相同，但将炮管长度加倍，加速度减半。
- 峰值压力 = 46.8 兆帕 (6790 磅/平方英寸) - 这与之前尺寸大致相同。
- 空车重量 = 1625 千克 - 我们再次检查空载重量，而不是假设之前百分比。峰值加速度力为 52.95 兆牛，在底部给出 882.5 平方厘米的结构面积，以及 423.5 升的总结构体积。这相当于 771 千克的质量，因此我们对总空车重量 (1625 千克) 15% 的假设仍然合理。
- 阻力损失 = 总速度 460 米/秒 - 这可以通过使用弹道计算器找到你处于 99% 以上大气层 (海拔 34.5 公里) 的位置。假设火箭级没有点火，弹道弧顶部的水平速度分量为 4,160 米/秒，此时高度将为 194 公里。
- 有效载荷 = 180 千克 - 对于这种尺寸的枪，我们假设可以使用稍后步骤中的天钩。天钩相对于地球中心的尖端速度为 5074 米/秒。减去地球自转 (465 米/秒) 和阻力损失后的剩余弹丸水平速度 (4160 米/秒) ，则弹丸需要再增加 449 米/秒。火箭方程式给出剩余重量为 9330 千克。减去空车重量，净有效载荷为 7,705 千克 (17,000 磅)。
请注意，弹丸质量增加了约 10 倍，而有效载荷增加了之前尺寸的 43 倍。除了弹丸尺寸之外，额外的 4 倍增益是由于天钩。如果枪口速度或天钩速度或轨道高度略有提高，弹丸将不需要增加任何速度，只需要进行机动以满足天钩着陆平台。在这种情况下，净有效载荷将再增加 20% 达到 9,225 千克。
完成发射器和弹丸的缩放后，你现在可以进行初步设计。初步设计在开始最终图纸和计算之前停止，并且足够详细，你可以进行成本估算，并确定任何部件是否需要新的研究。
如上所述，亚轨道原型的位置并不关键。对于完整的轨道炮，地球上最佳的位置可能是厄瓜多尔卡亚姆贝火山，它是厄瓜多尔第三高的山峰，也是赤道上世界最高点，位于北纬 0 度，西经 78 度，海拔 5790 米。它有一个很好的坡度 (23 度仰角) 朝东指向雪线下方，你可以放置一门枪，这样地形的坡度在枪口之后往往会减小。这显然至关重要，这样弹丸就不会击中山峰本身。目前，这座山顶上有一座冰川，尽管它位于赤道上，因此这座山最上面的 1200 米将难以建造。从海拔 4600 米发射可以让你免受 46% 大气的阻力，这可以显著减少阻力损失和热量，而赤道空间站作为目的地，每 90 分钟左右就会从头顶经过。任何偏离赤道的发射场都将限制每天发射一次或两次。其他地方也可以作为发射场，只是效率略低。
由于地球的自转，地球在赤道处略微膨胀。因此，即使从海平面测量有更高的山峰，赤道山峰在到达轨道的意义上“更高”，并且从地球自转中获益更多。后者可以通过赤道半径 (6378.1 公里) 加上发射高度 (4.6 公里) 除以自转一周所需的时间来找到，这被称为恒星日。这是 86,164 秒，因此自转速度在这个位置达到 465 米/秒，或达到轨道总速度的 5.77%。
发射场地的其他考虑因素包括到人口稠密地区的距离，因为枪声非常响，避免雪崩区域，以及最佳坡度。为了到达轨道，你希望在阻力影响之后获得最大的动能和高度能量。某些炮管仰角将对此最佳，找到具有匹配坡度的山脉将最大限度地降低建设成本。隧穿或建造炮管支撑结构的替代方案将更加昂贵。要找到给定枪支设计的最佳仰角，请使用弹道计算器并输入不同的角度以找到最佳角度。
这种发射器的炮管基本上是一根大型高压管道。最相似的工业产品是天然气管道。出于成本原因，炮管的大部分强度可能来自高强度钢。由于内部将在短时间内暴露在高温氢气中，并且会受到弹丸摩擦的磨损，因此可能需要衬里或涂层。这方面的需求将由材料和热分析决定，这是机械工程的标准部分。气体和弹丸不会对炮管产生很大的纵向力，枪支发射的反应力主要集中在后端，在枪支术语中称为炮膛。即使这样，炮管也可能由螺栓连接的部分组成，这允许拆卸以进行维护，安装和对准地面，以及滑动配合部分以适应一般天气变化和发射产生的热量。
炮管的顶端可能有一个挡板系统，以防止大部分空气进入炮管。挡板由弹丸前方堆积的剩余空气推开。枪口可能需要“消声器”类型的装置，要么是实际降低声学水平，要么是减少热氢与空气相遇时燃烧产生的枪口火焰，要么是捕获氢气以便再次使用。最后，枪口可能需要一个成形喷嘴或蒸汽喷射器，以缓解从炮管内的快速加速到离开炮管后空气阻力产生的负加速度的变化。这些选项应在原型枪上进行分析和测试。
热交换器从一个方便的来源 (可能是燃气燃烧器或电加热元件) 储存热量，然后在枪支发射时快速将热量传递给氢气。氧化铝颗粒 (通常用作砂纸) 用作储存介质。它们可以承受高温，并且由于表面积大，以颗粒形式可以快速传递热量。
这部分枪支是用来装载弹丸，如果需要则进行燃料补充，并且枪支的主要反作用力传递到地面。
用于发射炮弹的氢气在常温下储存在普通的高压储气罐中。储气罐内的储压高于炮管内的工作压力，以确保气体能够正确流动，但储气罐的体积将小于炮管，因为常温气体所占的体积比相同数量的热气体少。
- 参见：低密度隧道
理论上，可以使用炮管末端的真空隧道来消除穿过大气层的阻力和热量。该隧道的直径将大于炮管，以消除摩擦，并向上延伸至阻力节省和成本决定的高度。实际上，使用氢气隧道可以获得真空隧道93%的效果。阻力与气体密度成正比，氢气密度比空气低93%。它还倾向于漂浮，这简化了在发射山顶的炮管末端上方支撑隧道的操作。此外，氢气是你的炮弹推进剂，因此它只是与隧道中的氢气混合，而且将其抽回用于下次发射变得相当容易。
你需要建造一个足够大的隧道，以确保高速弹体的冲击波不会破坏它。这也会提供更大的升力空间。建造隧道的距离，或者是否使用它，最终取决于成本。它可以在以后添加到基本的炮弹中，以降低初始成本。使用这种隧道，你可以以更高的速度发射炮弹，并降低总体损失。
这个弹体设计示例是针对具有1200公斤弹体的运行中的炮弹。其他尺寸将更小，更简单的版本将降低负载，因此这是一个需要解决的“最坏情况”设计挑战。
弹体需要在三个高温阶段存活下来：（1）在炮管内由热氢气推动时；（2）以高速飞过大气层时；（3）再入时，以便你能够回收并再次使用它。
第一个热源来自后面。高速炮弹通常使用药筒，这是一种一次性结构，有助于将弹体装配到炮管中，并为气压提供更好的密封。在此设计中使用药筒可以通过包含绝缘材料或热惯性来保护弹体免受热量影响，热惯性指的是固体物体需要一定时间才能升温。如果这段时间长于弹体离开炮管所需的时间，则不需要额外的绝缘材料。另一种方法是使用弹体背面的火箭喷嘴，喷嘴本身需要承受高温。在这种情况下，它还需要承受来自气压的高加速度力。
第二个和第三个热源来自前面。以高速飞过大气层会导致更高的峰值热量率，但从更高的轨道速度再入会导致更高的总热量，尽管以较低的速率。处理高热量率的常用方法是烧蚀热防护罩，它会分解并生成一层保护性气体层。为了使弹体在飞过大气层和再入时保持正确的方向，可能需要使用鳍片或控制面，这些也需要热防护。
热防护用它必须消散的能量来衡量。在飞过大气层时，弹体的速度从5公里/秒降低到4公里/秒，这是由于阻力造成的，因此损失了5.4吉焦耳的动能。再入时，当弹体为空时，它会消散5.2吉焦耳的动能。在前者中，热脉冲从最高的速率开始，随着气压随着高度的增加而呈指数下降，时间常数约为4秒。在后者中，热脉冲从较低的速率开始，因为弹体以高速遇到稀薄的上层大气，在较低、更厚的气体密度但仍然相当高的速度时达到峰值，然后随着速度下降的速度快于气压上升的速度而逐渐减弱。确切的持续时间必须通过轨迹模拟来确定，但以分钟而不是秒来衡量。
弹体结构设计能够承受发射时的800g过载，因此理论上应该能够承受着陆时类似的减速。实际上，空燃料箱比满燃料箱更容易弯曲（例如，想想一个满瓶和空瓶的苏打水），但弹体仍然是一个坚固的装置。终端速度是指一个下落物体在阻力等于重力时将达到的速度，因此速度不再改变。对于我们的空弹体，我们可以假设尾部的控制面增加了50%的总面积，并且具有0.4的阻力系数，来计算终端速度。由于弹体的空质量为180公斤，因此重力产生1764牛顿的下向力。然后，终端速度约为150米/秒。假设空弹体能够承受2000米/秒^2（200g过载），那么它可以使用可压缩结构合理地承受约20米/秒的撞击速度。因此，它需要一个像降落伞或更大的控制面这样的装置来产生阻力。迫使弹体侧向着陆而不是头朝下着陆将增加阻力面积和阻力系数，并降低终端速度。
如果发射场位于赤道，那么只要弹体推进始终沿着东西方向对齐，着陆点也将位于赤道。在这个例子中，着陆点可以是安第斯山脉以东约80公里的相对人口稀少的地区，这使得将空弹体返回发射场变得相对容易。然后，就是将机载火箭的再入燃烧时间安排好，以设定着陆点。空弹体的尺寸和重量可以使用小型卡车来处理。
我们假设要运送的货物与车辆的其余部分具有相同的平均密度，即1克/立方厘米。考虑到弹体的结构，货物的直径设置为50厘米。考虑到180公斤的质量，长度为92厘米。根据结构的设计需求，货物开口可以是侧舱口，或者弹体的末端可以铰链打开，货物从那里出来。两种交付货物的可能性是：（1）没有任何空间站或货运站；（2）在空间站或货运站的协助下。在第一种情况下，弹体只需要精确地机动到所需的有效载荷轨道。在第二种情况下，它需要精确地机动到空间站或货运站能够交会的距离。最终的对接可以由弹体或空间站完成。将交会系统安装在空间站上，而不是每次发射弹体时都发射它，可能会更有效。考虑到弹体的尺寸，用夹具夹住中间可能是最简单的对接方式。
如果货物是液体，集成（内置）储罐可能会节省重量并运送更多质量。然后您将拥有两种弹丸设计，一种用于液体货物，另一种用于干货。弹丸可以设计为带有可更换的货物模块，用于液体，高密度或普通货物。定制模块的重量节省必须与多种设计带来的设计和运营成本损失进行比较。