{"id":12226,"date":"2016-12-31T22:16:14","date_gmt":"2016-12-31T21:16:14","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=12226"},"modified":"2016-12-31T22:16:14","modified_gmt":"2016-12-31T21:16:14","slug":"die-loesung-fuer-ein-ueberfluessiges-problem-welche-nutzlast-haette-eine-saturn-v-2-0","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2016\/12\/31\/die-loesung-fuer-ein-ueberfluessiges-problem-welche-nutzlast-haette-eine-saturn-v-2-0\/","title":{"rendered":"Die Lösung für ein überflüssiges Problem: Welche Nutzlast hätte eine Saturn V 2.0?"},"content":{"rendered":"

Bei einer Dokumentation über das Apolloprogramm kam mir angesichts der Hervorhebung, dass man das alles vor 40 Jahren mit dem damaligen Stand der Technik geschafft hat, die Idee zum heutigen Blog: Wie weit ist man heute wirklich weiter in der Raketentechnik am Beispiel der Saturn V.<\/p>\n

Damit man richtig vergleichen kann, muss man einige Parameter gleich lassen. Ein Vergleich der Ares V oder SLS mit der Saturn V ist so nicht besonders sinnvoll, denn sie verwenden zweieinhalb anstatt drei Stufen und zweimal Wasserstoff und einmal Feststoff anstatt Kerosin\/LOX.<\/p>\n

Viel hat sich in den 40 Jahren geändert, aber doch erstaunlich wenig fundamental. Natürlich gibt es heute leichtere Legierungen. Das reduziert vor allem die Tankmasse. Die Triebwerke werden nach wie vor aus denselben hochtemperaturfesten Legierungen hergestellt. Bei Tanks ist derzeit auch der Übergang von Metall zu CFK-Werkstoffen in Gespräch. In anderen strukturell belasteten Teilen wie Nutzlasthüllen, Zwischentankstrukturen und Stufenadaptern werden sie ja schon eingesetzt. Triebwerke arbeiten heute mit höheren Brennkammerdrücken, das erlaubt größere Expansionsdüsen was den Schub und spezifischen Impuls steigert. Sie können heute auch ausgefahren werden, womit man theoretisch auch Erststufentriebwerke an den Betrieb in großer Höhe anpassen kann. In den USA wurde zudem noch nie das Staged-Combustion-Verfahren bei LOC\/Kerosin eingesetzt, was nochmals einen Performanceschub verspricht. Kurzum, das verspricht, spannend zu werden.<\/p>\n

Allerdings muss man sagen: Der Vergleich wird nicht fair werden. Das liegt daran das schon die Saturn V nicht die modernste Technik einsetzte. In allen Stufen war die Strukturmasse sehr hoch. In der zweiten Stufe saß der Tank z.B. in einem umhüllenden Container, der die Lasten aufnahm. Auch die Triebwerke hinkten dem damaligen Stand der Technik hinterher. Die Triebwerke der Titan und das Zentraltriebwerk der Atlas hatten schon höhere spezifische Impulse als das F-1. Das Gleiche galt für das RL-10 der Centaur, vergleichen mit dem J-1. Das Credo war eine zuverlässige Trägerrakete zu bauen, nicht die technisch optimalste.<\/p>\n

Damit der Vergleich fair ist, muss man auch die Stufenmassen beibehalten. Optimieren kann man dann die Leermasse und den spezifischen Impuls. Im Normalfall diktieren die Triebwerke mit ihrem Schub das Gewicht der Stufe. Da die Triebwerke heute einen anderen Schub als damals haben würde man, wenn man wirklich eine Saturn V neu konstruieren, würde die Stufe dem Schub anpassen. Doch dann hat man auch anders Stufenteiler und der Vergleich hinkt. Ich will auf eine Folge aber noch zurückkommen.<\/p>\n

Die Saturn V<\/h3>\n

Hier mal die Daten der eingesetzten Saturn V:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
<\/th>\nApollo 8<\/th>\nApollo 9<\/th>\nApollo 10<\/th>\nApollo 11<\/th>\nApollo 12<\/th>\nApollo 13<\/th>\nApollo 14<\/th>\nApollo 15<\/th>\nApollo 16<\/th>\nApollo 17<\/th>\n<\/tr>\n
S IC betankt<\/td>\n\n

2,172,224<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,280,201<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,282,072<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,278,285<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,281,193<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,281,671<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,244,911<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,236,248<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,245,280<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,246,540<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

S IC leer<\/td>\n\n

138,642<\/p>\n<\/td>\n

\n

134,084<\/p>\n<\/td>\n

\n

133,449<\/p>\n<\/td>\n

\n

130,977<\/p>\n<\/td>\n

\n

130,569<\/p>\n<\/td>\n

\n

130,637<\/p>\n<\/td>\n

\n

130,410<\/p>\n<\/td>\n

\n

131,453<\/p>\n<\/td>\n

\n

130,641<\/p>\n<\/td>\n

\n

130,441<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

S II betankt<\/td>\n\n

469,686<\/p>\n<\/td>\n

\n

485,048<\/p>\n<\/td>\n

\n

487,434<\/p>\n<\/td>\n

\n

480,440<\/p>\n<\/td>\n

\n

481,000<\/p>\n<\/td>\n

\n

487,141<\/p>\n<\/td>\n

\n

488,164<\/p>\n<\/td>\n

\n

499,413<\/p>\n<\/td>\n

\n

505,750<\/p>\n<\/td>\n

\n

493,318<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

S II leer<\/td>\n\n

40,188<\/p>\n<\/td>\n

\n

38,129<\/p>\n<\/td>\n

\n

38,268<\/p>\n<\/td>\n

\n

36,351<\/p>\n<\/td>\n

\n

36,388<\/p>\n<\/td>\n

\n

35,403<\/p>\n<\/td>\n

\n

35,403<\/p>\n<\/td>\n

\n

35,381<\/p>\n<\/td>\n

\n

37,820<\/p>\n<\/td>\n

\n

36,478<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

S II \/ SIC Adapter<\/td>\n\n

5,720<\/p>\n<\/td>\n

\n

4,674<\/p>\n<\/td>\n

\n

4,032<\/p>\n<\/td>\n

\n

4,582<\/p>\n<\/td>\n

\n

5,200<\/p>\n<\/td>\n

\n

5,200<\/p>\n<\/td>\n

\n

5,189<\/p>\n<\/td>\n

\n

5,171<\/p>\n<\/td>\n

\n

4,581<\/p>\n<\/td>\n

\n

4,541<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

S IVB betankt<\/td>\n\n

119,859<\/p>\n<\/td>\n

\n

117,042<\/p>\n<\/td>\n

\n

118,768<\/p>\n<\/td>\n

\n

118,173<\/p>\n<\/td>\n

\n

118,875<\/p>\n<\/td>\n

\n

117,889<\/p>\n<\/td>\n

\n

117,972<\/p>\n<\/td>\n

\n

117,936<\/p>\n<\/td>\n

\n

118,161<\/p>\n<\/td>\n

\n

120,657<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

S IVB leer<\/td>\n\n

13,496<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,476<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,680<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,340<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,362<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,278<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,323<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,340<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,340<\/p>\n<\/td>\n

\n

11,295<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

S II \/ S IVB Adapter<\/td>\n\n

3,973<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,665<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,665<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,665<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,645<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,674<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,665<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,639<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,640<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,637<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Nutzlast<\/td>\n\n

28,897<\/p>\n<\/td>\n

\n

36,553<\/p>\n<\/td>\n

\n

42,774<\/p>\n<\/td>\n

\n

45,677<\/p>\n<\/td>\n

\n

45,721<\/p>\n<\/td>\n

\n

45,789<\/p>\n<\/td>\n

\n

46,349<\/p>\n<\/td>\n

\n

48,619<\/p>\n<\/td>\n

\n

48,629<\/p>\n<\/td>\n

\n

48,623<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Dazu kommen noch 1821 kg für den Adapter S-IVB und Apollo und 2.041 kg für die IU, das \u201eGehirn\u201c der Rakete. Diese Daten habe ich bei der Gesamtübersicht hinzugekommen, wobei die letzte Saturn V von Apollo 17 die Referenz war.<\/p>\n

S-IC<\/h3>\n

Die S-1C der Saturn V setzte fünf F-1 Triebwerke ein. Sie arbeiteten mit niedrigem Brennkammerdruck von 50 bis 54 Bar. Man würde sie heute durch Hochdrucktriebwerke ersetzen. Es bieten sie die RD-170 der Zenit an, die zudem einen etwas höheren Schub aufweisen.<\/p>\n

Die Bauweise war relativ massiv, mit einem Strukturkoeffizienten von nur 17,2 zu 1. Den übertrafen schon die älteren Titan 2 und Atlas. Heute will SpaceX bei den Boostern 30 erreicht haben, also setzen wir diesen an. Die Angabe \u201ebei den Boostern\u201c deutet schon an, der Stufenadapter ist nicht dabei. Doch selbst wenn man Aluminium als Legierung nimmt, kann man den Adapter deutlich leichter machen. Er war bei der Saturn V 5,2 m lang. Ein 14 m langer Adapter für die Ares V hätte trotz fast dreifacher Länge in CFK-Bauweise nur 3,8 t gewogen. Mit 5,2 m wird man nicht auskommen, da die Triebwerke der zweiten Stufe länger sind, doch ein 2,5 t schwerer CFK-Adapter würde bei einer Länge von 8 m ausreichend sein.<\/p>\n

S-II<\/h3>\n

Für die beiden Oberstufen habe ich mich für die Nachfolger des J-1, die J-2X entschieden. Die Wahl ist naheliegend, denn die Triebwerke sind wie das Original wiederzündbar und im Vakuum zündbar. Das erfüllt ohne Modifikationen nicht für das RS-25, das dafür mit höherem Schub punktet. Dadurch wiegt es aber auch 1,2 t mehr. Bei der S-II ist das ohne Bedeutung, man könnte fünf J-1 durch drei RS-25 ersetzen. Doch bei der S-IVB hat das Triebwerk dann den doppelten Schub des J-1, was deutliche Folgen auf die Auslegung gehabt hätte. So kann man aber fünf J-1 in der S-II durch vier J-2X ersetzen, die fast denselben Schub haben.<\/p>\n

Für die Berechnung der Leermasse kann man den Space Shuttle Tank als Referenz nehmen. Die Masse der S-2X ist bekannt und etwa ein Drittel der Triebwerksmasse entfällt auch den Schubrahmen. Zusammen mit anderen Subsystemen komme ich so auf eine Trockenmasse von 31,4 t. Von Vorteil ist auch das höhere LOX\/LH2 Verhältnis der S-2X. Ich denke es müsste noch etwas leichter gehen bedenkt man das beim Shuttle-ET zwei getrennte Tanks verwendet wurden und dieser Tank noch die lasten der Feststoffraketen aufnehmen muss. Dazu kommen noch 2 t für einen leichtgewichtigen Stufenadapter aus CFK-Werkstoffen. Insgesamt kann man bei der S-II am wenigsten Gewicht einsparen, diese Stufe wurde auch damals am stärksten auf eine geringe Leermasse optimiert.<\/p>\n

S-IVB<\/h3>\n

Eine moderne Parallele zur S-IVB wäre die EPC der Ariane 5. Auch sie ist nicht gerade das neueste Modell, doch in Schub und Gewicht vergleichbar. Mit demselben Strukturkoeffizienten von 14 sinkt schon die Leermasse stark ab. Wie bei den anderen beiden Stufen kann man beim Gewicht der SLA-Adapter viel Gewicht einsparen: Hier habe ich 1 t angesetzt. Das Gleiche gilt für die IU. Das meiste Gewicht an der IU ist der Ring, nicht die Computer, Batterien oder Kreiselplattformen. Heute integriert man dies in die letzte Stufe und spart so Gewicht ein. Eine Masse von 1 t für die IU halte ich für ausreichend. So kommt man zu der Version \u201eNeu\u201c.<\/p>\n

Das Ergebnis<\/h3>\n

Der Vorteil ist offensichtlich. Die Nutzlast hat von 48 auf 76 t erhöht. Zugegebenerweise ist das schon eine optimistische Betrachtung. Doch selbst mit dem Strukturfaktor der Ares V EDS für die beiden Oberstufen und der Titan 2 für die Erststufe kommt man noch auf über 70 t Nutzlast. Der Hauptgewinn entsteht durch die viel höheren spezifischen Impulse.<\/p>\n

Als letzte Option habe ich daher die RS-25 anstatt der J-2X eingesetzt und das Zusatzgewicht von 1,5 t bei der dritten Stufe berücksichtigt (bei der zweiten reicht es, nur drei Triebwerke einzusetzen die fast gleich viel wie fünf J-1 wiegen). Dies bringt aber nur 1,5 t mehr Nutzlast. Allerdings: drei RS-25 haben 6300 kN Schub in der S-II und eines 2100 kN in der S-IVB. Original waren es nur 5100 bzw. 1027 kN. Dadurch resultieren kleinere Gravitationsverluste. Diese würden die hohen Gravitationsverluste auf ein für dreistufige Raketen \u201enormales\u201c Maß senken. Nimmt man 200 m\/s an (sie liegen dann immer noch relativ hoch) so bekommt 4 t mehr Nutzlast (Neu 3)<\/p>\n

Was kommt als Resümee heraus? Eine \u201eneue\u201c Saturn V würde sich durchaus lohnen. Die Rakete hätte eine Nutzlast, die höher ist als die der Ares V oder SLS. Dabei würde sie sogar weniger als eine Ares V wiegen die 900 t schwerer als eine Saturn v sein sollte.<\/p>\n

Außer der Reihe: Eine Saturn V mit dem Strukturfaktor der Titan II und dem spezifischen Impuls der Atlas Triebwerke in der S-IC und den spezifischen Impulsen der RL-10 in den oberen Stufen, also Technik, die damals möglich war, wäre mit über 58 t Nutzlast auch um rund 10 t besser als die originale Saturn V. Bewährte Technik und Reserven haben auch ihre Nachteile. Und immerhin ist keine Saturn V schon beim Betanken explodiert wie die hippen SpaceX Raketen mit den Rekordwerten und Teilen aus dem 3D-Drucker \u2026.<\/p>\n

Anhang: Raketendaten<\/h3>\n

Rakete: Saturn 5<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil<\/th>\n<\/tr>\n
\n

2921178<\/p>\n<\/td>\n

\n

48623<\/p>\n<\/td>\n

\n

0<\/p>\n<\/td>\n

\n

10931<\/p>\n<\/td>\n

\n

1870<\/p>\n<\/td>\n

\n

1,66 %<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

1<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

2251081<\/p>\n<\/td>\n

\n

134982<\/p>\n<\/td>\n

\n

2980<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

2<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

496955<\/p>\n<\/td>\n

\n

40115<\/p>\n<\/td>\n

\n

4180<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

3<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

124519<\/p>\n<\/td>\n

\n

15152<\/p>\n<\/td>\n

\n

4180<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Saturn 5 (Neu 3)<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil<\/th>\n<\/tr>\n
\n

2953261<\/p>\n<\/td>\n

\n

80706<\/p>\n<\/td>\n

\n

0<\/p>\n<\/td>\n

\n

10931<\/p>\n<\/td>\n

\n

1670<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,73 %<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

1<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

2251081<\/p>\n<\/td>\n

\n

103800<\/p>\n<\/td>\n

\n

3246<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

2<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

496955<\/p>\n<\/td>\n

\n

33400<\/p>\n<\/td>\n

\n

4480<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

3<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

124519<\/p>\n<\/td>\n

\n

12200<\/p>\n<\/td>\n

\n

4480<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Saturn 5 (Neu)<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil<\/th>\n<\/tr>\n
\n

2946950<\/p>\n<\/td>\n

\n

76214<\/p>\n<\/td>\n

\n

0<\/p>\n<\/td>\n

\n

10931<\/p>\n<\/td>\n

\n

1870<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,59 %<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

1<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

2251081<\/p>\n<\/td>\n

\n

77040<\/p>\n<\/td>\n

\n

3246<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

2<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

496955<\/p>\n<\/td>\n

\n

33400<\/p>\n<\/td>\n

\n

4393<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

3<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

122700<\/p>\n<\/td>\n

\n

10700<\/p>\n<\/td>\n

\n

4393<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Saturn 5 Alternativ<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil<\/th>\n<\/tr>\n
\n

2931181<\/p>\n<\/td>\n

\n

58626<\/p>\n<\/td>\n

\n

0<\/p>\n<\/td>\n

\n

10931<\/p>\n<\/td>\n

\n

1870<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,00 %<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

1<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

2251081<\/p>\n<\/td>\n

\n

106000<\/p>\n<\/td>\n

\n

3031<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

2<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

496955<\/p>\n<\/td>\n

\n

40100<\/p>\n<\/td>\n

\n

4355<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

3<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

124519<\/p>\n<\/td>\n

\n

15136<\/p>\n<\/td>\n

\n

4355<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

\"\"\/<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

Bei einer Dokumentation über das Apolloprogramm kam mir angesichts der Hervorhebung, dass man das alles vor 40 Jahren mit dem damaligen Stand der Technik geschafft hat, die Idee zum heutigen Blog: Wie weit ist man heute wirklich weiter in der Raketentechnik am Beispiel der Saturn V.<\/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":[3],"tags":[313],"class_list":["post-12226","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-raumfahrt","tag-saturn-v","entry"],"a3_pvc":{"activated":false,"total_views":1672,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18393,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/09\/18\/die-falcon-9-eine-nachlese\/","url_meta":{"origin":12226,"position":0},"title":"Die Falcon 9 – eine Nachlese (1)","author":"Bernd Leitenberger","date":"18. September 2025","format":false,"excerpt":"Nachdem \"SimonVR\" mich darauf aufmerksam gemacht hat, dass mein Falcon 9 Artikel sowie der \u00fcber die Entwicklung der Falcon 9 doch etwas abgehangen ist, denke ich, mache ich mal einen Blog dazu. Zuerst mal, worum es hier NICHT geht: n\u00e4mlich eine Einsatzgeschichte der Falcon 9. Ebenso habe ich die wirtschaftliche\u2026","rel":"","context":"In "SpaceX"","block_context":{"text":"SpaceX","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/spacex\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg02.met.vgwort.de\/na\/8d7fcc876a9d4ed4b27890b8d59e8e87","width":350,"height":200},"classes":[]},{"id":18605,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/03\/13\/artemis-berechnungen\/","url_meta":{"origin":12226,"position":1},"title":"Artemis-Berechnungen","author":"Bernd Leitenberger","date":"13. M\u00e4rz 2026","format":false,"excerpt":"Wie ihr vielleicht schon mitbekommen habt, gibt es im Artemisprogramm Neuigkeiten. Da wurde zuerst eine neue Erdorbitmission zur Erprobung der Lander eingeschoben, Artemis III wird also nicht auf dem Mond landen. Die zweite Neuerung war das die Oberstufe EUS wegf\u00e4llt. Zuerst mal dazu. Ein Bericht des OMG, so eine Art\u2026","rel":"","context":"In "Raumfahrt"","block_context":{"text":"Raumfahrt","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg07.met.vgwort.de\/na\/8003982d62154aaf9914aedb1248c232","width":350,"height":200},"classes":[]},{"id":18413,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/09\/30\/die-groessten-raetsel-in-der-fruehen-erdgeschichte-1\/","url_meta":{"origin":12226,"position":2},"title":"Die größten Rätsel in der frühen Erdgeschichte (1)","author":"Bernd Leitenberger","date":"30. September 2025","format":false,"excerpt":"Wir wissen immer noch sehr wenig \u00fcber einen Gro\u00dfteil der Geschichte der Erde. Sie entstand vor 4,6 Milliarden Jahren. Bis vor 600 Millionen Jahren \u2013 also \u00fcber den gr\u00f6\u00dften Teil dieser Zeit \u2013 gibt es kaum Fossilienfunde, und auch alte Gesteine werden umso seltener, je weiter man in der Zeit\u2026","rel":"","context":"In "Chemie"","block_context":{"text":"Chemie","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/chemie\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg01.met.vgwort.de\/na\/929016b2bd2249e0b0f606c4839ef36b","width":350,"height":200},"classes":[]},{"id":18547,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/03\/04\/quo-vadis-artemis\/","url_meta":{"origin":12226,"position":3},"title":"Quo Vadis Artemis?","author":"Bernd Leitenberger","date":"4. M\u00e4rz 2026","format":false,"excerpt":"Ich muss mal meine nicht vorhandene humanistische Bildung heraush\u00e4ngen, sprich Latein kann ich nicht, aber ich habe in meiner Jugend gerne Monumentalschinken angeschaut und da gibt es den ber\u00fchmtem Film \"Quo Vadis\" mit der ersten gro\u00dfen Rolle f\u00fcr Peter Ustinov als Nero. Das Zitat ist bekannt: Petrus flieht aus Rom,\u2026","rel":"","context":"In "Raumfahrt"","block_context":{"text":"Raumfahrt","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/"},"img":{"alt_text":"","src":"\/img\/artemis-2026-2028.jpg","width":350,"height":200,"srcset":"\/img\/artemis-2026-2028.jpg 1x, \/img\/artemis-2026-2028.jpg 1.5x, \/img\/artemis-2026-2028.jpg 2x, \/img\/artemis-2026-2028.jpg 3x, \/img\/artemis-2026-2028.jpg 4x"},"classes":[]},{"id":17895,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/01\/19\/nachlese-teststart-starship-itf-7\/","url_meta":{"origin":12226,"position":4},"title":"Nachlese Teststart Starship ITF-7","author":"Bernd Leitenberger","date":"19. Januar 2025","format":false,"excerpt":"Die erste Phase lief noch nach Plan. Das Starship mit der Seriennummer S33 und die SuperHeavy mit der Seriennummer B14 hoben mit 37 Minuten Versp\u00e4tung um 4:37 nachmittags lokaler Zeit ab. Der Flug selbst hatte einen genehmigten Startzeitraum von 10. bis zum 17. Januar 2025 mit jeweils einem Startfenster pro\u2026","rel":"","context":"In "SpaceX"","block_context":{"text":"SpaceX","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/spacex\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg06.met.vgwort.de\/na\/60231369830445f0b5712ad7af8fdc7a","width":350,"height":200},"classes":[]},{"id":15301,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2021\/04\/20\/nachlese-zum-human-landing-system-hls-kontrakt\/","url_meta":{"origin":12226,"position":5},"title":"Nachlese zum Human Landing System (HLS) Kontrakt","author":"Bernd Leitenberger","date":"20. April 2021","format":false,"excerpt":"\ufeffWie bereits bekannt und hier auch schon kommentiert, hat die NASA am Wochenende SpaceX den Vertrag \u00fcber das HLS in einer H\u00f6he von 2,89 Milliarden Dollar vergeben. Ich habe zuerst \u00fcberlegt, ob ich das in der Aprilnachlese zu SpaceX thematisieren sollte, aber da die Kritik daran eigentlich nur teilweise mit\u2026","rel":"","context":"In "Raumfahrt"","block_context":{"text":"Raumfahrt","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg01.met.vgwort.de\/na\/352f2778c491440a9f73c731c5880d09","width":350,"height":200},"classes":[]}],"jetpack_sharing_enabled":true,"amp_enabled":true,"_links":{"self":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/posts\/12226","targetHints":{"allow":["GET"]}}],"collection":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/posts"}],"about":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/types\/post"}],"author":[{"embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/users\/169"}],"replies":[{"embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/comments?post=12226"}],"version-history":[{"count":0,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/posts\/12226\/revisions"}],"wp:attachment":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/media?parent=12226"}],"wp:term":[{"taxonomy":"category","embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/categories?post=12226"},{"taxonomy":"post_tag","embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/tags?post=12226"}],"curies":[{"name":"wp","href":"https:\/\/api.w.org\/{rel}","templated":true}]}}