(1) 每台发动机提供500磅的推力；

(2) 每个系统只有一台发动机；

(3) 低温推进剂的稳定储存；

(4) 由发动机设计确定比冲；

(5) 每机动飞行30分钟的最大燃烧时间；

(6) 没有启动和停车的限制；

(7) 两次燃烧之间的时间间隔至少18小时；

(8) 电池的重量敏感度是11.2公斤/千瓦；

(9) 太阳能电池板的重量不包括在内。

研究得出结论，泵压式系统相对挤压式系统提供更高的有效载荷收益。这种优势在高速度的时候更加显著。当推进系统占据飞船质量很大一部分时，用泵压式系统可以减少燃料贮箱的质量。在某些场合，运用泵压式系统可以减少系统质量的特点可以对给定载荷的飞行器减少其初始起飞质量。因此可能会使一些任务用到较小的运载火箭。这项研究比较了推进剂之间的性能（NTO、N2H4、NTO-MMH、LOX-N2H4、LOX-CH4），结果显示LOX-CH4推进剂拥有最佳的性能。虽然LOX-CH4为扩展配置提供了更高的比冲，但是使用这种推进剂会导致其耐压耐热物质质量的增加，有效载荷小于使用LOX-N2H4作为推进剂的发动机。膨胀循环发动机是研究的发动机中性能最高的。假设研究的推进剂对于所有检测的发动机都是可用的。但对于一个LOX-N2H4膨胀循环发动机是否可行还需进一步地验证。

对于挤压式发动机，工作在低燃烧室压力（~100磅/平方英寸）具有最好的性能。在此燃烧室压力工作下的发动机的研发费用会比工作在推荐燃烧室压力为600磅/平方英寸的挤压式发动机的研发费用低。由泵压式系统减少的飞船质量能够允许任务使用比挤压式系统更小的运载火箭。在这种情况下，一个特定的任务中使用泵压式发动机带来的高成本会由于其使用较小运载火箭所节约的成本相抵消。

尽管在这项研究中，泵设计的相对较小（叶轮直径<2英寸），但是在这种尺寸中对于头部系数和叶轮边缘速度还是在设计能力范围内的。泵的转速在设计中不是一个限制因素，因为燃烧室的最佳压力低于1000磅/平方英寸。膨胀循环发动机中泵的设计就需要额外的步骤来使它满足性能要求和几何设计限制。基于现阶段的设计实践，小尺寸的叶轮会为精确地预测叶轮效率带来偏差。建议在飞行设计制造前，用水流性能测试来验证叶轮的性能。在此研究中所使用尺寸的联氨泵发动机早已经在航天飞机APU系统中使用。这项技术可以推广到本研究中所探讨的系统中。

对于某些任务，使用被动式存储技术有可能实现推进剂的零蒸发。这消除了一个有源零蒸发系统或者考虑到推进剂蒸发而添加推进剂质量的需要。被动式的存储方法需要更加深入的分析和实验来论证。其他的问题也需要用这种方法来解决。在发射台上政法问题的管理以及重新对系统的推进剂贮箱进行加注需得到解决。另外，MLT上的氦气清理系统必须进行研发和验证。

由于气体发生器故障模式的减少，包含一个膨胀冲程的发动机的泵压式系统被认为比气体发生器稍微可靠一点。在外太空环境中，泵压式发动机需要多次启动，但由于在此操作缺乏经验，所以存在相当的不确定性。潜在的失败因素对不同组件的影响存在不确定性。围绕使用单一轴的涡轮机的问题应该进行探讨研究。氧化剂蒸汽渗透进涡轮组件的风险是值得设计师考虑的问题。

不管是挤压式系统还是泵压式系统，操作上的风险大体上要比无法工作时风险小得多，但是系统之间的比较是相关联的。当泵压式系统主推进剂子系统的风险增加一个数量级时，受压物体和RCS/ACS子系统实际上可靠性相同。这主要是泵的额外组件的原因。泵的风险主要是启动的风险，它负责六个泵和主要助推器的启动。主要的风险来源是涡轮组件中碳轴的密封和联氨的自动分解。应该开展一个对影响系统可靠性的各种因素的深入研究，比如各个仓里的压力和各种推进剂的组合。