Falcon 9R como SSTO

Dado que la primera etapa del Falcon 9R está cerca de ser reutilizable, ¿podría ser la base para un cohete SSTO? En otras palabras, ¿tiene suficiente rendimiento para entrar en órbita, y luego retroceder y aterrizar, digamos sin carga útil (o segunda etapa), o solo con una muy pequeña?

Supongo que no, pero no he visto cifras reales. ¿Qué tan lejos está?

¿Y un Falcon Heavy (reutilizable, por supuesto)?

SI hay una gasolinera LEO, entonces sí puede, así como la segunda etapa puede regresar. SI dijo que la estación de servicio se abastece de recursos en la Luna, entonces el costo ciertamente debería hacer que esto sea económico para SpaceX y Blue Origin ... y la Fuerza Aérea de EE. UU.
Sin embargo, excepto los gastos multimillonarios para construir una planta de combustible de este tipo en la luna. Esa no es una tarea fácil con las herramientas que tenemos disponibles hoy.
Pero también hay otras posibilidades, como poner en órbita un remolcador de reabastecimiento de combustible y reabastecerlo periódicamente con un FH. O tal vez disparando combustible en órbita con un cañón de riel. Veremos.
Eso es correcto, hay muchas maneras de hacer esto, lo que necesitamos es un método sostenible y barato para hacerlo. Con Fuel in Space, los vehículos en el espacio seguirán. Lo más probable es que el combustible fabricado en la Luna sea el más barato una vez establecido. Mi objetivo es ser siempre independiente de Earth Resources lo antes posible. Con los depósitos de hielo de agua en la Luna y la posible extracción de H3, podemos alimentar tanto las unidades químicas como las de fusión. Mi plan sería utilizar el hielo de agua como combustible durante el menor tiempo posible.
Me gusta la idea de un cañón de riel disparando combustible en órbita. Prácticamente solo tiene costos de energía, y la energía puede ser muy barata a lo largo del ecuador con todo ese sol. Sé que Google hizo un estudio sobre cómo hacer eso. Probablemente pueda encontrarlo con una búsqueda.
Es una buena idea y debería ser aplicable a otras cosas, alimentos, agua, material de origen para la impresión 3D, etc. Pero eventualmente queremos ser independientes de los recursos de la Tierra. <- Solo mi opinión
Solo comentario: Henry Spencer señaló hace mucho tiempo que el Titan II era compatible con SSTO. || Atlas lo logró con etapas "1.5": soltó los dos motores exteriores pesados ​​​​y retuvo el sustentador central.

Respuestas (2)

Según Spaceflight 101 , la masa de combustible de la primera etapa es de 403 toneladas y la masa vacía de 18 toneladas. Su impulso específico oscila entre 282 y 311 segundos desde el nivel del mar hasta el vacío, lo que implica una velocidad de escape de 2766-3050 m/s. Reemplazar esos valores en la ecuación del cohete te lleva a algún lugar entre 8600 y 9500 m/s de delta-v. No conozco la curva de impulso específica exacta a través de la atmósfera y de todos modos no puedo preocuparme por el cálculo, pero supongo que está más cerca del extremo inferior del rango ya que el cohete pasa más tiempo moviéndose relativamente lento en el inferior , parte más densa de la atmósfera.

Delta-v a la órbita terrestre baja es de aproximadamente 9,3 km/s a 10 km/s según el lugar de lanzamiento y la órbita de destino, por lo que F9R no tiene suficiente empuje para llegar allí.

Está bastante cerca, para estar seguro. ¿Se podría modificar para hacerlo? El F9 ya se "estiró" una vez (F9 1.0 a F9 1.1) y los motores mejoraron un par de veces, y esperan aumentar el rendimiento otro 15% (principalmente aumentando la densidad del combustible con más enfriamiento). Si pueden lograr eso, entonces deberían ser apenas capaces de orbitar la primera etapa, con más de 9900 m/s de delta-v y cero carga útil.

Si tengo las matemáticas correctas, en la situación de alimentación cruzada de Falcon Heavy, nuevamente sin etapa superior ni carga útil, los impulsores proporcionarían otros 2800 m/s de delta-v a la pila, para un total de aproximadamente 12 km/s , para que pueda llegar cómodamente a LEO. Sin embargo, en lo que respecta a la ecuación del cohete, se trata de un cohete de dos etapas; solo tiene algunos motores en el lugar equivocado.

El reingreso y la recuperación, por otro lado, es probablemente imposible. La primera etapa está diseñada para soportar una situación aerodinámica mucho más modesta que el reingreso desde la velocidad orbital. Estructural y térmicamente, es un mundo completamente diferente.

A SpaceX le gustaría hacer que la segunda etapa sea reutilizable, así como la primera, lo que requeriría que resolvieran el reingreso orbital para una etapa de cohete, pero en una escala mucho más pequeña. Incluso si no logran eso, una primera etapa totalmente reutilizable les ofrecería una gran ventaja competitiva. No tienen necesidad de hacer SSTO.

Hay una mejora sustancial en el rendimiento este año con motores Merlin "1D+" mejorados y propulsores subenfriados para una mayor densidad. No estoy seguro de cuán precisos son los números en su referencia: SpaceX no es muy público acerca de sus especificaciones, pero si son correctos, las actualizaciones probablemente serían suficientes para poner en órbita una primera etapa independiente. Sin embargo, el reingreso y el aterrizaje son otro asunto.
En ruta hacia la barcaza, la primera etapa ha hecho un impulso de retroceso para matar su velocidad hacia el este. RTLS (regreso al sitio de lanzamiento) implicaría un impulso de retroceso más sustancial. Y luego la velocidad terminal debe eliminarse justo antes del aterrizaje. ¿Alguien sabe cuánto delta V requiere el refuerzo y la velocidad terminal?
Sobrevivir a un reingreso a 8 km/s requiere un escudo térmico y una estructura sólida. No estoy seguro de cuánto agregaría esto a la masa seca de la primera etapa.
Si vas a orbitar, realmente no retrocederías para RTLS, tomarías el camino más largo. Entonces, un encendido de salida de órbita, y cualquier delta-v que necesitarías para administrar tu trayectoria de descenso, y el encendido terminal de vuelo estacionario. Como científico espacial de nivel Kerbal, supongo que 2-3 km/s. Pero tiene razón en que los requisitos estructurales para el reingreso probablemente serían un problema mayor que el delta-v.
Sé que la pregunta es mucho más complicada, pero ¿cómo cambia las cosas el Falcon Heavy? Los dos propulsores laterales se vacían temprano y vuelan de regreso, dejando el núcleo central con mucha velocidad inicial y potencialmente (con alimentación cruzada) un tanque lleno. Eso debería ser suficiente, ¿verdad? Por supuesto, ya no es realmente SSTO...
@MikeWise Eso es digno de otra pregunta. Y sí, sería TSTO reutilizable (o algunos lo llamarían 1.5STO) en lugar de SSTO.
Agregue 13 toneladas de combustible adicional en lugar de carga útil y elimine las patas de aterrizaje... también, ISp escala con la presión (linealmente) y la presión escala con la altitud, como exponente inverso. Entonces, ISp alcanza los valores "altos" con bastante rapidez.

Sí puede. El mismo Elon Musk lo confirmó hace un tiempo, y hay algunas simulaciones hechas por fanáticos que lo prueban.

No veo que el enlace de Flight Club se muestre correctamente. Solo me lleva a la página de inicio.
Eh, raro. Debe ser algo relacionado con la revisión del sitio web hace algún tiempo. No puedo hacer nada, me temo. De cualquier manera, es solo otra simulación. Intentaré que funcione mañana. ¡Gracias por hacérmelo saber!
Muy genial. Por supuesto, pregunté esto hace un tiempo cuando la respuesta no era tan clara, y antes de los motores mejorados y el combustible extra frío. En este punto, creo que se hará y se demostrará en algún momento.
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