{"id":17700,"date":"2024-09-12T09:22:22","date_gmt":"2024-09-12T07:22:22","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=17700"},"modified":"2024-09-12T09:22:22","modified_gmt":"2024-09-12T07:22:22","slug":"die-loesung-fuer-ein-ueberfluessiges-problem-hohe-bahnen-der-crew-dragon-mit-der-falcon-9","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2024\/09\/12\/die-loesung-fuer-ein-ueberfluessiges-problem-hohe-bahnen-der-crew-dragon-mit-der-falcon-9\/","title":{"rendered":"Die L&ouml;sung f&uuml;r ein &uuml;berfl&uuml;ssiges Problem: Hohe Bahnen der Crew-Dragon mit der Falcon 9"},"content":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_17700\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"17700\" 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>Nun ist die Polaris Dawn Mission mit vier Weltraumtosristen gestartet. Die Crew Dragon die \u201eResilience\u201c genannt wird, erreichte beim Start einen 190 x 1,200 km x 51,64 Grad Orbit. Vielleicht habe ich es nicht mitbekommen, aber sollte die Mission nicht in einen sonnensynchronen Orbit, deswegen auch die Bezeichnung \u201ePolaris Dawn\u201c? (man &uuml;berquert die Pole und in einem sonnensynchronen Orbit hat man immer den gleichen Sonnenstand, kann also die Bahn so einfachen das gerade immer Sonnenaufgang (Dawn) ist.).<br \/>\n<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"https:\/\/vg01.met.vgwort.de\/na\/1e2ec3639b714bd8900925d71d635180\" width=\"1\" height=\"1\" alt=\"\"\/><br \/>\nIch vermute die Bahn mit der gleichen Neigung wie die ISS wurde aus Sicherheitsgr&uuml;nden so gew&auml;hlt. So k&ouml;nnte \u2013 bei gen&uuml;gend Treibstoffvorrat \u2013 auch die Bahn an die H&ouml;he der ISS angepasst werden und diese angeflogen werden. Vielleicht eine Folge dessen was mit dem ersten bemannten Starliner passierte. Ansonsten w&uuml;rde ich bei einem Vorfall, bei dem nicht der Hitzeschutzschild betroffen ist, den Orbit verlassen und landen. Dazu braucht man zwar funktionierende Triebwerke, doch die braucht man auch zum Andocken an die ISS, das ist sogar noch wesentlich komplexer.<!--more--><\/p>\n<p>Ich will mich aber gar nicht mit dieser Mission besch&auml;ftigen, sondern drei Szenarien untersuchen:<\/p>\n<ul>\n<li>Welches maximale Apog&auml;um kann man bei einer 28 Grad Bahn erreichen<\/li>\n<li>Welche maximale Kreisbahn kann man bei einer 28 Grad geneigten Bahn erreichen<\/li>\n<li>Welche maximale Kreisbahn kann man bei einer 90 Grad geneigten Bahn erreichen<\/li>\n<\/ul>\n<p align=\"justify\">Zur Erkl&auml;rung: die maximale Nutzlast einer Falcon 9 hat sie bei einer 28 Grad zum &Auml;quator geneigten Bahn mit niedrigem Perig&auml;um=Apog&auml;um. Beim Durchschauen der Wikipedia-Liste der Starts war die <a href=\"https:\/\/en.wikipedia.org\/wiki\/List_of_Falcon_9_and_Falcon_Heavy_launches\">maximale Nutzlast 17,4 t <\/a>in einen 43 Grad geneigten LEO (die Bahnh&ouml;he von 530 km, die dort angegeben wurde, erreichten die Satelliten mit ihrem eigenen Antrieb). Die Polaris Dawn Mission wiegt nach dieser Seite beim Start 13 t.<\/p>\n<p align=\"justify\">Man kann davon ausgehen, das diese 17,4 t auch die absolut maximale Nutzlast ist, denn schon das leichte &Auml;ndern der Bahnneigung auf 53 Grad (das entspricht einer um 60,2 m\/s h&ouml;heren Zielgeschwindigkeit l&auml;sst die Nutzlast um einige Hundert Kilogramm abfallen.<\/p>\n<p align=\"justify\">Es gibt f&uuml;r die Berechnung aber noch zwei unbekannte. Das eine ist die Brennschlussmasse der Oberstufe, die auch einen Orbit erreicht. Die Treibstoffmasse kann man anhand der maximalen Brennzeit von 369 Sekunden und des Schubs von 981 kN auf der SpaceX Seite auf etwa 108 bis 110 t berechnen. Ich w&uuml;rde als Leermasse f&uuml;r eine solche Stufe im Bereich von 6 bis 7 t ansetzen und rechne mit dem Mittelwert, also 6,5 t.<\/p>\n<p align=\"justify\">Das zweite ist der spezifische Impuls. Der wurde von SpaceX zwar mit 348 s angegeben. Das dumme ist nur das diese Ausstr&ouml;mgeschwindigkeit nicht m&ouml;glich ist. Zumindest nicht, wenn man ber&uuml;cksichtigt das als Nebenstromtriebwerk etwa 2-3 Prozent des Treibstoffs nicht genutzt werden k&ouml;nnen. Ich vermute dieses \u201ekleine Detail\u201c hat man bei SpaceX einfach \u201e&uuml;bersehen\u201c. Genauso wie man bei der Trockenmasse mal einfach ein paar Subsysteme des Triebwerks wegl&auml;sst, damit es leichter wird. Das Spiel das mit den Merlins begonnen wurde wiederholt man gerade bei den Raptors. Ich rechne mit einem spezifischen Impuls von 3.300 m\/s, was f&uuml;r ein Nebenstromtriebwerk schon sehr gut w&auml;re.<\/p>\n<h4 class=\"western\">Errechnung der maximalen Nutzlast<\/h4>\n<p align=\"justify\">Die erw&auml;hnten 17,4 t gingen in einen 43 Grad geneigten Orbit, die maximale Nutzlast erreicht man bei einem 28 Grad geneigten Orbit. Der Geschwindigkeitsunterschied betr&auml;gt dann:<\/p>\n<p align=\"justify\">v<sub>diff<\/sub> = v<sub>Erdrotation<\/sub> * cos(28) &#8211; cos(43) [1]<\/p>\n<p align=\"justify\">Die Erde rotiert mit 464 m\/s am &Auml;quator und so ergibt sich eine Geschwindigkeitsdifferenz von 70 m\/s.<\/p>\n<p align=\"justify\">Die Raketengrundgleichung lautet:<\/p>\n<p align=\"justify\">v = v<sub>spez<\/sub> * ln (Vollmasse\/Leermasse) [2]<\/p>\n<p align=\"justify\">um den Term Vollmasse\/Leermasse zu erhalten, muss ich umformen:<\/p>\n<p align=\"justify\">Vollmasse\/Leermasse = exp(v\/v<sub>spez<\/sub>) [3]<\/p>\n<p align=\"justify\">mit unseren Werten von 70 m\/s und 3300 m\/s kommt da 1,0215 raus. Die Orbitmasse (Leermasse der Oberstufe und Nutzlast also 17,4 + 6,5 t = 23,8 t) w&auml;re um 2,15 % h&ouml;her das w&auml;ren 24.414 kg oder wenn man die Oberstufe abzieht 17.914 kg, das w&auml;re dann die absolut maximal m&ouml;gliche Nutzlast einer Falcon 9.<\/p>\n<p align=\"justify\">In der folgenden Betrachtung gehe ich davon aus, dass die Oberstufe alleine alle Bahn&auml;nderungen durchf&uuml;hren muss. Das ist nat&uuml;rlich nicht korrekt (als Techniker und Naturwissenschaftler bin ich der <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2024\/09\/04\/die-wahrheit\/\">Wahrheit verpflichtet<\/a>). Durch die wechselnde Masse der Nutzlast &auml;ndert sich auch das, was die erste Stufe an Geschwindigkeit erbringen muss, zudem k&ouml;nnen verschiedenen Bahnen Differenzen in den Aufstiegsbahnen n&ouml;tig machen. Der genaue Wert w&auml;re nur durch eine Simulation zu ermitteln, die aber daran scheitert das es f&uuml;r die genauen Flugbahnen und Massen keine Daten von SpaceX gibt. Der Fehler ist aber klein, weil bei Brennschluss \u2013 mit dem Resttreibstoff f&uuml;r die Landung eine Falcon 9 noch etwa 170 bis 180 t wiegt. Da wir hier von einem Massenunterschied von wenigen Tonnen reden, ist dessen Einfluss sehr gering und somit ohne gr&ouml;&szlig;eren Fehler zu vernachl&auml;ssigen.<\/p>\n<h4 class=\"western\">Die maximale Apog&auml;umsh&ouml;he<\/h4>\n<p align=\"justify\">Die einfachste Berechnung ist die der maximalen Apog&auml;umsh&ouml;he. Dabei bleibt die Bahnneigung bei 28 Grad, man verbraucht aber den Treibstoff den man bei der 13 t schweren Mission noch in den Tanks hat, um das Apog&auml;um zu erh&ouml;hen. Zuerst errechnen wir welcher Geschwindigkeits&auml;nderung dies entspricht. Nun die minimale Leermasse sind 13 t f&uuml;r Resilence und 6,5 t f&uuml;r die Oberstufe, also 19,5 t. Die maximale Startmasse liegt bei 24,4.14 t. Setzt ihr das in [2] ein, so erhaltet ihr 741 m\/s. Wenn ihr nun etwas mit der vis-Viva Gleichung [4] spielt werdet ihr erkennen, dass ein Apog&auml;um von 3.480 km H&ouml;he bei einer Ausgangskreisbahn von 200 km genau diese Geschwindigkeitsdifferenz aufweist.<\/p>\n<p align=\"justify\">V = Wurzel(MasseErde * Gravitationskonstante * (2\/perig&auml;um \u2013 1\/Apog&auml;um)) [4]<\/p>\n<p align=\"justify\">Anstatt 1.200 km H&ouml;he w&auml;re also ein noch wesentlich extreme Bahn m&ouml;glich, aber eben nicht bei 51,6 Grad Bahnneigung, denn die alleine kostet schon 122 m\/s die f&uuml;r die Bahnanhebung fehlen, trotzdem w&auml;re ein h&ouml;heres Apog&auml;um m&ouml;glich, ich vermute die Treibstoffreserven der Dragon die f&uuml;r eine Ankopplung an die ISS ja ausreichen m&uuml;ssen (das sind 270 m\/s, Geschwindigkeits&auml;nderung, dazu kommen noch Feintuning Man&ouml;ver beim Ann&auml;hern) begrenzen die Orbith&ouml;he. So bleibt der Rekord f&uuml;r ein Apog&auml;um von Gemini 11 von 1.390 km Erdferne zuerst ungeschlagen. Dabei ist der fast 60 Jahre alt.<\/p>\n<p align=\"justify\">Die 28 Grad Bahn bietet &uuml;brigens, wenn man einen sch&ouml;nen Ausblick haben will, hier Vorteile gegen&uuml;ber einer polaren Bahn \u2013 dort ist das Apog&auml;um zumindest, wenn es nbicht &uuml;ber einen Mehrimpulstransfer erhalten wird, &uuml;ber den Polen. Man w&uuml;rde also immer nur den Nordpol sehen. Bei einer 28 Grad Bahn wechselt das Apog&auml;um zwischen 28 Grad Nord und S&uuml;d und da man in dieser H&ouml;he problemlos die ganze Erde &uuml;berblicken kann \u2013 sie nimmt nur etwa 41 Grad ein, das ist in etwa die Gr&ouml;&szlig;e eines 70 cm gro&szlig;en Objektes aus 1 m Entfernung.<\/p>\n<h4 class=\"western\">Die maximale Kreisbahnh&ouml;he<\/h4>\n<p align=\"justify\">Ist relativ einfach zu ermitteln. In diesem Falle w&uuml;rden die 741 m\/s einfach von der Kreisbahngeschwindigkeit in 200 km H&ouml;he abgezogen werden. Da f&uuml;r Kreisbahnen gilt:<\/p>\n<p align=\"justify\">v = Wurzel(MasseErde * G \/ Abstand)<\/p>\n<p align=\"justify\">ist dies leicht umformulierbar zu<\/p>\n<p align=\"justify\">Abstand = MasseErde * G \/ v\u00b2<\/p>\n<p align=\"justify\">und man erh&auml;lt 8.034 km, wobei der Erdradius im Mittel bei 6.378 km liegt, also rund 1.656 km H&ouml;he.<\/p>\n<p align=\"justify\">Bei der Betrachtung bleibt aber eines offen: Kommt die Dragon denn auch wieder zur&uuml;ck? Sie hat Treibstoffvorr&auml;te die bei ISS Missionen zuerst genutzt werden, um von einer niedrigen Erdbahn aus die ISS zu erreichen und nach Verlassen der ISS muss sie das Perig&auml;um soweit absenken, dass sie in die Atmosph&auml;re eintritt.<\/p>\n<p>Sie braucht daf&uuml;r auch Treibstoff, um zum Beispiel das Perig&auml;um von 1.656 km auf 0 km abzusenken sind es 360 m\/s. Das ist deutlich mehr als eine Dragon braucht. um ausgehend von einer niedrigen Erdumlaufbahn die ISS zu erreichen und danach zu deorbitieren. Ob die Dragon &uuml;ber so viele Treibstoffvorr&auml;te verf&uuml;gt. ist leider nicht bekannt.<\/p>\n<p align=\"left\">Es gibt aber einige Daten die zur Absch&auml;tzung genutzt werden k&ouml;nnen. Das Space Shuttle hatte eine maximale Korrekturkapazit&auml;t von 305 m\/s. Beim ATV waren es 306 m\/s, also fast gleich viel. Zuletzt ist Resilence ja in einer Bahn mit der gleichen Bahnneigung wie die ISS. Um von dieser Bahn ausgehend die ISS zu erreichen muss die ihre Geschwindigkeit um 270 m\/s &auml;ndern. Alle drei Werte liegen um 300 m\/s und damit weniger als die 360 m\/s die eine Dragon ben&ouml;tigt um die Bahn in 1656 km H&ouml;he zu verlassen. Bei einer nur 1.000 km hohen Kreisbahn ben&ouml;tigt man nur 273 m\/s, was im Bereich dessen liegt was die Dragon ben&ouml;tigt. um von der derzeitigen Bahn aus die ISS zu erreichen.<\/p>\n<p align=\"left\">Real w&uuml;rde eine Dragon aber noch Treibstoff f&uuml;r das Ankoppeln ben&ouml;tigen, sodass vielleicht die 360 m\/s insgesamt vorhanden sind.<\/p>\n<h4 class=\"western\">Die maximale Kreisbahnh&ouml;he f&uuml;r eine Polarbahn<\/h4>\n<p align=\"justify\">Will man die Kreisbahnh&ouml;he f&uuml;r eine Polarbahn berechnen so muss man nur die Erdrotationsgeschwindigkeit in 28 Grad von den schon berechneten 741 m\/s abziehen, das sind nach [1] 416 m\/s. So bleiben nur noch 325 m\/s um die Bahnh&ouml;he anzuheben. So bleiben nach [4] 792 km Bahnh&ouml;he. Bei eine elliptischen Bahn mit 190 km Perig&auml;um w&uuml;rde das Apog&auml;um bis in 1.412 km H&ouml;he reichen. Durch die geringere Bahnh&ouml;he reicht in diesem Falle auch der Treibstoff der Dragon zum Verlassen der Kreisbahn aus, zumindest ist die ben&ouml;tigte Geschwindigkeits&auml;nderung nicht gr&ouml;&szlig;er als bei einer ISS-Mission.<\/p>\n<h4 class=\"western\">Offene Fragen<\/h4>\n<p align=\"justify\">Der Start erfolgte zuerst nur eine Umlaufbahn (je nach Quelle mit einem Apog&auml;um von 1.200 bis 1.215 km H&ouml;he). Danach musste die Dragon selbst wohl mit ihren eigenen Triebwerken die Bahnh&ouml;he auf 1.393 km angehoben haben, nahe an der Zielh&ouml;he von 1.400 km und 23 km h&ouml;her als der bisherigen Rekord von Gemini 11. Das man die Dragon dazu nutzt, d&uuml;rfte wohl daran liegen das die Falcon 9 nicht die n&ouml;tige Performance hat. Dazu muss die Dragon deutlich schwerer sein als bisher bekannt. Wie viel sie beim Start wiegt, ist ja unbekannt. Nur beim ersten bemannten Einsatz nannte die <a href=\"https:\/\/www.nasa.gov\/humans-in-space\/top-10-things-to-know-for-nasas-spacex-demo-2-return\/\">NASA eine Zahl<\/a> von 12.520 kg. Doch das ist nicht die Startmasse, sondern die Masse beim Abkoppeln von der ISS, vorher hat sie aber schon Treibstoff verbraucht, um die ISS zu erreichen, ebenso Gase, Wasser und andere Verbrauchsg&uuml;ter.<\/p>\n<p align=\"justify\">Man kann, wenn man davon ausgeht, das die Falcon 9 maximal ein 1.215 km hohes Apog&auml;um erreicht, ihre Startmasse berechnen, vorausgesetzt die obige Annahme von 6,5 t f&uuml;r die Oberstufe stimmt so sind es, wenn man die Formeln [1] bis [3] f&uuml;r die Bahnparameter annimmt 15,64 t. Das w&auml;re etwa 2 t mehr als ich annehmen w&uuml;rde, wenn man zu den bekannten 12,52 t beim Verlassen der ISS noch den Treibstoff addiert, den man bis zum Ankoppeln an die ISS braucht.<\/p>\n<p align=\"justify\">Mehrgewicht addieren die Weltraumanz&uuml;ge, die Besatzung selbst und die Vorr&auml;te f&uuml;r die F&uuml;nftagesmission, aber bestimmt keine 2 t. So gibt es als weitere Erkl&auml;rungsm&ouml;glichkeit das meine Annahme von 6,5 t Trockenmasse f&uuml;r die Oberstufe zu optimistisch ist, dann m&uuml;sste man aber alles neu durchrechnen, das &uuml;berlasse ich euch. Eventuell ist aber auch die Crew Dragon seit 2020 \u2013 von dem Zeitpunkt stammt die NASA Angabe \u2013 auch einfach schwerer geworden.<\/p>\n<p align=\"justify\">In der hohen Umlaufbahn blieb die Dragon nur einen Tag, inzwischen wurde die Umlaufbahn schon wieder auf maximal 750 km abgesenkt. Der Grund d&uuml;rfte die mit der H&ouml;he rasch ansteigende Strahlenbelastung gewesen sein. Klingt zuerst logisch, aber sollte diese Dragon nicht auch mal zum <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2016\/07\/22\/they-were-easily-outnumbered-by-a-smaller-force-of-men\/\">Mond fliegen<\/a>? Au&szlig;erhalb des Magnetfeldes der Erde ist die Strahlenbelastung noch viel h&ouml;her und in dieser Zone w&auml;re man etwa eine Woche.<\/p>\n<p align=\"justify\">Ebenso finde ich die Bahnneigung von 51,64 Grad, also dieselbe wie die der ISS seltsam, au&szlig;er man will diese besuchen (ist nicht vorgesehen) oder sie dient als Rettung. Nur \u2013 reicht dann der Treibstoff aus (siehe obige Diskussion) und f&uuml;r was f&uuml;r F&auml;lle von Havarien sind denkbar? Beim Starliner erfolgte die R&uuml;ckkehr ja ohne Besatzung weil es Probleme mit einigen Triebwerken gab. Wenn die betroffen w&auml;ren, k&ouml;nnte man aber weder risikolos landen noch an die ISS andocken. Mir f&auml;llt, relativ wenig ein was ausfallen k&ouml;nnte bei dem dann das Ankoppeln an die ISS gelingt, aber nicht die R&uuml;ckkehr zur Erde. Eigentlich nur der Ausfall des Hitzeschutzschildes oder das man den Trunk nicht abtrennen kann. Beides wurde von der normalen Dragon &uuml;bernommen und d&uuml;rfte so durch etliche Missionen erprobt sein.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_17700\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"17700\" 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>Nun ist die Polaris Dawn Mission mit vier Weltraumtosristen gestartet. 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Februar 2026","format":false,"excerpt":"Ich habe mich ja schon mal mit diesem Thema besch\u00e4ftigt, in dem es vor allem um die Kosten und den wirtschaftlichen Unsinn ging - warum sollte ich ein Rechenzentrum in den Orbit bringen, wenn ich es billiger auf der Erde bauen kann und es auch gen\u00fcgend Gegenden gibt in denen\u2026","rel":"","context":"In &quot;Raumfahrt&quot;","block_context":{"text":"Raumfahrt","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg06.met.vgwort.de\/na\/78014052fde04012a2be60bd108cd4bb","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\/17700","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=17700"}],"version-history":[{"count":0,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/posts\/17700\/revisions"}],"wp:attachment":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/media?parent=17700"}],"wp:term":[{"taxonomy":"category","embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/categories?post=17700"},{"taxonomy":"post_tag","embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/tags?post=17700"}],"curies":[{"name":"wp","href":"https:\/\/api.w.org\/{rel}","templated":true}]}}