自2002年正式提出“快速全球打擊”概念以來，美國國防部先后提出一系列備選方案，但受需求、經(jīng)費和技術(shù)等方面原因的影響，其方案仍處于不斷調(diào)整之中。目前，美軍探索的“快速全球打擊”方案大致可分為四種：一是基于助推－滑翔式武器的方案，二是基于高超聲速巡航導(dǎo)彈的方案；三是基于天基打擊武器的方案；四是核彈道導(dǎo)彈改裝常規(guī)彈頭方案。

上述“快速全球打擊”的各個方案都面臨著一些共性的關(guān)鍵技術(shù)問題，如熱防護問題，制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制精度問題，彈藥和傳感器配置問題，推進系統(tǒng)的開發(fā)問題等。

氣動外形設(shè)計

助推滑翔式武器和X－51A飛行器均采用具有較高升阻比的“乘波體”結(jié)構(gòu)。所謂“乘波體”，是指一種外形呈流線形、所有的前緣都具有附體激波的超聲速或高超聲速的飛行器。這種乘波體外形具有較高的升阻比。

HTV－1的升阻比為2.5，HTV－2將達到3.5－4。X-51A也采用乘波體構(gòu)型，前段為近似楔形頭部，可以形成按一定角度分布的激波系，不僅能為飛行器提供升力，且有助于發(fā)動機工作。中段為近似方柱形機身，無機翼，機身中部下面有下凸鏟形進氣口，其整流罩向后—直延伸到機身尾部。由于采用乘波體構(gòu)型，其升阻比比傳統(tǒng)外形高很多。

熱防護系統(tǒng)技術(shù)

“快速全球打擊”武器以極高速度運行，因此對熱防護技術(shù)提出了更高的要求。

與傳統(tǒng)彈道導(dǎo)彈相比，助推－滑翔式武器在大氣層內(nèi)飛行時間更長。CSM－1在大氣層內(nèi)滑翔時間為800秒，CSM-2在大氣層內(nèi)滑翔時間為3000秒，而傳統(tǒng)彈道導(dǎo)彈在大氣層氧化環(huán)境內(nèi)飛行時間約60秒。助推－滑翔飛行器所配備的熱防護系統(tǒng)必須能夠保證其在大氣層內(nèi)以高超聲速長時間運行。當前所采用的熱防護系統(tǒng)重量較重且體積龐大，不適宜在大氣層內(nèi)較長時間滑翔飛行。

助推－滑翔式武器的熱防護系統(tǒng)將采用碳－碳和碳化硅材料，通過采用這種更先進的材料，新型熱防護系統(tǒng)將擁有外形更穩(wěn)定的鼻錐，適當?shù)娘w行燒蝕率以及盡可能小的熱傳輸率。HTV-1對現(xiàn)有的耐高溫材料進行了改進，大部分是硅化碳和碳－碳材料，并使用了新的氧化涂層，能夠在超過1650攝氏度的環(huán)境中保持10分鐘至1小時，并能使用10次。HTV-2將試驗?zāi)茉?090攝氏度持續(xù)1小時熱絕緣結(jié)構(gòu)。

X-51A飛行器根據(jù)預(yù)測的熱負荷，選擇不同材料和厚度來實現(xiàn)被動式熱管理。一般說來，高超聲速飛行器所使用的熱防護系統(tǒng)可分為被動式、半被動式和主動式三大類。其中，主動熱防護系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和技術(shù)較為復(fù)雜，檢查、維護、維修不便，同時發(fā)展不成熟；半主動熱防護系統(tǒng)方案介于被動防熱和主動冷卻方案之間，發(fā)展也不成熟；被動熱防護方案中，熱防護材料在加熱環(huán)境中會產(chǎn)生一系列物理和化學(xué)反應(yīng)；在這些反應(yīng)過程中一方面消耗了熱防護材料，一方面以不同方式分散和消耗環(huán)境給予這些材料的熱量，以保證飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)在允許溫度下工作。不過，被動熱防護系統(tǒng)只能一次性使用，并會發(fā)生燒蝕變形。但X-51A計劃的最終目標是研制一種高超聲速打擊武器，因此X-51A飛行器使用被動熱防護是合適的。X-51A熱防護材料主要采用瓷瓦和泡沫材料。機身表面覆蓋有輕型熱防護系統(tǒng)泡沫和瓷瓦，前緣則為碳－碳復(fù)合材料。鎢鼻帽表面覆蓋二氧化硅防護層，用于承受前部的高熱負載，并作為壓載用于保持縱向的穩(wěn)定。

X-37B的熱防護系統(tǒng)由各種熱防護瓦和熱防護毯組成，翼前緣由熱防護瓦構(gòu)成，襟副翼和方向升降舵材料使用了“碳－碳”結(jié)構(gòu)和“碳化硅”結(jié)構(gòu)。前緣可承受1621℃以上的溫度，表面的熱防護系統(tǒng)可耐受1316℃高溫，在迎風(fēng)高溫環(huán)境下，熱防護系統(tǒng)組件的耐久性是現(xiàn)有材料的10倍。

滑翔控制技術(shù)

助推－滑翔式飛行器一般具有較遠的航程，借助滑翔控制技術(shù)可以對遠程目標進行精確打擊。其原理是利用飛行器在飛行中產(chǎn)生的升力與重力平衡，升力主要由飛行器自身的升力體結(jié)構(gòu)和動力舵控制來實現(xiàn)，同時可通過調(diào)整滑翔規(guī)律參數(shù)進行制導(dǎo)控制，以滿足滑翔控制和導(dǎo)引精度要求。

導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制技術(shù)

由于核武器的殺傷半徑大，因此彈道導(dǎo)彈達到所需精度相對較容易，而常規(guī)快速全球打擊武器飛行速度高，機動范圍大，飛行器狀態(tài)參數(shù)變化大，要達到數(shù)米的精度誤差，對控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可靠性提出了更高的要求。一般采用兩種或多種導(dǎo)航方式相結(jié)合的組合導(dǎo)航技術(shù)，并采用具有自適應(yīng)能力的制導(dǎo)與控制系統(tǒng)。

GPS和慣性制導(dǎo)各有優(yōu)缺點。GPS的主要優(yōu)點在于，它能以較高的精度和有限的誤差提供位置數(shù)據(jù)，但GPS信號容易丟失，也容易受到干擾，而等離子體產(chǎn)生、機動時無法鎖定載波、干擾等因素都能造成GPS信號中斷。而慣性導(dǎo)航通?；谕勇荨皯T性測量裝置”(IMU)，可實時提供精確的導(dǎo)航數(shù)據(jù)(加速度、速度、位置和姿態(tài))，具有比GPS強得多的抗干擾能力。因此，當GPS受到干擾或因等離子層衰減而導(dǎo)致GPS信號中斷時，IMU可在地面目標附近區(qū)域提供精確導(dǎo)航。但慣性制導(dǎo)可能在一段時間內(nèi)會累積誤差，而GPS提供的精確位置反饋可給予糾正。這樣一來，GPS和慣性制導(dǎo)兩種導(dǎo)航系統(tǒng)可以進行互補。

助推－滑翔式武器可能會采用GPS／慣性制導(dǎo)復(fù)合制導(dǎo)方式。在大氣層外采用GPS輔助制導(dǎo)；在高速再入大氣層進入“黑障”區(qū)飛行產(chǎn)生等離子鞘層對GPS信號造成干擾時，將采用慣性制導(dǎo)；穿過“黑障”區(qū)后采用GPS制導(dǎo)。

彈藥和傳感器配置技術(shù)

如果再入飛行器布撒了另一個可操縱的武器投射體，那么對再入體末段高精度的制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制的技術(shù)要求就會大大減少。上述的多個“快速全球打擊”系統(tǒng)概念都依賴于布撒子彈藥、武器或無人機；在再入飛行、高超聲速滑翔或巡航之后，布撒可能在高速或低速情況下進行。

對子彈藥的高速布撒所面臨的重大難題是，如何在對彈藥進行氣動捕獲的同時控制所布撒的彈藥，以免它們與再入體再次接觸。作為對高速布撒的替代方案，再入體可以較低的速度飛行，這將大幅降低布撒彈藥所面臨的挑戰(zhàn)。

飛行中通信技術(shù)

對于助推－滑翔式導(dǎo)彈和高超聲速巡航導(dǎo)彈，飛行中通信將實現(xiàn)飛行中瞄準更新以及目標重新捕獲和驗證。

飛行中瞄準更新。飛行中瞄準更新對于任何打擊移動地面目標的遠程系統(tǒng)來說都是至關(guān)重要的組成部分。助推－滑翔式導(dǎo)彈必須要有穩(wěn)定的、持續(xù)不斷的報告以摧毀正確的移動目標。通過飛行中瞄準更新到達正確目標附近，助推－滑翔式導(dǎo)彈或高超聲速導(dǎo)彈可以布撒導(dǎo)引頭制導(dǎo)的武器殺傷目標。

重新瞄準和待機能力。在常規(guī)快速全球打擊武器發(fā)射后，可能會出現(xiàn)更有價值的目標，也可能會丟失主要目標(例如，主要目標可能進入地下)，因此需要尋找第二目標。飛行中通信可以在這些情況下為指揮官作出必要的變化提供靈活性。

通信手段。用于“常規(guī)快速全球打擊”武器飛行中通信的最有前途的通信手段是利用現(xiàn)有的特高頻(UHF)衛(wèi)星。這一頻段可以讓武器裝一個簡單的全向火線。特高頻數(shù)據(jù)傳輸率雖然有限，但足以滿足目前的所有應(yīng)用，包括戰(zhàn)斗損傷評估。在有足夠優(yōu)先權(quán)的情況下(總統(tǒng)下令使用的武器應(yīng)該具有足夠的優(yōu)先權(quán))，衛(wèi)星信道可以可靠地提供使用。但使PGS具備這類能力的可能性會受到再入期間形成的等離子體鞘層的影響，對射頻通信信道造成干擾。飛行器速度在10馬赫以上時可能會產(chǎn)生等離子體鞘層，而速度達到約20馬赫時則肯定會出現(xiàn)。高度也是一個因素，等離子體效應(yīng)出現(xiàn)在約9.15公里到91.5公里之間的高度。再入體的形狀很重要，鈍頭體會形成較高密度的等離子體。最后，燒蝕材料和誘發(fā)等離子體污染物含量較高的材料很可能會增加等離子體密度。因此，進行認真的設(shè)計和試驗以評估再入飛行器周圍等離子體形成的影響，對于飛行中通信以及GPS信號接收是非常重要的。

推進系統(tǒng)技術(shù)

火箭推進系統(tǒng)。執(zhí)行常規(guī)快速全球打擊任務(wù)的新型彈道導(dǎo)彈或助推－滑翔式飛行器將需要新型固體推進劑助推發(fā)動機。根據(jù)推進劑的敏感度，這些發(fā)動機通常分為1.1級或1.3級。1.1級推進劑是高能推進劑，可在高壓條件下起爆。1.3級推進劑由于不是高能的，故在相同條件下不會起爆。美國國防部傾向于所有新型武器系統(tǒng)都使用非敏感(不爆震)彈藥，因此常規(guī)快速全球打擊系統(tǒng)可能使用1.3級助推器推進劑。

吸氣式推進系統(tǒng)。實現(xiàn)高超聲速飛行，最具挑戰(zhàn)性的就是推進技術(shù)。高超聲速推進系統(tǒng)包括火箭式和吸氣式兩類。利用兩種以上不同類型吸氣式發(fā)動機的組合，是實現(xiàn)高超聲速推進的有效途徑。高超聲速組合推進的概念通常是采用渦輪發(fā)動機和雙模態(tài)亞燃／超燃沖壓發(fā)動機，先由渦輪發(fā)動機加速并達到一個接力馬赫數(shù)，然后由雙模態(tài)的亞燃／超燃沖壓發(fā)動機把飛行器推進到更高的馬赫數(shù)。

目前，各國發(fā)展高超盧速技術(shù)主要選用超燃沖壓發(fā)動機作為推進系統(tǒng)。高超聲速空氣在燃燒室中的滯留時間通常只有1.5毫秒，要想在這樣短的時間內(nèi)將其壓縮、增壓，并與燃料往超聲速流動狀態(tài)下迅速、均勻、穩(wěn)定、高效率地混合和燃燒是十分困難的。因此需要對發(fā)動機尺寸、形狀以及燃料種類、噴注器設(shè)計、燃燒機理進行綜合性理論和試驗研究。超燃沖壓發(fā)動機的另一個技術(shù)困難是飛行器必須達到一定的速度才能啟動(雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機也是如此)，因此需要有助推器提供初速。目前高超聲速推進技術(shù)的研究重點是：動力裝置總體方案，沖壓發(fā)動機進氣道設(shè)計理論與試驗；燃燒組織、燃燒室設(shè)計和燃燒室試驗；沖壓發(fā)動機噴管與利用飛行器后體補充膨脹；先進控制和燃料供給系統(tǒng)；沖壓發(fā)動機燃料及熱沉利用；雙模念超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)驗證試驗等。

對于高超聲速飛機、跨大氣層飛行器和空天飛機而言，如何實現(xiàn)助推固體火箭與超燃沖壓發(fā)動機的最傳組合是一個很大的難題。火箭與超燃沖壓發(fā)動機可以有多種不同組合方式，如混合式(助推器并／串聯(lián)捆綁)、組合式(助推器／發(fā)動機一體化)、復(fù)合式(火箭引射亞／超燃沖壓)。