In diesem Link und bei anderen Gelegenheiten hat SpaceX angedeutet, dass der BFR auf dem Mars landen, „die Tanks auffüllen“ würde, wie der Artikel sagt, und dann zurück in die Marsumlaufbahn starten würde.
SSTO funktioniert auf der Erde für den BFR aus einer Reihe von Gründen nicht, einschließlich der Dichte der Atmosphäre und der höheren Schwerkraft, aber vermutlich machen die (wesentlich) dünnere Atmosphäre und .38G SSTO möglich.
Kann jemand meine popwissenschaftlichen Spekulationen hier etwas mathematisch darstellen? Kann auch jemand abschätzen, wie die Treibstoffsituation für den BFR ist, sobald er sich in der Marsumlaufbahn befindet? Muss es für einen TEI tanken oder ist es bereit, alleine nach Hause zu fahren?
SSTO auf der Erde erfordert etwa 9400 m/s ∆v, abhängig vom genauen Beschleunigungsprofil und anderen Faktoren.
Der Aufstieg von der Marsoberfläche in eine niedrige Marsumlaufbahn erfordert nur etwa 3800 m/s, und von dort aus sind es weitere 2500 m/s, um aus der Marsumlaufbahn auszubrechen und auf eine Flugbahn zu gelangen, um die Erde abzufangen – insgesamt 6300 m/s. Weisen Sie etwa weitere 300 m/s für die Landung auf der Erde zu, für insgesamt 6600 m/s.
Bei einem Methanmotor wie Raptor, der eine Abgasgeschwindigkeit von etwa 3615 m/s liefert, sagt uns die Raketengleichung , dass ein Massenverhältnis von etwa 6,2 erforderlich ist, um dies zu bewältigen, was relativ bescheiden ist. Die aktuellen Zahlen, die SpaceX behauptet , ergeben ein besseres Verhältnis als 9:1 mit 50 Tonnen Nutzlast zurück, was darauf hindeutet, dass näher an 7900 m/s ∆v verfügbar ist. Das zusätzliche Geschwindigkeitsbudget von 1300 m/s könnte für eine schnellere Rückflugbahn zur Erde oder zur Reduzierung der Wiedereintrittsgeschwindigkeit beim Erdabschnitt oder für beides verwendet werden. Es scheint, dass die BFS vom Mars abheben, die Umlaufbahn erreichen und eine TEI-Verbrennung an einem einzigen Treibstofftank mit einer sehr großen Rücknutzlast durchführen kann.
Ohne jegliche Nutzlast sollte das BFS etwa 9500 m/s ∆v liefern, gerade genug, um SSTO von der Erde aus durchzuführen.
Der überwiegende Teil des Unterschieds zwischen ∆v, der für Erd- und Mars-SSTO erforderlich ist, ist auf die Schwerkraft zurückzuführen, nicht auf die Atmosphäre. Für eine Rakete der Saturn-V- oder BFR-Skala liegen die aerodynamischen Verluste beim Aufstieg zu LEO in der Größenordnung von einem halben Prozent des gesamten Aufstiegs-∆v-Budgets; beim Aufstieg vom Mars ist der Verlust praktisch null. Die niedrige Mars-Umlaufgeschwindigkeit beträgt weniger als die Hälfte der LEO-Geschwindigkeit: 3360 m/s statt 7770 m/s, und der verbleibende Unterschied ist der Begriff "Schwerkraftverlust".
Russell Borogove