其实有两个方案：
**煤油机+氢氧机上面级**
a) 为什么他们没有坚持使用RS-27A，并扩大核心并增加更多的引擎？RS-27A基于H-1发动机，这款发动机本应该是非常便宜和简单的。RS-27A的成本是否是一个问题？它可能必须是一个重大问题，才能证明开发一种新的液氧发动机是有必要的，即使它已经进行过开发（据我了解，RS-68已经进行过开发）。似乎更渐进的一步是增加Delta 2/3的2.4米直径液氧煤油芯级，使用类似3-3.5米的直径，并在其上安装GEM-60。或者只需使用四个RS-27A，采用更类似F9和Atlas V直径的尺寸，即3.6-3.8米。
b) 如果他们想要坚持只使用单个核心发动机，而不是多个RS-27A，为什么不让PWR更新F-1A，而不是RS-68？它们都液氧煤油开循环。利用Delta IV获得的5米核心，他们可以在其上安装单个F-1A，并可能只需延长DCSS以弥补F-1A相对于RS-68的较低比冲。我认为更新F-1A的成本可能大致相同，甚至更便宜，比完成RS-68的开发成本更低。仅凭单个F-1A就可以推动一个4.5-5米的核心和一个延长的DCSS，性能可能与Delta IV Heavy相当，但实际硬件和成本不会超过Delta IV Medium。
我的意思是，我认为上级级数的大部分成本在于系统，而不是圆柱形油箱的实际长度。合金在成本中可能只占很小一部分。如果需要两个RL-10发动机，那可能会多一些成本。但RL-60已经开发了大约90%。这可能是这样的发射器的一个好发动机。5米的液氧煤油核心在尺寸上看起来很像Atlas II。只是有一个单独的F-1A发动机。它具有相同的直径，所以LC-37的发射设施不会更大。而且对于美国空军/国防部来说，可能不需要三核心重型版本，因为它的能力已经足够。如果需要更多的性能，它可以像5米Delta IV一样安装GEM-60。
你将会拥有一个EELV-重型运载火箭，其成本大约相当于没有固体助推器的单个Delta IV Medium。似乎这是一个更明显的选择。
或者只需采用扩大尺寸的Delta 2/3，使用两个RS-27A和一组9个GEM-60，而不是9个GEM-46。
似乎无论哪种方式都可以作为Delta火箭的渐进演进。而他们却选择了一个巨大的转折，从2.4米的核心转变为5米的核心，从煤化工转变为液氧。从大约25米长的核心转变为40米长的核心。从固体助推器变为可选的固体助推器。我只是想知道为什么会这样。
并且再想想：如果Delta IV成为一个有单个F-1A发动机的5米宽LV，延长核心并安装两个F-1发动机，可以构建类似Dynetics助推器的设计，而三核心版本则可以构建一个与EELV（Evolved Expendable Launch Vehicle）具有很高协同性的1.5级发射体系。NASA也可以自行开发一个更大的上面级或EDS（Earth Departure Stage），以适应三核心版本的需求。
或者，为了更高的协同性，可以采用两次发射的体系，使用两个单发引擎核心的三核心重型发射车。这样的设计可能能将约120-140吨的有效载荷送入低地球轨道。实际上，这将类似于Atlas V重型，但已经经过开发和飞行，并搭载一个具有悠久历史的美国制造发动机。
全甲烷
RL-10后来被证明可以轻易地转换成甲烷机（CECE-CH4）
RS-68也是，且开式循环甲烷机引擎的海平面比冲和氢氧机的海平面比冲基本持平；
甲烷机比氢氧机便宜的多，又可以轻易的增加推重比，使得德4可以彻底实现“可拓展火箭”的意义；使得德4中型版本不至于那么早退役；
又不至于丢掉氢氧机的高轨优势
**煤油机+氢氧机上面级**
a) 为什么他们没有坚持使用RS-27A，并扩大核心并增加更多的引擎？RS-27A基于H-1发动机，这款发动机本应该是非常便宜和简单的。RS-27A的成本是否是一个问题？它可能必须是一个重大问题，才能证明开发一种新的液氧发动机是有必要的，即使它已经进行过开发（据我了解，RS-68已经进行过开发）。似乎更渐进的一步是增加Delta 2/3的2.4米直径液氧煤油芯级，使用类似3-3.5米的直径，并在其上安装GEM-60。或者只需使用四个RS-27A，采用更类似F9和Atlas V直径的尺寸，即3.6-3.8米。
b) 如果他们想要坚持只使用单个核心发动机，而不是多个RS-27A，为什么不让PWR更新F-1A，而不是RS-68？它们都液氧煤油开循环。利用Delta IV获得的5米核心，他们可以在其上安装单个F-1A，并可能只需延长DCSS以弥补F-1A相对于RS-68的较低比冲。我认为更新F-1A的成本可能大致相同，甚至更便宜，比完成RS-68的开发成本更低。仅凭单个F-1A就可以推动一个4.5-5米的核心和一个延长的DCSS，性能可能与Delta IV Heavy相当，但实际硬件和成本不会超过Delta IV Medium。
我的意思是，我认为上级级数的大部分成本在于系统，而不是圆柱形油箱的实际长度。合金在成本中可能只占很小一部分。如果需要两个RL-10发动机，那可能会多一些成本。但RL-60已经开发了大约90%。这可能是这样的发射器的一个好发动机。5米的液氧煤油核心在尺寸上看起来很像Atlas II。只是有一个单独的F-1A发动机。它具有相同的直径，所以LC-37的发射设施不会更大。而且对于美国空军/国防部来说，可能不需要三核心重型版本，因为它的能力已经足够。如果需要更多的性能，它可以像5米Delta IV一样安装GEM-60。
你将会拥有一个EELV-重型运载火箭，其成本大约相当于没有固体助推器的单个Delta IV Medium。似乎这是一个更明显的选择。
或者只需采用扩大尺寸的Delta 2/3，使用两个RS-27A和一组9个GEM-60，而不是9个GEM-46。
似乎无论哪种方式都可以作为Delta火箭的渐进演进。而他们却选择了一个巨大的转折，从2.4米的核心转变为5米的核心，从煤化工转变为液氧。从大约25米长的核心转变为40米长的核心。从固体助推器变为可选的固体助推器。我只是想知道为什么会这样。
并且再想想：如果Delta IV成为一个有单个F-1A发动机的5米宽LV，延长核心并安装两个F-1发动机，可以构建类似Dynetics助推器的设计，而三核心版本则可以构建一个与EELV（Evolved Expendable Launch Vehicle）具有很高协同性的1.5级发射体系。NASA也可以自行开发一个更大的上面级或EDS（Earth Departure Stage），以适应三核心版本的需求。
或者，为了更高的协同性，可以采用两次发射的体系，使用两个单发引擎核心的三核心重型发射车。这样的设计可能能将约120-140吨的有效载荷送入低地球轨道。实际上，这将类似于Atlas V重型，但已经经过开发和飞行，并搭载一个具有悠久历史的美国制造发动机。
全甲烷
RL-10后来被证明可以轻易地转换成甲烷机（CECE-CH4）
RS-68也是，且开式循环甲烷机引擎的海平面比冲和氢氧机的海平面比冲基本持平；
甲烷机比氢氧机便宜的多，又可以轻易的增加推重比，使得德4可以彻底实现“可拓展火箭”的意义；使得德4中型版本不至于那么早退役；
又不至于丢掉氢氧机的高轨优势
