第 4.4 节：第二阶段 B - 空间工业地点

第一阶段到第三阶段的大部分发展都旨在升级地球上的文明，并将文明扩展到地球上更恶劣的环境。但地球是有限的，而太空中的区域拥有大量的可用物理空间、原材料和能源资源来继续这项工作。因此，第四阶段到第六阶段的目标是开发这些区域，并继续升级和扩展整个太阳系乃至更远的文明。在这个过程中，我们还希望实现第 4.1 节中提到的项目目标。其中一些目标有利于地球，但利用空间活动来实现。相反，文明起源于地球，因此未来空间的开发必须从这里开始，并将涉及地球在后期阶段的持续支持和互动。

本书的这一部分探讨了地球和空间的交汇点 - 地球上第二阶段 B 的那部分，它支持并与空间中的第四阶段到第六阶段互动，反过来有助于实现主要项目目标。然而，我们并非从空白开始。航天产业已经遍布全球，规模巨大，并且正在进行中，并且大部分活动都在地球上进行。因此，我们的概念必须考虑这些现有的项目和活动。我们还希望解决以下问题

为了实现我们的未来目标，需要哪些新项目和地点？
现有航天项目的哪些部分应该保持原样，与我们添加的新项目并行？
有些新项目和地点是否属于其他阶段？
本阶段需要哪些行业类别和产品？
新项目和地点将如何与我们的项目、现有航天项目以及文明的其他部分互动？
新项目和地点及其产品应该按什么顺序建设？

概念探索

我们在这里的工作是早期概念探索，是项目中众多步骤中的第一步。它并非最终完成，而是一个进一步工作的起点。在本书后面的章节中，我们将关注开发空间中的不同区域。这些区域对于大多数人来说并不熟悉，因此我们从一般地描述这些区域、其环境参数以及能源和物质资源开始。我们预计地球上大部分新的开发将在中等环境中进行。这些环境足够熟悉，我们不需要在本节中提供一般性描述。相反，我们将根据需要注意重要的特征，以及在需要其他环境中的位置时。

我们的探索从对地球上所有行业的全面调查开始，注意哪些行业目前与空间相关，以及未来可能添加哪些行业。由于未来的大部分活动将基于太空中的后期需求，我们必须考虑后期项目阶段，以确定地球上将需要什么。然后，我们研究项目驱动因素，包括动机、经济学和技术，以确定哪些行业可以向前发展以及何时发展。根据他人过去的工作和我们自己的工作，我们确定了满足确定需求的具体项目。我们将所有信息整合到该阶段的概念中。这包括一般方法、按时间和功能分类的项目列表、它们之间的关系以及与其他项目阶段的关系。在制定阶段概念时，我们考虑不同的替代方案，开发项目细节，并进行估算和计算。它们被纳入本节的后面部分。由于我们的工作尚未完成，因此讨论中将存在差距。我们分析的结果将是确定各个项目所需的研发工作。这将反馈到零阶段 D 的规划 - 工业地点研发。

现有航天产业

根据卫星行业协会，截至 2016 年，全球航天产业规模为每年 3390 亿美元。这些现有项目之前在第 1.9 节中进行了描述。现有航天活动的大部分实际上是在地球上进行的，在轨道上只有相对少量设备和人员。例如，仅 NASA 的履带式运输车之一，用于在肯尼迪航天中心运输火箭，其质量为 2700 吨。这相当于整个国际空间站（ISS）质量的 6.4 倍。NASA 的地面设备和设施总量要大得多，他们约 100,000 名政府和承包商员工远远超过了居住在 ISS 的六名宇航员。这种地面活动与空间活动比例很高的情况将持续存在，直到我们改变向轨道输送物资的方式并开始利用太空中现有的资源。即使到那时，也仍然会有大量的人员和设备来自地球，并且与空间相关的产业将继续在地球上运营。我们的星球将继续成为支持后期太空项目阶段的重要组成部分。

新项目分阶段

我们将研究现有产业的变化，以及为了支持我们太空计划的后期阶段，地球上需要的新项目。迄今为止，太空设备的生产和发射一直使用工业规模的设施。因此，我们将新项目纳入第二阶段 B 的工业地点。它们将构成第二阶段 B 所有工业活动的子集，其中大部分将是用于地球的产品。太空产业子集与第二阶段 B 的其他产业以及计划之外的文明的其他部分密切互动。例如，火箭发射场通常会从外部产业获取混凝土、钢铁和电力，而不是在当地生产。这些地点大多位于中等环境中，但也有一些可能最终位于困难或极端环境中。当这些地点被确定时，它们将根据需要被分配到第三阶段。有些活动规模可能小到足以归入第二阶段 A 的分布式地点，而一些长期项目则具有轨道组件。当它们出现时，我们将在这里提及它们，并在稍后将其分配到各自的阶段。

产业调查

第二阶段 B 全面涵盖地球上中等环境中所有类型的工业规模项目。在本节中，我们关注的是支持太空计划后期部分所需的子集。在现有和预期发展已经足够的情况下，我们注意到这一点，但不会详细说明。在某个时间点需要额外的或独特的项目时，我们会尽量指出它们是什么。我们的产业类别列表取自最新版本的 **北美产业分类系统 (NAICS)**，我们采用它们的编号系统。这使得更容易与地球上关于产业的其他数据进行比较。

11 - 农业：太空中的工作人员以及地球上从事与太空相关的项目的人员都需要食物才能生存。地球上的农业已经非常发达，因此地面项目的供应应该充足。对于在太空中工作和生活的人员，他们将需要包装好的和可储存的食物，因为他们无法在当地种植。一旦在太空中建立了当地生产，可能会有一些在当地生产不切实际的食物。在太空环境中，也可能需要改良的生物体、农业设备、化肥以及无法在当地生产或找到的微量元素。在无法从太空中某个地区提供的情况下，它们需要来自地球。

21 - 采矿：原材料的开采和加工在地球上也已得到充分发展。地球上太空项目的这类材料供应预计将足够。例如，用于建造新的火箭发射场碎石和钢铁。在地球上制造并运送到太空使用的硬件有时需要特殊材料。一旦在太空中建立了采矿和生产，可能会有一些稀有材料和组件仍然最好从地球上供应。如果这些材料超过了现有地球产业或需要定制设计，它们可能需要新的项目来支持它们。

22 - 公用事业：地球上中等环境的地区要么已经拥有足够的公用事业，要么可以很容易地添加它们来支持新的工业地点。

23 - 建筑

31-33 - 制造业

42 - 批发贸易

44-45 - 零售贸易

48-49 - 运输和仓储

51 - 信息

52 - 金融和保险

53 - 房地产、租赁和租赁

54 - 专业、科学和技术

55-56 - 管理和组织支持

61 - 教育

62 - 健康和社会服务

71 - 艺术、娱乐和休闲

72 - 住宿和餐饮

81 - 其他服务

92 - 公共行政

项目驱动因素

动机

经济学

技术

放置

开发项目

我们首先描述我们对太空第二阶段 B 项目的一般方法，然后按时间框架和主要功能组织我们已识别的项目。由于到达太空是执行后期阶段的必要条件，因此大部分项目将归属于运输功能。

一般方法

地球上已经存在大量的太空产业和项目，而且在可预见的将来很可能还会继续存在。在这些现有项目有用的情况下，我们会保持现状。随着需要改变和新项目，它们将随着时间的推移逐渐引入。尽可能地重复使用当前的生产和运营地点，以降低成本。我们将本阶段的项目按时间分为四组。时间较长的项目通常取决于较早的项目才能启动，需要更多的研发才能做好准备，或者等待市场发展到需要它们的程度。后期的项目也将从我们计划其他部分以及文明其他部分的更先进技术和能力中受益。按时间划分的四组是

当前 - 那些已经运营的，或者已经开始详细设计或处于开发的后期阶段。
近期 - 那些计划在 10 年内完成详细设计的项目，并且拥有大量的资金来源。
中期 - 那些可以在 10-30 年内合理地开始详细设计的项目，可能拥有也可能不拥有资金来源。
长期 - 那些可能需要超过 30 年才能完成详细设计的项目。

地球上存在着大规模的非太空产业，这与从未开发的太空不同。对于新项目，这使得从启动集开始并利用当地资源的动机在第二阶段 B 中比在太空的后期阶段更少。种子工厂方法将在早期阶段开发出来，并在第二阶段 B 中与非太空产业并行使用。因此，我们将其作为现代工程工具之一，并在需要时将其应用于太空产业。剩余的太空工业规模项目将通过从其他产业（无论是计划内还是计划外）进口设备和材料来进行传统建造和运营，根据需要进行进口。

太空工业生产

进入太空需要至少提供货物集装箱，但通常需要更复杂的车辆。制造这些车辆归属于生产功能。运输还需要某种地面设施。地面设施至少支持车辆运行，但在某些情况下，它们会完成将有效载荷加速到轨道的绝大部分工作。建造地面设施也被分配到生产功能。操作车辆和地面设施归属于运输功能。任何要进入太空的货物都必须生产，或者至少要获取。当在内部生产时，它们也被分配到此功能。

太空工业居住

一般来说，此功能包括旨在供人们居住的大规模建筑。例如，大型办公楼、酒店、住宅塔楼、零售综合体和娱乐场所。除了人们在计划中工作之外，供人们居住的空间在地球上已经得到很好的发展。因此，我们的计划不需要提供这些空间，除非需要注意哪些地方需要进行重大补充。办公、实验室以及为计划内工作的人员提供其他空间也包含在此功能中。在人们居住在偏远地点的情况下，例如漂浮的海上发射场，他们的居住空间将由计划提供，因此也包括在内。

太空工业运输

第四阶段到第六阶段包括未来的轨道、行星系统和星际发展。要实现这些目标，我们首先需要将人员和设备送入太空。在地球轨道高度 160 公里的最低稳定轨道需要 30.48 MJ/kg 动能和 1.53 MJ/kg 位能才能到达。这些都是理想值，而目前的火箭大约消耗 285 MJ/kg 能量。这是因为化学火箭推进剂所含的能量相对于到达地球轨道所需的能量来说不足够。因此，现有的火箭需要非常高的推进剂与有效载荷质量比，导致总体效率约为 11%。低轨道的有用有效载荷平均质量为 1500 公斤，因此每次发射需要 427.5 吉焦耳能量。合理的最低发射频率为每年 6 次，因此总能耗超过美国人均年平均用电量的 50 倍。除了能源需求之外，运输系统还需要硬件和运营支持，这使得此类项目成为工业规模的活动，因此属于第二阶段 B 部分。

在 2015 年之前，运载工具硬件通常只使用一次就扔掉。为了在运载如此多推进剂的情况下实现有用的有效载荷质量，硬件必须具有高性能和轻量化。同时，其产量也比较少。这使得硬件价格昂贵，而将其扔掉会导致太空运输成本非常高。2015 年以后的一些项目正在开发可重复使用火箭。这将在一定程度上解决成本问题，但化学火箭的根本低效率问题依然存在。我们对于中长期方案的思路是，用效率更高的方式取代部分或全部地球轨道运输方式。或者，除了这种方式以外，还可以使用批量生产的设备，或者降低性能需求，从而降低成本。

一般来说，运输功能包括大规模的能源、离散货物和散装货物、液体和气体、人员以及数据的运输。目前的轨道运输使用相同的运载工具来运输廉价的散装物品（如推进剂）以及人员和高价值设备。安全性、可靠性和其他特性受后一种有效载荷类型的需求驱动。这些特性也应用于散装有效载荷，即使它们并不需要这些特性。在地球上，我们根据运输的物品类型使用不同的运输方式。因此，我们方案的另一部分是根据其相应的有效载荷使用不同的运输方式，只要这种方式是合理的。

工业运输替代方案

第四阶段到第六阶段涵盖了很长一段时间，并且对于从地球出发的运输有着广泛的潜在需求。因此，第二阶段 B 的太空运输部分也必须涵盖同样的时间范围和需求。因此，我们的分析将考察一系列潜在的替代方案。基线方案是继续使用现有的发射系统，以及那些已经正在开发或计划中的系统。一个替代方案是保留基线系统，但增加更多发射台和运载工具来提高运力。另一个替代方案是探索在我们项目中开发的新型运输系统。对于现有的系统，我们包括已经投入运营的系统，以及那些已经进入详细设计和生产阶段的系统。对于计划中的系统，我们包括那些预计在近期（10 年内）开始详细设计，并且拥有充足资金来源的系统。

对于新型系统，一个替代方案是另一种传统的发射系统，类似于已经投入运营的系统，但其规模要能够满足我们第四阶段到第六阶段的需求。这种发射系统可能会有也可能没有外部资金，但我们假设会使用为我们的项目开发的先进生产方式来降低成本。更先进的替代方案可以分为两类：一类是补充或增强化学火箭，但仍然使用火箭作为到达轨道的首要方式；另一类是实质性地或完全取代化学火箭。后者可能部分依赖于第四阶段 A 中的轨道系统。

探索替代方案的原因包括，轨道运输能力不足，或者成本过高，导致后期的项目不可行。其他原因还包括为了商业目的而提高系统效率和降低成本。新系统的开发成本和复杂性必须与它们带来的性能和有效载荷收益进行权衡。当使用新方法或更先进的方法时，通常会增加大量的研发时间和成本。这些方法也存在技术风险，例如它们可能无法按预期工作，或者效果不如预期。因此，必须权衡额外的时间、成本和风险与当前系统和近期系统的局限性，以确定首选的一组概念。我们对这些替代方案的探索从识别它们是什么开始。在下方的概念细节部分，我们根据时间和流量汇总了后期阶段的需求。最后，对于每种替代方案，我们尝试估计性能、成本和风险。

识别替代方案

传统替代方案

当前和近期的发射系统包括各种多级火箭和少数空射火箭，其中运载飞机将火箭带到大气层大部分区域之外再点火。这些系统的相关信息通常可以在它们投入运营或开发后期阶段的用户手册中找到。对于那些处于早期阶段的系统，可以从公开资料中获取信息，或者直接联系项目组。对于我们目前的用途，一般信息就足够了。对于新的传统系统，我们可以设计另一种纯火箭或亚音速空射系统，类似于现有的系统，但其规模要能够满足预期的流量。

增强型火箭替代方案

增强型火箭使用超越目前用于轨道发射的技术。它们仍然使用化学火箭来提供超过 80% 的所需速度。由于有效载荷与火箭速度呈非线性关系，减少 20% 的火箭部分可以使有效载荷增加 50-80%。该组中的例子包括喷射火箭、高马赫数运载飞机、气球、垂直喷气推进器和低重力气体加速器。可以结合使用多种方法来达到 20% 的水平。

火箭替代方案

本书的第二部分列出了大量的太空运输方式。我们考虑的是可以取代 20-100% 的从地球表面到低轨道的传统火箭级速度的子集。为此，它们必须克服地球引力，同时为轨道高度和速度做出贡献。它们还必须在大气层中安全运行，并且在后期阶段的时间范围内可行，包括技术成熟度和成本。可以使用多种运输方式来取代更高比例的总速度，包括增强型组中的某些方式。例子包括高马赫数组合循环空天发动机、超高速气体或电磁加速器以及轨道空间站与电梯系统。最后一个将位于低轨道，属于第四阶段 A，但可以提供部分所需的速度。

流量和时间表

哪些系统适合于后期阶段将取决于这些阶段的流量模型。这些是按年划分的有效载荷尺寸、质量和数量的发射需求。我们的模型将来自后期太空项目阶段的需求，并且在后期年份必然会变得更加不确定。长期部分主要用于确定应投资哪些早期的运输研发项目，以便在需要时准备就绪。在开发流量模型时，较大的有效载荷将需要专用发射到其目的地。较小的有效载荷可以作为次要货物在“有空时”运输，即在主要有效载荷留出一些未使用的运力时。可以根据有效载荷和每年发射次数来列出现有系统和新系统满足模型需求的运输能力。

性能、成本和风险评估

任何大型系统的全尺寸设计都必须考虑许多因素。在概念探索阶段，最重要的因素是性能、成本和风险。对于轨道运输，性能包括物理尺寸、质量、目标轨道和发射时间表。时间表包括研发、设计和生产设施和运载工具所需的必要时间。成本包括研发、设计和生产成本，以及持续的运营成本。技术风险是指系统能否正常运行、效果是否不如预期或是否会发生故障的不确定性。成本风险包括资金的可用性、开发和运营成本的不确定性以及对该系统的市场需求。给定的替代方案越先进，越遥远，我们的估计就越不准确。这包括在我们项目之外发生的技術进步。即使是不确定的估计也有助于识别具有高潜在收益的研发投资。一些高风险/高回报的投资可能不会成功。如果足够多的投资成功，足以证明总体研发工作的合理性，这是可以接受的。

太空工业服务

[待定]

项目整合

[待定]

运输详情

传统替代方案

当前及近期系统

当前传统火箭

以下是截至 2017 年已成功发射且多次使用过的具有代表性的传统火箭的子集，我们将其视为当前火箭。除非另有说明，有效载荷质量是指低地球轨道。不同的火箭配置会产生不同的有效载荷质量。

* 安塔瑞斯 (美国，轨道 ATK) - 6,500 公斤

* 阿丽亚娜 5 (欧空局，阿丽亚娜空间/空中客车) - 16-20,000 公斤

* 阿特拉斯 5 (美国，联合发射联盟) - 9-20,500 公斤

* 德尔塔 4 (美国，联合发射联盟) - 13-28,899 公斤

近期传统火箭

这包括预计在 2027 年之前达到详细设计阶段的火箭。

* 星舰 (美国，SpaceX) - 150,000 公斤

当前空射火箭

近期空射火箭

[待合并]

截至 2012 年，以下发射器专门设计用于运载人类，这需要加压环境和其他设计功能。其他现有和正在开发的发射器可以运载货物，其中一些可以改造成运载人类。

联盟号

神舟

载人运输系统

这是一个由美国宇航局资助的项目，与多家私营部门签订合同，开发组件，最终形成一个完整的运输系统。截至 2012 年 4 月，美国宇航局正在审查下一阶段开发的提案。

太空发射系统

平流层发射

太空滑翔机

由反应发动机有限公司 (REL) 发起的项目，由艾伦·邦德领导。太空滑翔机被设计为单级入轨飞行器，可以像普通飞机一样起降。发动机采用混合设计，兼具普通空气呼吸发动机 (喷气机) 和火箭 (在高层大气中) 的功能。这种设计旨在减少将货物送入太空所需的氧化剂推进剂量，从而降低成本。

欧洲空间局 (ESA) 受英国航天局 (UKSA) 委托进行了一项设计评估，该评估于 2011 年 5 月完成，结论是“ESA 没有发现任何会阻止发动机成功开发的关键问题”。

截至 2012 年 4 月，该项目资金主要来自私人投资者 (85%)，目前仍在寻求资金以完成该项目。反应发动机有限公司 太空滑翔机用户手册 (版本 1，2009 年 9 月) 对该飞行器及其发动机进行了详细介绍。

新型传统火箭

传统火箭的设计在过去已经多次完成，并且已经被充分理解。我们建议您参考任何关于该主题的书籍和资料，例如 火箭推进要素 (第 9 版，萨顿和比布拉兹，2017)，以了解更多详细信息。我们以一个小型多级火箭为例，概述设计流程。该流程从一些初始假设开始，我们可以根据这些假设估计车辆尺寸。然后我们逐步添加更多细节，进行更准确的估计。这将用一系列更好的估计值替换我们的初始估计值，并且可能需要修正假设。完整的初步设计考虑所有主要组件，并且处于开始详细设计和最终图纸的阶段。我们不会进行到这一步，但希望展示足够的流程以说明如何开始。

设计假设

有效载荷：20 公斤到 250 公里圆形轨道 - 对于实际系统来说，这非常小，但相同公式适用于任何尺寸。我们需要指定一个轨道来计算任务速度。
G 限：10 个重力加速度或 100 米/秒² - 这限制了有效载荷的加速度和结构载荷。较大的有效载荷通常限制在 6 个重力加速度，但像这样的小型有效载荷可以在没有太多损失的情况下承受更高的加速度。
排气速度：真空中为 3300 米/秒 - 这是使用甲烷/氧气推进剂混合物的中等性能发动机的典型值。
由于成本原因，所有级都可重复使用。假设第一到第三级的硬件质量分数分别为 14%、15% 和 18%。由于尺寸较小和热屏蔽增加，上级会有更高的分数。
发射场：赤道海拔 4600 米 - 这是在厄瓜多尔的卡扬贝，充分利用地球的自转和更高的起始高度来减少阻力和任务速度。

初步估计

传统火箭的尺寸由 火箭方程 决定，它确定推进剂质量比。可以根据经验对所需速度进行初步估计。第二个估计将使用轨迹模拟，该模拟以较小的时间步长计算燃料消耗、推力、阻力和加速度。

忽略损失，到达 250 公里轨道的理想速度可从该轨道的总能量求出，该能量是动能和势能之和。速度为 7756 米/秒，能量为 30.08 兆焦/公斤，势能为 2.375 兆焦/公斤。总和意味着速度为 8,056 米/秒。各种实际损失可以根据经验估计为 900 米/秒，得出总理想速度为 8956 米/秒。赤道地球的自转速度为 465 米/秒，因此火箭必须产生 8,491 米/秒的净速度。如果我们将它平均分成 3 级，那么每级需要 2830 米/秒的速度。质量估计从上到下按如下方式计算

有效载荷 = 20 公斤
第 3 级最终质量/初始质量 = 42.4% - 根据火箭方程
第 3 级硬件分数 = 18% - 包括有效载荷的整个级
第 3 级初始质量 = 20 公斤 / 有效载荷分数 = 20 公斤 / (最终质量 - 硬件) = 81.9 公斤
第 2 级 m(f)/m(i) = 42.4%
第 2 级硬件 = 15% x (100-42.4%) = 8.64% - 仅占第 2 级燃料
第 2 级初始质量 = 81.9 公斤 / (42.4% - 8.64%) = 242.5 公斤
第 1 级 m(f)/m(i) = 42.4%
第 1 级硬件 = 14% x (100-42.4%) = 8.06% - 仅占第 1 级燃料
第 1 级初始质量 = 242.5 公斤 / (42.4% - 8.06%) = 706 公斤

第二次尺寸估计

为了进行第二次估计，我们需要火箭推力和阻力的一些细节，因此需要它的尺寸和形状。我们假设氧气/甲烷燃料按质量比 3.6:1 混合。CH₄ + 2O₂ = CO2 + 2H₂O 的化学反应理论质量比为 4 氧气：1 甲烷。通过使用略少的氧气，一些甲烷没有燃烧，在排气中留下 CO 或 H₂。这降低了平均分子量，并提高了排气速度。它还确保燃烧不是富氧的，否则会与周围材料发生反应。

油箱尺寸

根据我们上面得出的初步质量，我们可以从各自燃料的密度确定油箱尺寸：氧气 = 1140 公斤/立方米，甲烷 = 423 公斤/立方米

从上面可以看出，所有级的最终质量都是初始质量的 42.4%，因此燃料消耗占初始质量的 57.6%。因此燃料质量分别为 406.7、139.7 和 47.2 公斤。
以 3.6:1 的混合比，甲烷的质量分数为 1/4.6 = 21.74%，氧气占剩余部分。因此，各级的甲烷质量分别为 88.4、30.4 和 10.25 公斤，氧气质量分别为 318.3、109.3 和 36.95 公斤。
从密度我们可以计算出各自的油箱体积。考虑到油箱顶部有一些加压气体，并留出 3% 的燃料裕量，我们得到了第一级油箱体积分别为 215 升和 288 升，第二级分别为 74 升和 98.75 升，第三级分别为 24.95 升和 33.35 升（分别对应甲烷和氧气）。
如果火箭级储箱完全密封，则燃料和氧化剂可以共享一个公共壁。通常使用高度比为 70% 的椭圆形圆顶来最大程度地减少结构质量。我们假设有效载荷的密度为 1 kg/升，因此需要 20 升的体积。出于空气动力学和结构原因，我们希望将整个车辆的高度保持在基底直径的 10 倍或更小。每个组合级储箱可以建模为两个椭圆形圆顶加上一个圆柱体。应用一些几何结果得出储箱直径为 60、42 和 30 厘米。

阻力系数

根据储箱尺寸，我们可以对车辆进行初步布局。我们必须包括每个级的前部有效载荷整流罩和后部发动机部分，以获得车辆的总高度。对于这种设计，我们假设每个级使用具有板状喷射器的航空喷嘴式发动机，这使得整个车辆的高度约为 6 米。此处显示的布局并非设计图。它是一个示意图草图，用于估计圆柱形和锥形部分的大小和形状，从中可以估计阻力。布局网格线间距为 25 厘米。

在我们假设的 4600 米发射高度，空气密度为 0.769 kg/m³，亚音速区域的速度平均为 120 m/s，火箭长度为 6 米，空气的参考粘度为 18.27 x 10-6 Pa-s。因此雷诺数 Re 平均为 3030 万，但它会随高度和速度而变化。从参考数据（作为速度和 Re 的函数），皮肤摩擦系数 C_sf 将从低速时的约 0.0032 变化到 120 m/s 时的 0.00245，再变化到 240 m/s 时的 0.00215。这根据火箭形状进行调整，在本例中为 1.085，以及湿润面积与横截面积之比，约为 8.3/0.283 = 29.3。因此，总阻力系数将在给定速度下从 0.102 变化到 0.078，再变化到 0.068，基于横截面积。跨音速和超音速时的阻力系数不同，但可以通过类似的步骤找到。

如果车辆有一个不包括喷嘴的基底面积，我们需要添加基底阻力。在功能性火箭的情况下，排气填充了基底，并且没有低压区域来通过相对于前部的压差产生净力。如果车辆的飞行方向不是直接指向运动方向，则会由于升力而产生额外的阻力分量，但为了简单起见，我们假设在这种估计中使用零升力轨迹。

轨迹

发射轨迹不能由简单的公式或图表确定，因为车辆的推力、阻力和质量都在不断变化。因此，必须以很小的时间步长进行模拟，以便上述参数在每个步骤中几乎保持不变。如果每个步骤内的平均值接近正确，则总轨迹将接近正确。这对于手工计算来说太多了，因此使用计算机程序或电子表格。模拟将可变车辆质量和轨迹曲线作为输入，轨迹曲线是车辆倾斜度随时间的变化以及推力的变化或级联操作。改变输入，直到达到所需的有效载荷质量和轨道。现代轨迹模拟将自动改变输入以找到最佳轨迹曲线。

参考概念

已知轨迹曲线和推进剂质量后，可以确定各个级的主要尺寸，并准备整个车辆的参考概念。初步设计可以从此时开始，包括发动机和其他主要部件的布局及其质量。根据车辆设计，可以开始对支撑地面系统（发射台、搬运设备、储罐等）进行初步工作。由于我们假设了一个特定的发射地点，因此可以使用实际地理位置开发一个场地计划。

增强型火箭替代方案

增程火箭类别仍然使用化学火箭级来实现至少 80% 的速度变化以到达轨道，但与目前或近期使用的亚音速空中发射相比，其方法不同或性能更高。这些替代方案没有特定的顺序。在获得这些系统的可靠估计之前，还需要做大量的研究。因此，我们还不能在这些系统和其他替代方案之间进行选择。目前，我们提供了所有可用的细节和计算结果。

喷射火箭

这是一种低级增程，通过将空气流与火箭排气一起夹带。它通过增加质量流量来增加一级推力。

运载机

目前的运载机仅限于亚音速。更先进的运载机可能使用冲压发动机达到约 5 马赫的速度。

气球

比空气轻的平台可以达到比带翼飞机更高的海拔，为发射提供更好的起点。

喷气增程

这种方法没有使用运载机，而是使用高推力/重量喷气发动机作为第一级进行垂直发射和着陆。

Stratolaunch系统目前正在开发中，该系统使用亚音速运载机。喷气增程发射器使用军用战斗机发动机达到超音速和更高的高度。这两个系统都共享使用空气呼吸发动机进行飞行早期阶段的想法，这些发动机的效率是火箭发动机的 4-20 倍。它们还避免在火箭发动机效率最低的操作范围（垂直上升，会导致重力损失，以及穿过密集空气，导致阻力和发动机压力损失）使用火箭发动机。喷气增程通过使用垂直发射和着陆来抛弃大部分运载机。使用机翼可以让更多质量从地面起飞，但它们也限制了运行高度。更少的硬件开发应该降低开发成本。发动机安装在助推环上，助推环反过来携带火箭级。助推环将火箭提升到约 15 公里高度和 480 m/s（1.6 马赫）的速度。火箭点火并从那里继续飞行，而助推环则返回发射场进行垂直着陆。

早期版本

对于载人运输，最小容量为 1 人。从 SpaceX 龙飞船的质量推断，龙飞船最多可以容纳 7 人，我们估计总轨道质量为 1500 公斤，其中 750 公斤为乘客和生命保障系统，或者无人低重力货物。在早期版本中，天钩将不存在，发射器将用于运送轨道组装的第一个部件。空气呼吸助推器在空气更多的情况下表现得更好，因此与全火箭系统不同，它们更喜欢在低海拔发射。我们假设一个赤道海平面发射场。对于 200 公里高度的圆形轨道，从 15 公里开始，需要 7900 米/秒的 ΔV，包括势能和动能。地球自转贡献了 465 米/秒，从那个起始高度开始，重力、阻力和压力损失被认为是 200 米/秒。因此，火箭级的净速度为 7635 米/秒。

我们假设一个可重复使用的两级化学火箭，排气速度为 3350 米/秒，类似于 SpaceX Merlin 1C 延长喷嘴发动机。由于火箭点火是在高海拔，我们对其进行了真空推力的优化，这实际上是在前 20 秒运行后的工作条件。我们从一级质量的 6.5% 增加到一级质量的 11%，以考虑隔热层和其他一级回收硬件，使其可以再次使用。每个级分配了所需速度的 50%，因此计算如下

二级 ΔV = 3817 米/秒。质量比 = 3.125，因此最终质量 = 起始质量的 32%。级惯性 = 起始质量的 11% x 68% 消耗的燃料 = 起始质量的 7.5%。因此，有效载荷 = 起始质量的 24.5%，也等于上述的 1500 公斤。因此，二级起始质量 = 6122 公斤。
一级 ΔV = 3818 米/秒。质量比 = 3.126，因此最终质量 = 起始质量的 32%。级惯性 = 起始质量的 11% x 68% = 起始质量的 7.5%。因此，二级 + 有效载荷（一级必须携带的东西）= 起始质量的 24.5%，也等于 6122 公斤，因此起始质量 = 24989 公斤，我们四舍五入到 25000 公斤。
像 PW F-135 这样的现代战斗机发动机在海平面上的全加力推力为 191 千牛。出于性能原因，我们希望以 2.0 个重力加速度起飞，因此允许的质量为每台发动机 9.74 吨。发动机本身（1700 公斤）、燃料（450 公斤）和助推环硬件（590 公斤）的估计质量为 2.74 吨。因此，每台发动机可以提升 7 吨的火箭级和有效载荷，我们需要 4 台发动机来提升 25 吨的火箭，并留有一定余量。

火箭初始质量的 3% 的净轨道有效载荷并不出色，但能够重复回收和使用所有级却很出色。助推环 + 火箭的起飞质量为 36 吨，大约是猎鹰 9 号运载火箭 + 龙飞船的十分之一，因此其开发成本应该按比例降低。如果不需将太多低重力货物送入轨道，或者如果其他发射系统达到可比的运营成本，那么这个系统可能没有必要。从其他人那里购买发射能力的总成本更低。

高级版本

对于高级版本，我们假设天钩已经到位，并将所需的火箭速度降低到 4810 米/秒。对于这个版本，我们假设一个单级火箭，并保持其他值与上述相同。然后，质量比为 4.2，在火箭燃烧后剩余起始质量的 23.8%。净货物质量为火箭初始质量的 12.8%。对于 20 吨的火箭级，这可以提供 2.5 吨货物到天钩，或者大约 3 名人类乘客。如果需要更大的有效载荷，那么助推环将需要超过 3 台喷气发动机。一个合理的限制是 8 台喷气发动机，它们可以提升高达 56 吨的火箭级，并运送 7.15 吨货物。

低重力气体加速器

管道中的低压气体，通常在山上，为火箭提供初始速度。对于人和复杂设备，加速度是有限的，在管道末端可以达到大约 5 马赫的速度，之后火箭级接管。

气体加速冲压发动机

与涡轮式喷气发动机相比，冲压发动机在机械结构上较为简单，因此有可能降低成本。其缺点是它在低速下无法工作，因此对于这种替代方案，我们假设使用低加速炮将物体加速到冲压发动机能够工作的速度。在更高的速度下，冲压发动机的性能会下降，因此该飞行器将使用火箭动力来完成任务。

假设炮的位置位于山坡上，炮管长度为 6 公里，炮口高度为 3200 米和 4200 米，例如厄瓜多尔卡亚姆贝的西南坡。为了人类乘客的舒适，加速度限制在 6 个 g（60 米/秒²），因此炮口速度为 850 米/秒（马赫 2.8）。一个简单的冲压发动机可以在大约 2:1 的速度范围内运行。超过这个范围需要在进气口形状和燃烧条件方面进行更多补偿，因此我们假设最大速度将为 1700 米/秒。使用碳氢燃料，在这个速度范围内，平均等效排气速度约为 14 公里/秒。我们假设使用单级入轨，目前只进行理论性能计算。

单人乘客规模

对于单人乘客的最小系统，我们再次假设一个 1500 公斤的舱体，载荷为 750 公斤的人类 + 生命维持系统，或者低重力货物。计算如下：

火箭质量：12500 公斤 - 火箭级需要提供 5900 米/秒的净速度，这意味着质量比为 5.88，或 17% 的最终质量。如果硬件质量为 11%，最终载荷比例为 6%。因此，我们的初始火箭质量为载荷（公斤）/载荷比例 = 12500 公斤，大约比喷气推进概念轻 1/3。
冲压发动机推力：400 千牛 - 在平均爬升速度为 210 米/秒的情况下，我们希望冲压发动机在 40 秒内获得 850 米/秒的速度，即略高于 20 米/秒²。因此，冲压发动机推力需要达到 250 千牛才能实现加速。阻力粗略估计为 150 千牛，因此总发动机推力估计为 400 千牛（90000 磅）。发动机尺寸的粗略估计为 1.0 平方米。由于这小于人类乘客舱的尺寸（1.6 米坐姿），乘客尺寸将决定炮管直径。
冲压发动机质量：3950 公斤 - 冲压发动机推力与发动机质量比平均约为 20:1，因此发动机质量约为 2000 公斤。所需的燃料约为 1150 公斤，剩余的与冲压发动机相关的部件约为 800 公斤。因此，总冲压发动机级将为 3950 公斤。
总质量：16500 公斤 - 通过将火箭级和冲压发动机级相加，大约比喷气推进概念轻 40%。需要强调的是，这些只是初步计算。
炮压：500 千帕 - 一个 1.6 米的炮管，以 60 米/秒² 的加速度加速 16500 公斤，需要 990 千牛的总力。除以炮管面积，得到压力为 492 千帕（71 磅/平方英寸）。从技术角度来看，这并不算是一个难题。更大的挑战是如何在山顶安装 6 公里的管道。

小型原型规模

为了建立一个小型概念验证演示器，我们假设一个 20 公斤的载荷入轨，允许更高的 10 个 g 的加速度，并使用两级火箭。更高的加速度使我们能够在 4 公里的较短炮管内达到 900 米/秒的速度，并且冲压发动机可以工作到 900 米/秒的速度。然后，火箭级的净速度为 5835 米/秒，每级 2918 米/秒。对于更小的尺寸，我们假设略低的排气速度（3300 米/秒）和更高的硬件比例（15%）。每级的质量比为 2.42。重量计算如下：

第二级最终质量 = 1/质量比 = 41.3%
第二级载荷质量 = 最终质量 - 硬件 = 41.3% - 15% = 26.3% = 20 公斤（按假设）
第二级初始质量 = 20 公斤 / 26.3% = 75 公斤
第一级最终质量 = 41.3%（与第二级相同速度）
第一级燃料消耗 = 1 - 最终质量 = 58.7%
第一级硬件重量 = 15% x 燃料消耗 = 8.8%
第一级总重量 = 燃料 + 硬件 = 67.5%
然后，第二级 = 发射重量的 32.5%。
总质量 = 第二级 / 32.5% = 231 公斤

在 20 米/秒² 的加速度下，冲压发动机需要提供约 5000 牛的推力（1100 磅），这只需要大约 1/80 平方米的发动机面积。火箭级可以用直径 0.5 米，高 3.5 米，密度为 1 的圆锥体来表示，因此发动机相对于火箭级直径来说很小。冲压发动机质量约为 25 公斤，燃料消耗约为 15 公斤。那么，总发射质量将为 271 公斤。为载体/脱靶物留出 29 公斤以适应炮管，我们有 300 公斤的加速质量。在 100 米/秒² 下，加速力为 30 千牛，所需的压力为 152 千帕（22 磅/平方英寸）。

气体加速火箭

如果您降低 g 力，可以使用气压式加速器发射人员和易碎货物。这会导致炮管长度尽可能长，因此我们需要查看地理位置来选择发射地点。有两个不错的选择，当然可能还有其他选择。

夏威夷岛

就大型、稳定的山坡而言，夏威夷是地球上最好的发射地点，它只需要最少的地形改造和炮管支撑，因此建设成本更低。赤道位置将是与天梯对接的首选，但让我们先看看夏威夷。它是一个盾状火山，冷却的熔岩流形成稳定的斜坡。因此，您可以在岛屿西侧，从西向东，建设一条近乎完美的斜坡，长度约为 22 公里。如果延伸到海洋中，或在东侧斜坡上添加支撑塔，您最多可以得到 100 公里的长度，但这将比在地面上建设更昂贵。对于 100 公里长的版本，在 6 个 g 下，炮口速度可以高达 3460 米/秒，但在这个例子中，我们将使用 20 公里。

设计规模 - 假设一个 20 公里长的管道，直径 10 米，推动一个 500 吨的单级多用途火箭。飞行器不会充满整个管道，它被设计成流线型，并安装在适合管道尺寸的滑橇和推板之上。计算表明，炮管内的压力需要达到 2 个大气压（200 千帕，30 磅/平方英寸），才能产生 3 个 g 的加速度，这对大多数人（普通大众）和卫星部件来说是安全的。炮口速度为 1100 米/秒（马赫 3.6），虽然只占轨道速度的一小部分，但对于您点燃机载火箭之前是一个不错的开始。考虑到这些初始条件，非低温火箭的有效载荷约为 35 吨，最大直径为 10 米，这足以满足您想要发射的任何货物或人员的需求。这是您可能希望建造的炮管直径的上限。对于质量更大的飞行器，您只需要更高的炮管工作压力。第一个低重力货物发射器可以比 10 米小很多，并且可以通过随着时间的推移增加长度或使用更大的炮管来提高性能。夏威夷的纬度约为北纬 20 度，因此从那里发射无法到达赤道天梯，但它可以将更多乘客和货物送入太空，比不借助其他设备的火箭要多。

厄瓜多尔卡亚姆贝

卡亚姆贝是厄瓜多尔基多东北约 50 公里处的城市和一座大型山脉的名称。我们之前讨论过山坡上的超高速发射器。为了运输人员，炮管需要更长才能降低加速度，并且会向西延伸到城镇之外。对于这个版本，我们假设训练有素的机组人员，而不是普通大众。使用压力服、贴合座椅、+x 加速度（朝前座椅）以及状态良好的机组人员，您可以安全地使用 6 个 g，从而获得 1560 米/秒的炮口速度。这相当于马赫 5.2，或轨道速度的 20%。天梯已在组合系统示例中的上一步阶段可用，这从火箭级需求中减去了另外 2400 米/秒。

厄瓜多尔的地形不像夏威夷那样是平滑的斜坡。我们假设炮管长度为 20.25 公里，但向上弯曲，并使用分段半径，使离心加速度保持在 12 米/秒² 或更低。乘客会感受到垂直加速度（头脚方向）。炮管需要在塔架上支撑或使用隧道来适应地形，弯曲的形状大致符合地形，最初是平坦的，在末端上升到山顶。炮口分别位于城市西南方向 2778 米和山顶 5731 米的高度，由弯曲的炮管造成的初始和最终斜坡分别为 1.4 度和 12.4 度。轻微的弯曲使垂直加速度相对于向前加速度保持较低。炮口端较高的斜坡也使飞行器能够更快地穿过大气层，减少阻力损失。这些假设可能会在更详细的分析中发生变化。我们假设火箭级尺寸为 4 x 32 米，并与炮管紧密贴合，发射时的质量为 400 吨。

阻力 - 在阻力系数为 0.2 的情况下，火箭级在炮口处的阻力为 1.93 兆牛，如果火箭没有立即点火，会产生 -4.82 米/秒² 的减速。爬升速度为 sin(12 度) x 1560 米/秒 = 335 米/秒。大气层的等效厚度称为标高（垂直方向 8640 米），在此高度上压力下降了 e（2.718...）倍。随着高度的增加，压力呈指数衰减，但可以近似为炮口压力在一个垂直标高高度，然后下降到零。8640 米标高 / 335 米/秒垂直速度 = 25.76 秒。将此乘以减速，可以估算出总阻力损失为 124 米/秒。这个值会根据火箭点火时间而变化，因为阻力是速度的函数。

火箭性能 - 火箭所需的净速度由太空吊索相对于地球中心的速度 (5074 m/s) 减去地球赤道的自转速度 (-465 m/s) 和发射速度 (-1560 m/s)，再加上阻力损失 (+124 m/s) 和其他损失以及机动操作（我们估计为 +200 m/s）得出。最终得到 3,373 m/s 的净速度。SpaceX Merlin 发动机的喷射速度为 2980 m/s。可能需要 4-6 台发动机才能提供足够的推力。火箭方程表明，火箭达到太空吊索后，其质量为初始质量的 32.2%。考虑到载具本身占 10%，则有效载荷占 22.2%，即 89 吨。这是一个巨大的乘客和货物容量，需要一个相应的大型太空吊索来支撑到达的质量。第一个版本可能较小。

已知炮筒面积、火箭载具质量和加速度，我们可以计算出 4 米炮所需的压力为 1.91 MPa (277 psi)，2.5 米炮所需的压力为 1.22 MPa (177 psi)。挑战不是炮筒压力，而是当弹丸高速运动时如何快速填充。长度可能需要在炮筒内布置油箱和阀门。炮口速度可能需要加热气体来填充管道，但具体使用哪种气体需要进一步分析。大型气体加速器已经达到了两倍以上的炮口速度，所以与其说可行性，不如说成本更低。

太空发射场发展 - 我们之前在山区建造了一个运行中的超高速炮，炮口速度为 5000 m/s，无辅助轨道有效载荷为 180 kg。有了太空吊索，我们可以计算出新的有效载荷，如下所示

太空吊索相对于地球中心的尖端速度为 5074 m/s。地球自转速度减去 465 m/s。从初始的 5000 m/s 开始，阻力损失为 1000 m/s。23 度的弹道高度意味着水平分量（对进入轨道至关重要）在阻力之后为 cos(23 度) = 0.9205 x 4000 m/s = 3682 m/s。我们为机动操作和其他未计入的损失额外预留 200 m/s。因此，火箭的净速度差变为 1127 m/s。
使用与 SpaceX Merlin 发动机相同的喷射速度 (2980 m/s)，但推力水平仅为其 1/60，我们得到最终质量为 68.5% x 1200 kg 初始质量 = 822 kg。与太空吊索之前的版本相同的空载具质量为 180 kg，现在我们有 642 kg 的有效载荷，约为之前的 3.5 倍。

从 642 kg 的有效载荷和 60 厘米口径（炮筒直径）的炮到 89 吨和 4 米口径的人类加速器，规模扩大了 139 倍。由于太空吊索需要为更大的运载质量而扩大，因此需要逐步改进计划。发射器将增加炮筒长度，并逐步提高直径，并利用部分货物运送太空吊索缆绳和其他材料，以便以后能够运送更多的有效载荷。如果轨道采矿可以提供足够强度的材料，就可以使用这些材料，否则可以从地球上运送。比上述人类加速器更小的人类加速器可以使用 2.5 x 20 米大小的火箭载具，质量为 100 吨。使用类似的计算，我们最终得到了 20 吨的净货物。在某个时刻，低重力加速器将变得太小而无法容纳坐着的乘客，可能在 1.6 米直径左右，但它们仍然可以用于敏感货物。大量非敏感货物总是具有成本优势，因为更高的炮口速度可以让您将有效载荷的百分比（相对于火箭载具重量）提高 3 倍，因此保留两种类型的发射器是有意义的。

根据交通需求，您可能希望保留更小的发射器，与更大的发射器并行运行。理论上，您可以每当太空吊索经过轨道时就发射，即每 100 分钟一次，但炮筒冷却或其他需求可能阻止频繁发射特定炮，因此拥有多个炮可能有用。在上限情况下，每次发射运送 89 吨 x 每天 14.4 次轨道 x 每年 300 天（允许一些维护时间）产生惊人的 384,480 吨/年的轨道运送量。这与目前和近期全球发射器的约 1,000 吨/年的运载能力相比。

成本 - 在此阶段，成本尚未得到任何程度的准确估计。猎鹰 9 号火箭的总质量为 333.4 吨，低轨有效载荷为 10.45 吨。因此，除有效载荷外的火箭质量与有效载荷的比例为 30.9:1。散装货物发射器拥有 558 kg 的非有效载荷质量，而有效载荷为 642 kg，比例为 0.87:1。这种 35.5:1 的优势应该会大幅降低成本，但不会完全按这个比例。炮和太空吊索与火箭级相比，是大型设施，其每使用成本将取决于使用次数。猎鹰 9 号硬件目前不能重复使用，而火箭级则旨在重复使用。从太空吊索上脱离轨道是无辅助轨道速度的 63%，因此（0.63）^2 = 39.5% 的动能需要耗散。这使得热盾更容易设计，而且该级设计非常坚固，因为它需要在高加速度下从炮中发射出来。因此，原则上它应该可以回收并再次使用。

在缺乏更详细的估计的情况下，现在我们将采用有效载荷每单位火箭尺寸减少 35.5 倍的方案，并将其应用于猎鹰 9 号 5400 万美元/10450 kg = 5167 美元/kg 的成本，以获得 146 美元/kg 的初步估计。为了与一些流行的消费品进行比较，iPad 3 64 GB 包括包装在内，成本为 583 美元/kg，而丰田凯美瑞约为 15 美元/kg，尽管两者都没有设计成能够承受高重力发射。

火箭替代方案=

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[待合并]

第 4 节标题

对于自建选项，我们将进行初步设计，然后将其与现有的发射器选择进行比较。我们需要做一些设计假设作为开始

有效载荷质量 - 我们假设 20 kg 对于使用现代技术的功能性硬件来说已经足够了。可能需要根据对有效载荷需求的更深入了解来进行调整，但我们将将其作为起点。较大的设备可以在轨道上组装起来，但将物品尺寸保持较小可以让您使用更小的发射器，从而降低初始开发成本。还有一种可能性，就是将其用作其他车辆更大发射之间的“快递包裹递送”服务，并带来一些收入。
发射速率 - 我们假设最初每月约 1 次发射，并以稳定速度持续进行。
生产 - 我们假设使用一个或多个先进制造类型的工厂，如前一页所述，来制造发射器。这会对工厂的生产能力提出要求，并将系统联系起来。任何在工厂内无法合理制造的材料或组件都将购买。在决定使用哪种发射器时，必须考虑工厂的成本。

将小型有效载荷发射到轨道的途径有很多。传统方法是设计一个有两个或三个级的火箭。任何其他想法都可以与之比较，看看它是否具有更低的预期开发和运营成本。

低重力运输

并非所有类型的货物都能承受超高速发射器的高加速度。特别是人类承受的加速度极限约为 3-6 个重力加速度。因此，在组合系统的这一步之前，我们使用了任何现有的发射器来运送人员和易碎货物。随着太空吊索的出现，我们现在考虑了这项任务的备选方案以及如何选择它们。

在备选方案中做出选择

已经存在用于将货物和人员发射到太空的火箭，并且正在开发新的火箭。我们假设这种情况在未来会继续存在。在工程设计中，零件会进行制造或购买分析，以确定是内部制造零件还是从其他人那里购买。这种方法也适用于人类运输工作。如果建造我们自己的发射器在成本、技术风险和其他参数方面明显更好，那么我们就自己建造。如果其他公司提供更好的选择，那就直接购买发射服务。将所有备选方案进行比较被称为权衡研究。首先选择用于比较的参数，以及一个评分系统，将不同的参数转换为统一的衡量标准。然后，对每个备选方案做出最佳估计，并选择得分最高的方案。在进行权衡研究时，务必对所有备选方案使用相同的假设，例如材料强度。

技术和备选系统的可用性会随着时间的推移而发生变化。在完成设计和施工之前，工程估计也存在不确定性。像每年运载货物量这样的输入假设会随着时间的推移而发生变化。因此，对于一个复杂的系统，单点比较是不够的。敏感性分析会提前查看参数和假设的变化，看看它如何影响最终的选择。这可以通过系统的数学或计算机模型来有效地完成。稍后，当上述情况之一发生变化时，应该重新进行权衡研究，以查看先前的答案是否仍然有效。