{"id":18781,"date":"2026-07-20T19:31:36","date_gmt":"2026-07-20T17:31:36","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=18781"},"modified":"2026-07-20T19:31:36","modified_gmt":"2026-07-20T17:31:36","slug":"wir-konstruieren-einen-kryogenen-mondlander","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/07\/20\/wir-konstruieren-einen-kryogenen-mondlander\/","title":{"rendered":"Wir konstruieren einen kryogenen Mondlander"},"content":{"rendered":"
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Ich habe ja schon in zwei Teilen erläutert<\/a>, das SpaceX mit kleinen Upgrades einen konventionellem Mondlander mit drei Falcon Heavy Starts (zwei Tankflügen und ein Flug mit dem Lander) mit ihren SuperDracros starten könnte<\/a>.<\/p>\n

Heute will ich erneut einen hypothetischen Mondlander konstruieren, angelehnt an den Blue Moon, aber so groß das er in die Nutzlasthülle einer Ariane 6 oder Vulcan (5,4 m Durchmesser) passt. Er müsste, wenn er mit diesen Trägern gestartet wird im Erdorbit oder Mondorbit aufgetankt werden, das ist klar, aber er würde eine Alternative offerieren, da wenn wir auch von internationaler Zusammenarbeit reden, zwei Träger (Ariane und Vulcan) zur Verfügung stehen. Für den reinen Transport eines vollen Landers der dann separat gestartet wird könnte man die Falcon Heavy und\/oder New Glenn nutzen.<\/p>\n

Schritt 1: Anforderungen und Randbedingungen definieren<\/h4>\n

Das erste ist die Definition, was wir wollen und wie wir es erreichen. Der zentrale Punkt ist das Gewicht der Crewkabine. Die von Apollo habe ich im letzten Beitrag zu 2.150 kg definiert. Da man heute nicht mehr so leichtgewichtig, aber auch riskant baut wie damals habe ich mich am Unterschied Orion ↔ Apollo orientiert. Die Orionkapsel wiegt 8913 kg, Apollo wog 5800 kg, bei dem gleichen Faktor würde ein Mondlander 3.300 kg wiegen. Da er auch noch die Besatzung, Ausrüstung und beim Rückstart Gesteinsproben mitnehmen soll habe ich mich für die Landemasse für 4.000 kg und 400 kg mehr bei der Landung und 200 kg mehr bei dem Rückstart festgelegt. Die Masse der Kabine enthält schließlich keine Ausrüstung, Gase, Flüssigkeiten, Astronauten etc.
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\nEs sollen LOX\/LH2 Triebwerke genommen werden. Das RL10C-X und Vinci liegen bei 4520 und 4560 m\/s. Ich habe für die erste Iteration einen Wert von 4520 m\/s gewählt.<\/p>\n

Die Geschwindigkeit hatte ich im letzten Beitrag mit 3510 m\/s für den Schritt TLI \u2192 Halo Orbit \u2192 Mondlandung (davon 420 m\/s für TLI \u2192 Halo Orbit) für die Landung und 2753 m\/s für den Rückstart angenommen, diese basieren auf diesen Berechnungen<\/a>. Da hatte ich 200 m\/s weniger Verluste als bei Apollo angenommen, da es schubstärkere Triebwerke gibt. Eine genaue Simulation zeigt das dies etwas knapp ist, sodass ich nochmals 100 m\/s zugeschlagen habe. Das \u0394v ist also:<\/p>\n