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自2002年正式提出“快速全球打击”概念以来，美国国防部先后提出一系列备选方案，但受需求、经费和技术等方面原因的影响，其方案仍处于不断调整之中。目前，美军探索的“快速全球打击”方案大致可分为四种：一是基于助推－滑翔式武器的方案，二是基于高超声速巡航导弹的方案；三是基于天基打击武器的方案；四是核弹道导弹改装常规弹头方案。
上述“快速全球打击”的各个方案都面临着一些共性的关键技术问题，如热防护问题，制导、导航和控制精度问题，弹药和传感器配置问题，推进系统的开发问题等。
气动外形设计
助推滑翔式武器和X－51A飞行器均采用具有较高升阻比的“乘波体”结构。所谓“乘波体”，是指一种外形呈流线形、所有的前缘都具有附体激波的超声速或高超声速的飞行器。这种乘波体外形具有较高的升阻比。
HTV－1的升阻比为2.5，HTV－2将达到3.5－4。X-51A也采用乘波体构型，前段为近似楔形头部，可以形成按一定角度分布的激波系，不仅能为飞行器提供升力，且有助于发动机工作。中段为近似方柱形机身，无机翼，机身中部下面有下凸铲形进气口，其整流罩向后—直延伸到机身尾部。由于采用乘波体构型，其升阻比比传统外形高很多。
热防护系统技术
“快速全球打击”武器以极高速度运行，因此对热防护技术提出了更高的要求。
与传统弹道导弹相比，助推－滑翔式武器在大气层内飞行时间更长。CSM－1在大气层内滑翔时间为800秒，CSM-2在大气层内滑翔时间为3000秒，而传统弹道导弹在大气层氧化环境内飞行时间约60秒。助推－滑翔飞行器所配备的热防护系统必须能够保证其在大气层内以高超声速长时间运行。当前所采用的热防护系统重量较重且体积庞大，不适宜在大气层内较长时间滑翔飞行。
助推－滑翔式武器的热防护系统将采用碳－碳和碳化硅材料，通过采用这种更先进的材料，新型热防护系统将拥有外形更稳定的鼻锥，适当的飞行烧蚀率以及尽可能小的热传输率。HTV-1对现有的耐高温材料进行了改进，大部分是硅化碳和碳－碳材料，并使用了新的氧化涂层，能够在超过1650摄氏度的环境中保持10分钟至1小时，并能使用10次。HTV-2将试验能在1090摄氏度持续1小时热绝缘结构。
X-51A飞行器根据预测的热负荷，选择不同材料和厚度来实现被动式热管理。一般说来，高超声速飞行器所使用的热防护系统可分为被动式、半被动式和主动式三大类。其中，主动热防护系统的结构和技术较为复杂，检查、维护、维修不便，同时发展不成熟；半主动热防护系统方案介于被动防热和主动冷却方案之间，发展也不成熟；被动热防护方案中，热防护材料在加热环境中会产生一系列物理和化学反应；在这些反应过程中一方面消耗了热防护材料，一方面以不同方式分散和消耗环境给予这些材料的热量，以保证飞行器内部结构在允许温度下工作。不过，被动热防护系统只能一次性使用，并会发生烧蚀变形。但X-51A计划的最终目标是研制一种高超声速打击武器，因此X-51A飞行器使用被动热防护是合适的。X-51A热防护材料主要采用瓷瓦和泡沫材料。机身表面覆盖有轻型热防护系统泡沫和瓷瓦，前缘则为碳－碳复合材料。钨鼻帽表面覆盖二氧化硅防护层，用于承受前部的高热负载，并作为压载用于保持纵向的稳定。
X-37B的热防护系统由各种热防护瓦和热防护毯组成，翼前缘由热防护瓦构成，襟副翼和方向升降舵材料使用了“碳－碳”结构和“碳化硅”结构。前缘可承受1621℃以上的温度，表面的热防护系统可耐受1316℃高温，在迎风高温环境下，热防护系统组件的耐久性是现有材料的10倍。
滑翔控制技术
助推－滑翔式飞行器一般具有较远的航程，借助滑翔控制技术可以对远程目标进行精确打击。其原理是利用飞行器在飞行中产生的升力与重力平衡，升力主要由飞行器自身的升力体结构和动力舵控制来实现，同时可通过调整滑翔规律参数进行制导控制，以满足滑翔控制和导引精度要求。
导航、制导和控制技术
由于核武器的杀伤半径大，因此弹道导弹达到所需精度相对较容易，而常规快速全球打击武器飞行速度高，机动范围大，飞行器状态参数变化大，要达到数米的精度误差，对控制系统的稳定性和可靠性提出了更高的要求。一般采用两种或多种导航方式相结合的组合导航技术，并采用具有自适应能力的制导与控制系统。
GPS和惯性制导各有优缺点。GPS的主要优点在于，它能以较高的精度和有限的误差提供位置数据，但GPS信号容易丢失，也容易受到干扰，而等离子体产生、机动时无法锁定载波、干扰等因素都能造成GPS信号中断。而惯性导航通常基于陀螺“惯性测量装置”(IMU)，可实时提供精确的导航数据(加速度、速度、位置和姿态)，具有比GPS强得多的抗干扰能力。因此，当GPS受到干扰或因等离子层衰减而导致GPS信号中断时，IMU可在地面目标附近区域提供精确导航。但惯性制导可能在一段时间内会累积误差，而GPS提供的精确位置反馈可给予纠正。这样一来，GPS和惯性制导两种导航系统可以进行互补。
助推－滑翔式武器可能会采用GPS／惯性制导复合制导方式。在大气层外采用GPS辅助制导；在高速再入大气层进入“黑障”区飞行产生等离子鞘层对GPS信号造成干扰时，将采用惯性制导；穿过“黑障”区后采用GPS制导。
弹药和传感器配置技术
如果再入飞行器布撒了另一个可操纵的武器投射体，那么对再入体末段高精度的制导、导航和控制的技术要求就会大大减少。上述的多个“快速全球打击”系统概念都依赖于布撒子弹药、武器或无人机；在再入飞行、高超声速滑翔或巡航之后，布撒可能在高速或低速情况下进行。
对子弹药的高速布撒所面临的重大难题是，如何在对弹药进行气动捕获的同时控制所布撒的弹药，以免它们与再入体再次接触。作为对高速布撒的替代方案，再入体可以较低的速度飞行，这将大幅降低布撒弹药所面临的挑战。
飞行中通信技术
对于助推－滑翔式导弹和高超声速巡航导弹，飞行中通信将实现飞行中瞄准更新以及目标重新捕获和验证。
飞行中瞄准更新。飞行中瞄准更新对于任何打击移动地面目标的远程系统来说都是至关重要的组成部分。助推－滑翔式导弹必须要有稳定的、持续不断的报告以摧毁正确的移动目标。通过飞行中瞄准更新到达正确目标附近，助推－滑翔式导弹或高超声速导弹可以布撒导引头制导的武器杀伤目标。
重新瞄准和待机能力。在常规快速全球打击武器发射后，可能会出现更有价值的目标，也可能会丢失主要目标(例 如，主要目标可能进入地下)，因此需要寻找第二目标。飞行中通信可以在这些情况下为指挥官作出必要的变化提供灵活性。
通信手段。用于“常规快速全球打击”武器飞行中通信的最有前途的通信手段是利用现有的特高频(UHF)卫星。这一频段可以让武器装一个简单的全向火线。特高频数据传输率虽然有限，但足以满足目前的所有应用，包括战斗损伤评估。在有足够优先权的情况下(总统下令使用的武器应该具有足够的优先权)，卫星信道可以可靠地提供使用。但使PGS具备这类能力的可能性会受到再入期间形成的等离子体鞘层的影响，对射频通信信道造成干扰。飞行器速度在10马赫以上时可能会产生等离子体鞘层，而速度达到约20马赫时则肯定会出现。高度也是一个因素，等离子体效应出现在约9.15公里到91.5公里之间的高度。再入体的形状很重要，钝头体会形成较高密度的等离子体。最后，烧蚀材料和诱发等离子体污染物含量较高的材料很可能会增加等离子体密度。因此，进行认真的设计和试验以评估再入飞行器周围等离子体形成的影响，对于飞行中通信以及GPS信号接收是非常重要的。
推进系统技术
火箭推进系统。执行常规快速全球打击任务的新型弹道导弹或助推－滑翔式飞行器将需要新型固体推进剂助推发动机。根据推进剂的敏感度，这些发动机通常分为1.1级或1.3级。1.1级推进剂是高能推进剂，可在高压条件下起爆。1.3级推进剂由于不是高能的，故在相同条件下不会起爆。美国国防部倾向于所有新型武器系统都使用非敏感(不爆震)弹药，因此常规快速全球打击系统可能使用1.3级助推器推进剂。
吸气式推进系统。实现高超声速飞行，最具挑战性的就是推进技术。高超声速推进系统包括火箭式和吸气式两类。利用两种以上不同类型吸气式发动机的组合，是实现高超声速推进的有效途径。高超声速组合推进的概念通常是采用涡轮发动机和双模态亚燃／超燃冲压发动机，先由涡轮发动机加速并达到一个接力马赫数，然后由双模态的亚燃／超燃冲压发动机把飞行器推进到更高的马赫数。
目前，各国发展高超卢速技术主要选用超燃冲压发动机作为推进系统。高超声速空气在燃烧室中的滞留时间通常只有1.5毫秒，要想在这样短的时间内将其压缩、增压，并与燃料往超声速流动状态下迅速、均匀、稳定、高效率地混合和燃烧是十分困难的。因此需要对发动机尺寸、形状以及燃料种类、喷注器设计、燃烧机理进行综合性理论和试验研究。超燃冲压发动机的另一个技术困难是飞行器必须达到一定的速度才能启动(双模态超燃冲压发动机也是如此)，因此需要有助推器提供初速。目前高超声速推进技术的研究重点是：动力装置总体方案，冲压发动机进气道设计理论与试验；燃烧组织、燃烧室设计和燃烧室试验；冲压发动机喷管与利用飞行器后体补充膨胀；先进控制和燃料供给系统；冲压发动机燃料及热沉利用；双模念超燃冲压发动机技术验证试验等。
对于高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞机而言，如何实现助推固体火箭与超燃冲压发动机的最传组合是一个很大的难题。火箭与超燃冲压发动机可以有多种不同组合方式，如混合式(助推器并／串联捆绑)、组合式(助推器／发动机一体化)、复合式(火箭引射亚／超燃冲压)。
上述“快速全球打击”的各个方案都面临着一些共性的关键技术问题，如热防护问题，制导、导航和控制精度问题，弹药和传感器配置问题，推进系统的开发问题等。
气动外形设计
助推滑翔式武器和X－51A飞行器均采用具有较高升阻比的“乘波体”结构。所谓“乘波体”，是指一种外形呈流线形、所有的前缘都具有附体激波的超声速或高超声速的飞行器。这种乘波体外形具有较高的升阻比。
HTV－1的升阻比为2.5，HTV－2将达到3.5－4。X-51A也采用乘波体构型，前段为近似楔形头部，可以形成按一定角度分布的激波系，不仅能为飞行器提供升力，且有助于发动机工作。中段为近似方柱形机身，无机翼，机身中部下面有下凸铲形进气口，其整流罩向后—直延伸到机身尾部。由于采用乘波体构型，其升阻比比传统外形高很多。
热防护系统技术
“快速全球打击”武器以极高速度运行，因此对热防护技术提出了更高的要求。
与传统弹道导弹相比，助推－滑翔式武器在大气层内飞行时间更长。CSM－1在大气层内滑翔时间为800秒，CSM-2在大气层内滑翔时间为3000秒，而传统弹道导弹在大气层氧化环境内飞行时间约60秒。助推－滑翔飞行器所配备的热防护系统必须能够保证其在大气层内以高超声速长时间运行。当前所采用的热防护系统重量较重且体积庞大，不适宜在大气层内较长时间滑翔飞行。
助推－滑翔式武器的热防护系统将采用碳－碳和碳化硅材料，通过采用这种更先进的材料，新型热防护系统将拥有外形更稳定的鼻锥，适当的飞行烧蚀率以及尽可能小的热传输率。HTV-1对现有的耐高温材料进行了改进，大部分是硅化碳和碳－碳材料，并使用了新的氧化涂层，能够在超过1650摄氏度的环境中保持10分钟至1小时，并能使用10次。HTV-2将试验能在1090摄氏度持续1小时热绝缘结构。
X-51A飞行器根据预测的热负荷，选择不同材料和厚度来实现被动式热管理。一般说来，高超声速飞行器所使用的热防护系统可分为被动式、半被动式和主动式三大类。其中，主动热防护系统的结构和技术较为复杂，检查、维护、维修不便，同时发展不成熟；半主动热防护系统方案介于被动防热和主动冷却方案之间，发展也不成熟；被动热防护方案中，热防护材料在加热环境中会产生一系列物理和化学反应；在这些反应过程中一方面消耗了热防护材料，一方面以不同方式分散和消耗环境给予这些材料的热量，以保证飞行器内部结构在允许温度下工作。不过，被动热防护系统只能一次性使用，并会发生烧蚀变形。但X-51A计划的最终目标是研制一种高超声速打击武器，因此X-51A飞行器使用被动热防护是合适的。X-51A热防护材料主要采用瓷瓦和泡沫材料。机身表面覆盖有轻型热防护系统泡沫和瓷瓦，前缘则为碳－碳复合材料。钨鼻帽表面覆盖二氧化硅防护层，用于承受前部的高热负载，并作为压载用于保持纵向的稳定。
X-37B的热防护系统由各种热防护瓦和热防护毯组成，翼前缘由热防护瓦构成，襟副翼和方向升降舵材料使用了“碳－碳”结构和“碳化硅”结构。前缘可承受1621℃以上的温度，表面的热防护系统可耐受1316℃高温，在迎风高温环境下，热防护系统组件的耐久性是现有材料的10倍。
滑翔控制技术
助推－滑翔式飞行器一般具有较远的航程，借助滑翔控制技术可以对远程目标进行精确打击。其原理是利用飞行器在飞行中产生的升力与重力平衡，升力主要由飞行器自身的升力体结构和动力舵控制来实现，同时可通过调整滑翔规律参数进行制导控制，以满足滑翔控制和导引精度要求。
导航、制导和控制技术
由于核武器的杀伤半径大，因此弹道导弹达到所需精度相对较容易，而常规快速全球打击武器飞行速度高，机动范围大，飞行器状态参数变化大，要达到数米的精度误差，对控制系统的稳定性和可靠性提出了更高的要求。一般采用两种或多种导航方式相结合的组合导航技术，并采用具有自适应能力的制导与控制系统。
GPS和惯性制导各有优缺点。GPS的主要优点在于，它能以较高的精度和有限的误差提供位置数据，但GPS信号容易丢失，也容易受到干扰，而等离子体产生、机动时无法锁定载波、干扰等因素都能造成GPS信号中断。而惯性导航通常基于陀螺“惯性测量装置”(IMU)，可实时提供精确的导航数据(加速度、速度、位置和姿态)，具有比GPS强得多的抗干扰能力。因此，当GPS受到干扰或因等离子层衰减而导致GPS信号中断时，IMU可在地面目标附近区域提供精确导航。但惯性制导可能在一段时间内会累积误差，而GPS提供的精确位置反馈可给予纠正。这样一来，GPS和惯性制导两种导航系统可以进行互补。
助推－滑翔式武器可能会采用GPS／惯性制导复合制导方式。在大气层外采用GPS辅助制导；在高速再入大气层进入“黑障”区飞行产生等离子鞘层对GPS信号造成干扰时，将采用惯性制导；穿过“黑障”区后采用GPS制导。
弹药和传感器配置技术
如果再入飞行器布撒了另一个可操纵的武器投射体，那么对再入体末段高精度的制导、导航和控制的技术要求就会大大减少。上述的多个“快速全球打击”系统概念都依赖于布撒子弹药、武器或无人机；在再入飞行、高超声速滑翔或巡航之后，布撒可能在高速或低速情况下进行。
对子弹药的高速布撒所面临的重大难题是，如何在对弹药进行气动捕获的同时控制所布撒的弹药，以免它们与再入体再次接触。作为对高速布撒的替代方案，再入体可以较低的速度飞行，这将大幅降低布撒弹药所面临的挑战。
飞行中通信技术
对于助推－滑翔式导弹和高超声速巡航导弹，飞行中通信将实现飞行中瞄准更新以及目标重新捕获和验证。
飞行中瞄准更新。飞行中瞄准更新对于任何打击移动地面目标的远程系统来说都是至关重要的组成部分。助推－滑翔式导弹必须要有稳定的、持续不断的报告以摧毁正确的移动目标。通过飞行中瞄准更新到达正确目标附近，助推－滑翔式导弹或高超声速导弹可以布撒导引头制导的武器杀伤目标。
重新瞄准和待机能力。在常规快速全球打击武器发射后，可能会出现更有价值的目标，也可能会丢失主要目标(例 如，主要目标可能进入地下)，因此需要寻找第二目标。飞行中通信可以在这些情况下为指挥官作出必要的变化提供灵活性。
通信手段。用于“常规快速全球打击”武器飞行中通信的最有前途的通信手段是利用现有的特高频(UHF)卫星。这一频段可以让武器装一个简单的全向火线。特高频数据传输率虽然有限，但足以满足目前的所有应用，包括战斗损伤评估。在有足够优先权的情况下(总统下令使用的武器应该具有足够的优先权)，卫星信道可以可靠地提供使用。但使PGS具备这类能力的可能性会受到再入期间形成的等离子体鞘层的影响，对射频通信信道造成干扰。飞行器速度在10马赫以上时可能会产生等离子体鞘层，而速度达到约20马赫时则肯定会出现。高度也是一个因素，等离子体效应出现在约9.15公里到91.5公里之间的高度。再入体的形状很重要，钝头体会形成较高密度的等离子体。最后，烧蚀材料和诱发等离子体污染物含量较高的材料很可能会增加等离子体密度。因此，进行认真的设计和试验以评估再入飞行器周围等离子体形成的影响，对于飞行中通信以及GPS信号接收是非常重要的。
推进系统技术
火箭推进系统。执行常规快速全球打击任务的新型弹道导弹或助推－滑翔式飞行器将需要新型固体推进剂助推发动机。根据推进剂的敏感度，这些发动机通常分为1.1级或1.3级。1.1级推进剂是高能推进剂，可在高压条件下起爆。1.3级推进剂由于不是高能的，故在相同条件下不会起爆。美国国防部倾向于所有新型武器系统都使用非敏感(不爆震)弹药，因此常规快速全球打击系统可能使用1.3级助推器推进剂。
吸气式推进系统。实现高超声速飞行，最具挑战性的就是推进技术。高超声速推进系统包括火箭式和吸气式两类。利用两种以上不同类型吸气式发动机的组合，是实现高超声速推进的有效途径。高超声速组合推进的概念通常是采用涡轮发动机和双模态亚燃／超燃冲压发动机，先由涡轮发动机加速并达到一个接力马赫数，然后由双模态的亚燃／超燃冲压发动机把飞行器推进到更高的马赫数。
目前，各国发展高超卢速技术主要选用超燃冲压发动机作为推进系统。高超声速空气在燃烧室中的滞留时间通常只有1.5毫秒，要想在这样短的时间内将其压缩、增压，并与燃料往超声速流动状态下迅速、均匀、稳定、高效率地混合和燃烧是十分困难的。因此需要对发动机尺寸、形状以及燃料种类、喷注器设计、燃烧机理进行综合性理论和试验研究。超燃冲压发动机的另一个技术困难是飞行器必须达到一定的速度才能启动(双模态超燃冲压发动机也是如此)，因此需要有助推器提供初速。目前高超声速推进技术的研究重点是：动力装置总体方案，冲压发动机进气道设计理论与试验；燃烧组织、燃烧室设计和燃烧室试验；冲压发动机喷管与利用飞行器后体补充膨胀；先进控制和燃料供给系统；冲压发动机燃料及热沉利用；双模念超燃冲压发动机技术验证试验等。
对于高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞机而言，如何实现助推固体火箭与超燃冲压发动机的最传组合是一个很大的难题。火箭与超燃冲压发动机可以有多种不同组合方式，如混合式(助推器并／串联捆绑)、组合式(助推器／发动机一体化)、复合式(火箭引射亚／超燃冲压)。