Artemis II: Einmal Mond und zurück
Artemis II, die zweite Vorbereitungsmission für die erneute astronautische Mondlandung, startete am 2 April 2026: Das Raumschiff mit vier Menschen an Bord ist eine Orion-Raumkapsel auf einem European Service Module (ESM), das Startvehikel eine SLS Block 1.
Ich habe mir zwar das Press Kit der NASA angeschaut, war aber von den dort jetzt ausschließlich verwendeten imperial units schnell genervt. Ohnehin ist der Informationsgehalt der NASA Press Kits zunehmend schlechter geworden. Weit entfernt von dem, was die früher herausgebracht haben. Dafür sind die Bildchen jetzt bunt.
Zum Glück ist die ganze Trajektorie, aktuell und inklusive Zeitplan und technischen Daten, und zwar in metrischen Einheiten auf JPL Horizons verfügbar. Die Trajektorie, projiziert auf ein inertiales Koordinatensystem, bei dem man direkt aus der Richtung des Erdnordpols draufschaut, ist in der folgenden Grafik gezeigt.
Wohlgemerkt, dies ist ein inertiales Koordinatensystem, nicht eine von diesen etwas verwirrenden Darstellungen, die sich mit dem Mond mitdrehen. Als erstes fällt der kleinere Bahnbogen auf (dort fehlt am Anfang leider ein Stückchen – eigentlich müsste das schon bei der Erde, nämlich am Start losgehen). Der Start erfolgte zunächst in eine elliptische Bahn mit einer Perigäumshöhe von etwa 60 km und einer Apogäumshöhe von etwa 76000 km. Die große Halbachse liegt bei 41550 km. Das ist etwas kleiner als der geostationäre Radius (42164 km), deswegen hat diese Bahn auch eine Umlaufperiode von unter 24 h.
Warum diese Bahn? JPL Horizons gibt auch eine Massenbilanz der Nutzlast an: Startmasse von Orion mit Besatzung und Ausrüstung plus dem betankten ESM: 27000 kg. Davon entfallen 10400 kg auf Orion, etwa 1000 kg auf den Zwischenadapter und 15500 kg auf das ESM; davon 6500 kg Leermasse und 9000 kg Treibstoff. Die SLS-Rakete in der Leistungsstufe Block 1 hat jedoch nur eine Nutzmassenkapazität von etwa 26 Tonnen zum Mond. Wahrscheinlich wäre es mit den 27 Tonnen also knapp geworden. Der Start in eine Bahn deutlich niedrigerer Energie löst das Problem.
Außerdem bietet diese Anfangsbahn den Vorteil, dass die Raumfahrer nach knapp 24 Stunden wieder unten sind, wenn das ESM aus irgendeinem Grund nicht in Betrieb genommen werden kann. 12 Stunden nach dem Start wurde das Perigäum von dem anfangs sehr niedrigen Wert von etwa 60 km, also noch deutlich innerhalb der Atmosphäre, durch ein erstes Triebwerksmanöver auf 200 km angehoben.
Beim folgenden Perigäumsdurchgang wurde das Haupttriebwerk des ESM für 6 Minuten gezündet und ein delta-v von 388 m/s verabreicht. Das hob die Große Halbachse der Bahn auf 230000 km an, sodass das Apogäum mit nun 450000 km etwas außerhalb der Mondbahn lag. Das ESM lieferte somit das nach, was der Anfangsbahn noch fehlte. Ein weiterer Vorteil dieser Strategie ist die wahrscheinlich größere Präzision des Triebwerksmanövers, verglichen mit einer Raketenoberstufe. Das zuvor eingeplante Korrekturmanöver 2 Tage nach dem Start konnte deswegen entfallen. Der Flug zum Mond von diesem Punkt aus dauert ziemlich genau 4 Tage.
Der Vorbeiflug am Mond ist für die Tage 4-6 der Mission geplant, mit der größten Annäherung am 6. April 2026 um 23:06 UTC. Laut der hinterlegten Trajektorie wäre der Minimalabstand über der Mondoberfläche 6588 km, also im unteren Bereich der im Press Kit genannten Spanne von 4000-6000 Meilen. Die Trajektorie ist vom Typ „Free Return“, das heißt: Es ist kein großes Manöver notwendig, um zur Erde zurückkehren. Die Veränderung der Bahn, sodass es in weiteren vier Tagen zurück zur Erde geht, erfolgt allein durch die Wirkung der Mondschwerkraft. Es sind nur kleine Navigationsmanöver erforderlich, um sicherzustellen, dass der Eintrittskorridor genau getroffen wird.
Die Bahn des Mondes
Der Mond umläuft die Erde auf einer leicht exzentrischen Bahn, deren Neigung bezüglich der Ekliptikebene etwa 5 Grad beträgt. Die Bahn wird erheblich durch die Anziehung durch die Sonne gestört. So durchläuft die Mondbahn eine Präzession mit einer Periode von 18.7 Jahren. Der Erdäquator ist bekanntlich um 23.5 Grad gegenüber der Ekliptik geneigt. Das bedeutet, dass die Neigung der Mondbahn gegenüber dem Erdäquator zwischen 18.5 und 28.5 Grad variiert.
Cape Canaveral wäre damit der ideale Startort für Mondmissionen. Das liegt bei einer geografischen Breite von 28.5 Grad Nord und hat ein freies Schussfeld über den Atlantik, was jederzeit die Durchführung von Mondmissionen erlaubt und die Planung ungemein erleichtert. Von Kourou aus hat man beispielsweise mit sehr viel mehr Einschränkungen zu kämpfen. Es ist deutlich komplizierter, mit einem solchen Startort die vielfältigen Anforderungen an eine Mondmission zu erfüllen, wie sich immer wieder bei den Studien zu diesem Thema gezeigt hat.
Übrigens ist die obige Grafik etwas irreführend, weil man dort nicht sieht, dass die tatsächliche Mondposition wegen der Neigung der Mondbahn ganz erheblich außerhalb der Erdäquatorebene liegen kann – aktuell ist die Neigung der Mondbahn 28.3 Grad, also sehr nahe am Maximum. Am 7. April, bei der größten Annäherung, befindet sich der Mond deswegen ganze 185000 km südlich des Erdäquators!
Artemis II: Details der Bahn
In den folgenden Grafiken wird gezeigt, wie sich die Trajektorie während der Mission Artemis II entwickelt. Grundlage der Grafiken ist die auf JPL Horizons hinterlegte Bahn, also eine exakte, numerische Simulation. Zunächst einmal Apo- und Perigäum und der Verlauf des Bahnradius. Die massiven Schwankungen des Perigäums am 6. und 7. April sind der Tatsache geschuldet, dass das Raumschiff sich dann gerade in der Nähe des Mondes befindet, die Bahn also ganz erhebliche Drittkörperstörungen erfährt. Was da mit dem Perigäum zu passieren scheint, ist gar nicht so wichtig, da das Schiff gerade den gegenüberliegenden Punkt der Bahn durchläuft.
Man sieht auch, dass fast die ganze Mission ab Tag 2 bei einem Erdabstand von mehr als 100000 km stattfindet, also 100 Mal weiter, als je ein Mensch sich in den vergangenen 54 Jahren von der Erde entfernt hat. Es ist bei elliptischen Bahnen immer so, dass die Bahngeschwindigkeit umso niedriger ist, je größer der Bahnradius ist. Das Raumfahrzeug rauscht schnell durchs Perigäum, wird dann aber immer langsamer, um am Ende stark zu beschleunigen, wenn es sich wieder der Erde nähert.
Der Vollständigkeit halber hier noch der Verlauf der Inklination. Die Spitze beim Mondvorbeiflug kann man ignorieren, aber am Ende ergibt sich eine erhebliche Änderung, von den anfänglichen 28.5 Grad zu rund 38 Grad auf dem Rückflug.
Nachtrag: Trajektorie im rotierenden System
Nach einer Diskussion in den Kommentaren habe ich die von JPL Horizons eingelesene Trajektorie im erdfesten, inertialen Koordinatensystem in ein rotierendes Koordinatensystem transformiert. Die x-Achse des rotierenden Koordinatensystems, dessen Ursprung auch im Erdmittelpunkt liegt, zeigt permanent zum Mond. Die x-y-Ebene dieses Koordinatensystems ist identisch zu der jeweils aktuellen Bahnebene des Mondes, und die Rotationsgeschwindigkeit des Systems ist nicht konstant, weil ja auch die Winkelgeschwindigkeit des Monds auf seiner exzentrischen Bahn nicht konstant ist. Also ein ganz furchtbares Referenzsystem, aus dem man eigentlich gar nichts ablesen kann. Der Mond liegt immer auf der x-Achse, bewegt sich aber auf dieser Achse hin und her, weil sein Abstand von der Erde nicht konstant ist. Im Moment der größten Annäherung lag der Erde-Mond-Abstand bei 404882 km.
Es war ja in den letzten Tagen wiederholt zu hören und zu lesen, dass sich die Astronauten weiter von der Erde entfernen werden als jemals Menschen zuvor, aber ohne dass da eine konkrete Zahl genannt wurde. Wird das durch die Daten vom JPL gedeckt?
Für den bisherigen Rekord durch Apollo 13 findet man übrigens zwei unterschiedliche Zahlen, nämlich 400.171 km und 401.056 km, und für beide Werte werden (scheinbar) seriöse Quellen angeführt. Schon die dt. und die engl. Wikipedia sind sich da nicht einig. Was immer das nun bedeuten mag …
JPL Horizons ist für alle frei zugänglich, ich habe den Link in meinem Artikel.
Im Header steht folgendes zum Punkt der größten Erddistanz
(Mission Event Time) 5/00:30 UTC: 6 23:05
Maximum distance from Earth (413146.2 km)
Und wenn man die tatsächlichen Trajektoriedaten ausgeben lässt und zusätzlich die Entfernung vom Erdmittelpunkt, dann erhält man:
2461137.462500000 = A.D. 2026-Apr-06 23:06:00.0000 TDB
LT= 1.378107534783060E+00 RG= 4.131462452409339E+05 RR=-1.635743979342249E-04
Der Unterschied von einer Minute in der angegebenen Zeit liegt daran, dass im Header UTC verwendet wird, in den Trajektoriendaten Dynamic Barycentric Time. In punkto Erdabstand (die zu verstehen als Abstand vomn Erdmittelpunkt) gibt es keinen Widerspruch: 413146.2 km
Der Wert von 400171 km ist, soweit ich weiß, nicht die maximale Entfernung von Apollo 13 vom Erdmittelpunkt, sondern die maximale Höhe über der Erdoberfläche. Für den maximalen geozentrischen Bahnradius müsste man noch den Radius der Erde für die Subsolarpunktsbreite hinzurechnen. Der Wert von Artemis II wird trotzdem nicht geknackt.
Spannender Beitrag – besonders der Hinweis auf das inertiale Koordinatensystem hilft enorm, weil genau solche Darstellungen in der Raumfahrtkommunikation oft missverstanden werden. Auch die Erklärung zur relativ energiearmen Anfangsbahn fand ich stark: Das ist ein gutes Beispiel dafür, dass Missionsdesign eben nicht nur „maximal schnell“, sondern vor allem robust, präzise und fehlertolerant sein muss. Gerade der Aspekt, dass man im Problemfall nach knapp 24 Stunden wieder unten wäre, macht die Logik hinter dem Profil sehr greifbar.
Benjamin Metzig von http://www.wissenschaftswelle.de
Übrigens sind Mondtransfers vom Typ Free-Return tatsächlich schneller sind als die treibstoffoptimalen Transfers, was vielleicht auf den ersten Blick nicht einleuchtend erscheinen mag …
Eine sehr detaillierte Beschreibung der Mission. Leider liefern unsere Medien in erster Linie nur bunte Bildchen zum Thema, mit Astronauten, die außer dem Verbreiten von guter Laune nicht viel zu sagen haben. Sehr schade!
P.S. Sie schreiben zum Schluss: „Aktuell wende ich mich einer anderen Wissenschaft zu.“ Darf man gespannt sein, welche das ist. Vielleicht gibt es dafür ja Interessenten auf Ihrem Blog.
Bei mir stehen zwar (hoffentlich) Sachthemen in Vordergrund und nicht meine Person, aber ich werde meinem nächsten Artikel einen Absatz hinzufügen, in dem ich schreiben werde, was ich jetzt so mache.
Das ist ein generelles Phänomen unserer Zeit; auch ESA-Pressemitteilungen oder sonstige Informationsartikel sind im Vergleich nur mehr ein Schatten von dem, was sie noch in den 70er oder 80er Jahren waren.
Liegt es daran, dass früher Ingenieure und Wissenschaftler oft selbst Artikel geschrieben haben und heutzutage PR-Fritzen das erledigen oder ist eine gewollte restriktive Informationspolitik dafür verantwortlich, kann man nur vermuten.
Besonders schade daran ist, dass heute die Mittel zur Informationsverbreitung existieren, die Inhalte aber nicht mehr generiert werden; früher tolle Artikel geschrieben wurden, aber diese nur einem sehr limitierten Publikum verfügbar waren.
Finden Sie, dass ESA-Pressemitteilungen früher besser waren als heute? Da bin ich anderer Meinung: Die waren früher schon schlecht und heute sind sie es immer noch.
Die stetige Verminderung des Informationsgehalts lässt sich gut am Beispiel des mittlerweile eingestellten ESA Bulletin veranschaulichen, dessen Artikel mit den Jahren immer oberflächlicher wurden, zumindest hat man bis zuletzt regelmäßig kurze Projektupdates erhalten, so was gibt es heute nicht mehr.
Früher gab es die Status Reports, kurze Mitteilungen mit geballter Information, wünschte so was gebe es für BepiColombo, die Reise zum Merkur findet im Informationsvakuum statt.
Wobei man zugeben muss, dass das öffentlich zugängliche Panel des BepiColombo Quick Look Analysis Tools eine schöne Innovation ist – so was sollte ausgebaut werden. Weiß nicht wie das zustande kam, vermutlich ein Versehen.
Es ist einfach wahnsinnig spannend, dass wir nach all den Jahrzehnten endlich wieder Menschen zum Mond schicken. Die Artemis-II-Mission fühlt sich wie der echte Startschuss für eine ganz neue Ära der Raumfahrt an, und ich kann es kaum erwarten, die ersten Live-Bilder aus der Kapsel zu sehen, wenn sie die Rückseite des Mondes umrunden.
Besten Dank für diese detaillierte Darstellung der Artemis II Mission mit Details zur Bahn des Raumschiffs. Sicherheit auch bei Störfällen scheint bei der Festlegung dieser Bahn eine grosse Rolle gespielt zu haben. Es wurde an einen möglichen frühen Abbruch der Mission gedacht und die Wahl einer „Free Return“ -Trajektorie bedeutet, dass das System ohne grosse Eingriffe zur Erde zurückkehrt.
Überhaupt wird bei den Artemis-Missionen sehr vorsichtig vorgegangen. Artemis III etwa soll nach neuester Planung nicht schon auf dem Mond landen, sondern nur gerade ein Rendevous-Manöver im niedrigen Erdorbit mit entweder Blue Origin oder aber Starship HLS durchführen. Zusätzlich wird noch ein neuer Raumanzug getestet. Damit ist das für 2027 geplante Artemis III eine Mission mit sehr kleinem Risiko. Zudem ergibt sich damit noch etwas mehr Zeit bis zur eigentlichen Mondlandung und das wird wohl angesichts von zeitlichen Rückständen etwa bei Starship nötig sein.Allerdings erhöhen sich durch diese „Zwischenmission“ die Kosten der Gesamtmission zumal jede Artemis-Mission ja äusserst teuer ist.
Ich sehe die geplante Mission Artemis III als analog zur damaligen Mission Apollo 9 an. Damals wurde im niedrigen Erdorbit das Zusammenspiel zwischen der orbitalen und der Landeeinheit getestet; bei Artemis III ist es auch so.
Im Apollo-Program gab es zwischen dieser Mission und der tatsächlichen Mondlandung aber auch noch eine weitere Mission, nämlich Apollo 10, die als weitgehende Generalprobe für die Mondlandung gesehen werden kann, natürlich ohne Einleitung der finalen Abstiegsphase. Dazu gibt es in der aktuellen Planung des Artemis-Programms kein Gegenstück.
Eine Frage zu „8“ in der Bahn. Ich kenne das bisher nur so, dass sich im mit dem Mond rotierenden Koordinatensystem eine „bauchige“ 8 ergibt. Im inertialen Koordinatensystem hätte ich eine Ellipse um die Erde erwartet … mit Störungen in der Nähe des Mondes. Ergibt sich hier durch den Mond tatsächlich eine rückläufige Bewegung im inertialen Koordinatensystem?
Ich habe die Trajektorie von Artemis 2 nicht nochmals selbst nachgerechnet, da ich davon ausgehe, dass die Kollegen der NASA ihr Fach verstehen. An der Free-Return-Trajektorie ist mir erst einmal nichts aufgefallen, wenn ich auch erstaunt war, dass das Manöver bei einer so großen Vorbeiflughöhe durchgeführt werden kann. Aber wie gesagt, extra nachgerechnet habe ich das nicht. Wenn Artemis 2 jetzt nicht zurück zur Erde kommt, hat sich bei denen jemand verrechnet, aber davon gehe ich nicht aus.
In meiner Frage ging es nicht um „Rückkehr oder nicht“, sondern um die dargestellte 8 der Flugbahn, zusammen mit der Aussage, das sei in einem inertialen, „nicht mitdrehendem“ Koordinatensystem geplottet. Die „8“ zeigt dann im Apozentrum eine rückläufige Bewegung gegenüber der Erde an. Die würde ich aber in einem inertialen Koordinatensystem nicht erwarten, keine „8“ sondern nur eine geschlossene Ellipse und eben keine rückläufige Bewegung auf Teilen der Bahn.
In einem mit dem Mond mitbewegten Koordinatensystem hingegen ergibt sich die 8. Das ist dann aber nicht mehr inertial, sondern „mitdrehend“.
Das habe ich auch so verstanden, und meine Antwort bezog sich auf genau diesen Umstand. Die Ankunft erfolgt bei geringerer Winkelgeschwindigkeit als der des Mondes, deswegen wird das Raumschiff beim Anflug an den Mond von diesem eingeholt.
Wie gesagt, ich habe keine Zeit, die Bahn jetzt im Detail nachzurechnen, aber ich habe mal die von der NASA bereitgestellte Trajektorie von Artemis II vom inertialen in ein rotierenden Koordinatensystem umgerechnet und das Ergebnis graphisch dargestellt (siehe Nachtrag zum obigen Artikel).
Woher stammt übrigens die Behauptung, die Trajektorie im rotierenden System müsse die Form einer 8 haben?
Danke. Das Diagramm entspricht auch meinen Rechnungen (noch aus dem Studium vor langer Zeit). Und das ist für meine Augen eine „bauchige 8“: kleiner Kopf um die Erde und großer Bauch um den Mond.
Wenn das ursprüngliche Diagramm eine rückläufige Bewegung gegenüber dem Mond (niedrigere Winkelgeschwindigkeit gegenüber der Erde) anzeigt, passt das auch. Aber dann ist das Koordinatensystem doch nicht ruhend. Sonst wäre das gezeigte ja eine rückläufige Bewegung gegenüber der Erde. Die Bewegungsrichtung gegenüber der Erde sollte sich doch nicht umkehren, gegenüber dem Mond natürlich schon.
Also die Verständnisfrage: Kehrt sich die Bewegungsrichtung der Kapsel, wenn sie (langsam) in der Einflusssphäre des Mondes ist, gegenüber der Erde um? Wäre für meine Intuition überraschend, aber sehr interessant.
Die Bahn für einen Free Return
ist hochexzentrisch mit dem Apogäum etwas bis deutlich über der Mondbahn. In diesem Fall nur etwas drüber. Damit wäre auch die Bahngeschwindigkeit beim Kreuzen der Mondbahn schon sehr niedrig. Jetzt nähert sich der Mond von hinten mit etwa 1 km/s und zieht dabei das Raumschiff zu sich heran auf eine hyperbolische Bahn bezüglich dem Mond. Die Sonde wird dabei immer schneller und erreicht Geschwindigkeismaximum am Punkt der größten Annäherung, im gegebenen Fall 8000 km. Die Relativgeschwindigkeit muss dann größer sein als,die Parabelgeschwindigkeit von 1.107 km/s bei dem Radius. Da das schon mehr ist als die Mondgeschwindigkeit, ist es plausibel, dass die Bahn kurzzeitig retrograd wird. Die Trajektorie von Artemis II ist definitiv relativ zum geozentrischen ICRF angegeben. Das ist im gegebenen Kontext allemal als inertial zu sehen.
Michael Khan schrieb (04. Apr. 2026):
> […] Die Flugbahn von Artemis II […] https://scilogs.spektrum.de/go-for-launch/files/artemis2trajectory.png
> […] Die Trajektorie, projiziert auf ein inertiales […]system
Das in der Grafik (ziemlich genau) maßstäblich Abgebildete ist offenbar eine Projektion der Flugbahn von Artemis II (sowie der Erdoberfläche und der Flugbahn des Mondes) auf die Bestandteile eines geozentrischen („mitbewegten“) nicht-rotierenden starren Bezugssystems (bzw. „in“ ein solches Bezugssystem).
Um ein Inertialsystem handelt es sich dabei aber insofern nicht, als
– die erfasste Region nicht flach ist (deutlich insbesondere in Erd- und Mondnähe), und
– die meisten Bestandteile des Bezugssystems (z.B. diejenigen entsprechend den „Markierungen entlang der beiden Achsen“, und auch diejenigen „entlang der Mondbahn“) nicht (genau) inertial/frei wären, sondern geeignet gehalten bzw. geführt werden müssten.
p.s.
> Koordinatensystem
Jaja, offenbar sind auch Koordinaten(-Paare) draufgestreuselt; vermutlich sogar mit einander einigermaßen vergleichbaren Basis-Vektoren.
> […] Einheiten […]
Auch das noch! …
> […] dass fast die ganze Mission ab Tag 2 bei einem Erdabstand von mehr als 100000 km […]
Gemeint ist sicherlich nicht ein bestimmter (konstanter) Abstand zwischen zwei gegenüber einander starren Enden; sondern i.A. veränderliche Entfernung von mehr als 100000 km.
Es ist mir nicht klar, worauf Sie hinauswollen. Die Koordinaten der Transferbahn sind in einem erdfesten Koordinatensystem gegeben, dessen Achsen gemäß dem Referenzsystem ICRF orientiert sind. Das International Celestial Reference Frame ist das in der Astronomie übliche quasinertiale Referenzsystem.
Ich habe keine Ahnung, was Ihre kryptischen Bemerkungen sollen, und ich vermute stark, Sie auch nicht.
Bezüglich meiner Aussage, dass fast die gesamte Mission ab Tag 2 sich bei einem Erdabstand von mehr als 100000 km abspielt: Das ist so.
Michael Khan schrieb (07.04.2026, 16:56 Uhr):
> […] Die Koordinaten der Transferbahn sind in einem erdfesten Koordinatensystem gegeben, dessen Achsen gemäß dem Referenzsystem ICRF orientiert sind.
Ganz recht: https://de.wikipedia.org/wiki/International_Celestial_Reference_Frame
bzw.
https://de.wikipedia.org/wiki/International_Celestial_Reference_System
> Das International Celestial Reference System ist das in der Astronomie übliche quasinertiale Referenzsystem.
> Das International Celestial Reference System ist das in der Astronomie übliche quasinertiale Referenzsystem.
Das ICRS ist also ein „quasinertiales Referenzsystem“.
Sofern damit auch zugegeben ist, dass es sich (entsprechend) beim ICRF auch nicht exakt um „ein inertiales Koordinatensystem“ handelt (wie im obigen SciLog gleich mehrfach zu lesen war, und mittlerweile schon von mehreren Kommentierenden zitiert wurde), betrachte ich meinen vorausgegangenen Kommentar (07.04.2026, 11:28 Uhr) als weitgehend verstanden und zufriedenstellend beantwortet. Dafür schon mal: danke.
p.s.
> Bezüglich meiner Aussage, dass fast die gesamte Mission ab Tag 2 sich bei einem Erdabstand von mehr als 100000 km abspielt: Das ist so.
Demgegenüber verbleibt mein obiger Einwand, dass sich fast die gesamte Mission ab Tag 2 sich nicht etwa bei einem (bestimmten) Erdabstand abspielt, also nicht etwa bei durchwegs konstanter Entfernung insbesondere des o.g. Raumschiffs (mit vier Menschen an Bord) und des Erd-Mittelpunktes voneinander, in der diese beiden Enden gegenüber einander stünden und stehen-blieben;
sondern stattdessen bei (erheblich) veränderlicher Entfernung, von durchwegs mehr als 100000 km voneinander.
Sie haben eine Menge Unsinn behauptet, weil Sie wahrscheinlich nicht wissen, worum es sich beim ICRF handelt. Muss das sein?
Was meine Aussage zu dem Abstand von der Erde angeht, da muss man wohl schon absichtlich missverstehen wollen, wenn man meine Aussage, dazu noch genau über einer von mir selbst produzierten Grafik, die den variablen Radius zeigt, falsch zu verstehen.
Ich weiß nicht, was Sie umtreibt, aber ich denke, vielleicht fühlen Sie sich in einem anderen Blog wohler?