Nachgerechnet: Der Blue Moon Mondlander

Für mich ist Technik interessant, faszinierend. Für Menschen wie mich sind die Zeiten schlecht. Die Information geht weg vom schriftlichen zu Videos oder Präsentationen und wenn schriftlich, dann sind es Posts auf X, also relativ kurz. Ich sehe inzwischen darin auch eine gesellschaftliche Komponente, die man letztendlich auch woanders sieht: Quizshows die überflüssiges Wissen abfragen – klar. Es wäre ja peinlich, wenn jemand auf die Frage „Wann begann der Dreißigjährige Krieg?“ nicht die richtige Antwort weiß. Früher war dem anders. Die Press-Kits von Apollo waren voller Informationen. Technische Dinge, aber eben auch detailliert der Missionsablauf. Heute fehlt selbst dies, und das ist beim heutigen Artikel ein Problem.

Ich will die wahrscheinlichen Daten des Blue Moon Mondlanders rekonstruieren. Diese hängen aber auch sehr von dem genauen Ablauf der Mission ab. Daher muss ich einige Annahmen machen und ich werde diese begründen.

Missionsablauf

Der grobe Missionsablauf ist für den Mark II bekannt. Es gibt einen cislunaren Transporter an der von Lockheed Martin stammt. Der wird mit mehreren New Glenns aufgefüllt. Inzwischen wurde dafür auch ein Tanker angekündigt. Der Mondlander selbst wird nach einer Grafik in einem New Glenn Start in den Haloorbit gebracht, wo der cislunare Transporter den Resttreibstoff transferiert. Dann steigt die Besatzung aus einer Orion um, senkt den Orbit erst in einen mondnahen Orbit ab und landet aus diesem. Bei der Rückkehr nach maximal 30 Tagen geht es auch zuerst in den niedrigen Mondorbit dann in den Haloorbit und von da aus mit der Orion zurück zur Erde. Der Blue Moon Mondlander kann hier durch einen weiteren cislunaren Transporter aufgefüllt werden und erneut verwendet werden.

Mondlander

Als Jeff Bezos 2019 das Projekt vorstellte, gab er die Masse des ersten Modells, inzwischen „Mark I“ bezeichnet mit 15 t voll und 3 t leer an. Die Nutzlast beträgt bei der Vorstellung 3,6 t, ein späteres Modell „Mark II“ wird 6,5 t Nutzlast haben. Aufenthalte sind bis 30 Tage möglich. Die Stromversorgung erfolgt durch Brennstoffzellen mit einer Leistung von maximal 2,5 kW. Inzwischen wiegt Mark I 21,3 t bei 3 t Nutzlast. Offen ist, ob die 21,3 t mit Nutzlast oder ohne sind. Der Mark II ist schwerer. Die Wikipedia gibt > 45 t Start und 16 t Trockenmasse an und die Nutzlast 20 t bei erneuter Verwendung und 30 t, wenn der Lander auf dem Mond bleibt.

Beide Lander verwenden ein BE-7 Triebwerk mit einer Betriebszeit von 6 Minuten. Ein BE-7 ist ein Expander-Cycle Triebwerk mit einem Schub von maximal 44,5 kN. Der Mark I hat ein BE-7, Mark II hat drei Triebwerke.

Δv Anforderungen

Da man die Δv Anforderungen nicht kennt, nehme ich die bekannten Geschwindigkeitsänderungen von Apollo und Orion (für den Halo-Orbit). Ich glaube bei einem bemannten Lander sind diese auch heute noch gültig. Bei einem unbemannten Lander kann man die Sicherheitsspielräume reduzieren bzw. bei der Landung das Polster für die manuelle Steuerung der Besatzung streichen. Dazu kommt, dass man kein Sicherheitspolster für die Abstiegs- und Aufstiegsstufe braucht, sondern nur eines, da es nur eine Stufe ist.

Was ich nicht berücksichtige, sind Gravitationsverluste im Orbit, die durch die lange Brennzeit entstehen, Verdampfungsverluste und der benötigte Treibstoff für die Ankopplung, weil diese alle schwer zu beziffern oder unbekannt sind, in jedem Fall aber immer die Nutzlast absenken. Ebenso gehe ich von der maximalen Nutzlast der New Glenn aus. Die reale kann durchaus kleiner sein, zum Beispiel beim cislunaren Transporter indem man einen höheren Orbit anstrebt, damit er noch im Orbit ist wenn der Tanker folgt. Also merkt euch: Alle Angaben sind optimistisch, nicht pessimistisch.

Analyse

Am einfachsten ist der Treibstoff zu berechnen. Der spezifische Impuls des BE-7 ist unbekannt, doch ein Triebwerk mit Expander Cycle und LOX/LH2 als Treibstoff erreicht je nach Düsenlänge einen spezifischen Impuls von 4.400 bis 4.550 m/s, da die Düsenlänge wegen der Bodenfreiheit nicht zu lang sein darf, habe ich mit 4.450 m/s auch beim cislunaren Transporter gerechnet. Dann komme ich aber bei den 2019 angegeben 6 Minuten Brennzeit auf maximal 3,6 t Treibstoff pro Triebwerk. Das ist deutlich zu wenig. Die 6 Minuten scheinen daher nicht die ganze Brennzeit abzubilden. Maximal 1.000 s Testdauer werden genannt, das ist realistischer, 10 t Treibstoff pro Triebwerk.

Phase	Geschwindigkeitsänderung
LEO -> TLI	3.149 m/s
TLI -> Halo-Orbit	420 m/s (Orion)
Anheben Perilunäum	36 m/s
Halo-Orbit -> 100 km Kreisorbit	726 m/s + 36 m/s
100 km Kreisorbit -> Landung	2.500 m/s (Apollo)
Landung -> 100 km Kreisorbit	2.200 m/s (Apollo)
100 km Kreisorbit -> Halo Orbit	726 m/s + 36 m/s

Man kann nun Summen bilden:

1. Von einem LEO bis in den Halo Orbit: 3.605 m/s (ohne Gravitationsverluste)
2. Vom Halo-Orbit zur Landung: 3.262 m/s
3. Von der Mondoberfläche in den Halo-Orbit: 2.962 m/s

Für die Ausströmgeschwindigkeit von 4.450 m/s kann man nun einfache Faktoren berechnen die das Verhältnis von Startmasse (vor dem Manöver) zur Endmasse angeben:

Für Fall:

1. Faktor 2,248
2. Faktor 2.081
3. Faktor 1.946

Mark I

Am einfachsten ist der Mark I zu berechnen. Das Voll-/Leermasseverhältnis von 5 für die erste Version erscheint mir vernünftig, ein solches Verhältnis hatte auch der Apollomondlander. Mark I befördert keine Besatzung und muss daher nicht zwingend den Weg über den Haloorbit nehmen. Die Nutzlast von maximal 3,6 t ist klein genug um sie direkt beim Start mitzubefördern. Für das erste Modell (2019) von 15 t Vollmasse und 3 t Leermasse errechnet man bei einem spezifischen Impuls von 4.450 m/s eine maximal mögliche Geschwindigkeitsänderung von 4610 m/s. Apollo benötigte rund 3.400 m/s von einer TLI bis zur Landung. Das ist deutlich mehr, allerdings kann eine New Glenn den Mondlander auch nicht auf eine TLI befördern. Die Nutzlast beträgt nach Users Manual 13,8 t für einen GTO, bei dem noch über 700 m/s für einen TLI fehlen. Die beiden Δv für die anderen Fälle (21,3 t Lander + 3 t Nutzlast, 21,3 t Lander inklusive Nutzlast) betragen bei einem Voll-/Leermasseverhältnis von 5 dann maximal 5.430 m/s und 5.173 m/s.

Die Restmasse der Oberstufe, die man anhand des Geschwindigkeitsunterschieds zwischen GTO und LEO und der bekannten Nutzlast für beide Orbits errechnen kann, habe ich zu 38,2 t abgeschätzt. Für eine genaue Berechnung benötigt man die nicht veröffentlichen Daten der New Glenn. Für diese Masse kann man folgende Δv relativ zum 186 km hohen Erdorbit berechnen:

1. Für einen 18,6 t schweren Lander (15 t + 3,6 t Nutzlast): 1.698 m/s
2. Für einen 21,3 t schweren Lander (21,3 t inklusive Nutzlast): 1.491 m/s
3. Für einen 24,3 t schweren Lander (21,3 t + 3,6 t Nutzlast): 1.273 m/s

	Δv zu TLI	Δv Überschuss zu 4610 m/s Gesamt-Δv bei Δv=3400 m/s für Landung
18,6 t Lander	1.451 m/s	-241 m/s (Landung nicht möglich)
21,3 t Lander	1.658 m/s	+515 m/s
24,3 t Lander	1.876 m/s	+154 m/s

Aufgrund dessen halte ich die Version von einem 21,3 t schweren Lander und zusätzlicher 3 t schweren Nutzlast für wahrscheinlich. Die Vergrößerung von 15 auf 21,3 t bei gleichzeitiger leichter Reduktion der Nutzast von 3,6 auf 3 t erhöhte deutlich die erreichbare Gesamtgeschwindigkeit, weil es besser ist einen sehr schweren Mondlander in in möglichst niedrigen Erdorbit abzusetzen, als einen leichten in einem elliptischen Erdorbit abzusetzen.

Für Mark I ist daher für mich folgende Mission denkbar:

Eine New Glenn bringt den Mark I mit 3 t Nutzlast und 24,3 t Gesamtmasse in einen elliptischen Erdorbit (etwa 200 x 7400 km). Der zündet dort sein Triebwerk und landet auf dem Mond, ob direkt oder über den Halo-Orbit (bei einer unbemannten Mission nicht nötig) spielt bei der Geschwindigkeit keine große Rolle.

Cislunarer Transporter

Ein Anhaltspunkt für die Berechnung der Masse von Mark II könnte der cislunare Transporter sein. Allerdings gibt es hier keine Vorbilder. Er kann, wenn zwei Starts erfolgen bis zu 90 t wiegen. Eine Wasserstoff-Sauerstoffstufe von maximal 45 t Masse kann ein Voll-/Leermasseverhältnis von 8 bis 10 erreichen. Bei der EUS Stufe der SLS liegt es bei 10,1 bei der Delta DCSS bei 8,8. Die Massen der Stufen liegen bei 143 bzw. 31 t, der cislunare Transporter und sein Tanker liegen dazwischen.

Als andere Vorbilder gibt es nur sie Servicemodule von Apollo und Orion und unbemannte Frachttransporter wie das ATV, die aber alle nicht nur auf den Treibstofftransfer ausgelegt sind. Beim Apollo Servicemodul betrug das Voll-/Leermassenverhältnis es 4 und das Orionservicemodul liegt noch darunter. Ich meine ein cislunarer Transporter wird eher bei einer Stufe liegen. Aber gegenüber einer normalen Stufe muss die Isolation viel aufwendiger und schwerer sein. Die Stufe braucht einen Koppeladapter für den Blue Moon und eine Vorrichtung um den Treibstoff zu transferieren. Ich bin von 2 t Zusatzmasse für diese beiden Systeme und einem Voll-/Leermasseverhältnis von 8 für die Stufe selbst ausgegangen. Dasselbe soll für den Tanker gelten. Der wiegt dann 45 t beim Start und 7,375 t leer.

Daraus errechnet sich, das zwei New Glenn Starts eine Stufe mit maximal 82,625 t Startmasse und 12,1 t Trockenmasse volltanken können. Im Halo Orbit angekommen wiegt sie dann noch 36,7 t, davon 24,6 t Treibstoff für den Mark II.

Mark II

Nun erst kann man den Mark II angehen. Ich könnte es mir einfach machen und einfach ein Voll-/Leermasseverhältnis von 5 annehmen wie beim Mark I. Aber bei genauem Nachdenken kommt man darauf, das durch das Konzept der Auftankung im Halo Orbit ein Mark II theoretisch schwerer als 45 t beim Start sein kann. Man kann die Trockenmasse aber eingrenzen:

Eine Grenze liefert der Umstand, dass der Mark II selbst von einem LEO in den Haloorbit fliegt. Bei maximal 45 t Startmasse begrenzt das die Masse dort auf 20 t. Trocken kann er also nicht mehr als 20 t wiegen. Real wird er aber über Resttreibstoffe verfügen.

Eine weitere Grenze setzt der cislunare Transporter. Er liefert 24,6 t weiteren Treibstoff. Zusammen mit dem Resttreibstoff sollte dann der Mark II 30 t Nutzlast die extra gestartet werden (z.B. mit einer SLS) zur Mondoberfläche bringen. Dort wöge er nur noch 36,7 t, also die Nutzlast abgezogen leer 6,7 t was deutlich zu wenig ist. Mit einem weiteren cislunaren Transporter, also zwei Auftankvorgängen, kommt man auf eine Landemasse (ohne Nutzlast) von 17,6 t, dass ist dann schon deutlich zu viel.

Man kann nun eine Tabelle aufstellen, in der man zu einer variablen Trockenmasse die 30 t für den Single-Use Fall addiert, die Landemasse ausrechnet und die Restmasse (nach Abzug der 30 t Fracht) mit der angenommenen Trockenmasse vergleicht. Das Gleiche kann man für den Reuse-Fall mit 20 t Fracht machen. Bei einer bestimmten Trockenmasse wird die Differenz dann Null sein.

Tut man dies so kommt man bei dem Single-Use Fall auf 5,8 t Trockenmasse und beim Reuse-Fall auf 8,2 t. Die Differenz ergibt sich aus der Mission. Wenn der Blue Moon zurück startet, so hat er höhere Verluste durch Verdampfung während des Aufenthalts auf dem Mond. Die Brennstoffzellen brauchen während der bis zu 30 Tage Aufenthalt auch Treibstoff, der vom Hauptvorrat weggeht. Die 8,2 t im Reusefall halte ich für plausibel, aber als reine Trockenmasse, nicht noch mit Verbrauchsgütern.

Eine dritte Grenze ist die Angabe das 20 t im Reusebetrieb und 30 t im Single Use Betrieb gelandet werden können. Der Unterschied von 10 t wäre dann der Treibstoff, den man für den Rückstart in den Halo-Orbit braucht und anhand dessen lässt sich die Leermasse auf 10,5 t berechnen, was relativ nahe an 9 t ist, also einem Fünftel der Startmasse (etwas Treibstoff kann auch für Koppelvorgänge noch benötigt werden.

Artemis 5

Die Mission bei Artemis 5 sieht nach der Abbildung nur eine Orion zum Lunar Gateway vor, nicht noch eine Nutzlast im Sinne eines Habitats für den Blue Moon Mark II. Die muss also schon beim Start vorhanden sein. So kann man folgende Eckdaten ohne eine Nutzlast aufstellen:

Parameter	Wert
Masse Blue Moon mit Habitat:	max. 45 t
Leermasse Blue Moon (s.o.)	9-10 t
Masse im Halo Orbit:	20 t
Mögliche Treibstoffzuladung:	24,6 t = 44,6 t im Haloorbit
Landemasse:	21,4 t
Masse bei Rückkehr in den Halo Orbit	11 t

Die 11 t decken sich mit den oben ermittelten 10,5 t Leermasse. Nun kommt in der Realität aber noch ein Habitat hinzu. Das kann schon beim Start vorhanden sein, dann dürfte der Lander maximal 11 t mit Habitat wiegen. Wahrscheinlicher ist aber das es separat mit einer SLS gestartet wird. Mit Block IB sind rund 10 t neben der Orion beförderbar.

Die Apollo Aufstiegsstufe wog trocken 2,2 t. Dazu kommt aber noch Ausrüstung, Besatzung, Mondproben etc., aber eine „Hülle“ für die Besatzung die nur so dick ist wie einige Lagen Aluminiumfolie, passt nicht zu den heutigen Sicherheitsanforderungen. Begrenzend ist die Masse im Halo-Orbit, nicht das Antriebsvermögen des Blue Moons – sprich, wenn man das Habitat separat startet, es also von den 44,6 t im Haloorbit nicht abgeht, so kann mehr Treibstoff mitgeführt werden und das erlaubt eine schwerere Nutzlast. Die 11 t Masse für Habitat und Trockengewicht von Blue Moon halte ich für zu gering um das Habitat schon beim Start des Blue Moon mitzuführen.

Also wird wohl das Habitat mit der Orion kommen, die ja schon eine EUS Oberstufe einsetzt und so rund 10 t mehr in den Haloorbit bringen kann. So sollen ja auch die Lunar Gateway Module dorthin kommen.

Der Fall ist aber anders gelagert als die bemannte Landung, bei der ja keine Fracht abgesetzt wird, sondern die Last wieder in den Orbit kommt. Die Masse, die zugeladen werden kann hängt eng von der Trockenmasse ab:

Zugeladene Masse	Theoretische Trockenmasse
3 t	8,7 t
4 t	7,9 t
5 t	7,2 t
6 t	6,4 t

Ich selbst glaube nicht an eine Masse unter 4 t. Wie bei den Berechnungen für den Frachtfall kommt man bei realistischen Abschätzungen für das Modul für die Besatzung auf eine relativ geringe Trockenmasse des Blue Moons Mark II. Da er den gleichen Aufbau wie Mark I hat fällt es schwer zu glauben, dass er so leicht wird. Ich denke ein Voll/Leermasseverhältnis 6, maximal 7 wäre möglich, wobei wegen der nötigen Tankisolation, der benötigten Avionik und den RCS-Antrieben mit eigenem Treibstoff ich eher 5 bis 6 annehmen würde als 7. Bei einem Voll-/Leermasseverhältnis von 6 wären dies 7,5 t Trockenmasse und bei 7 wären es 6,5 t Trockenmasse. Dann wäre ein 5 bis 6 t schweres Modul auf dem Mond absetzbar, aber immer noch keine 30 t schwere Fracht.

Zusammenfassung

Hier meine Schätzung für die beiden Transporter. Die in der Wikipedia genannte Trockenmasse von 16 t für den Mark II steht nach meinen Berechnungen für den Mark II und die Mannschaftskabine, dann aber nicht bei 45, sondern eher 52 bis 54 t Startmasse.

	Mark I	Mark II
Startmasse:	24,3 t	45 t
Trockenmasse:	4,28 t	7,5 bis 9 t
Nutzlast:	3 t Single Use	24 – 26,8 t Single-Use
		16,7 – 20 t Re-Use
Nutzlast Hin-/Zurück	keine	5 – 6 t
Starts der New Glenn	1	3

Das Konzept ist eigentlich ein sehr gutes. Es ist nachhaltig, der Mondlander kann wieder verwendet werden und offeriert wirklich viel Nutzlast. Diese müsste nicht mal mit einer SLS transportiert werden, was die Kosten erhöht. Ein Cislunarer Transporter könnte anstatt des Treibstoffs auch eine Masse von etwa 24 t in den Halo-Orbit bringen. Da man bei der Konzeption aber noch von Block II der SLS ausging, also mit 20 t mehr Nutzlast, und ein SLS Start sowieso für die Orion nötig ist, hat man den Blue Moon wohl auf diesen Fall ausgelegt.

Technisch überzeugend, ignoriert aber das Konzept die Realitäten der Finanzierung: Es gibt maximal eine Artemis Mission alle zwei Jahre, derzeit eher weniger, so ist Artemis 3 nicht vor 2027 also fünf Jahre nach Artemis 1 angesetzt und Artemis 4 für 2029/30. Selbst ohne die Einstellung nach Artemis 3 (die noch nicht offiziell ist, da sowohl Senat wie Repräsentantenhaus den Entwurf für den NASA-Etat des Weißen Hauses abgelehnt haben) kommt man so auf eine sehr niedrige Startfolge, bei der man fragen muss, ob sich eine Wiederverwendung lohnt oder es nicht besser gewesen wäre einen nichtwiederverwendbaren Transporter zu konspirieren. Daran ändert auch der Vorschlag von Trump ab Artemis 3 zwar Artemis weiterzuführen aber ohne NASA-Elemente, also ohne SLS und Orion. Mal abgesehen davon, dass es keinen kommerziellen Ersatz für die Orion gibt, gibt es keine kommerzielle Trägerrakete, die mit einem Start einen TLI erreicht, selbst eine Dragon wie sie heute zur Verfügung steht (die aber nicht den Treibstoff hat, um in den Haloorbit einzuschwenken), ist zu schwer für den Start mit der Falcon Heavy.