En este enlace y en otras ocasiones, SpaceX ha indicado que el BFR aterrizaría en Marte, "rellenaría los tanques" como dice el artículo, y luego se lanzaría de nuevo a la órbita marciana.
SSTO no funciona en la Tierra para el BFR por varias razones, incluida la densidad de la atmósfera y la mayor gravedad, pero presumiblemente, la atmósfera (extremadamente) más delgada y .38G hacen que SSTO sea posible.
¿Alguien puede poner algo de matemática a mi especulación de ciencia pop aquí? Además, ¿alguien puede estimar cuál es la situación del combustible para el BFR una vez que esté en órbita marciana? ¿Necesita recargar combustible para un TEI o está listo para regresar a casa por su cuenta?
SSTO en la Tierra requiere alrededor de 9400 m/s de ∆v dependiendo del perfil de aceleración exacto y otros factores.
El ascenso desde la superficie de Marte a la órbita baja de Marte requiere solo alrededor de 3800 m/s, y desde allí son otros 2500 m/s para salir de la órbita de Marte y tomar una trayectoria para interceptar la Tierra, un total de 6300 m/s. Asigne otros 300 m/s más o menos para aterrizar en la Tierra, para un total de 6600 m/s.
Con un motor de metano como el Raptor, que ofrece una velocidad de escape de alrededor de 3615 m/s, la ecuación del cohete nos dice que se necesita una relación de masa de alrededor de 6,2 para gestionar eso, que es relativamente modesto. Los números actuales que afirma SpaceX dan una relación mejor que 9:1 con 50 toneladas de carga útil de retorno, lo que sugiere más cerca de 7900 m/s ∆v disponible. El presupuesto de velocidad adicional de 1300 m/s podría usarse para una trayectoria de retorno a la Tierra más rápida o para reducir la velocidad de reentrada en la intersección con la Tierra o ambas cosas. Parece que el BFS puede despegar de Marte, alcanzar la órbita y hacer una quema TEI en un solo tanque de propulsor con una carga útil de retorno muy grande.
Sin carga útil en absoluto, el BFS debería entregar alrededor de 9500 m/s de ∆v, lo suficiente para hacer SSTO desde la Tierra.
La gran mayoría de la diferencia entre ∆v requerida para la Tierra y Marte SSTO se debe a la gravedad, no a la atmósfera. Para un cohete de escala Saturno V o BFR, las pérdidas aerodinámicas en el ascenso a LEO son del orden de la mitad del uno por ciento del presupuesto total de ascenso ∆v; en ascenso desde Marte, la pérdida es prácticamente nula. La velocidad de la órbita baja de Marte es menos de la mitad de la velocidad LEO: 3360 m/s en lugar de 7770 m/s, y la diferencia restante es el término de "pérdida de gravedad".
russell borogove