第 4.5 节：第 4A 阶段 - 低轨道开发

低地球轨道 (LEO) 是第一个被开发的太空区域，始于 1957 年第一个轨道卫星发射。它仍然占轨道中人工质量的最大部分，但尚未成为完整的经济体。截至 2017 年，该地区的活动主要是公共项目，例如科学和军事项目，以及对地面活动的支援，例如地球观测和一些通信。活动的范围有限，是因为与地面大多数活动相比，进入轨道的成本很高。地球上第 2B 阶段的工业发展应该会大大降低运输成本，而利用太空中的材料和能源则会进一步降低总成本。这种组合应该能够使该地区的开发规模更大，经济基础更广泛。

 为了我们项目的需要，我们认为第 4A 阶段从地球工业发展（第 2B 阶段）使设备能够送入轨道的那一刻开始。我们认识到现有的活动，但考虑未来可能进行的添加或更改。由于低轨道是地球上最接近和最低能量的区域，因此该阶段的新活动通常会先于其他太空阶段。但是，太空中的大部分有用资源都位于低轨道之外。因此，该地区的大部分开发都将是为了支持更遥远的地区。反过来，低轨道区域需要第 2B 阶段空间工业的持续支持，因为需要工业规模的生产和运输系统才能进入低轨道。这个阶段和其他阶段一样，一旦开始就会继续并行进行。

 低轨道区域已经被用于多种目的，并且未来还有许多可能的新用途。这使其成为一个复杂的工程挑战。因此，我们应用了来自 第 1.5 节 的系统工程方法。这从概念探索开始，我们将在本节中进行探讨。我们首先描述该地区的特征，并进行行业调查以识别未来的其他活动。然后，我们研究驱动因素，如动机、经济和技术，这些因素将导致项目的启动。这些信息将被整合到开发方法中，以及根据时间和功能排列的一系列活动和项目。最后，我们将项目彼此关联，以及与其他项目阶段关联。对于我们已经开发了更多细节和计算的项目，将在本节的最后部分进行更详细的描述。作为我们概念探索的产出，我们将识别出为这个阶段准备所需的研究与开发，并将信息反馈给前一个阶段 0G - 低轨道开发研究与开发。

低轨道特征

区域定义

我们的项目将 低地球轨道 (LEO) 区域定义为平均在地球半径之上 160 到 2700 公里的轨道。如果不会与其他天体的低轨道混淆，我们通常会将此简称为“低轨道”。它完全被高地球轨道区域包围，反过来也完全包围地球。从表面向上建造超过 160 公里的静态结构将非常困难，而无支撑的静止物体将会迅速坠落。因此，持久存在于该区域的物理物体需要以特定速度和方向运动，以避免与地球相交或上升过高。这与地球上的位置不同，在该位置物体可以具有纬度、经度和高度的固定坐标。

 第 4A 到 4F 阶段的位置由一组 轨道要素 确定。这些参数决定了轨道的尺寸和形状，如何在三维空间中进行定向，以及在给定时间沿轨道的位置。对于低地球轨道，这些参数通常以地球中心和 天球 上的固定方向为参考。物体的轨道运动会不断改变其位置，但可以从给定位置投影到过去和未来。轨道参数会随着时间的推移而发生变化，这可能是由于自然力量或使用 第二部分 中列出的任何运输方法造成的。因此，一个建成的场地，例如空间站，可能会随着时间的推移改变其轨道。

 该区域的下限由大气阻力会导致轨道快速衰减而无需补偿推进的区域决定。这略高于其他方法确定的大气与太空之间的 80-122 公里 边界划分。海拔 80-160 公里范围具有类似太空的条件，例如接近真空的压力水平，但无支撑的物体只能暂时地停留在这个范围内。更永久的停留需要连接到地面或更高轨道的物体。因此，我们将此过渡范围内的物品分配给更早的阶段（如果它们是短暂的或连接到地面的），或分配给这个阶段（如果它们连接到高于 160 公里的物体）。

 该区域的上限由能量方面最低稳定轨道和地球逃逸速度之间的一半决定，或者在地球表面到逃逸速度的能量的 75%。这是一个任意极限，但较低的轨道与较高的轨道条件差异很大，因此需要区分。轨道可以是椭圆形的，随着沿轨道的移动，高度会发生变化，因此我们通过沿主要 轨道轴 的近地点和远地点的平均值来定义区域。然后，该区域内椭圆轨道的最高点在地表上方 5240 公里（0.82 $R_{\bigoplus }$)。由于轨道具有多种可能的方位和形状，因此该区域在物理空间中具有模糊的边界。相反，物体满足或不满足我们对该区域的定义。

 地球的引力是该区域内的主导力量，至少比月球的引力强 74,200 倍，比太阳的引力强 500 倍。使用平均上限高度确定的该区域的总体积是地球体积的 1.8 倍，横截面是地球陆地面积的 85.7%。由于轨道相交以及阻挡阳光照射到表面，因此并非所有区域都可用。尽管如此，可用的空间仍然很大。

环境参数

在低轨道中设计持久物体必须适应当地环境条件。我们考虑与地球和其他太空区域项目相同的环境参数。如果当地条件超出了先前设计的范围，则必须相应地进行修改。我们还注意到低轨道的一些独特条件，这些条件必须在设计中考虑。

主要参数

 温度

在地球到太阳平均距离的位置，一个**黑体** 在太阳照射的一侧的平衡温度为 393.7 K (120.5 C)。低地球轨道物体运动以地球为中心，因此理论上拥有相同的平衡温度。实际硬件温度将取决于其在地球阴影中的时间、方向、地球红外辐射（随高度变化）、反照率、发射率和热性能。例如，一个 50% 反射率的灰色物体，如果始终处于阳光下，其背对太阳的一侧的温度将达到 331.0 K (57.9 C)。然而，低地球轨道物体通常会处于地球阴影中 22-40% 的时间，导致温度降至 245 到 262 K (-28 到 -11 C)。各种硬件设计的最终结果是平均温度介于地球上常见的温和到极端范围，但会因穿越地球阴影而出现短期波动。

 目前，太空设备的设计追求低重量，因此热质量也较低。太空真空也缺乏与周围环境的热对流和热传导。因此，当设备进出阳光时，内部温度可能会发生显著变化。卫星的某些部分也可能被常态性地调整方向，使其面向或背离太阳，从而导致其温度高于或低于平均水平。因此，虽然平均温度可能是合理的，但特定的设备部件可能需要适应性设计以满足其工作条件。

 大气和水供应

**地球大气层** 延伸至地表以上约 10,000 公里，因此覆盖整个低地球轨道区域。然而，密度会随高度降低，在 160 公里处，大气密度比海平面低十亿倍，对于人类而言处于极端范围，对于许多设计目的而言处于硬真空条件。由于轨道速度，160 公里处的动态压强小于 0.05 N/m²。这比海平面上的静压低 180 万倍，比巡航高度的客机低约 18 万倍。因此，对于大多数设计目的而言可以忽略不计，尽管它足以导致轨道衰减。自然水在该区域基本不存在，需要从其他地方进口。由于目前的运输成本很高，目前使用水的设备和工艺可能需要进行改造以减少用水量，或用不使用水的替代方法来替代。

 地面强度

由于这是一个轨道区域，因此与建设或运输有关的土壤或岩石强度并不重要。

 重力水平

该区域地球重力随高度变化，从 9.3 到 2.95 m/s²，或地表重力的 95% 到 30%。从 160 到 5240 公里高度的变化遵循地球中心距离的平方反比定律。然而，该区域的大多数物体将处于自由落体条件下的轨道。重力仍然会使它们向下加速，但它们的水平运动足以使地球以补偿的量弯曲。较小物体的不同部分会感受到大致相同的加速度，因此它们在彼此之间不会感受到净加速度。在小尺度上，这种效应就像没有重力作用一样，因此没有用于设计目的的结构载荷。

 对于较大的物体，情况有所不同。它们的各个部分与地球中心的距离不同，指向中心的也方向各异。因此，重力的大小和方向不同，导致各个部分之间产生净力。物体越大，这些差异越明显，最终可能成为主要的设计载荷。人工重力对人类健康以及某些生产和运输方式至关重要。这可以通过旋转来产生，并会产生额外的设计载荷。

 辐射水平

地球拥有自然产生的**辐射带**，其中包含高能带电粒子。这些粒子主要来自**太阳风**，并被地球的**磁场** 捕获。内辐射带通常延伸至 1000 到 6000 公里高度，但部分区域可能低至 200 公里。因此，它覆盖了大部分低地球轨道区域。磁场，以及由此产生的辐射带，通常呈环形（甜甜圈状），因此辐射水平会随高度和纬度而发生剧烈变化。磁场相对于地球极轴倾斜且偏离中心，太阳风压力会导致磁场发生可变的扭曲。因此，辐射带会移动，辐射水平会因轨道位置和时间而异。

 在辐射带密集区域，未屏蔽的人员会在几天或几个月内受到致命剂量的辐射，并且辐射会导致设备的永久损坏和瞬时故障。到目前为止，避免人员接触辐射的主要方法是待在辐射强度较低的较低轨道，以及在执行月球任务时快速穿过辐射带的高纬度区域。一些卫星的轨道要求它们处于辐射带的高辐射区域。这需要在设计中进行**辐射加固**。未来解决辐射问题的方法包括使用大质量物体进行局部屏蔽，通过用质量或静电装置拦截粒子来削弱辐射带，以及使用位于地球和太阳之间的“上风”装置来减少粒子源。

 通信时间

该区域的大多数长距离通信将通过真空中的电磁波（无线电或激光）进行。因此，地球之间以及该区域内的往返（ping）通信时间主要取决于距离和光速。与地球的直接通信时间最短可达 1 毫秒 (ms)，但这很少见。从该区域最高轨道高度到地球视界线的距离为 9700 公里，因此 ping 时间为 65 毫秒。从太空到地面的终端到地面通信的最终点之间还会有额外的传输时间。该区域内两点之间的直接通信时间最长可达地面通信时间的两倍，对于从两端最大高度掠过地球的路径而言，为 130 毫秒。直接信号无法穿透地球，因此部分太空到地面和太空到太空通信必须通过一个或多个中继点。如今，这通常通过同步轨道卫星进行，因为这为地面站提供了固定目标，并且三颗卫星可以覆盖地球的大部分区域。最坏情况下的链路可能需要两颗位于最大距离的同步轨道卫星，因此 ping 时间为 1100 毫秒 (1.1 秒)。低地球轨道点对点卫星网络正在开发中。它们需要更多卫星，因为每个卫星在任何时刻都只能看到地球的一小部分。这种网络将使最坏情况下的 ping 时间缩短至约 180 毫秒。

 旅行时间

该区域的轨道周期约为 90 到 144 分钟。地球在给定轨道下旋转，物体在不同轨道上以不同的速度不断运动。因此，从地球到该区域的点，或该区域内不同点之间的旅行时间通常受适当对齐的等待时间的支配，而不是轨道周期本身。地球自转和给定地点安全发射方向的组合通常导致每天一个发射窗口。到达地球轨道后，与目标的精确匹配可能需要另一天。因此，总旅行时间将为 1-2 天，尽管如今的太空旅行规划需要更长的准备时间进行培训和获取乘车机会。

 倾斜轨道的平面会由于地球赤道隆起而每天发生几度的偏移。因此，最小能量的轨道到轨道转移需要轨道平面对齐，这可能需要大约 100 天的等待时间。轨道之间的点对点旅行可以更快完成，但如果使用化学火箭，则会消耗大量的推进剂。电力推进或其他推进方式效率更高，但通常在提供所需的速率变化方面速度较慢。未来，该区域内以及其他地点的交通将有动力集中在赤道轨道上。这减少了发射的等待时间，因为轨道每次都经过地面上的相同点。它们还消除了赤道隆起造成的平面偏移效应。仍然需要其他倾角的轨道，因此并非所有交通都将是赤道轨道。它们仍然必须处理旅行延误。

 停留时间

最近对位于低地球轨道区域的国际空间站的任务平均停留时间为 6 个月，最长为 1 年。相比之下，美国在特定县（为此目的，县是一个地点）的平均停留时间为 25 年，增长最快的县的平均停留时间为 7 年（增长加上流动性）。因此，轨道停留时间相比于地面上的停留时间较短。短暂的轨道停留时间增加了运输需求，但减少了个人空间和舒适度的需求，因为机组人员了解这些条件只是暂时的。当前的停留时间受辐射暴露和长期失重影响的限制，尽管人们试图抵消这些影响。如果需要更长时间的停留，则设计必须解决辐射和重力问题，并提供更大的个人空间和舒适度。目前的国际空间站是为失重研究而设计的，因此这种设计变更将意味着需要建造新的轨道设施。

 运输能量 - 从地球表面到该区域最低高度的最小理论运输能量为 32 MJ/kg，包括动能和势能，减去地球自转的贡献。该区域的最高轨道大约需要多 50%，即 48 MJ/kg。然而，现有的化学火箭，如猎鹰 9 号，其有效载荷仅为起飞质量的 4%，其余大部分是消耗其能量的推进剂。假设 90% 的起飞质量是 RP-1/氧气，其化学能为 13 MJ/kg，那么消耗的运输能量为每公斤有效载荷 285 MJ，系统效率为 11%。

独特条件

 昼长

该区域的轨道周期从 87.5 分钟到 143.5 分钟不等，如果卫星穿过地球阴影，就会出现昼夜循环。一些轨道是“太阳同步”的，其路径定向以避免黑暗，但大多数轨道并非如此。

可用资源

能源资源

自 1962 年以来，太阳能一直是该区域卫星的主要能源。一个显著的例外是航天飞机，它使用燃料电池，以及一小部分使用核能的卫星。许多卫星都配备电池，以覆盖地球阴影中的时间和偶尔的日食。

太阳能 - 太阳常数在 1 AU 时为 1361 W/m²（太阳活动极小值），在太阳活动极大值时约高 1 W。地球的轨道相对于太阳的距离在 0.987 AU 到 1.017 AU 之间变化，这会使局部强度相对于参考值发生 +2.65% 到 -3.3% 的变化。轨道半径对太阳距离和通量的影响可忽略不计。根据轨道参数的不同，卫星最多可以将 40% 的时间处于阴影中，通常随着高度的增加而减少，并由于轨道进动而周期性地变化。该区域的总可用能量很大（352,000 TW），但并非所有能量都能使用，因为这会阻挡阳光到达地球。一个合理的限制是此值的 1%，这仍然是 2017 年文明总能源消耗量的 175 倍。自然形式的阳光可用于照明和植物生长，而使用太阳能电池板将其转换为电能是可靠的，效率高达 30%。聚光反射器可以产生高温，以及更高的电气效率，但代价是复杂性和重量的增加。

其他能源 - 电池是处理每次轨道 35 分钟或更短时间的黑暗的常用方式，燃料电池和核能过去也曾使用过。一些未来的可能性是来自地面或其他卫星的定向能量，以及使用电导体或动量交换来利用卫星的轨道能量。为了防止轨道衰变，轨道能量必须从其他来源补充。

物质资源

地球大气层 - 160 公里以上的大气层中约有 32.5 公斤/平方公里，总计 1,750 万吨。如果收集一些气体，更多气体将从下方补充，因此它是一个庞大但密度低的资源。该海拔高度的标高，即压力下降到 e 倍的距离，为 26.4 公里，在 200 公里高度上升到 36 公里，因此大部分气体集中在 160-200 公里高度范围内。该范围内的成分主要是氮气（N₂），以及单原子氧（O），而不是低海拔高度发现的双原子氧（O₂）。可以使用反向喷嘴从轨道上收集该区域的空气，该喷嘴会压缩进入的气流。然而，由此产生的阻力必须用电推进产生的推力来平衡，使用收集气体的一部分。

轨道碎片 - 截至 2017 年，该区域包含数千吨的非功能性卫星、空的上级火箭以及由碰撞和其他原因产生的较小碎片。碎片质量的增长速度快于轨道衰变将其移除的速度。所有的人造碎片都是为太空使用而设计的，其中一些碎片可能仍然包含功能部件，即使卫星整体不再工作。这是一个潜在的可用材料和部件来源，这些材料和部件已经存在于该区域，尽管其有用性还有待证明。至少，应尽力清除它们，因为它们是一种危害。

其他来源 - 其他自然物质来源微不足道，例如流星、尘埃和颗粒的通量，地球在该区域没有天然卫星。因此，其他所需的材料将不得不从地球或更远的区域进口。从更高轨道到该区域的运输，大多可以通过对地球大气层进行缓慢的大气制动来完成。它利用了比大气再入更高的海拔高度，因此不会产生高加速度或极度热量。其余机动通过常规的推进方式完成，但总体效率要高得多。即使地球表面在物理上很近，从那里运送也需要更多能量。

行业调查

• 现有的卫星、项目和计划已在使用该区域。它们可以为该阶段提供输入或接收输出，或适应该阶段的需要
• 靠近地球，因此产品（材料、部件、设备）和能量（定向、化学、核能）可以从现有的文明中运送。劳动力可以被直接或远程地提供。

开发项目

长期项目

低轨道运输

轨道拖船

人员运输

运输基础设施

(太空钩，太空港，仓库)

 

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[仍待合并]

概念探索方法

 系统通过一系列生命周期阶段演变，从最初的想法到最终的处置。对于近地轨道区域的项目和位置，我们将解决其早期设计阶段，即概念探索和概念设计，以下列任务集，并在下面详细说明

• 1. 概念探索

1.1 区域定义 - 边界、环境和资源

1.2 阶段候选 - 来自项目目标和目标、参考架构、行业清单以及未来太空项目的计划的活动

1.3 阶段需求 - 与当前太空计划进行比较以确定新的项目和位置

1.4 阶段概念 - 组织成逻辑顺序并链接到其他阶段

• 2. 开发参考架构
• 3. 确定需求和度量
• 4. 执行功能分析
• 5. 分配需求
• 6. 模型替代方案和系统

6.1 收集外部技术信息

6.2 开发替代方案

6.2.1 按功能确定相关领域

6.2.2 开发候选技术和方法清单

6.2.3 评估候选的可行性

6.2.4 确定相关选项的规模

6.2.5 量化选项参数和配置

6.3 构建系统模型

• 7. 优化和权衡替代方案
• 8. 合成和记录概念设计

8.1 编写概念书籍和文章

8.2 编写设计技术报告