第 4.4 节：第二阶段 B - 太空工业地点

第一阶段到第三阶段的大部分发展目标是升级地球上的文明，并将文明扩展到我们星球上更困难的环境。但地球是有限的，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地区的文明。在这个过程中，我们还想实现第 4.1 节中提到的项目目标。其中一些目标有利于地球，但使用太空活动来实现。反过来，文明起源于地球，因此太空的未来发展必须从这里开始，并将涉及地球在后期阶段的持续支持和互动。

本书的这一部分随后讨论了地球和太空的交汇点——地球上第二阶段 B 的那部分，它支持并与太空中的第四阶段到第六阶段进行互动，进而帮助实现主要项目目标。但是，我们不是从一张白纸开始的。太空产业已经遍布全球，规模庞大且正在进行，而且大部分活动发生在地球上。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，需要哪些新的项目和地点？
现有的太空项目和地点的哪些部分应该保持现状，与我们添加的新项目并行？
一些新的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？
新的项目和地点将如何与我们的整个项目、现有的太空项目以及其他文明互动？
新的项目和地点及其产品应该按什么顺序建造？

概念探索

我们在这里的工作是早期的概念探索，是项目中许多步骤中的第一步。它绝不是最终完成的，而是一个进一步工作的起点。在本书的后续部分，我们关注开发太空中的不同区域。这些对大多数人来说是陌生的，因此我们从总体描述这些区域、它们的环境参数以及能量和物质资源开始。我们预计地球上大部分新的发展将发生在温和的环境中。这些环境足够熟悉，因此我们不需要在本节中提供一般描述。相反，我们将根据需要指出重要的特征，并在需要其他环境中的位置时进行说明。

我们的探索从对地球上所有行业的调查开始，注意到哪些行业目前有与太空相关的活动，以及哪些行业未来可能添加。由于未来的大部分活动将基于太空中的后期需求，因此我们必须考虑后期的项目阶段，以确定地球上将需要什么。然后，我们考察项目驱动因素，包括动机、经济和技术，以确定哪些行业可以向前发展以及何时发展。根据他人的过去工作以及我们自己的工作，我们确定了满足已识别需求的具体项目。我们将所有信息整合到该阶段的概念中。这包括总体方法、按时间和功能排列的项目列表、它们之间的关系以及与其他项目阶段的关系。在达成阶段概念的过程中，我们考虑了不同的替代方案，制定了项目细节，并进行了估计和计算。它们被包含在该部分的后续部分中。由于我们的工作尚未完善，讨论中将会有空白。我们的分析产生的输出将是识别每个项目所需的研发工作。这将反馈到第 0D 阶段的规划中——工业地点的研发。

现有太空产业

根据卫星产业协会，截至 2016 年，全球太空产业规模为 3390 亿美元/年。这些现有项目之前曾在第 1.9 节中描述过。现有的太空活动的大部分实际上是在地球上进行的，在轨道上的设备和人员相对较少。例如，仅仅是美国宇航局的履带式运输车之一，在肯尼迪航天中心运载火箭，其质量为 2700 吨。这相当于整个国际空间站 (ISS) 质量的 6.4 倍。美国宇航局的总地面设备和设施规模要大得多，他们的约 100,000 名政府和承包商员工远远超过了国际空间站上 6 名宇航员。这种地面活动与太空活动比率很高，将持续下去，直到我们改变向轨道运送货物的方式，并开始利用太空中的资源。即使到那时，也会有大量的人员和设备继续来自地球，与太空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太空后期项目阶段的重要组成部分。

新项目分阶段

我们将研究对现有行业的改变，以及在地球上需要开展的新项目，以支持我们太空计划的后期阶段。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2B阶段工业地点。它们将构成2B阶段所有工业活动的一个子集，其中大部分将是地球上使用的产品。太空产业子集与2B阶段的其他产业以及项目之外的文明其余部分有着密切的互动。例如，火箭发射场通常从外部行业获得混凝土、钢铁和电力，而不是在当地生产。这类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。当这些地点被确定后，将根据需要将其分配到3阶段。其中一些活动规模可能小到足以归入2A阶段分散地点，而一些长期项目则具有轨道部分。这些将在适当时提及，并在以后分配到各自的阶段。

行业调查

2B阶段作为一个整体涵盖了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，但不会赘述。在某个时间点需要额外或独特的项目时，我们会尽量说明它们是什么。我们的行业类别列表来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。这样可以更方便地与地球上关于工业的其他数据进行比较。

11 - 农业：太空中的工作人员和在地球上从事与太空相关的项目的工作人员都需要食物才能生存。农业在地球上已经很发达，因此对地面项目的供应应该足够。对于在太空工作和生活的人员，他们需要包装好的和可储存的食物，因为他们无法在当地种植。一旦在太空建立起当地生产，很可能有些食物在当地生产不实用。太空环境中可能还需要经过改造的生物体、农业设备、肥料和微量元素，这些元素无法在太空当地生产或找到。如果这些元素无法从太空中的某个区域提供，则需要从地球上获取。

21 - 采矿：原材料的开采和加工在地球上也已发展成熟。为地球上的太空项目供应此类材料预计将足够。例如，建造新的火箭发射场需要碎石和钢铁。在地球上制造并在太空交付和使用的硬件有时需要特殊材料。一旦在太空建立了采矿和生产，很可能还有一些稀有材料和组件更适合从地球上供应。如果这些材料超过了地球现有行业的产能或需要定制设计，可能需要新的项目来支持它们。

22 - 公用事业：地球上中等位置要么已经拥有足够的公用事业，要么为支持新的工业地点添加公用事业非常简单。

23 - 建设

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

安置

开发项目

我们首先描述我们对2B阶段太空项目的总体方法，然后按时间框架和主要功能组织我们已经确定的项目。由于到达太空是进行后期阶段的必要条件，因此大部分项目将归入运输功能。

总体方法

地球上已经存在着广泛的太空工业和项目，并且很可能在可预见的未来继续存在。在这些现有项目有用的情况下，我们会保持现状。随着需要进行更改和开展新项目，这些项目将在一段时间内逐步引入。现有生产和运营地点将尽可能地重复使用，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依赖于早期的项目才能开始，需要更多的研发才能为它们做好准备，或者等待市场发展到需要它们的地步。后期的项目还将得益于我们项目其他部分以及文明其余部分的更好的技术和能力。按时间划分的四组是

当前 - 那些已经运营，或已经开始详细设计或处于开发后期阶段。
近期 - 那些计划在10年内完成详细设计，并且有可观的资金来源的项目。
中期 - 那些可以在10-30年内合理地开始详细设计的项目，可能会有也可能没有资金来源。
长期 - 那些可能需要超过30年才能完成详细设计的项目。

与太空不同，地球上也存在着大规模的非太空产业，太空产业从头开始发展。对于新项目来说，这意味着从启动集开始并利用当地资源的激励措施在地球上比在太空后期阶段要少。种子工厂方法将在早期阶段开发，并与 2B阶段的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，在有用时将其应用于太空工业。太空产业的其余工业规模项目将以传统方式建造和运营，根据需要从其他行业进口设备和材料，无论是项目内部还是外部。

太空工业生产

太空运输至少需要提供货物集装箱，但通常还需要更复杂的飞行器。制造这些飞行器属于生产功能。运输还需要某种地面设施。地面设施至少支持飞行器运营，但在某些情况下会承担大部分将有效载荷加速到轨道的任务。建造地面设施也归属于生产功能。运营飞行器和地面设施属于运输功能。无论哪种类型的货物要送入太空，都必须生产，或者至少要获取。如果是在内部生产，它们也归属于此功能。

太空工业居住

这个功能通常包括旨在供人们居住的大型建筑。例如，大型办公楼、酒店、住宅塔楼、零售中心和娱乐场所。人们在工作以外的地方居住的太空在地球上通常已经发展成熟。因此，我们的项目不需要提供它，除了注意到需要进行哪些重大补充。为项目内部工作的人员提供办公室、实验室和其他空间属于此功能。在人们居住在偏远地点的情况下，例如浮动海洋发射场，他们的居住空间将由项目提供，因此也包含在内。

太空工业运输

第四至六阶段包括未来的轨道、行星系统和星际开发。要实现这些目标，我们首先必须将人员和设备送入太空。高度为 160 公里的最低稳定轨道需要 30.48 MJ/kg 的动能和 1.53 MJ/kg 的势能才能到达。这些是理想值，而当前的火箭消耗约 285 MJ/kg。这是因为化学火箭推进剂所含能量不足以满足到达地球轨道的需求。因此，现有火箭需要非常高的推进剂与有效载荷质量比，导致总效率约为 11%。有用的低轨道有效载荷平均质量为 1,500 公斤，因此每次发射需要 427.5 吉焦耳。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，运载工具硬件大多使用一次就丢弃。为了在携带如此多推进剂的同时实现有用的有效载荷质量，硬件必须具有高性能和轻量级。它也是以相当少的数量生产的。这使得硬件价格昂贵，并且将其丢弃导致到达太空的成本非常高。2015 年之后的一些项目正在开发可重复使用火箭。这将部分解决成本问题，但化学火箭的底层低效率问题仍然存在。我们对中长期的方法是，用效率更高的方法来替代部分或全部到达地球轨道的运输。或者，除了这种方法之外，他们还可以使用更大数量生产的设备，或者对性能要求不那么苛刻的设备，从而降低成本。

一般而言，运输功能包括大规模输送能量、离散和散装货物、液体和气体、人员和数据。目前，到达轨道的运输使用相同的运载工具来运输便宜的散装物品，例如推进剂，以及人员和高价值设备。安全性、可靠性和其他功能受后一种有效载荷类型的需求驱动。这些功能也适用于散装有效载荷，即使它们不需要这些功能。在地球上，我们根据运输内容使用不同类型的运输方式。因此，我们方法的另一个部分是在有意义的情况下，使用适合各自有效载荷的不同运输方式。

工业运输替代方案

第四至六阶段涵盖了很长一段时间，并且对从地球进行的运输有广泛的潜在需求。因此，第二阶段 B 的太空运输部分也必须涵盖相同的时间范围和需求。因此，我们的分析将着眼于广泛的潜在替代方案。基线选项是继续使用现有的发射系统，以及那些已经开发或正在计划的系统。一个替代方案是保留基线系统，但添加更多发射台和运载工具来提高能力。另一个是探索在我们计划中开发的新型运输系统。对于当前系统，我们包括已经投入运营的系统，以及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短期内（10 年内）开始详细设计，并且拥有大量可用资金来源的系统。

对于新系统，一种替代方案是另一种传统的发射系统，与已经投入运营的类型类似，但尺寸适合我们第四至六阶段的需求。这种发射系统可能拥有或可能不拥有外部资金，但我们假设使用为我们的计划开发的先进生产技术来降低成本。更先进的替代方案可以分为两类：增强或补充化学火箭的方案，但仍使用火箭作为到达轨道的首要方法；以及大幅度或完全替代化学火箭的方案。后者可能部分取决于第四阶段 A 中的轨道系统。

探索替代方案的原因包括：到达轨道的质量能力不足，或者成本过高，导致后续阶段的项目难以实施。其他原因包括出于商业原因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产生的性能和有效载荷收益进行权衡。在使用新的或更先进的方法时，它们通常会增加大量的研发时间和成本。还存在这些方法无法按预期工作，或工作效果不如预期的技术风险。然后，必须权衡额外的时间、成本和风险，以及当前和近期系统的局限性，以确定一组首选的概念。我们对这些替代方案的探索从确定它们是什么开始。在下面的概念详细信息部分，我们按时间和流量汇总后续阶段的需求。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

当前和近期发射系统包括各种各样的多级火箭，以及少数空射系统，其中一架运输机将火箭带到大部分大气层之上后再点火。这些系统的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。对于处于早期阶段的系统，信息可以在公共来源中找到，或者通过直接联系项目来获取。对于我们当前的目的，一般信息就足够了。对于新的传统系统，我们可以设计另一个类似于现有系统的纯火箭或亚音速空射系统，但尺寸适合预期的流量。

增强型火箭替代方案

增强型火箭使用超越目前用于发射到轨道的技术。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，火箭部分减少 20% 会导致有效载荷增加 50-80%。该类别中的示例包括弹射火箭、高马赫数运输机、系留气球、垂直喷气助推器和低重力气体加速器。可以使用多种方法来达到 20% 的水平。

火箭替代方案

本书的第二部分提供了广泛的太空运输方式列表。我们考虑可以替代 20-100% 的从地球表面到低轨道的传统火箭级速度的子集。为了做到这一点，它们必须克服地球引力，同时有助于达到轨道高度和速度。它们还必须在大气中安全运行，并且在后续阶段的时间范围内是可行的，无论是在技术成熟度还是成本方面。可以使用多种运输方式来替代更高比例的总速度，包括增强组中的一些方式。示例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，以及配备电梯系统的轨道太空站。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速度。

流量和时间表

哪些系统适合后续阶段将取决于这些阶段的流量模型。这些是指按年计算的有效载荷尺寸、质量和数量的发射需求。我们的模型将来自后续阶段的太空计划需求，并且在后续年份中必然会变得更加不确定。长期部分将主要确定应该投资哪些早期的运输研发，以便在需要时做好准备。在开发流量模型时，较大的有效载荷将需要专门的发射前往其目标目的地。较小的有效载荷可以作为次要货物，在“有空时”飞行，即当主要有效载荷留下一些未使用的容量时。可以根据有效载荷和每年发射次数，将满足模型需求的运输能力分类。

性能、成本和风险估算

任何大型系统的全面设计都需要考虑许多因素。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。时间表包括设施和车辆的研发、设计和生产所需的必要时间。成本包括研发、设计和生产成本，以及持续运营成本。技术风险是指系统是否能够正常工作、性能低于预期或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市场对该系统的需求。特定备选方案越先进、时间越久远，我们的估计越不准确。其中包括我们项目之外的技术进步。即使是不确定的估计也有助于确定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。如果其中有足够的投资能够成功，足以证明整体研发工作的合理性，那么这是可以接受的。

太空工业服务

[待定]

项目整合

[待定]

运输详情

传统替代方案

现有的和近期系统

现有的传统火箭

以下是一些重要的传统火箭，这些火箭在2017年之前已经多次发射，我们认为是现有的。有效载荷质量为低地球轨道，除非另有说明。不同的火箭配置会产生不同的有效载荷质量。

* 天马座 (美国，轨道 ATK) - 6,500 公斤

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

* 阿特拉斯 V (美国，联合发射联盟) - 9-20,500 公斤

* 德尔塔 IV (美国，联合发射联盟) - 13-28,899 公斤

近期传统火箭

这包括预计到2027年能够完成详细设计的火箭。

* 星舰 (美国，SpaceX) - 150,000 公斤

现有的空射火箭

近期空射火箭

[待合并]

截至2012年，以下发射器专门用于运载人类，这需要加压环境和其他设计特征。其他现有的和正在开发的发射器可以运载货物，其中一些可以改装为运载人类。

联盟号

神舟号

载人运输系统

这是一个由美国宇航局资助的项目，与多个私营部门签订了合同，开发组件，并最终形成一个功能完整的运输系统。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

天刃

由反应发动机有限公司（REL）的一个项目，由艾伦·邦德指导。天刃太空飞机被设计为单级入轨飞行器，可以像普通飞机一样起飞和降落。发动机采用混合方法，既可以作为普通空气呼吸发动机（喷气式），也可以作为火箭（在高层大气中）。这种设置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。

英国航天局（UKSA）委托欧洲航天局（ESA）进行的一项设计评估于2011年5月结束，结论是“ESA尚未发现任何可能阻碍发动机成功开发的关键问题”。

截至2012年4月，该项目的资金主要来自私人投资者，占85%，目前仍在寻求资金以完成该项目。反应发动机有限公司的天刃用户手册 (修订版 1，2009年9月)详细介绍了该飞行器及其发动机。

新型传统火箭

传统火箭设计在过去已经进行了很多次，并且已经很好地理解。我们建议您参考一些关于该主题的文本和参考资料，例如火箭推进要素 (第9版，萨顿和比布拉兹，2017年)，以获取更多详细信息。我们以一个小型多级火箭为例，概述设计过程。该过程从一些初始假设开始，我们可以据此估计车辆的大小。然后，我们逐步添加更多细节并进行更准确的估计。这将用一系列更好的估计替换我们的初始估计，并可能迫使我们修改假设。完整的初步设计考虑了所有主要部件，并且已经达到了您开始详细设计和最终图纸的阶段。我们不会进行到那一步，但希望展示足够的设计过程，以说明如何开始设计。

设计假设

有效载荷：20 公斤到 250 公里圆形轨道 - 这对于一个实用系统来说非常小，但相同的公式在任何尺寸下都适用。我们需要指定一个轨道来计算任务速度。
G 限值：10 重力或 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于 6 g，但像这样的小型有效载荷可以承受更高的加速度，而不会产生太大损失。
排气速度：真空条件下为 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。
出于成本原因，所有阶段都被重复使用。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，上级阶段的质量分数会更高。
发射场：赤道，海拔 4600 米 - 位于厄瓜多尔的卡亚姆贝，充分利用地球自转和更高的初始高度来减少阻力和任务速度。

初步估计

传统火箭的大小由火箭方程决定，该方程决定了推进剂质量比。可以根据经验初步估计所需的速度。第二次估计将使用轨迹模拟，以小时间步计算燃料消耗、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以从该轨道的总能量中得出，该能量是动能和势能之和。速度为 7756 米/秒，能量为 30.08 兆焦耳/公斤，势能为 2.375 兆焦耳/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，这使得总理想速度为 8956 米/秒。赤道上的地球自转速度为 465 米/秒，因此火箭需要产生 8,491 米/秒的净速度。如果我们将它平均分成 3 个阶段，每个阶段的净速度为 2830 米/秒。质量估计从上到下按如下方式计算

有效载荷 = 20 公斤
第三级末端质量/初始质量 = 42.4% - 来自火箭方程
第三级硬件分数 = 18% - 包括有效载荷在内的整个阶段的百分比
第三级初始质量 = 20 公斤/有效载荷分数 = 20 公斤/(末端质量 - 硬件) = 81.9 公斤
第二级 m(f)/m(i) = 42.4%
第二级硬件 = 15% x (100-42.4%) = 8.64% - 仅占第二级燃料的百分比
第二级初始质量 = 81.9 公斤/(42.4% - 8.64%) = 242.5 公斤
第一级 m(f)/m(i) = 42.4%
第一级硬件 = 14% x (100-42.4%) = 8.06% - 仅占第一级燃料的百分比
第一级初始质量 = 242.5 公斤/(42.4% - 8.06%) = 706 公斤

第二次大小估计

为了进行第二次估计，我们需要一些关于火箭推力和阻力的详细信息，因此我们需要了解它的尺寸和形状。我们假设氧气/甲烷燃料的混合比为 3.6:1（按质量计）。CH₄ + 2O₂ = CO2 + 2H₂O 的化学反应的理论质量比为 4 氧气：1 甲烷。通过使用略少的氧气，一些甲烷会未燃烧，在排气中留下 CO 或 H₂。这会降低平均分子量并提高排气速度。它还可以确保燃烧不是富氧的，否则会与周围的材料发生反应。

油箱尺寸

从上面的初步质量，我们可以根据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，所有级最终质量为初始质量的 42.4%，因此燃料消耗了初始质量的 57.6%。因此，燃料质量分别为 406.7 千克、139.7 千克和 47.2 千克。
在混合比为 3.6:1 的情况下，甲烷的质量占比为 1/4.6 = 21.74%，氧气占剩余部分。因此，各级甲烷质量分别为 88.4 千克、30.4 千克和 10.25 千克，而各级氧气质量分别为 318.3 千克、109.3 千克和 36.95 千克。
根据密度，我们可以计算出相应的油箱体积。考虑到 3% 的额外体积，以便在油箱顶部留出一些加压气体和燃料裕量，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。
如果火箭级油箱完全密封，则燃料和氧化剂可以共用一个隔板。通常采用高径比为 70% 的椭圆形穹顶，以最大限度地减少结构质量。我们假设有效载荷的密度为 1 千克/升，因此需要 20 升的体积。出于空气动力学和结构原因，我们希望将整个火箭的高度保持在基底直径的 10 倍或更小。每个组合级的油箱可以建模为两个椭圆形穹顶加上一个圆柱体。根据一些几何计算，油箱直径分别为 60 厘米、42 厘米和 30 厘米。

阻力系数

根据油箱尺寸，我们可以对火箭进行初步布局。我们需要包括一个前部的有效载荷整流罩和每级的后部发动机部分，才能得到火箭的总高度。在这个设计中，我们假设每级都采用带有片状喷嘴的空气喷气式发动机，这将使火箭的总高度约为 6 米。此处所示布局并非设计图纸，只是一个示意图，用于估计圆柱体和锥形部分的大小和形状，以便根据这些信息估算阻力。布局网格线间距为 25 厘米。

在我们假设的发射高度 4600 米处，空气密度为 0.769 千克/立方米，亚音速区域的平均速度为 120 米/秒，火箭长度为 6 米，空气的参考粘度为 18.27 x 10-6 帕秒。因此，雷诺数 Re 平均为 3030 万，但它会随着高度和速度而变化。根据参考数据，皮肤摩擦系数 C_sf 会随着速度和 Re 的变化而变化，在低速时约为 0.0032，在 120 米/秒时约为 0.00245，在 240 米/秒时约为 0.00215。这会根据火箭形状进行修正，本例中修正系数为 1.085，而湿润面积与横截面积之比约为 8.3/0.283 = 29.3。因此，根据横截面积，总阻力系数在给定速度下将从 0.102 变为 0.078，再变为 0.068。超音速和跨音速时的阻力系数有所不同，但通过类似的步骤可以求得。

如果火箭有除喷嘴之外的基底面积，那么我们需要加上基底阻力。对于工作的火箭来说，排气会充满基底，不会产生低压区域，从而不会产生相对于前部的压力差而导致的净力。如果火箭的飞行方向不是直接指向运动方向，那么由于升力，阻力会增加一个分量，但为了简化计算，我们假设火箭在零升力轨迹上飞行。

轨迹

发射轨迹无法通过简单的公式或图形确定，因为火箭的推力、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时间步长内几乎保持不变。如果每个时间步长内的平均值接近真实值，那么总轨迹就几乎是正确的。手动完成太多计算，因此需要使用计算机程序或电子表格。模拟将以可变的火箭质量和一个 **轨迹曲线** 作为输入，该曲线描述了火箭的倾斜角度随时间的变化以及推力的变化或分级方式。调整输入，直到达到所需的有效载荷质量和轨道。现代轨迹模拟会自动改变输入，以找到最佳的轨迹曲线。

参考概念

已知轨迹曲线和推进剂质量后，就可以确定各级的主要尺寸，并为整个火箭准备参考概念。从这一点开始进行初步设计，包括发动机和其他主要部件的布局及其质量。根据火箭设计，可以开始对支持的地面系统（发射台、处理设备、储罐等）进行初步工作。由于我们假设了特定的发射场，因此可以使用实际地理位置来开发发射场平面图。

增强型火箭替代方案

增强型火箭类别仍然使用化学火箭级来完成至少 80% 的速度变化以达到轨道，但使用的方法不同或比目前或近期使用的亚音速空射方法性能更高。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，还需要大量的工作。因此，我们还无法在这些方案和其他方案中进行选择。目前，我们提供了所有可用的细节和计算结果。

喷射式火箭

这是一种低级别的增强方式，通过将气流夹带到火箭排气中来实现。它通过增加质量流量来提高第一级的推力。

运载机

目前的运载机仅限于亚音速飞行。更先进的运载机有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，为发射提供了更好的起点。

喷气助推

这种方法不使用运载机，而是使用高推重比的喷气发动机作为第一级，用于垂直发射和着陆。

目前正在开发的 **Stratolaunch** 系统使用亚音速运载机。喷气助推发射器使用军用战斗机发动机达到超音速和更高海拔。这两种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，这种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运行范围内使用火箭发动机：垂直上升，这会导致重力损失，以及在稠密空气中飞行，这会导致阻力和发动机压力损失。喷气助推通过使用垂直发射和着陆来摒弃大部分运载机。使用机翼可以使更多质量脱离地面，但它们也限制了工作海拔。更少的硬件开发应该会降低开发成本。发动机安装在 **助推环** 上，助推环反过来又承载着火箭级。助推环将火箭提升到约 15 公里高度和 480 米/秒（1.6 马赫）的速度。火箭点火并继续从那里飞行，而助推环返回到发射场的垂直着陆。

早期版本

对于载人运输，最小运载能力为 1 人。从 SpaceX 龙飞船的质量推断，该飞船最多可搭载 7 人，我们估计进入轨道的总质量为 1500 千克，其中 750 千克为乘客和生命维持系统，或无人低重力货物。在早期版本中，天钩将不存在，发射器将用于交付用于在轨组装的第一批组件。空气呼吸助推器的性能在空气充足的情况下更好，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 公里高度开始，需要 7900 米/秒的速度变化，包括势能和动能。地球自转贡献了 465 米/秒，而重力、阻力和压力损失从那个起始高度开始，预计为 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 梅林 1C 延长喷嘴发动机。由于火箭在高空点火，因此我们针对真空推力进行了优化，这实际上是火箭运行 20 秒后的运行条件。我们将猎鹰的惰性质量从级质量的 6.5% 提高到级质量的 11%，以考虑隔热罩和其他级回收硬件，以便它可以重复使用。每个级分配了所需速度的 50%，因此计算结果如下：

第二级速度变化 = 3817 米/秒。质量比 = 3.125，因此最终质量 = 起始质量的 32%。级惰性质量 = 起始质量的 11% x 68% = 起始质量的 7.5%。因此，有效载荷 = 起始质量的 24.5%，也等于上面提到的 1500 千克。因此，第二级起始质量 = 6122 千克。
第一级速度变化 = 3818 米/秒。质量比 = 3.126，因此最终质量 = 起始质量的 32%。级惰性质量 = 起始质量的 11% x 68% = 起始质量的 7.5%。因此，第二级 + 有效载荷（第一级需要承载的质量）= 起始质量的 24.5%，也等于 6122 千克，因此起始质量 = 24989 千克，我们将其四舍五入到 25000 千克。
现代战斗机发动机，例如 PW F-135，在海平面全加力状态下可产生 191 kN 推力。出于性能考虑，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 吨火箭级和有效载荷，而我们需要 4 台发动机才能满足 25 吨火箭的要求，并留有一定的余量。

火箭初始质量的 3% 的净有效载荷至轨道并不出色，但能够重复使用所有级则是其优势。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会低得多。如果不需要将过多的低重力货物运送到轨道，或者其他发射系统达到相当的操作成本，那么该系统可能没有必要。从其他人那里购买发射能力的总成本会更低。

高级版本

对于高级版本，我们假设太空索道已经就位，并将所需的火箭速度降低到 4,810 米/秒。对于这个版本，我们假设单级火箭，并将其他值保持在上述水平。然后，质量比为 4.2，火箭燃烧后剩余 23.8% 的初始质量。净货物质量为火箭初始质量的 12.8%。对于 20 吨的火箭级，这可以向太空索道提供 2.5 吨的货物，或大约 3 名人类乘客。如果需要更大的有效载荷，则助推环需要超过 3 台喷气发动机。合理的限制是 8 台喷气发动机，可以提升多达 56 吨的火箭级，并运送 7.15 吨的货物。

低重力气体加速器

管道中的低压气体，通常位于山区，为火箭提供初始速度。对于人和复杂设备，加速度受到限制，允许在管道末端达到大约 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，冲压发动机在机械上更简单，因此成本可能较低。缺点是它们在低速时无法工作，因此对于这种替代方案，我们假设使用低加速度炮来达到冲压发动机运行所需的足够速度。在更高速度下，冲压发动机的性能会下降，因此该飞行器将使用火箭动力完成任务。

假设炮的位置位于山坡上，炮管长度为 6 公里，两端分别位于 3200 米和 4200 米的海拔高度，例如厄瓜多尔卡扬贝的西南坡。为了确保人类乘客的安全，加速度限制为 6 个重力加速度（60 米/秒²），因此炮口速度为 850 米/秒（2.8 马赫）。一个简单的冲压发动机将在大约 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。在此范围内，使用碳氢燃料，平均等效喷射速度约为 14 公里/秒。现在，我们将假设单级入轨，并仅根据理论性能进行计算。

单人乘客规模

对于单人乘客最小系统，我们再次假设一个 1500 公斤的舱，运送 750 公斤的人类 + 生命维持系统，或低重力货物。计算如下

火箭质量：12,500 公斤 - 火箭级需要提供 5,900 米/秒的净速度，这意味着质量比为 5.88，或 17% 的最终质量。考虑到 11% 的硬件质量，最终的有效载荷占 6%。因此，我们的初始火箭质量为有效载荷（公斤）/有效载荷百分比 = 12,500 公斤，比喷气助推概念轻约 1/3。
冲压发动机推力：400 kN - 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，或者略高于 20 米/秒²。因此，冲压发动机推力需要为 250 kN 以提供加速。阻力估计约为 150 kN，因此总发动机推力估计为 400 kN（90,000 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），因此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，剩余的冲压发动机相关部件约为 800 公斤。因此，冲压发动机级的总质量为 3,950 公斤。
总质量：16,500 公斤 - 通过添加火箭级和冲压发动机级，约比喷气助推低 40%。需要强调的是，这些都是初步计算。
炮管压力：500 kPa - 一个 1.6 米的炮管以 60 米/秒² 的速度加速 16,500 公斤需要 990 kN 的总力。除以炮管面积得到 492 kPa（71 psi）的压力。从技术角度来看，这预计不会是一个难题。更大的挑战是在山区安装 6 公里的管道。

小型原型规模

为了构建该概念的小型演示器，我们假设有效载荷为 20 公斤入轨，允许更高的加速度为 10 个重力加速度，并采用二级火箭。更高的加速度使我们能够在更短的 4 公里的炮管长度内达到 900 米/秒的速度，并且冲压发动机可以在高达 900 米/秒的速度下运行。然后，火箭级的净速度为 5,835 米/秒，或每级 2918 米/秒。为了更小的尺寸，我们假设略低的喷射速度（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

二级最终质量 = 1/质量比例 = 41.3%
二级有效载荷质量 = 最终质量 - 硬件 = 41.3% - 15% = 26.3% = 20 公斤（假设）
二级初始质量 = 20 公斤 / 26.3% = 75 公斤
一级最终质量 = 41.3%（与二级相同的速度）
一级消耗燃料 = 1 - 最终质量 = 58.7%
一级硬件重量 = 15% x 消耗燃料 = 8.8%
一级总重量 = 燃料 + 硬件 = 67.5%
二级则占发射重量的 32.5%。
总质量 = 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 牛顿的推力（1100 磅），这只需要大约 1/80 平方米的发动机面积。火箭级可以用直径为 0.5 米，高 3.5 米的圆锥体表示，密度为 1，因此发动机相对于火箭级的直径较小。冲压发动机质量约为 25 公斤，消耗燃料约为 15 公斤。然后，总发射质量为 271 公斤。为了让载具/弹托适合炮管，允许 29 公斤，那么被加速的质量为 300 公斤。在 100 米/秒² 的情况下，加速度力为 30 kN，所需的压力为 152 kPa（22 psi）。

气体加速火箭

如果你降低重力加速度，就可以使用气压式加速器发射人和易损货物。这使得炮管长度必须尽可能长，因此我们需要查看地理位置来选择一个位置。有两个合适的地理位置，当然也可能还有其他选择。

夏威夷岛

就大型的恒定坡度山脉而言，夏威夷是地球上最好的地点，这使得炮管所需的开挖和支撑最少，因此建设成本更低。赤道位置将是首选，以与太空索道会合，但让我们先看看夏威夷。这是一个盾状火山，冷却的熔岩流呈恒定坡度。因此，你在岛屿西侧有一个近乎完美的斜坡，指向东方，长度约为 22 公里，可以用来建造。如果将斜坡延伸到海洋中或在东侧斜坡上添加支撑塔，你可以获得多达 100 公里的长度，但这样比在地面建造成本更高。对于长度为 100 公里的版本，在 6 个重力加速度下，炮口速度可以高达 3,460 米/秒，但在这个例子中，我们将使用 20 公里。

设计规模 - 假设一条长度为 20 公里，直径为 10 米的管道，推动一个 500 吨的单级多用途火箭。车辆不会充满整个管道，它具有气动外形，并安装在适合管道的雪橇和推板之上。结果表明，炮管中的压力需要为 2 个大气压（200 kPa，30 psi）才能提供 3 个重力加速度，这对于大多数人类（公众）和卫星部件来说是安全的。炮口速度为 1100 米/秒（3.6 马赫），这只是轨道速度的一小部分，但这是一个很好的起点，在你点燃机载火箭之前。

厄瓜多尔卡扬贝

卡亚姆贝是厄瓜多尔基多东北约 50 公里的一个城市和一座大山的名字。我们之前讨论过在山坡上建造一个超高速发射器。为了运送人员，炮管需要更长，才能使加速度更低，并且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民众。通过使用加压服、符合人体工程学的座椅、+x 加速度（面向前方座椅）和身体状况良好的机组人员，您可以安全地使用 6 个 g 的加速度，从而获得 1560 m/s 的枪口速度。这相当于 5.2 马赫，或者轨道速度的 20%。天钩自组合系统示例的先前步骤起就已可用，这使火箭级所需的额外速度降低了 2400 m/s。

厄瓜多尔的地理环境并不像夏威夷那样是平缓的斜坡。我们假设炮管长 20.25 公里，但向上弯曲，并带有分段半径，使离心加速度保持在或低于 12 m/s^2。乘客会感受到这种加速度，表现为垂直加速度（从头到脚）。炮管需要在塔架上支撑，或根据需要使用隧道来适应地形，并且弯曲度大致适合地形，地形最初是平坦的，最后上升到一座山。炮管的两端分别位于城镇西南方向 2778 米高处和山顶 5731 米高处，由于炮管弯曲，初始和最终的坡度分别为 1.4 度和 12.4 度。轻微的弯曲使垂直加速度相对于前进加速度保持较低。枪口端的较高坡度也允许火箭更快地穿过大气层，从而减少阻力损失。这些假设可能会在更详细的分析中进行更改。我们假设火箭级尺寸为 4 x 32 米，并紧贴炮管，发射时的质量为 400 吨。

阻力 - 当阻力系数为 0.2 时，火箭级在枪口处将承受 1.93 MN 的阻力，如果火箭没有立即点火，将产生 -4.82 m/s^2 的减速。爬升速率为 sin(12 度) x 1560 m/s = 335 m/s。大气的等效厚度称为标高（垂直方向上为 8640 米），在这个高度上压力下降 e（2.718...）倍。每标高随指数衰减的压力变化是真实大气压力的变化方式，但可以近似地表示为一个垂直标高上的枪口压力，然后下降到零。8640 米标高 / 335 m/s 垂直速度 = 25.76 秒。将减速时间乘以总阻力损失，估计值为 124 m/s。这个值会随着火箭启动时间的不同而变化，因为阻力是速度的函数。

火箭性能 - 火箭所需的净速度是根据天钩尖端相对于地球中心的轨道速度 (5074 m/s) 得出的，减去地球在赤道上的自转速度 (-465 m/s) 和枪口速度 (-1560 m/s)，再加上阻力损失 (+124 m/s) 和其他损失以及机动 (我们估计为 +200 m/s)。总计为 3,373 m/s 净速度。SpaceX Merlin 引擎的喷射速度为 2980 m/s。可能需要 4-6 个引擎才能获得足够的推力。火箭方程式给出了火箭在到达天钩后的质量，为初始质量的 32.2%。如果将载具本身的质量考虑在内，则为 22.2%，即 89 吨。这是一种巨大的乘客和货物运载能力，需要相应的巨大天钩来支撑到达质量。第一个版本可能会更小。

已知炮管的面积、火箭载具的质量和加速度，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）。挑战不在于炮管压力，而在于在弹丸高速运动时如何快速填充炮管。长度可能需要沿炮管分布的储罐和阀门空间。枪口速度可能需要加热的气体来填充管道，但具体使用哪种气体将留待详细分析。大型气体加速器已经达到了枪口速度的两倍以上，因此，更重要的是降低成本，而不是可行性。

太空港发展 - 我们之前在山上建造了一个运行中的超高速枪，枪口速度为 5000 m/s，无助力的轨道有效载荷为 180 公斤。在天钩到位后，我们可以计算出新的有效载荷，如下所示：

天钩尖端相对于地球中心的轨道速度为 5074 m/s。地球自转速度为 465 m/s。阻力损失为 1000 m/s，来自初始的 5000 m/s。23 度的轨迹高度意味着水平分量（这对于进入轨道至关重要）为 cos(23 度) = 0.9205 x 4000 m/s，减去阻力后为 3682 m/s。我们为机动和其他未计入的损失预留了 200 m/s 的额外速度。因此，火箭的净 Δv 成为 1127 m/s。
使用与 SpaceX Merlin 引擎相同的喷射速度 (2980 m/s)，但推力水平为 1/60，我们得到最终质量为 68.5% x 1200 公斤初始质量 = 822 公斤。与天钩之前版本相同的 180 公斤空载具质量相比，我们现在获得了 642 公斤的有效载荷，大约是原来的 3.5 倍。

从 642 公斤有效载荷和 60 厘米口径（炮管直径）的枪，到 89 吨和 4 米口径的人类加速器，这是一个 139 倍的放大。由于天钩必须为更大的交付质量而扩大，因此需要逐步改进计划。发射器将逐步增加炮管长度，并转向更大的直径，并使用部分货物来交付天钩缆索和其他材料，以便以后能够处理更多有效载荷的交付。如果轨道采矿能够提供足够强度的材料，就可以使用它们，否则可以从地球上获得。与上述人类加速器相比，一个更小的版本可以使用 2.5 x 20 米的火箭载具，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，低重力加速器对于坐着的乘客来说将变得太小，可能在 1.6 米直径左右，但它们仍然可以用于运输敏感货物。大宗非敏感货物将始终具有成本优势，因为更高的枪口速度可以让您在火箭载具重量中以更大的百分比交付 3 倍的有效载荷，因此保留两种类型的发射器是有意义的。

根据交通需求，您可能希望将较小的发射器与较大的替换发射器并行运行。理论上，您可以在天钩每次轨道运行时进行发射，即每 100 分钟一次，但炮管冷却或其他需求可能会阻止频繁地使用某个特定炮管，因此拥有多个炮管可能是有用的。在上限情况下，每次发射交付 89 吨 x 每天 14.4 次轨道运行 x 每年 300 天（允许一些维护时间），每年向轨道发射惊人的 384,480 吨。这与目前和近期全球发射器的总容量约 1,000 吨/年相比。

成本 - 在这一点上，成本尚未估算到任何精度。Falcon 9 火箭的总质量为 333.4 吨，低地球轨道有效载荷为 10.45 吨。因此，除了有效载荷之外的火箭质量与有效载荷的比率为 30.9 比 1。大宗货物发射器的非有效载荷质量为 558 公斤，而有效载荷为 642 公斤，比率为 0.87 比 1。这种 35.5 比 1 的优势应该会大幅降低成本，但不会完全按此比例降低。与火箭级相比，枪和天钩是大型设施，它们的每次使用成本将取决于使用次数。Falcon 9 的硬件目前没有重复使用，而火箭级旨在重复使用。从天钩上脱离轨道需要 63% 的无助轨道速度，因此 (0.63)^2 = 39.5% 的动能需要消散。这使得热屏蔽更容易设计，而且火箭级的设计非常坚固，因为它需要以高加速度从枪管中发射出来。因此，原则上它应该可以回收并重复使用。

在没有更详细的估算的情况下，我们暂时将火箭尺寸与有效载荷的比例降低 35.5 倍，并将其应用于 Falcon 9 的 5400 万美元/10,450 公斤 = 5,167 美元/公斤的成本，得到初步估算值为 146 美元/公斤。为了与一些流行的消费品进行比较，包括包装在内的 iPad 3 64 GB 的成本为 583 美元/公斤，而丰田凯美瑞约为 15 美元/公斤，尽管它们都没有为高重力发射而设计。

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，然后与现有的发射器选择进行比较。我们需要进行一些设计假设来开始。

有效载荷质量 - 我们假设 20 公斤对于使用现代技术的实用硬件项目来说是足够的质量。可能需要根据对有效载荷需求的更好理解来改变这一点，但我们将以此作为起点。较大的设备可以在轨道上组装多个部件，但将部件尺寸保持较小可以使您使用更小的发射器，从而降低初始开发成本。还有一种可能性是将其用作大型发射器的“快速包裹递送”服务，并在其他车辆上进行大型发射之间带来一些收入。
发射频率 - 我们假设最初的发射频率约为每月 1 次，并以稳定的频率持续进行。
生产 - 我们假设一个或多个先进制造类型的工厂，如前一页所述，用于建造发射器。这会对工厂的生产能力施加限制，并将系统连接在一起。工厂无法合理制造的任何材料或部件都将购买。在决定使用哪种发射器时，必须包含工厂的成本。

有多种方法可以将小型有效载荷发射到轨道。传统的方法是设计一个有两级或三级的小型火箭。任何替代的想法都可以与之比较，以查看其预期开发和运营成本是否更低。

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，人类的承受能力限制在约3-6个重力加速度。因此，在组合系统中，我们使用现有的发射器来运输人员和精密货物。随着天钩的可用性，我们现在可以考虑该任务的其他选择以及如何从这些选择中进行选择。

选择方案

目前已经存在用于将货物和人员发射到太空的火箭，而且新的火箭正在开发中。我们假设这种情况在未来会继续。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员运输工作。如果自行建造发射器在成本、技术风险和其他参数方面足够好，那么我们就自己建造。如果其他人有更好的选择，那么就直接购买发射服务。比较所有选择被称为权衡研究。首先，您选择用于比较的参数，以及将不同参数转换为通用尺度的评分系统。然后，您对每个选择进行最佳估算，并选择得分最高的那个。在进行权衡研究时，重要的是对所有选择使用相同的假设，例如材料强度。

技术和可用的备用系统会随着时间的推移而变化。在设计和建造完成之前，工程估算中也存在不确定性。诸如每年货物吨数之类的输入假设可能会随着时间而变化。因此，对于一个复杂的系统来说，单点比较是不够的。敏感度分析会提前查看参数和假设的变化，以了解这些变化如何影响最终选择。这可以通过系统的数学或计算机模型有效地完成。之后，当上述条件之一发生变化时，应该重复权衡研究，以查看之前的答案是否仍然有效。