{"id":15322,"date":"2021-05-02T11:03:23","date_gmt":"2021-05-02T09:03:23","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=15322"},"modified":"2025-06-30T18:52:38","modified_gmt":"2025-06-30T16:52:38","slug":"nachgerechnet-wie-oft-muss-man-das-lunar-starship-auftanken","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2021\/05\/02\/nachgerechnet-wie-oft-muss-man-das-lunar-starship-auftanken\/","title":{"rendered":"Nachgerechnet \u2013 wie oft muss man das \u201eLunar Starship\u201c auftanken?"},"content":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_15322\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"15322\" style=\"\"><i class=\"pvc-stats-icon medium\" aria-hidden=\"true\"><svg aria-hidden=\"true\" focusable=\"false\" data-prefix=\"far\" data-icon=\"chart-bar\" role=\"img\" xmlns=\"http:\/\/www.w3.org\/2000\/svg\" viewBox=\"0 0 512 512\" class=\"svg-inline--fa fa-chart-bar fa-w-16 fa-2x\"><path fill=\"currentColor\" d=\"M396.8 352h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V108.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v230.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm-192 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V140.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v198.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm96 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V204.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v134.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zM496 400H48V80c0-8.84-7.16-16-16-16H16C7.16 64 0 71.16 0 80v336c0 17.67 14.33 32 32 32h464c8.84 0 16-7.16 16-16v-16c0-8.84-7.16-16-16-16zm-387.2-48h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8v-70.4c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v70.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8z\" class=\"\"><\/path><\/svg><\/i> <img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" width=\"16\" height=\"16\" alt=\"Loading\" src=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-content\/plugins\/page-views-count\/ajax-loader-2x.gif\" border=0 \/><\/p>\n<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p>Ich hatte das schon mal durchgerechnet, wenn auch etwas kurz und unter Verwendung der Apollo-Erfahrungen und bei R&uuml;ckkehr zur Erde. Nun will ich das etwas genauer tun und unter Ber&uuml;cksichtigung dessen das ein Halo Orbit angestrebt wird.<\/p>\n<p>Da der Artikel wahrscheinlich wieder von SpaceX Fans gelesen wird, die erfahrungsgem&auml;&szlig; wenig Ahnung von Raumfahrt an sich haben und l&auml;ngere argumentative Auseinandersetzungen scheuen, hier ein kleiner Vergleich, was die grundlegende Problematik ist, mit Apollo.<!--more--><\/p>\n<p>Wie man auf dem Mond landet, ist eine Frage des Missionsdesigns. Bei Apollo gab es daf&uuml;r zwei Ans&auml;tze mit drei L&ouml;sungen:<\/p>\n<ul>\n<li>Ansatz 1: Man startet aus der Erdumlaufbahn, landet direkt auf dem Mond, ohne in eine Umlaufbahn einzutreten, und startet wieder zur&uuml;ck zur Erde<\/li>\n<li>Ansatz 2: Man gelangt zuerst in eine Mondumlaufbahn und landet aus dieser heraus. Dieser wurde schlie&szlig;lich umgesetzt.<\/li>\n<\/ul>\n<p>Vom Energieaufwand sind beide Ans&auml;tze identisch, es gibt aber einen bedeutsamen Unterschied. F&uuml;r Ansatz 2 muss das Gef&auml;hrt das auf dem Mond landet nicht wieder auf der Erde landen. Das hei&szlig;t, es kann viel leichter gebaut werden und ben&ouml;tigt keinen Hitzeschutzschild. Weiterhin kann man es im Mondorbit belassen und spart so Treibstoff um diese Masse aus dem Mondorbit zu bef&ouml;rdern. Das hei&szlig;t man ben&ouml;tigt weniger Treibstoff um die Mission durchzuf&uuml;hren.<\/p>\n<p>Bei Apollo war es so, das die Kommandokapsel 5,9 t wog, das Servicemodul, 30,3 t von dem waren 24,5 t nur Treibstoff, der Mondlander 16,5 t, wovon 4,9 t Trockenmasse waren. Man sieht also, schon bei diesem optimierten Verfahren bestand das Raumschiff zum gr&ouml;&szlig;ten Teil aus Treibstoff. Von maximal 48,6 t Startmasse waren 36 t Treibstoff. Auf die Erde kehrten lediglich 5,5 t zur&uuml;ck. 2,3 t blieben auf der Mondoberfl&auml;che 2,4 t im Mondorbit.<\/p>\n<p>Dies war noch die optimierte L&ouml;sung. Mit einer direkten Landung der viel schwereren Kommandokapsel (5,5 anstatt 2,3 t Leermasse) h&auml;tte man zwei <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/saturn5.shtml\">Saturn V<\/a> Starts oder einen Start der noch gr&ouml;&szlig;eren <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/nova.shtml\">Nova Rakete<\/a> ben&ouml;tigt. Die Nova hatte in etwa die Startmasse eines Super Heavy \/ Starship Gespanns.<\/p>\n<p>Ohne rechnen zu m&uuml;ssen, kann man daher prognostizieren, das bei 120 t Masse, wie es ein normales Starship ohne Treibstoff haben soll, man etliche Tankerfl&uuml;ge brauchen wird.<\/p>\n<p>Das ist auch ein Unterschied zu den postulierten Marsmissionen mit dem Starship. Denn zum einen ist dort keine R&uuml;ckkehr vorgesehen, zum anderen hat der Mars eine Atmosph&auml;re, sodass diese einen Gro&szlig;teil der Ankunftsgeschwindigkeit vernichten kann. F&uuml;r eine Marsmission w&uuml;rde man daher mit viel weniger Auftankfl&uuml;gen auskommen.<\/p>\n<p>Die genaue Rechnung<\/p>\n<p>Die Mission eines Lunar Starships (LS) umfasst folgende Phasen<\/p>\n<ul>\n<li>Start von einer Erdumlaufbahn in eine Bahn, die zum Mond f&uuml;hrt<\/li>\n<li>Einschenken in einen Haloorbit um den Mond<\/li>\n<li>Umstieg der Besatzung aus einer Orion in das LS.<\/li>\n<li>Landung auf dem Mond<\/li>\n<li>Mission auf dem Mond<\/li>\n<li>R&uuml;ckstart in den Haloorbit<\/li>\n<li>Umsteigen in die Orion<\/li>\n<li>Entsorgen des LS.<\/li>\n<\/ul>\n<p>F&uuml;r jede der Phasen kann man den Geschwindigkeitsaufwand, im Fachchinesisch \u0394v (gesprochen \u201edelta-vau\u201c) berechnen. Die Gesamtmission ist dann die Summe dieser \u0394v. Dazu kommen noch weitere Geschwindigkeits&auml;nderungen f&uuml;r Man&ouml;ver und die leider unvermeidliche Tatsache, das die Gravitation auch w&auml;hrend des Triebwerksbetriebs an dem Raumschiff zieht und so einen Teil der Geschwindigkeits&auml;nderung wieder zerst&ouml;rt.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Geschwindigkeitsbedarf f&uuml;r Bahn&auml;nderungen<\/h3>\n<p>Fangen wir mit dem Verlassen der Erdumlaufbahn an. Alle Rechnungen kann man selbst nachrechnen, sofern man die <a href=\"https:\/\/de.wikipedia.org\/wiki\/Vis-Viva-Gleichung\">vis-viva Gleichung<\/a> nutzt.<\/p>\n<p>Rein rechnerisch reicht es f&uuml;r eine direkte Mondlandung eine elliptische Erdumlaufbahn zu erreichen, die bis auf <sup>9<\/sup>\/<sub>10<\/sub> der Mondentfernung f&uuml;hrt. Dann muss man aber direkt landen, weil der Mond die letzte Strecke durch seine Anziehung kompensiert. F&uuml;r Missionen, die in einen Orbit f&uuml;hren, egal ob in einen niedrigen Orbit oder den Haloorbit muss die Erdumlaufbahn hinter den Mond f&uuml;hren, in 450.000 bis 550.000 km Distanz. Dann kr&uuml;mmt der Mond die Bahn so, das sie um ihn herumf&uuml;hrt ohne das man aufschl&auml;gt. Nehmen wir 450.000 km Maximaldistanz, so sieht die Rechnung aus einer erdnahen 200 km Bahn so aus.<\/p>\n<table width=\"643\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"5\">\n<tbody>\n<tr>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"135\">Bahn<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"135\">Parameter<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"79\">v-Kreisbahn Peri<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"79\">v-Kreisbahn Apo<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"49\">v-real Peri<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"48\">v-real Apo<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"46\">?V<\/th>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"#f2f2f2\">\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"135\">Ausgangsbahn [km]<\/th>\n<td width=\"135\">200,00 \u00d7 200,00 \u00d7 0,00 \u00b0<\/td>\n<td width=\"79\">7.784,2<\/td>\n<td width=\"79\">7.784,2<\/td>\n<td width=\"49\">7.784,2<\/td>\n<td width=\"48\">7.784,2<\/td>\n<td width=\"46\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"135\">Anpassung Apo<\/th>\n<td width=\"135\">200,00 \u00d7 450.000,00 \u00d7 0,00 \u00b0<\/td>\n<td width=\"79\">7.784,2<\/td>\n<td width=\"79\">934,55<\/td>\n<td width=\"49\">10.930,0<\/td>\n<td width=\"48\">157,54<\/td>\n<td width=\"46\">3.145,8<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"135\">Umlaufdauer: Ausgangsbahn<\/th>\n<td width=\"135\">1 h 28 m<\/td>\n<td width=\"79\"><\/td>\n<td width=\"79\"><\/td>\n<td width=\"49\"><\/td>\n<td width=\"48\"><\/td>\n<td width=\"46\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"135\">Umlaufdauer: Endbahn<\/th>\n<td width=\"135\">12 d 19 h<\/td>\n<td width=\"79\"><\/td>\n<td width=\"79\"><\/td>\n<td width=\"49\"><\/td>\n<td width=\"48\"><\/td>\n<td width=\"46\"><\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Es resultiert ein \u0394v von 3148,3 m\/s.<\/p>\n<p>F&uuml;r das Einschwenken in den <a href=\"https:\/\/www.esa.int\/Space_in_Member_States\/Germany\/NASA_und_ESA_einigen_sich_auf_die_Lunar_Gateway-Umlaufbahn\">Haloorbit<\/a> ist der Geschwindigkeit bekannt, da die Orion dies leisten muss. Es sind 420 m\/s.<\/p>\n<p>Der Haloorbit hat die Bahndaten 3.000 x 70.000 km. Aus diesem muss nun gelandet werden. Das geschieht in zwei Schritten. Zuerst wird der mondn&auml;chste Punkt auf eine niedrige H&ouml;he, eventuell sogar 0 km abgesenkt. Daf&uuml;r ben&ouml;tigt man nur wenig Geschwindigkeit:<\/p>\n<table width=\"643\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"5\">\n<tbody>\n<tr>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"136\">Bahn<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"138\">Parameter<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"80\">v-Kreisbahn Peri<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"80\">v-Kreisbahn Apo<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"49\">v-real Peri<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"48\">v-real Apo<\/th>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"40\">?V<\/th>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"#f2f2f2\">\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"136\">Ausgangsbahn [km]<\/th>\n<td width=\"138\">3.000,00 \u00d7 70.000,00 \u00d7 0,00 \u00b0<\/td>\n<td width=\"80\">1.019,6<\/td>\n<td width=\"80\">262,03<\/td>\n<td width=\"49\">1.396,5<\/td>\n<td width=\"48\">92,236<\/td>\n<td width=\"40\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"#f2f2f2\">\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"136\">Anpassung Peri<\/th>\n<td width=\"138\">0,00 \u00d7 70.000,00 \u00d7 0,00 \u00b0<\/td>\n<td width=\"80\">1.638,4<\/td>\n<td width=\"80\">262,03<\/td>\n<td width=\"49\">2.352,4<\/td>\n<td width=\"48\">56,992<\/td>\n<td width=\"40\">35,243<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"136\">Umlaufdauer: Ausgangsbahn<\/th>\n<td width=\"138\">7 d 17 h<\/td>\n<td width=\"80\"><\/td>\n<td width=\"80\"><\/td>\n<td width=\"49\"><\/td>\n<td width=\"48\"><\/td>\n<td width=\"40\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<th bgcolor=\"#b0c4de\" width=\"136\">Umlaufdauer: Endbahn<\/th>\n<td width=\"138\">7 d 7 h<\/td>\n<td width=\"80\"><\/td>\n<td width=\"80\"><\/td>\n<td width=\"49\"><\/td>\n<td width=\"48\"><\/td>\n<td width=\"40\"><\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Dann muss gelandet werden. Der Geschwindigkeitsaufwand daf&uuml;r steht schon in der obigen Tabelle, es ist die Perig&auml;umsgeschwindigkeit, also 2.352,4 m\/s. F&uuml;r den R&uuml;ckstart muss man dann dieselbe Geschwindigkeit aufbringen. Im Halo Orbit angekommen steigen die Astronauten um und das Starship ist nun ja nutzlos geworden und muss entsorgt werden. Der einfachste Weg daf&uuml;r ist es seine Umlaufbahn nochmals bis auf die Mondoberfl&auml;che abzusenken, wo es dann mit 2,3 km\/s ankommt, was es wahrscheinlich nicht &uuml;berlebt.<\/p>\n<p>Damit haben wir eine erste Bilanz:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"50%\">Man&ouml;ver<\/th>\n<th width=\"50%\">Geschwindigkeits&auml;nderung<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Erdumlaufbahn \u2192 Mondtransferbahn<\/td>\n<td width=\"50%\">3.149 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Einschwenken Haloorbit<\/td>\n<td width=\"50%\">420 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Abbremsen Haloorbit Perilun&auml;um<\/td>\n<td width=\"50%\">36 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Landung<\/td>\n<td width=\"50%\">2.353 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">R&uuml;ckstart Haloorbit Transfer (0 x 70.000 km)<\/td>\n<td width=\"50%\">2.353 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Anhebung Haloorbit Perilun&auml;um auf 3.000 km<\/td>\n<td width=\"50%\">36 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Abbremsen Haloorbit Perilun&auml;um Entsorgung<\/td>\n<td width=\"50%\">36 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Summe<\/td>\n<td width=\"50%\">8.383 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Der Haloorbit ist &uuml;brigens, was die gesamte Geschwindigkeits&auml;nderung f&uuml;r die Landung angeht, ung&uuml;nstiger als der niedrige Obit den Apollo einnahm. Bei einem leichtgewichtigen Lander, wie ihn die anderen Firmen vorschlugen, ergibt sich trotzdem ein Vorteil, weil die sehr schwere Orionkapsel nur 420 anstatt 900 bis 1.000 m\/s \u0394v f&uuml;r das Erreichen und Verlassen des Orbits aufwenden muss.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Zusatzaufwand<\/h3>\n<p>Diese durch die Orbitalmechanik diktierten Geschwindigkeits&auml;nderungen sind leicht berechenbar. Etwas komplizierter wird es mit einem Zusatzaufwand. Es gibt zum einen kleine Geschwindigkeits&auml;nderungen f&uuml;r Bahnver&auml;nderungen. Der Hauptteil sind aber Gravitationsverluste. Sie entstehen dadurch, dass der Mond immer das Raumschiff anzieht. Solange ein Raumschiff im Orbit ist, kompensiert die Zentrifugalkraft dies. Sobald man aber landet oder startet, ist dem nicht so. Bei Apollo war es so das man mit folgendem Mehraufwand rechnete:<\/p>\n<ul>\n<li>Landung: 900 m\/s \u0394v<\/li>\n<li>R&uuml;ckstart: 600 m\/s \u0394v<\/li>\n<li>Orbit einschwenken und verlassen: 200 m\/s \u0394v<\/li>\n<\/ul>\n<p>Der h&ouml;here Aufwand f&uuml;r die Landung als den R&uuml;ckstart liegt daran, das dann die Besatzung den Landepunkt verschieben und bis zu 90 Sekunden lang schweben kann. Das Starship hat das Potenzial diese Verluste zu minimieren, das liegt an dem hohen Schub. Dadurch reduziert sich die Betriebsdauer der Triebwerke und damit auch die Zeit in der Mond die Geschwindigkeit vernichten kann. Man kann dies absch&auml;tzen. Die Mondbeschleunigung liegt bei 1,6 m\/s\u00b2. Multipliziert man dies mit der Brenndauer, so erh&auml;lt man eine brauchbare Absch&auml;tzung der Verluste. Stellt man den Schub des Starships so ein, dass es mit Erdbeschleunigung abbremst. Das ist man gewohnt und ein guter Kompromiss zwischen Minimierung, der Verlusten und Beanspruchung der Besatzung, die ja auch reagieren muss. Bei 2353 m\/s \u0394v und einer Abbremsung um 9,81 m\/s\u00b2 kommt man auf eine Betriebsdauer von 240 s. Multipliziert mit der Schwerebeschleunigung von 1,6 m\/s\u00b2 sind dies 384 m\/s. Ich runde mal auf ein \u0394v von 400 m\/s auf. F&uuml;r die Landung hat man bei Apollo 300 m\/s zus&auml;tzlich addiert und auch die Verluste f&uuml;r das Erreichen des Orbits von 200 m\/s habe ich von Apollo auf die H&auml;lfte reduziert. Sie waren gro&szlig;z&uuml;gig ausgelegt und alle Missionen hatten relativ viel Resttreibstoff. Dann kommt man zu folgender Tabelkle an Zusatzaufwand:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"50%\">Man&ouml;ver<\/th>\n<th width=\"50%\">Geschwindigkeits&auml;nderung<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Orbitaltransfers und Man&ouml;ver im Orbit<\/td>\n<td width=\"50%\">100 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Landung:<\/td>\n<td width=\"50%\">700 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">R&uuml;ckstart<\/td>\n<td width=\"50%\">400 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Summe<\/td>\n<td width=\"50%\">1.200 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Zusammen mit dem bekannten Geschwindigkeits&auml;nderung f&uuml;r Landung und Orbit&auml;nderungen ist man dann bei 1.200 + 8.383 m\/s = 9.583 m\/s \u0394v.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Die Masse des Starships<\/h3>\n<p>Relativ einfach gestaltet sich nun die Berechnung der Startmasse des Starships im Erdorbit. Es gilt die Ziolkowski Gleichung:<\/p>\n<p>v = I<sub><u>spez<\/u><\/sub> * ln (Vollmasse\/Leermasse)<\/p>\n<p>Die Vollmasse ist unbekannt, v ist bekannt (9.583 m\/s), I<sub>spez<\/sub> auch (nach SpaceX Angabe: 380 s * 09,81 m\/s\u00b2 = 3727 m\/s) und die Leermasse (120 t) ebenfalls. So kann man umformulieren:<\/p>\n<p>Vollmasse = Exp(v\/I<sub>spez<\/sub>)*Leermasse<\/p>\n<p>und erh&auml;lt mit obigen Werten eine Vollmasse von 1569 t. Das ist nun etwas dumm, da in das Starship maximal 1.200 t Treibstoff passen, es also maximal 1.320 t wiegen kann. Die sinnvollste Ma&szlig;nahme ist es, das Starship leichter zu machen. So ben&ouml;tigt es keinen Hitzeschutzschild, es landet ja nicht mehr auf der Erde. Ebenso reichen die drei Triebwerke f&uuml;r den Vakuumbetrieb aus, die drei anderen die man f&uuml;r die Landung auf dem Erdboden ben&ouml;tigt kann, man entfernen. Jedes Triebwerk wiegt &uuml;ber 2 t. Ebenso entf&auml;llt die Nutzlastspitze. Auf der anderen Seite ben&ouml;tigt man eine Kapsel f&uuml;r die Besatzung, wird Equipment und ein Aufzug mitgef&uuml;hrt. Kann man die Masse auf 100 t absenken, so w&auml;re eine Landung mit vollen Tanks m&ouml;glich. Ebenso k&ouml;nnte man auf ein Schweben verzichten, da dies wegen des hohen Schubs der Triebwerke sowieso nicht m&ouml;glich ist, das spart 300 m\/s ein, was dem exponentiellen Anstieg der Startmasse diese auf 1.448 t reduziert. Weitere Einsparungen ergeben sich dadurch das Apollo drei Stufen hatte, jede musste ein Sicherheitspolster an Treibstoff haben, hier w&auml;re es aber eine Stufe, sodass man die dabei mit einkalkulierten Reserven reduzieren kann.<\/p>\n<p>In jedem Falle m&uuml;sste aber das lunare Starship, wenn es mit wenigen Tankerfl&uuml;gen auskommen soll, deutlich leichter sein, als das Starship das f&uuml;r Satellitenmissionen gedacht ist.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Tankerfl&uuml;ge<\/h3>\n<p>Geplant ist, dass das LS in den Erdorbit startet und dort aufgetankt wird. Wie oft muss dies erfolgen, wenn es voll betankt werden soll, also mit 1.200 t Treibstoff? Nun ein Richtwert w&auml;re die normale Nutzlast von 100 t. Wenn diese Nutzlast wegf&auml;llt, bleiben mindestens 100 t Treibstoff in den Tanks. Es sind sogar noch mehr, weil das Starship vom Start weg immer 100 t leichter ist und so beim Aufstieg auch weniger Treibstoff ben&ouml;tigt. Ich errechne so 117 t Treibstoff in den Tanks ohne Nutzlast. Allerdings wird das normale Starship auch noch Treibstoff ben&ouml;tigen, um an das LS anzukoppeln und man ben&ouml;tigt Zusatzhardware um den Treibstoff umzupumpen. Trotzdem sollte man mit 10, eher 11 Fl&uuml;gen das LS aufgetankt haben. Neben dem, das man dies noch nie in der Form durchgef&uuml;hrt hat, gibt es nat&uuml;rlich noch einiges zu l&ouml;sen. So muss man verhindern, dass die Treibstoffe wieder zum Teil verdampfen, denn Methan und Sauerstoff gehen bei -183 und -162 \u00b0 Celsius vom fl&uuml;ssigen in den gasf&ouml;rmigen Zustand &uuml;ber. Daf&uuml;r ben&ouml;tigt man mindestens eine gute Isolierung, je nachdem wie lange es dauert, zehnmal aufzutanken auch eine R&uuml;ckverfl&uuml;ssigungsanlage, die auch unter Schwerelosigkeit funktionieren muss.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Meine Meinung<\/h3>\n<p>Es ist technisch aufgrund der hohen Geschwindigkeitsanforderung unsinnig, ein sehr schweres Gef&auml;hrt zum Mond und zur&uuml;ckzuschicken. SpaceX h&auml;tte die Starship Technologie ja auch anders nutzen k&ouml;nnen, indem sie eine Dragon auf eine verkleinerte Starship Stufe setzen, die hat nur ein Raptor Triebwerk und sollte in die Nutzlasth&uuml;lle passen. Die Crewed Dragon wiegt beim Start 12 t, davon sind 1,5 t Treibstoff, die man weglassen kann. Bei dem f&uuml;r gro&szlig;e LOX\/Kerosin Stufen erreichbaren Voll\/Leermasseverh&auml;ltnis von 17 (besser als beim Starship, aber eine Wiederverwendung ist ja nicht geplant) betr&auml;gt die Startmasse dann nur noch 561 t, was mit vier Tankerfl&uuml;gen m&ouml;glich w&auml;re.<\/p>\n<p>Noch besser w&auml;re nat&uuml;rlich ein leichtgewichtiger Mondlander, der ja anders als die Dragon auch nie auf der Erde landen soll, wie bei Apollo oder den Konkurrenten. Allerdings wird SpaceX selbst den leichten Apollomondlander (2,3 t) nicht ohne Tankerfl&uuml;ge bis zum Mond und zur&uuml;ck bef&ouml;rdern k&ouml;nnen.<br \/>\n<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"https:\/\/vg01.met.vgwort.de\/na\/5af13216c9154da9b8b044e9493bfdb4\" alt=\"\" width=\"1\" height=\"1\" \/><br \/>\nEs ist klar, das das lunare Starship so mit dem normalen nur den Namen gleich hat, denn es muss entscheidend leichter werden. Denn selbst wenn es nur die H&auml;lfte des normalen Starships wiegt, ben&ouml;tigt man schon sechs Auftankfl&uuml;ge. As normale Starship ist sogar zu schwer als das es mit absolut voll gef&uuml;llten Tanks diese Mission durchf&uuml;hren kann.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_15322\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"15322\" style=\"\"><i class=\"pvc-stats-icon medium\" aria-hidden=\"true\"><svg aria-hidden=\"true\" focusable=\"false\" data-prefix=\"far\" data-icon=\"chart-bar\" role=\"img\" xmlns=\"http:\/\/www.w3.org\/2000\/svg\" viewBox=\"0 0 512 512\" class=\"svg-inline--fa fa-chart-bar fa-w-16 fa-2x\"><path fill=\"currentColor\" d=\"M396.8 352h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V108.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v230.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm-192 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V140.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v198.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm96 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V204.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v134.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zM496 400H48V80c0-8.84-7.16-16-16-16H16C7.16 64 0 71.16 0 80v336c0 17.67 14.33 32 32 32h464c8.84 0 16-7.16 16-16v-16c0-8.84-7.16-16-16-16zm-387.2-48h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8v-70.4c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v70.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8z\" class=\"\"><\/path><\/svg><\/i> <img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" width=\"16\" height=\"16\" alt=\"Loading\" src=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-content\/plugins\/page-views-count\/ajax-loader-2x.gif\" border=0 \/><\/p>\n<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p>Ich hatte das schon mal durchgerechnet, wenn auch etwas kurz und unter Verwendung der Apollo-Erfahrungen und bei R&uuml;ckkehr zur Erde. Nun will ich das etwas genauer tun und unter Ber&uuml;cksichtigung dessen das ein Halo Orbit angestrebt wird. Da der Artikel wahrscheinlich wieder von SpaceX Fans gelesen wird, die erfahrungsgem&auml;&szlig; wenig Ahnung von Raumfahrt an sich [&hellip;]<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"open","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[4106],"tags":[4660,4667,4385],"class_list":["post-15322","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-spacex","tag-hls","tag-lunar-starship","tag-starship","entry"],"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18627,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/04\/05\/artemis-ii\/","url_meta":{"origin":15322,"position":0},"title":"Artemis II","author":"Bernd Leitenberger","date":"5. 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