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Kommentare für IT-spots http://it-spots.de Bemerkenswertes aus Technik und Gesellschaft in einer globalisierten Welt Thu, 01 Jun 2017 19:33:19 +0000 hourly 1 https://wordpress.org/?v=4.7.5 Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2324 Thu, 01 Jun 2017 19:33:19 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2324 Sie kamen gerade einmal in den Erdorbit mit Apollo 11 bis N!

Mit den Daten zur Apollomission von 1969 (und der folgenden Jahren) der NASA kann das Apolloprojekt ganz simpel widerlegen werden! Entsprechend der Raketengrundgleichung
vB= ve * ln (Mo: Ml) (1)

hätte man mit den drei Stufen der Saturnrakete nach einer Modifikation der Formel (1) theoretisch eine maximale Bahn- und Brennschlussgeschwindigkeit von
vB=2,6 km/s*ln (2940:654) + 4,2 km/s* [ln(654:164) + ln (164:45)] ≈
2,6 km/s*1,5 + 4,2*km/s (1,38 +1,29) = 3,9 km/s + 4,2 km/s*2,67 =
3,9 km/s+ 11,2 km/s = 15,1 km/s (2)

ohne Berücksichtigung der Erdrotation, der Gravitation und des Luftwiderstandes erzielen. Aufgrund der Erdrotation muss zu den 15,1 km/s noch 0,46 km/s (40000 km: 24*3600 s=0,46 km/s) zuaddieren. Daraus resultieren dann 15,56 km/s. Nach NASA – Angaben betrug die Brennschlussgeschwindigkeit der 1. Stufe der Saturnrakete t1= 161 s, die der 2. Stufe t2=390 und die der dritten Stufe t3= 169 s = 720 s =12*60 s (siehe auch Leitenberg, 2014 und im Internet zu Apollo 11, 2014). Damit erfuhr die Saturnrakete bei einer durchschnittlichen, integralen Gravitationsbeschleunigung von g= 9,5 m/s² durch die Gravitation bis zu einer Orbithöhe von ca. 200 km innerhalb von 12 Minuten eine Geschwindigkeitsreduktion von

∆v= g*(t1+t2+t3) = 9,5 m/s²* 720 s =6840 m/s ≈ 6,8 km/s. (3)

Und für den Luftwiderstand

Fw= 0,5 * ς *v²*A*cw (4)

der 1. Stufe, die bis in eine Höhe von 44 km gelangte, resultiert nach Integration der Formel von (4)
v
Fw=0,5* ς *A∫ v² = 0,5 ς *A*v³*cw:3 (5)
0
und Division durch v und die Hälfte der Startmasse Mo=2940 t plus der verbleibenden Masse ML1= 644 t der ersten Stufe eine negative Beschleunigung a bei einem Durchmesser von d = 10,1 m mit einer Querschnittsfläche von A= 80 m² und einer integralen respektive durchschnittlichen Luftdichte von ςm= 0,27 kg/m³ bei einem Luftwiderstandsbeiwert von cw= 0,4 und einer Brennschlussgeschwindigkeit von

vB= 3900 m/s – (9,81*161 m/s:2) ≈ 3110 m/s (6)

allgemein eine Geschwindigkeitsreduktion von

Δv=a *t1 = [(0,5*ςm*v²*A*cw): (Mo+ML1)*6)]*t1=

[(0,5*0,27*3110²*80*0,4): (1.792.000*6)] m/s²*161 s ≈ 626 m/s ≈ 0,6 km/s (7)

resultiert. Damit ergäbe sich eine Gesamtbilanz von
vB = 15,56 km/s – 6,8 km/s – 0,6 km/s = 8,16 km/s, (8)

womit Apollo 11 bis N gerade einmal in den Erdorbit gelangen konnte, aber niemals zum Mond!

Das Mondlandemodul LM konnte niemals an Bord der Saturnrakete gewesen sein!

Die NASA gibt für die J-2-Triebwerke der zweiten und dritten Stufe der Saturn-V-Rakete eine effektive Ausströmgeschwindigkeit von ve=4200 m/s an. Diese hohe Ausströmge-schwindigkeit von 4200 m/s ist mehr als anzuzweifeln, weil zur damaligen Zeit nur 7 Zehntel der maximalen Ausströmgeschwindigkeit die effektive Ausströmgeschwindigkeit betragen konnte. Es gilt also

ve=0,7 vmax. (1)

Da die maximale und theoretische Ausströmgeschwindigkeit bei der Treibstoffkombination flüssiger Wasserstoff und flüssiger Sauerstoff bei 5090 m/s liegt, konnte bei einem Triebwerksinnendruck von po=50 bar bzw. 50 kp/cm² der J-2-Triebwerke und dem Gammawert von λ= 1,25 (eine charakteristische Größe bei definierten Treibstoffkombinationen) die effektive Ausströmgeschwindigkeit bei höchstens

Ve=0,7*5090= 3563 m/s (2)

liegen. Damit ergibt sich eine Bahn- und Brennschlussgeschwindigkeit von höchstens

vB=2,6 km/s*ln (2940:654) + 3,56 km/s* [ln(654:164) + ln (164:45)] ≈
2,6 km/s*1,5 + 3,56 km/s *(1,38 +1,29) = 3,9 km/s + 3,56 km/s*2,67 =
3,9 km/s + 9,5 km/s = 13,4 km/s. (3)

Damit konnte die Astronauten nicht einmal in den Erdorbit gelangen, denn nach Abzug des Betrages der Reduktion durch die Erdbeschleunigung mit 6,8 km/s und durch den Luftwiderstand mit 0,6 km/s, zuzüglich des Betrages von 0,46 km/s für die Erdrotation ergibt sich eine Bilanz zu

vB= 13,4 km/s+ 0,46 km/s – 6,8 km/s -0,6 km/s =6,46 km/s. (4)

Dies lässt nur einen Schluss zu: Die Nutzlast von Apollo 11bis N musste bedeutend geringer als 45 t gewesen sein! Nimmt man einmal an, dass die Nutzlast 15 t geringer war, so ergibt sich folgende Gleichung zur Brennschluss- bzw. Bahngeschwindigkeit

vB=2,6 km/s*ln (2925:639) + 3,56 km/s* [ln(639:149) + ln (149:30)] ≈
2,6 km/s*1,5 + 3,56 km/s *(1,45 +1,6) = 3,9 km/s + 3,56 km/s*3,05 =
3,9 km/s + 10,86 km/s = 14,76 km/s ≈ 14,8 km/s. (5)

Die Differenz von (3) und (5) beträgt somit 1,4 km/s. Dieser Betrag reicht aus, um die erste Kosmische Geschwindigkeit von 7,9 km/s zu erreichen, denn 6,46 km/s + 1,4 km/s ≈ 7,9 km/s. Damit dürfte klar sein, dass Apollo11 bis N niemals mit dem Lunamodul in den Orbit starten konnte! Allerwahrscheinlichkeit nach, sollte bei den Apollomissionen nur das Kommando-Service-Modul CSM im Erdorbit getestete werden.
Die optimale Flugbahn zur Einmündung in den Erdorbit der Saturnrakete

Es dürfte klar sein, dass ein Senkrechtstart für die Saturnrakete suboptimal ist, weil der Geschwindigkeitsverlust durch die Erdgravitation maximal ist. Denn es gilt

∆vg= t∑ *g*, (1)

Wobei für t∑ = 720 s und g*= 9,5 m/s² gilt. Anderseits muss die Einmündung in den Erdorbit über eine Kurve mit einem Winke α erfolgen. Die Frage lautet nun, wie diese Flugbahn konkret aussehen müsste bzw. zu charakterisieren wäre. Die Startphase kann sicherlich trivialerweise nur vertikal erfolgen, insbesondere unter dem Aspekt des Luftwiderstandes. Bis zu einer Höhe von 45 km muss daher die Startphase quasi mit einer minimalen Abweichung von der Vertikalen senkrecht erfolgen, weil sich sonst anderseits der Luftwiderstand gravierend erhöhen würde. Ab dieser Grenze, wo der Luftwiderstand kaum noch eine praktische Rolle spielt und eine Bedeutung hat, muss dann der Winkel für den Einschuss in den Erdorbit allmählich gewählt werden. Dieser Winkel kann mit der Gleichung

∆vg= sin α*cos α *g*s: v, (2)

durch Differenzieren abgeleitet werden. Es gilt nach (2), wobei g*s.v = k

∆vg`= (sin α*cos α*k) d α = k *[cos α*cos α + sin α* (-sin α)]= k* (cos² α- sin² α). (3)

Damit kann formuliert werden

0= k* (cos² α- sin² α). (4)

Nach Umformung der Gleichung (4) ergibt sich

sin² α = cos² α. (5)

Damit ist

sin α= cos α. (6)

Der Einschusswinkel in den Erdorbit muss ab einer Flughöhe von 45 000 km also optimaler Weise 45o betragen. Der Sinus und Kosinus von 45o entspricht dem Wert von 0,707.
Damit kann die Geschwindigkeitsreduktion durch die Erdgravitation exakt wie folgt berechnet werden:

∆vg = t1*g*+ 0,707* g*(t2+t3 ) = g*[t1+0,707 (t2+t3)] = 9,5 m/s²*[161+0,707*(559) =
5284 m/s≈ 5,3 km/s. (7)

Damit ergibt sich für die Startposition von Apollo 11 in Cap Canavarel/ Florida (28,3o Breitengrad ∆v=0,464 km/s*cos 28,3= 0,4 km/s) eine Gesamtbilanz von

13,4 km/s + 0,4 km/s – 5,3 km/s- 0,64 km/s =7,86 km/s. (8)

Mit dieser Geschwindigkeit von 7,86 km/s konnte Apollo 11 bis N niemals den Erdorbit erreichen!

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2323 Thu, 01 Jun 2017 19:31:10 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2323 Senkrechtlandung der Falcon 9-Rakete nunmehr sichere Technologie!

Zum zweiten Mal landete die ca. 38 m hohe (!) erste Stufe einer Falcon 9-Rakete mit ihren 9 Merlin- 1D Triebwerken, mit einer Leermasse von ca. 26 t und mit einem Gesamtschub von ca. 5900 kN intakt senkrecht auf einer Plattform im Meer. Bereits am 21. Dezember vergangenen Jahres ist den Ingenieuren der Firma Space-X ein derartiger famoser und bravouröser Coup mit einer Falcon 9 gelungen. Damit muss man konstatieren, dass diese Technologie und Technik von den amerikanischen Ingenieuren der Firma Space X vollends beherrscht wird. Die sichere und zuverlässige vertikale Landung einer Falcon 9-Rakete der amerikanischen Weltraumfirma Space X stellt absolut eine technisch-technologische Meisterleistung und quasi einen Meilenstein und Quantensprung in der Weltraum- und Raketenforschung dar, insbesondere unter dem Aspekt, das die Falcon 9-Rakete zuvor einen „Dragon“-Raumfrachter sicher zur Internationalen Raumstation ISS gebracht hat! Den Amerikanern kann man zu diesem kühnen Erfolg mit ihrer Falcon 9 – Rakete, die zum zweiten Mal intakt senkrecht auf einer beweglichen Plattform im Meer landete, nur gratulieren. Damit ist man bei der Technologie der Wiederverwendbarkeit mit einer akzeptablen Ökonomie von Raketen einen Schritt vorangekommen. Bereits seit Jahren, ja Jahrzenten forschte man an dem Problem der vertikalen Landung von Raketen. Das Delta-Clipper –X- Projekt, bereits vor Jahren getestet, scheiterte mehrmals kläglich. Umso erfreulicher, dass dieses technisch-technologische Problem nunmehr einer sicheren und zuverlässigen Lösung zugeführt wurde. Das nicht so triviale technische Problem der Senkrechtlandung besteht nämlich darin, dass sich der Schwerpunkt einer Rakete immer oberhalb des Triebwerkes, also oberhalb des Schubpunktes befindet. Zudem wandert der Schwerpunkt ständig, weil ja Treibstoff verbraucht wird. Dieses labile mechanische System zu stabilisieren ist nicht ganz so einfach. Umso mehr muss die technische Leistung der amerikanischen Ingenieure der Firma Space X gewürdigt werden! Die amerikanischen Ingenieure werden dieses diffizile technische und technologische Problem aller Wahrscheinlichkeit nach mit Hilfe einer Lagesteuerung über ein Gyroskop (kardanisch aufgehängter Kreiselkompass) mit einer unterschiedlichen Ansteuerung von Steuerdüsen entsprechend der aktuellen Koordinaten der Rakete im Raum gelöst haben. Mit der Bewältigung dieses technischen Problems dürfte aber auch der indirekte Beweis geführt worden sein, dass die Amerikaner mit Apollo 11 im Sommer 1969 niemals auf dem Mond gelandet sein können, weil solche Technologie und Technik damals noch gar nicht zur Verfügung stand – sowohl rein raketentechnisch, als auch computertechnisch!

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2322 Thu, 01 Jun 2017 19:29:33 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2322 Die mechanische Instabilität der Mondlandefähre hätte eine intakte Mondlandung unmöglich gemacht!

Jeder Mensch auf unseren Planeten hat bestimmt schon einmal einen missglückten Raketenstart gesehen, wenn die Rakete bereits einige Meter vom Starttisch abgehoben hat und die Triebwerke dann versagen und keine Leistung mehr erbringen. Infolgedessen bewegt sich die Rakete den physikalischen Gesetzen der Schwerkraft entsprechend wieder in Richtung der Startplattform und kippt dann aufgrund der mechanischen Instabilität einfach um, weil sich der Masseschwerpunkt gravierend verändert hat. Dies wäre auch das Schicksal der Mondlandefähre von Apollo 11 gewesen, weil kurz vor der Landung eine absolute Instabilität der Fähre bestanden hätte! Denn: Ganz grob gerechnet, hätte die absteigende Stufe kurz vor der Landung auf dem Mond nur noch eine Masse von ca. 7 t an Masse besessen gehabt, da ca. 8 t Raketentreibstoff verbrannt wurden. Da der Schwerpunkt der Landefähre kurz vor der Landung auf dem Mond exakt bei 2,10 m über die Düsen gelegen haben muss, würden sich die Drehmomente wie 2,5 zu 1 bis 3: 1 verhalten haben.
Damit hätte ein absolut instabiles mechanisches System vorgelegen! Jede noch so kleinste Erschütterung, wie Vibrationen durch das Triebwerk oder Druckschwankungen der ausströmenden Gase in der Düse des Triebwerkes hätten die Mondlagefähre einfach umkippen lassen! Eine Mondlandung wäre zwar „geglückt“, aber eine Rückkehr vom Mond wäre damit unmöglich gewesen. Da aber alle Akteure von Apollo 11 glücklicherweise das imaginäre Abenteuer überlebt haben, kann messerscharf geschlussfolgert werden, dass keine Mondlandung stattgefunden hat.
P.S. Übrigens hatte der Autor den skeptischen Gedanken zur Instabilität der Mondlandefähre zur Mondlandung bereits vor mehr als 47 Jahren ganz spontan für ca. 1 s gehegt gehabt!
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

Phänomenale technisch-technologische Meisterleistung!

Die erste vertikale Landung einer Rakete der amerikanischen Weltraumfirma Space X stellt absolut eine technisch-technologische Meisterleistung und quasi einen Quantensprung in der Weltraum- und Raketenforschung dar! Den Amerikanern kann man zu diesem kühnen Erfolg mit ihrer Falcon 9 – Rakete, die intakt senkrecht auf der Erde landete, nur gratulieren. Damit ist man bei der Technologie der Wiederverwendbarkeit von Raketen einen Schritt vorangekommen. Bereits seit Jahren, ja Jahrzenten forschte man an dem Problem der vertikalen Landung von Raketen. Das Delta-Clipper –X- Projekt, bereits vor Jahren getestet, scheiterte mehrmals kläglich. Umso erfreulicher, dass dieses technisch-technologische Problem nunmehr einer Lösung zugeführt wurde. Das nicht so triviale technische Problem besteht nämlich darin, dass sich der Schwerpunkt einer Rakete immer oberhalb des Triebwerkes, also oberhalb des Schubpunktes befindet. Zudem wandert der Schwerpunkt ständig, weil ja Treibstoff verbraucht wird. Dieses labile mechanische System zu stabilisieren ist nicht so ganz einfach. Umso größer muss die technische Leistung der Ingenieure der Firma Space X gewürdigt werden!

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2321 Thu, 01 Jun 2017 19:28:40 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2321 Gesamttreibstoffbilanz für die Realisierung von Apollo 11

1. Die Zweite kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s

Aufgrund der Schwerkraft und des Luftwiderstandes hätte Apollo 11 mit insgesamt 45,3 t Gesamtmasse gerade einmal die Erdumlaufbahn mit ca. 7,9 km/s damals erreichen können. Damit wäre eine zusätzliche Treibstoffmasse für die zweite kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s von

MTr= [1- (1: 2,723,22::3,56)]*45,3 t = [1- (1:2,720,9)]*45,3 t = (1- 0,41)*45,3 t= 0,59*45,3 t ≈ 27 t (1)

2.. Die Einmündung in die Mondumlaufbahn

Um in die Mondumlaufbahn einzumünden, mussten die 2337 km/s (siehe auch Sternfeld, 1959, auf Seite 190 – der Autor gibt hier 3 km/s an) auf rund 1500 m/s abgebremst werden. Damit wäre eine zusätzliche Treibstoffmenge von

MTr=[(1-(1: 2,720,8:2,6)]*45,3 t= [1- (1: 2,720,3)]*45,3 t= (1- 0,74)*45,3 t= 0,26*45,3t ≈ 12 t (2)

notwendig gewesen.

3. Die Landung auf dem Mond

Zur Landung auf dem Erdtrabanten vom Mondortbit aus wären unter der Berücksichtigung der Mondgravitation, womit eine zusätzliche Geschwindigkeit bis zur Mondoberfläche von rund 570 m/s erzeugt wird (v=√100.000*2*1,62=569,2 m/s), ca. 8,6 t weiterer Treibstoff erforderlich gewesen, wie nachfolgend eindrucksvoll gezeigt werden kann:

MTr= [1-(1:2,722,1: 2,6)]*15 t = [1- (1: 2,720,8)]*15 t = 0,55*15 t = 0,57*15 t ≈ 8,3 t. (3)

Damit hätte die Mondlandefähre „Eagle“ bereits ihr Pulver mehr als verschossen gehabt, um es salopp zu formulieren, denn es standen ja insgesamt nur rund 11 t Treibstoff für die Mondlandung zur Verfügung.

4. Der Start vom Mond

Für den Start des Lunamoduls mit einer Startmasse Mo= 4,7 t von der Mondoberfläche in die Mondumlaufbahn hätte es eine weitere Treibstoffmenge von

MTr= [1- (1:2,722,1: 2,6 )]*4,7 t = [1- (1:2,720,8)]*4,7 t= (1- 0,43)*4,7 t= 0,57*4,7 t ≈ 2,7 t (4)

bedurft.

5. Der Flug aus dem Gravitationsfeld des Mondes

Ferner wären weitere 7,8 t Treibstoff erforderlich gewesen, um wieder aus dem Gravitationsfeld des Mondes zu gelangen. Die 7,8 t errechnen entsprechend der Fluchtgeschwindigkeit von 2,3 km/s vom Mond zu:

MTr= [1- (1: 2,720,8:2,6 )]*30 t =[1- (1:2,720,3)]*30 t = (1- 0,74)*30 t = 0,26 *30 t = 7,8 t. (5)

6. Der Rückflug zur Erde

Die 2,3 km/s werden auf rund 11,08 km/s bis zur Erde beschleunigt: Diese rund 10,1 km/s müssen allerdings dann wieder auf ca. 7,9 km/s abgebremst werden, um in den Erdorbit zu gelangen. Dazu wäre eine weitere Treibstoffmenge von

MTr= [1- (1: 2,72 3,2:2,6 )]*30 t = 1- (1:2,72 1,27))*30 t = (1-0,3)*30 t= 0,7*30 t ≈ 21 t (6)
erforderlich gewesen.

7. Die Landung auf der Erde

Um das CM von 7,9 km/s auf 6 km/s für die Landung auf der Erde abzubremsen, wären

MTr= [1- (1: 2,72 1,9:2,6 )]*5,9 t= (1-0,48)* 5,9 t = 0,52* 5,9 t= 3 t (7)

erforderlich gewesen.. Die Gesamtbilanz beträgt damit

MTr = 27 t+12 t+8,3 t+2,7 t+7,8 t+21 t+3 t ≈ 82 t. (8)

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2320 Thu, 01 Jun 2017 19:26:38 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2320 Das eigentümliche Servicemodul CSM: Es wird immer skurriler und abenteuerlicher mit Apollo 11!
Im Internet wird von der NASA das Servicemodul (CSM) mit folgenden Parametern charakterisiert:
1. Gesamtmasse: mg= 24,5 t; 2. Treibstoffmasse: mTr= 18,6 t; 3. Rüstmasse: mr= 24,5 t -18,6 t = 5,9 t, 4. Masse des Triebwerkes: mTrieb =0,29 t. 4. Außenzelle: 4.1. Durchmesser d=3,9 m, 4.2. Länge L= 7,5 m, 5. Innenzellen: 5.1 Durchmesser: 1 m, 5.2. Länge: 7,5 m, 6. Dimensionierung der beiden zylinderförmigen Oxydatortanks: Länge L jeweils 3,9 m, Durchmesser d1 =1,3 m und d2= 1,14 m, 7. Material Titan mit einer Stärke d von 1,36 mm ≈ 1,4 mm, 8. Zwei Sauerstofftanks mit einem Fassungsvermögen von 144 l. Dies entspricht bei einer Dichte von flüssigen Sauerstoff von 1,14 rund 0,33 t an Masse (1,14 t/m³*0,288 m³=0,328 t), 9. Silberzink-Akkus zur Stromversorgung mit rund 0,4 t (Energiedichte 200 Wh/kg- m=80000 Wh: 200 Wh/kg=400 kg). 10. Brennstoffzellen für das Lebenserhaltungssystem mit 0,4 t, 11. 16 Steuerdüsen mit 12 kg*16 ≈ 0,2 t. Daraus resultieren zunächst einmal bereits rund 1,6 t an Masse (0,29 +0,33+0,4+0,4+0,2 =1,62 t).
I. Zunächst sollte geprüft werden, ob die vorgegebene Wandstärke der NASA von ca. 1,4 mm der Oxidatortanks bei einem minimalen Druck von p=15 kp/cm² (stark untertrieben) tatsächlich als ausreichend erachtet werden kann und darf. Die Wandstärke d von Zylindern mit einem Durchmesser von D bei einem definierten Druck p und eine Druckfestigkeit von σ beträgt ganz allgemein
d= [p*D: (2* σ)]+s1+s2 (1)
betragen. Für die beiden Tanks mit einem Durchmesser von 1,3 m und 1,14 m beträgt die Wandstärke bei einer maximalen Druckfestigkeit von 400 N/mm² bei Titan:
d= (1300 mm*1,5: 800)+1 mm+0,6 mm ≈ 4 mm. (2)
Der von der NASA angegebene Wert von ca. 1,4 mm liegt damit weit unter der erforderlichen Größe! Bewertung: Die Tanks würden einfach explodieren!
II. Damit ergibt sich bei einer Wandstärke von 4 mm eine Masse der beiden Tanks aus Titan mit einer Dichte von 4,5 von rund:
M= 2*(d1²-d2²)*π*L*ς:4 + (4*d1²* π *d:4)= 2*(1,3²-1,292²) m²*3,14*3,9 m*4,5 t/m³:4) +
(4*3,9²m²*0,004 m*3,14:4)*4,5 t/m³= (0,57 +0,86 ) t ≈ 1,4 t. (3)
Für die Brennstofftanks müsste eine analoge Masserelation vorliegen (die Dimensionen der Tanks wurden nicht angegeben). Damit ergeben sich für die vier Tanks insgesamt rund 2,8 t! Zusammen mit dem Triebwerk resultieren daraus rund 3,1 t an Masse.
III. Für die Außenzelle aus Aluminium muss zunächst über das existierende Biege- und Widerstandsmoment die Wandstärke D bestimmt werden. Es gilt:
σb= F*L:W, (4)
wobei F die wirkende Kraft, L die Länge des Hebels und W das Widerstandsmoment darstellen. Das Widerstandsmoment berechnet sich zu:
W= (D4-di4)*π: (32*D). (5)
Es gilt dann für den Innendurchmesse di allgemein:
di= [D4- (D*32*F*L): (π*σb)]0,25. (6)
Da der Außendurchmesser D=3,9 m, die Hebellänge L=3,75 m, die Kraft F=240.000 N und σb = 100 N/mm² beträgt, ergibt sich folgender Innendurchmesse des Servicemodul SM:
di= [(3,94 m4- 3,9*32*3,75*240.000 m4 *10-6: (3,14*100)]0,25= 3,8984 m. (7)
Die Wandstärke d beträgt damit rund 2 mm. Aus Sicherheitsgründen sollen 4 mm Wandstärke gelten, auch unter dem Aspekt der Druckfestigkeit [d= (3900 mm*0,1: 200) +1 mm+0,6 mm ≈ 4 mm]. Damit ergibt sich eine Masse der Außenzelle zu
MAZ= [(3,9²-3,892²) m² *3,14*7,5 m*2,7 t/m³: 4] + 2*(3,9² m²*3,14*0,004 m*2,7 t/m³): 4 =
1 t+ 0,26 t= 1,26 t. (8)
Die Masse der inneren Aluminiumzelle:
MAZ= [(1²-0,992²) m² *3,14*7,5 m*2,7 t/m³: 4] + 2*(1² m²*3,14*0,004 m*2,7 t/m³): 4=
0,322 t + 0,006= 0,338 t. (9)
Abgeteilt wurde die äußere und innere Zelle nach NASA-Angaben in sechs Segmente durch fünf Schotten. Damit müsste eine weitere Masse von
5*(3,9²-1)*3,14*2,7*0,004 t:4= 0,6 t (10)
anfallen. In Summe ergibt sich damit eine Masse zu 6,62 t, ohne den weiteren Schnickschnack, wie Heliumtanks etc. berücksichtigt zu haben. Damit wurde die Rüstmasse bereits um 0,72 t überschritten!
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2319 Thu, 01 Jun 2017 19:23:48 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2319 Die Achterschleife von Apollo 11 ist astrophysikalischer Blödsinn!
Die von der NASA propagierte und deklarierte Achterschleife von Apollo 11 zum Mond und zurück zur Erde ist einfach astrophysikalischer Blödsinn, weil sich Planeten, Satteliten von Planeten und Raumflugkörper nach dem Ersten Keplerschen Gesetz auf elliptischen Bahnen um Zentralgestirne, Planeten und Satteliten bewegen! Mit der irrsinnigen von der NASA deklarierten Achterbahn von Apollo 11 hätte sich die Energie bzw. der Treibstoffverbrauch um ein Mehrfaches erhöht. Die resultierende Geschwindigkeit vr zur Einmündung in die Mondumlaufbahn und Retour und zur Einmündung in die Erdumlaufbahn hätte sich damit ganz allgemein auf ca.
vr=√vo²+2*vo² =√3*vo² ≈ 1,73*vo (1)
erhöht, wobei vo die Orbitgeschwindigkeit im Mond- und Erdorbit darstellt. Damit erhöht sich der Treibstoffverbrauch zur Einmündung in die Mond- und Erdumlaufbahn ganz allgemein auf
MTr= [1- (1: 2,72vo*0,73:ve)]*Mo. (2)
Für die Einmündung in die Mondumlaufbahn errechnet sich alleine der Treibstoffverbrauch somit auf
MTr= [1- (1: 2,721,24:2,6)]*43,7 t ≈ 17 t. (3)
Für die Mondlandung ergibt sich eine Treibstoffmasse zu
MTr= [1- (1: 2,722,2:2,6)]*15 t ≈ 8,6 t (4)
und für die wieder Einmündung in die Umlaufbahn ergibt sich eine Treibstoffmasse zu
MTr= [1- (1: 2,722,2:2,6)]*4,7 t ≈ 2,7 t (5)
Retour vom Mond wäre zum Erreichen der Fluchtgeschwindigkeit eine Treibstoffmasse von
MTr= [1- (1: 2,721,24:2,6)]*17 t ≈ 6 t. (6)
Damit hätte Apollo 11 bereits absolut sein Pulver verschossen gehabt, weil nur 18,5 t (Servicemodul) und 10,8 t für die Mondlandefähre insgesamt zur Verfügung standen.
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

1. Die Affinität zur Raketentechnik – eine Kurzbiographie der Kindheit und Jugend

Oktober 1957: Gerade einmal eingeschult, spazierte, ja flanierte man gemütlich in den frühen Abendstunden mit seiner Mutti Inge Marquardt auf der Ernst-Thälmann-Straße in Strasburg entlang, mit dem Ziel, Buntstifte im Schreibwarengeschäft Heyer zu erstehen. Und am Firmament konnte man den ersten künstlichen Himmelskörper „Sputnik 1“ mit bloßem Auge erkennen. Es war einfach unbeschreibbar romantisch und faszinierend an diesem frühen Herbstabend. Und ein wenig später fing alles ganz gewöhnlich und gleichzeitig irgendwie geheimnisvoll mit der Affinität zur Raketentechnik an. Sein Vati, der Radio- und Fernsehmechaniker Walter Marquardt, erwähnte im Sommer 1959 beim Starten seiner RT 125 auf dem schätzungsweise 40 m langen Hof der Ernst-Thälmann-Straße 16 etwas von einem Raketenmotor. Der Sohn des Radio- und Fernsehtechnikers verstand die Dimension und Bedeutung dieses Begriffes überhaupt nicht – der Termini technicus „Raketenmotor“ faszinierte seinen Filius aber ganz mystisch und blieb sehr lange in seinem Bewusstsein haften. Dieses unscheinbare, marginale Erlebnis sollte sich prägend und orientierend für einen Teil seines weiteren Lebens erweisen.
Und dann hegte man im Sommer 1959 die Absicht, ein ausgeblasenes Hühnereier zu einem Raketentriebwerk umzufunktionieren, indem unter dem mit Wasser gefüllten Hühnerei ein Kerzenlicht gestellt werden sollte, um damit eindrucksvoll das Rückstoßprinzip zu demonstrieren. Daraus wurde allerdings nichts, weil die Oberschülerin, zu der eine enge Bindung bestand, dem Steppke zu viel versprochen hatte, oder weil man einfach nicht mehr zusammenkam. Übrigens konnte viel, viel später einmal beim Verfassen eines Buches zur Mathematik zumindest der prinzipielle physikalische Beweis erbracht werden, dass dies auch praktisch hätte funktionieren können.
Im Jahre 1963 kaufte sich der Zwölfjährige ein Heft aus der Serie „Modellbau und Basteln“. In diesem Periodikum wurde eine Modellrakete zum Nachbau empfohlen. Und man bastelte das Projektil auch gleich nach, weil man der Meinung war oder weil einem durch die Empfehlungen des Konstrukteurs und Redakteurs irgendwie suggeriert wurde, dass die Rakete auch gleich starten würde. Als Zündsatz fungierte eine Jagdgewehrpatrone. Der kleine (Raumfahrt-) Pionier besorgte sich in aller Naivität und Euphorie eine Patronenhülse von einem Jagdgewehr und es funktionierte trotzdem nicht. Konnte ja auch nicht, weil die Konzeption des Triebwerkes so angelegt war, dass eine Jagdpatrone ohne Bleikugel mit ihrer Schwarzpulverladung als Triebwerk und Treibsatz fungieren sollte! Zu dieser „tiefschürfenden“ Erkenntnis kam der noch immer von der Raketentechnik faszinierte Enthusiast, zu seiner eigenen Schande gestehend, erst viel später bei einer mentalen Analyse und Reminiszenz.
Und dann ging die Rakete ab! Denn ab und zu wurden in der Station „Junger Techniker und Naturforscher“ in der Kreisstadt Strasburg in Mecklenburg Raketen gezündet und als Treibsatz fungierten die damaligen brandgefährlichen Zelluloidfilme. Nur: An diese feuergefährlichen Filme kam der Raketenfreak einfach nicht heran, weil dieses kreuzgefährliche Material quasi unter Verschluss gehalten wurde.
Aber auch Modellraketen und Modellraketenflugzeuge wurden hier gebastelt und mehr oder weniger erfolgreich oder auch erfolglos in der Kiesgrube unweit des Strasburger Sees erprobt (1965 bis 1967). So manch ein Raketenprojektil explodierte dann auch schon mal und die Splitter flogen einem nur so um die Ohren. Einmal wurde sogar eine veritable Raketenstartrampe durch eine explodierende Rakete völlig demoliert und die Splitter der Zelle legten eine Wegstrecke von etlichen Metern auf der Reuterkoppel durch die Luft zurück. Passiert ist trotzdem nichts, weil man Sicherheitsabstände in liegender Position einhielt. Diese kreuzgefährlichen Momente waren Anlass dazu, die bisherige Grundphilosophie des Raketenbaus tiefgründig zu überdenken und als Material Papprohre von Stoffballen für die Raketen zu nutzen. Wie gedacht, so getan! Nun wurde der Teufel mit dem Belzebub ausgetrieben: Da die Treibsätze, bestehend aus Zellulose und Kaliumchlorat einen extrem hohen Druck erzeugten, explodierten die Raketenkörper aus Papprohre erst recht. Und der Explosionsdruck war so gewaltig, dass man ihn noch in mehreren Metern Entfernung von der raffiniert konstruierten Startrampe, bestehend aus den Stabilisierungsholmen eines Schlauchbootes, am eigenen Leibe im Brustbereich verspüren konnte. Übrigens nahm der Autor die aerodynamische Geometrie und Gestaltung des amerikanischen Spaceshuttles in Form eines Raketenmodellflugzeuges bereits damals geistig vorweg! Ein entsprechendes Modell mit zwei „Boostern“ wurde gebastelt und erfolglos erprobt, weil dieses Raketenflugzeug nach ca. zwei Meter Flugstrecke die Stabilität verlor und sich überschlug (siehe Abb. 1).
Und eine Modellrakete von 20 cm „Mächtigkeit“ legte sogar die imposante Flugstrecke von zirka 1 km zurück! Die Brennschlussgeschwindigkeit vB muss so ungefähr bei 163 m/s gelegen haben, wie spätere exaktere Berechnungen ergaben (*). Der Klassenkamerad Georg Wild, der aufgrund eines tragischen Unfalles bereits verstorben ist, brachte dieses Projektil am nächsten Tag mit in die „Juri-Gagarin-Oberschule“ und anhand einer Vermessung auf einer topographischen Karte konnte die exakte Flugentfernung bestimmt werden.
Die gebastelten Raketenprojektile erwiesen sich nicht nur als technische Innovationen en miniature, sondern sprachen auch nachhaltig das Auge und die Ästhetik des Betrachters an! Die glänzenden Aluminiumkörper mit den knallrot lackierten, konischen Raketenköpfen und Stabilisierungsflossen waren einfach eine Augenweide und stellten quasi ein vollendetes technisches Design dar! (siehe Abbildung 2).

Abb. 1: Zirka eine derartige Gestalt wies das rund 30 cm große Raketenflugzeug auf.

Abb. 2: So ungefähr und uniform sahen die ca. 20 bis 25 cm hohen Raketenprojektile aus.

Und ein „richtiger“ Raketenmotor für experimentelle Untersuchungen wurde auch schon einmal in der Station Junger „Naturforscher und Techniker“ zusammengebastelt.

(*) Die Modell-Rakete wurde unter einem Winkel von rund 30o (sin α = 0,5 und cos α ≈ 0,866) gestartet wurde, wobei die maximale Schussentfernung 1000 m betrug. Die Anfanggeschwindigkeit vo müsste dann bei einer Masse m von 0,05 kg, einem Durchmesser von 2 cm (Luftwiderstandsfläche A= 3,14 cm²) und einem Widerstandsbeiwert von cw= 0,2 der Rakete rund

vo=(√ s*g : 2* sin α * cos α) : √ (1- (cw*ρ*A*sp: m*3) =

(√1000 m*10 m/s²:2* 0,5* 0,866) : √ (1-(0,2*1,3*0,0003*1092 : 0,05*3) =

107 m/s: √(1- 0,57) = 107 m/s : √0,43 = 107 m/s:0,67 =163 m/s
betragen haben [sp ist der exakt ermittelte Wert des Weges, den das Raketenprojektil auf der Parabel der Flugbahn zurückgelegt hatte, wobei hierzu die Länge des Parabelbogens aus der Steighöhe h = (sin²30o=0,25)*107² m: 20 =143 m und der Schussweite s = 1000 m berechnet wurde].
Dazu fungierte eine 155 mm Artillerie- Kartusche, wobei der Kartuschenboden mit einem Brennschneider vom Schrotthändler in ca. 20 cm Entfernung vom Boden abgetrennt wurde. Im Boden wurden zwei Einspritzdüsen von einem Dieselmotor eingeschraubt und als Benzintank fungierten zwei 8,8 cm-Flakpatronen, die zusammengeschweißt wurden. Das Benzin als Brennstoff wurde über einen Kompressor mit ca. fünf atü (5 kp/cm2=5 bar und ü= Überdruck, also mit insgesamt 6 bar) in die Düsen über zwei Dieselleitungen gedrückt. Die Zuleitung der Luft zur Brennkammer erfolgte ebenfalls über eine Dieselleitung mit 5 atü. Der durch das gezündete Benzin-Luftgemisch entstandene Gasstrahl sollte eine kleine Turbinenschaufel antreiben, die sich in der Brennkammer befand und in der Zylinderwand der Kartusche gelagert wurde. Die Konstruktion bewährte sich aber nicht, weil die Schraub- und Flanschverbindungen sich einfach als undicht erwiesen (siehe Abb. 3). Von seinen Freuden erntete der junge Erfinder und Heißsporn nur Spott und Häme, weil der Raketenmotor für den Antrieb seines Fahrrads vorgesehen war.

Abb. 3: Der experimentelle Raketenmotor.

Der experimentelle Aufbau bestand aus dem Elektromotor mit Kompressor (Grün und Blau), aus der Luftleitung (Blau), der Benzinleitung (Türkis), dem Benzintank mit dem Benzin (Türkis), aus den beiden Einspritzdüsen von einem Dieselmotor (Rot), der Brennkammer (Rot) und der Turbine (Schwarz).
Viele technische Hinweise und Erfahrungen in der Holz- und Metallbearbeitung verdankt der Autor dem erfahrenen Pädagogen Wenzel Sykora. Aber auch zur empirischen Raketentechnik. Denn: Aus Damenstrümpfen wurde dann auch schon einmal eine hydropneumatische Rakete gebastelt. Und so mancher Strauß wurde zwischen dem Pädagogen und Jungen Pionier und Heißsporn ausgefochten. Man koppelte sich aber alsbald von der Station „Junger Naturforscher und Techniker“ ab und beschritt eigene Wege. Die verschiedensten Flugzeug- und Raketenmodelle wurden zu Hause gebastelt und dann im „Felde“ erfolgreich erprobt. Das Raketenflugzeug, sowie die Raketen wurden wie folgt gefertigt: Die Zellen, gleichzeitig als Triebwerke konzipiert, bestanden aus einem Aluminiumrohr von 2 bis 3,5 cm Durchmesser. Die Raketendüsen wurden durch Deformierung des unteren Teils des Aluminiumrohrs mit einem Schraubenzieher und Hammer aufgrund der guten Geschmeidigkeit des Aluminiummaterials fabriziert. Die Stabilisierungsflossen bestanden aus Sperrholz oder Pappe. Und die konischen Raketenköpfe wurden in der Station „Junger Techniker und Naturforscher“ mit einer Bohrmaschine und einem Stechbeitel gedreht.
Dazu waren natürlich umfassende Aktivitäten zur Herstellung und zum Testen von chemischen Treibsätzen erforderlich. Als talentierter Chemiefreak (Note 1 in Chemie in der 10. und 11. Klasse) bereitete dem Oberschüler dies keine besonderen Schwierigkeiten. Oftmals herrschte im großelterlichen Heim aufgrund der vielen Bastelaktivitäten ein absolutes Chaos vor. Mitunter explodierte auch schon manch ein Raketentreibsatz und die Ernst-Thälmann-Straße 16 stand, wo die Großeltern Walter und Auguste Marquardt auch ein Friseurgeschäft unterhielten, das gleichzeitig als Domizil fungierte, in einer riesigen Rauchwolke. Und in einem vierzehntägigen Intervall schritt der Technikfreak in die zwanzig Meter entfernte Stadtbibliothek diagonal über die Ernst-Thälmann-Straße, um sich unter anderem die neusten Kompendien und Werke zur (Raketen-)Technik und zu den Naturwissenschaften auszuleihen. Das Rückstoßprinzip verstand man allerdings erst viel später so richtig, obwohl bei Kahnfahrten über den Strasburger See hierzu bereits treffende, empirische Erfahrungen gesammelt werden konnten, weil man des Öfteren an der Bootsanlegestelle des Strasburger Sees im kühlen Nass landete. Im Jahre 1967 erstand der Oberschüler Siegfried Marquardt in der Strasburger Buchhandlung dann das Werk „Raketen und Raketenballistik“ von W. Wolff (1966, Deutscher Militärverlag, Berlin) in der Bahnhofstraße. Und hier muss ein kleiner Schnitt erfolgen! Im Jahre 1959 sah der technisch ambitionierte und talentierte Bub einen ungarischen Film, wo ein Widerstandskämpfer unter dem Horthy-Regime von seinen Häschern verhaftet, gefoltert und schließlich zum Tode verurteilt wurde. Dem Kommunisten blieb nur eine Alternative, dem Tode zu entrinnen: Ein Bett, ein Medikament und ein paar Zündhölzer führten den Todgeweihten aus der Todeszelle in die Freiheit mit einer gewaltigen Explosion. Jahrelang hat den Autor diese Geschichte bewegt. Wie konnte dies nur funktionieren? Fiktion oder Realität? Sieben Jahre später, im Jahre 1966 bastelte der Verfasser dieser Schrift einen Treibsatz zusammen, um eine kleine Rakete zu starten. Das elektrisch gezündete Projektil hob etwa 10 Meter von der Startrampe ab und explodierte dann mit einem gewaltigen roten Feuerball von vier Meter Durchmesser! Dies war die Lösung des Graf von Monte Christo Problems der Neuzeit, wobei dem Autor dies erst nach fast vierzig Jahren bewusst wurde und er dahinter stieg. Diese explosive und brisante Komponentenzusammensetzung steht übrigens in keinem Fachbuch der Sprengstoffchemie!
Aber auch der UTP – Unterricht (UTP – Unterrichtstag in der sozialistischen Produktion) wurde dazu genutzt, Flüssigkeitstriebwerke en miniature zu konstruieren, zusammenzubasteln bzw. zusammenzuschweißen und anschließend zu erproben. Die wackeren Helfershelfer, die Facharbeiter des Landmaschinenbaues in der Landwirtschaftlichen Produktionsgenossenschaft „Thomas Müntzer“ wussten aller Wahrscheinlichkeit nach gar nicht, worum es eigentlich ging. Diesen Facharbeitern des Landmaschinenbaues der LPG „Thomas Müntzer“ hatte der Verfasser aber sehr viel zu verdanken! Mit fünfzehn Jahren ersann der Autor dieser Schrift ein kombiniertes Staustrahl- und Raketentriebwerk, das en miniature gebaut und erfolgreich getestet wurde. Bei dem Studium eines Werkes zur Flugzeug- und Raketentechnik stieß der Verfasser dieser Schrift 1966 auf die Konstruktion von Staustrahltriebwerken, die in Frankreich Anfang der sechziger Jahre erfolgreich getestet wurden. Diese Triebwerke (so- genannte Lorinrohre, oder auch Ofenrohre genannt) mussten allerdings erst auf eine Geschwindigkeit von zirka 700 km/h beschleunigt werden, um funktionstüchtig zu werden. Die französischen Konstrukteure lösten dieses Problem dadurch, indem extern, unterhalb der Hecks der Staustrahltriebwerke eine konventionelle Strahlturbine fixiert wurde und somit für die entsprechende Grundgeschwindigkeit Sorge getragen wurde. Dem Autor fiel dabei ein, dass man einfacher Weise ein Staustrahltriebwerk mit einem Feststofftreibsatz kombinieren könnte. Wie gedacht, so getan und die Konstruktion bewährte sich sogar (siehe Abb. 4).

50

550

Abb. 4: Skizze zum kombinierten Staustrahl- und Raketentriebwerk.

Der einzige Unterschied zur obigen Skizze des 550 mm langen und 50 mm im Durchmesser zählenden Triebwerkes: Als Druckkammer für die Treibladung (rote Sektion) fungierte das Endstück eines Motorradauspuffes, welches am Heck der Rakete, um 180o gedreht, wie ursprünglich orientiert, angeschweißt wurde. Aufgrund der Spezifik des Word-Zeichenprogramms konnte dieses Detail konstruktiv nicht Berücksichtigung finden, da ein entsprechendes virtuelles Konstruktionswerkzeug dazu fehlte. Zur prinzipiellen Funktionsweise des kombinierten Staustrahl-Raketentriebwerkes: Der Feststofftreibsatz (Orange) beschleunigte das Staustrahltriebwerk nach der Zündung auf ca. 700 km/h. Für diese Zeitspanne wurde die vordere Öffnung des Lufteinlaufes aufgrund des hohen Innendruckes in der Brennkammer durch den Lufteinlaufkegel dicht verschlossen. Nachdem der Feststofftreibsatz verbrannt war, wurde der Lufteinlaufkegel durch den hohen Staudruck der Luft nach hinten gedrückt und die komprimierte Luft (blaue Pfeile) konnte nun in die Brennkammer einströmen. Durch Initialzünder (Hellgrün), die sich im Heck des Triebwerkes befanden, wurde eine Treibladung gezündet (Rot), die das Benzin (Türkis), im doppelwandigen Tank deponiert, über eine Dieseldruckleitung (Blau), durch die Vergaserdüsen drückte. Nun arbeitete das Staustrahltriebwerk. Übrigens wollte sich der Oberschüler diese Konstruktion damals patentieren lassen. Wenzel Sykora riet davon ab, weil nach DDR-Maßstab 400 Mark Gebühren (eine gewaltige Dimension für den jungen Erfinder) beim Patentamt der DDR in Berlin zu entrichten gewesen wären.
Aufgrund der weltweiten politischen und teilweise auch militärischen Konfrontationen befasste sich der Autor auch mit militärtechnischen Entwicklungen in sehr jungen Jahren, um dem, von den USA gebeutelte Vietnam, zu helfen: Im Jahre 1966 versuchte der Verfasser daher eine kombinierte Panzer- und Fliegerfaust zur Abwehr von Panzern und Flugzeugen zu konstruieren. Es blieb allerdings in diesem Falle nur bei Reisbrettarbeiten.
Die Wohnküche in der großelterlichen Wohnung sah manchmal aufgrund der vielen Konstruktionsaktivitäten chaotisch aus. Am runden Tisch entstand so manche abenteuerliche Konstruktion. Wenn auch faktisch nichts gewesen, außer Spesen, konnte der Oberschüler immerhin aufgrund der vielen Konstruktionen im Fach Technisches Zeichnen eine glatte 1 verbuchen! Und in den Fächern Mathematik, Physik und Chemie wurden die Leistungen bis zur 11. Klasse gleichfalls mit glatten Einsen durch Herrn Reimann (Chemie), Herrn Böde (Physik) und Frau Fischer und Herrn John (Mathematik) honoriert.
Der Autor bedauert zutiefst, damals keine Fotos von den vielen Bastelaktivitäten zur Raketentechnik angefertigt zu haben, obwohl die Möglichkeit dazu bestand. Der Verfasser hatte aus unerklärlichen Gründen eine große Aversion gegen das Fotografieren und gleichzeitig einen riesigen Respekt vor dieser Profession. Die Aversion wurde erst zwanzig Jahre später im Rahmen der Bewertung von Tarnsignaturen als Wissenschaftlicher Mitarbeiter im Militärtechnischen Institut der NVA überwunden und das Fotografieren wurde dann in der Folgezeit zur Profession, ja zur Passion! Aufgrund der aus dem Gedächtnis heraus mannigfaltig rekonstruierten Konstruktionsdetails repräsentieren die zeichnerischen Darstellungen im Verbund mit den verbalen Darlegungen zweifelsohne einen hohen Grad an Glaubwürdig und Authentizität.

2. Arbeitshypothesen zur Widerlegung von Apollo 11

1. Nach Sternfeld (1959) sollen nur zwei ca. 14-Tageskonstellationen und ein 60-Tageszenario existieren, um den Mond mit einem künstlichen Raumflugkörper von der Erde aus zu erreichen und auf der Erde wieder zu landen. Unabhängig von den theoretischen Fakten und Details von Sternfeld, benötigte der Forschungssatellit SMART I, der Ende September 2003 gestartet wurde, 49 Tage bis auf die Mondebene und fünf Monate bis die Sonde in die Mondumlaufbahn einmündete. Und die im Dezember 2013 erfolgreich verlaufende Mondexpedition der chinesischen Sonde Chang`e-3 bewies bestechend, dass man mindestens 14 Tage zur Bewältigung der Distanz von der Erde zum Mond benötigt. Damit wäre Apollo 11 bereits eindrucksvoll empirisch widerlegt, weil ein vermeintliches 8-Tagesregime, das angeblich mit Apollo 11 praktiziert und exerziert wurde, astrophysikalisch theoretisch und empirisch überhaupt nicht existiert! Anderseits ist von der NASA propagierte und deklarierte Achterschleife von Apollo 11 zum Mond und zurück zur Erde einfach astrophysikalischer Blödsinn, weil sich Planeten, Satteliten von Planeten und Raumflugkörper nach dem Ersten Keplerschen Gesetz auf elliptischen Bahnen um Zentralgestirne, Planeten und Satteliten bewegen! Mit der irrsinnigen von der NASA deklarierten Achterbahn von Apollo 11 hätte sich der Treibstoffverbrauch um ein Mehrfaches erhöht. Damit hat sich die NASA faktisch selbst widerlegt!

2. Die kosmische Strahlung, die auf die Astronauten innerhalb der 8 Tage eingewirkt hätte, wäre absolut infaust gewesen! Denn: Sie hätten je nach gewählter Modellrechnung eine tödliche Strahlendosis von mindestens 11 Sv bis 26 Sv inkorporiert. wenn man in diesem Zusammenhang an die hochenergetische Teilchendichte im Kosmos und an den Partikelstrom der Sonne mit der Solarkonstante von 8,5*1015 MeV/m²*s denkt. Die Astronauten hätten den Flug zum Mond und zurück in jedem Falle nicht überlebt.

3. Es fehlten insgesamt rund 70 t Raketentreibstoff, um von der Erde zum Mond und von dort wieder zurück zur Erde auf der von der NASA vorgegebenen schleifenförmigen Flugbahn zu gelangen. Ferner hätte die Treibstoffmenge und die damaligen Treibstoffparameter eine Mondladung der Mondlandefähre und erst recht einen Start vom Mond unter den vormaligen Bedingungen unmöglich gemacht.

4. Die Mondlandefähre wäre mit 270 m/s= 972 km/h auf dem Mond aufgeschlagen und zerschellt, weil ∆v nur 2000 m/s betrug und mindestens 2270 m/s bis zu 2700 m/s erforderlich gewesen wären, je nach Berechnungsmodalität!

5. Die Rekonstruktion des Kommandomoduls mit einer von der NASA vorgegebenen Höhe von 3,2 m und einem Durchmesser von 3,9 m, woraus im Endeffekt nur ein Gesamtvolumen von rund 12,9 m³ resultieren kann, ergab, dass nach Abzug des deklarierten Innenvolumens von ca. 6,2 m³ das Volumen der Außenzelle der Kommandokapsel lediglich ca. 6,7 m³ hätte umfassen können. Bei einer Masse von 5,9 t hätte die Dichte der Kommandokapsel damit nur bei ca. 0,9 liegen müssen. Dies hätte nicht einmal Papier oder Pappe „leisten können“! Eine weitere mathematische Optimierung ergab dann, dass die Außen- und Innenzelle nur aus einer 2,5 cm starken Aluminiumschicht hätte bestehen können – ohne Hitzeschild. Legt man ca. die Hälfte der Gesamtmasse von 5,9 t für einen Hitzeschild zugrunde, dann hätte der Hitzeschild nur aus 1,5 mm starkem Stahl bestehen können. Ein Kommentar dazu erübrigt sich nahezu: Das Kommandomodul wäre in der Erdatmosphäre mit einer theoretisch berechneten Bremstemperatur von mindestens 45.000 K wie eine Sternschnuppe verglüht!

6. Bereits in einer ersten Betrachtungsphase bei der Rekonstruktion der Mondlandefähre entsprechend den NASA-Parametern nach Abzug der vermeintlichen ca. MTr= 10,8 t in Rechnung gestellten Treibstoffmasse von der Startmasse mit Mo=15 t der Mondlandefähre verbleiben lediglich nur noch 4,2 t an Rüstmasse, die bereits mit der Materialrekonstruktion der Kabine (ca. 1 t), von Teilen der Außenzelle (ca. 2 t), und der deklarierten Zuladung (ca. 1,6 t) samt des Gewichtes der Astronauten mit ihren Raumanzügen (0,4 t kg), ohne Berücksichtigung der Masse für die Tanks und für die beiden Haupttriebwerke der Mondlandefähre (…) mit 800 kg weit überschritten wird. Insgesamt fehlten fast 3 t Konstruktionsmasse, wie von der NASA ursprünglich angegeben und wie mit der Gesamtrekonstruktion des Lunamoduls von Apollo 11 eindrucksvoll und überzeugend belegt werden konnte.

7. Weiterhin ist das Pendelverhalten der Fahne auf dem Mond äußerst verräterisch! Denn die Pendelperiode T, die sich physikalisch mit der Pendellänge l (l=0,7 m) und der Gravitationsbeschleunigung g (g= 9,81) zu

T=2*π*√ l : g (1)

errechnet, müsste auf dem Mond

T= 6,28 *√ 0,7 m : 1,6 m/s² ≈ 4,2 s (2)

betragen. In den TV-Filmdokumentationen beträgt die Periodendauer aber nahezu 2 s, so wie eben auf der Erde. Die exakte Berechnung der Periodendauer für die Erde ergibt präzise

T= 6,28*√ 0,7 m/9,81 ≈ 1,7 s. (3)

Dieser zeitliche Unterschied von 2,5 s ist gravierend! Außerdem müsste sich auf dem Mond eine leicht gedämpfte, periodische Schwingung ergeben, da auf dem Mond keine Atmosphäre vorhanden ist. Die wahrzunehmende Schwingung ist aber fast aperiodisch. Ergo: Die Dreharbeiten erfolgten also eindeutig auf der Erde!

3. Die phänomenalen Fakten als erdrückende Indizien

Obwohl die phänomenalen, weichen und unscharfen Fakten, mit einer erdrückenden Anzahl von verräterischen Indizien auf Fotos und Videoaufzeichnungen mit einem Pro und Kontra in der Vergangenheit zu Apollo 11 bereits zur Genüge diskutiert wurden, soll hier eine Zusammenfassung und Gesamtschau erfolgen, weil es sich um eine ganze Schar von Hinweisen handelt, die zusammengenommen eindeutig gegen die damalige Realisierung eines Apolloprojektes sprechen. Anderseits konnten in den zurückliegenden Monaten und Jahren weitere Indizien anhand von Fernsehdokumentationen aufgespürt werden, die eindeutig und überzeugend gegen eine angebliche Mondladung sprechen. Zudem erfahren die Argumente der Protagonisten, die immer noch unbelehrbar für eine Apollomission votieren und plädieren, an dieser Stelle eine knallharte mathematisch-physikalische Analyse und werden auf ihren Sinn und Unsinn hin abgeklopft.
Der erste Widerspruch wurde in der Sendung zum 35. Jubiläum von Apollo 11 selbst erzeugt: Aus den Fernsehaufzeichnungen von der erfolgreichen Landung der amerikanischen Astronauten auf dem Mond konnte man entnehmen, dass die Übertragung vom Mutterschiff in einer abgewandten Position des Mondes zur Erde erfolgte. Physikalisch ist dies unmöglich, es sei denn, die Funk- und Fernsehsignale durchdrangen die Mondoberfläche. Nun gut, vielleicht haben sich damals auch die Fernsehkorrespondenten von ARD und ZDF geirrt und Unsinn von sich gegeben. Oder der Autor hat die Ausführungen und filmischen Darstellungen falsch wahrgenommen und fehlinterpretiert.
Viel wesentlicher ist aber eine andere Tatsache und Frage: Wie soll die Mondlandung wirklich erfolgt sein?

1. Die Mondlandefähre, in 100 km von der Mondoberfläche in der Umlaufbahn des Erdtrabanten, hätte eine ballistische Flugbahn bei der Mondlandung beschreiben müssen, ähnlich einer Artilleriegranate, um auf dem Mond zu landen und nicht wie ein Fahrstuhl, wie in dieser Sendung demonstriert wurde. Dass die Mondfähre bei einer ballistischen Flugbahn dann doch noch in einer korrekten, vertikalen Position und vor allen Dingen unbeschadet auf dem Mond mit den Astronauten gelandet wäre, ist physikalisch gesehen nur mit einer äußerst geringen Wahrscheinlichkeit anzunehmen. Die sechzehn Stabilisierungstriebwerke hätten ständig einen unterschiedlichen präzisen Schub erzeugen müssen, mal synchronisiert, mal desynchronisiert. Übrigens: In einer Sendung vom Fernsehsender PHOENIX am 28.12.2005 gegen 14.00 Uhr wurde der schlagende Beweis erbracht, dass die Mondlandung eine reine Fiktion war und ist: Ein englisches Observatorium soll angeblich den Abstieg der Mondfähre „Eagle“ beobachtet und aufgezeichnet haben (dies ist optisch-physikalischer Blödsinn!). Der Institutsdirektor dokumentierte dies anhand einer Graphik mit einer Hyperbel.

Jeder einigermaßen gebildeter Mensch weiß aber, dass eine Abstiegsflugbahn auf dem Mond wie eine Parabel, wie eine ballistische Flugbahn aussehen muss!

2. Ja, am 26. Dezember 2004 in der PHOENIX-Sendung „100 Jahre“ von Professor Guido Knopp wurde dann auch noch offeriert, dass Houston bei einer Mondlandung ein riesiges Problem hatte, weil die Mondfähre angeblich mit 5 m/s Geschwindigkeit zu schnell sank. Der Exastronaut von Apollo 11 Buzz Aldwin offenbarte mit seinem Kommentar dann alles „Wir hatten nur noch für 25 s Treibstoff“. Am 03.07.2014, kurz vor Publikation dieser Broschüre, offerierte Buzz Aldwin in einer N 24-Abendsendung gegen 20.30 Uhr, dass die Treibstoffreserve nur noch für 5 s ausreichte. Was ist denn nun richtig – 25 s oder 5 s? Anderseits wurde in der Sendung vom 03.07.2014 die haarsträubende Theorie von Buzz Aldwin verkündet, dass die elektronische respektive elektrische Steuerung der Triebwerke der Mondlandefähre quasi als Prototyp für moderne Flugzeuge fungierte. Wie sollten denn sonst die Triebwerke der Mondlandefähre angesteuert werden? Etwa über Seilzüge? Es wird immer abenteuerlicher mit den Scheinargumenten zur Rechtfertigung von Apollo 11!

3. Nach der Landung war das amerikanische Stars- und Strips- Nationalbanner auf dem Mond in voller Farbenpracht (weiß, rot, blau) und natürlich wehend zu sehen. Da der Mond keine Atmosphäre besitzt, kann auch keine Fahne dort wehen. Und man konnte in diesem Moment auch niemanden wahrnehmen, der die Fahne berührte, geschweige denn bewegte. Dieser Fakt wurde übrigens auch in der Fernsehsendung von N 24 am 4. August 2004 offenkundig – die amerikanische Fahne wehte, ohne, dass auch nur irgendjemand sich in der Nähe des Sternenbanners befand.
Und ferner: Von den Szenen auf dem Mond sind prinzipiell nur Schwarz-Weiß-Aufnahmen möglich, da alles in Grautönen getaucht ist. Um die amerikanische Nationalfahne auf dem Mond in voller Farbenpracht ins rechte Licht zu rücken, wurde natürlich eine TV-Farbkamera mit auf dem Mond transportiert, die damals zirka das Dreifache an Gewicht, wie eine Schwarz-Weiß-TV-Kamera besaß. Das Dreifache an Treibstoff im Verhältnis zu einer Schwarz-Weiß-Kamera in Gewichtsrelation der Kameras wäre hierfür allerdings zusätzlich erforderlich gewesen. Zudem ist das Pendelverhalten der Fahne sehr verräterisch! Denn die Pendelperiode T, die sich physikalisch zu

T= 2*π*√ l : g (4)

errechnet, müsste auf dem Mond

T=6,28 * √ 0,7 m : 1,6 m/s² ≈ 4,2 s (5)

betragen. In den TV-Filmdokumentationen beträgt diese aber ca. 2 s, wie eben auf der Erde, wie die Berechnung

T= 6,28 * √ 0,7 m/9,81 ≈ 1,7 s (6)

belegt (modifiziert nach einem Beitrag eines unbekannten Autors der Apollo-11-Diskussionin im Internet, 2008). Außerdem müsste auf dem Mond sich eine leicht gedämpfte, periodische Schwingung ergeben. Die wahrzunehmende Schwingung ist aber aperiodisch! Ergo: Die Fahne befand sich auf der Erde und die Dreharbeiten wurden auf unserem blauen Planeten realisiert.

4. Verräterisch im Sinne des Unsinns von Apollo 11 war allerdings der Schattenwurf auf dem „Mond“: Wie können bei einer homogenen Lichtquelle, wie der Sonne, zwei verschiedene Schattenrichtungen erzeugt werden? Zum einen konnte direkt in Richtung Mondoberfläche zur Bildschirmachse der Schatten eines Astronauten beobachtet werden und zum anderen von rechts, quasi orthogonal orientiert. Diese beiden Phänomene können nur durch Aufnahmen in einem Filmstudio und durch zwei Lichtquellen entstanden sein!
5. Ja und das nächste Problem besteht wohl darin, wie die Mondlandefähre wieder in den Orbit des Erdtrabanten gelangte. Ähnlich einem Fahrstuhl, wie in den Sendungen demonstriert, geht es nun wirklich nicht, denn es musste wieder eine ballistische Flugbahn beschrieben werden, um am Mutterschiff in 100 km Höhe erneut andocken zu können. Also wurde die amerikanische Mondlandefähre von der Mondoberfläche in den Orbit „katapultiert“!

6. Übrigens: Der Höhepunkt der Videoshow zum Apollo 11 – Projekt war in der N 24-TV-Sendung von 2006 zu sehen: Von einer Kamera aus, die der Zuschauer auch noch einsehen konnten, wurde der Start der Mondfähre in den Mondorbit „überzeugend“ übertragen und „dokumentiert“. War hier der „Mann im Mond“ der Regisseur? Die Fähre hob vom Mond abrupt ab, wie eine fliegende Untertasse, ohne Beschleunigung, wie dies für Raketen absolut uncharakteristisch ist und ohne dass auch nur ein Gasstrahl vom Triebwerk der Mondlandefähre zu sehen gewesen wäre.

Zudem ist die erste Flugphase beim Abheben eines Raketenkörpers im Schwerefeld immer sehr kritisch und durch Instabilität gekennzeichnet. Daher muss auf den ersten Metern eine Stabilisierung durch eine Startrampe erfolgen! Der immense Aufwand, der hierzu auf der Erde für den Start einer Rakete betrieben wird, dürfte bekannt sein.

7. Es mag schon sein, wie in der Zeitung DIE ZEIT am 15. Juli 2004 in einem Artikel berichtet wurde, dass die Mitarbeiter der Sternwarte in Bochum am 20. Juli 1969 Fernsehbilder, den Funkverkehr und die physiologischen Daten (Herzfrequenz, Blutdruck, Körperkerntemperatur, ….) der Astronauten mitgeschnitten und konserviert haben. Aber lediglich aus dem Erdorbit, wenn überhaupt!

8. Immer wieder wird die Behauptung strapaziert und kolportiert, dass sich auf der Mondoberfläche Laserreflektoren mit einer Flächengröße von 0,46 *0,46 m² ≈ 0,21 m² befinden würden, die die Apollo-Astronauten auf dem Mond bei ihrer Expedition dort angeblich installiert hätten, so dass mit Lasern von der Erde aus diese Reflektoren angepeilt werden könnten, womit der indirekte Beweis für die angebliche Apollomissionen geführt werden kann. Dies ist physikalischer Blödsinn!

Denn: Auch ein Laser besitzt eine gewisse Streuung, die minimal bei ca. 0,1 µm/m liegt. Dies bedeutet auf 384.401 km Erde-Mond-Entfernung (mittlere Distanz Erde -Mond) eine Streuung von rund 38,44 m (siehe auch Lindner, 1973). Wenn ein Laser-Signal, also ein Laser-Strahl die Tripel-Reflektoren treffen würde, dann könnte nur noch ein geringer Teil der ursprünglichen Energie von rund 0,21 m²: 38,44 m² ≈ 5,5*10-3 = 0,0055 vom Mond zur Erde zurück gelangen. Um sich diese Dimension konkret und bildlich zu verdeutlichen, sei folgendes dazu ausgeführt: Momentan liegt die Leistung von Hochenergielasern im kW-Bereich, wobei dann vom Mond aus nur noch eine Leistung von 5,5 Watt (zum Vergleich: eine Glühbirne hat beispielsweise 100 W Leistung) zurückgesendet werden könnte. Retour zur Erde würde der Strahl mit einer Mächtigkeit von 0,21 m² Fläche sich weiter extrem auffächern, so dass auf die Erdatmosphäre auftreffend, nur noch ein verschwindend geringes Signal mit einer ganz minimalen Leistung von 0,03 W registrierbar wäre, das von der Erdatmosphäre in jedem Falle völlig absorbiert werden würde. Im Klartext: auf der Erde würde kein Signal mehr vom ursprünglich ausgesendeten Lasersignal registrierbar oder nur noch ein natürliches Eigenrauschen des Lasers detektierbar! Übrigens: in der N 24 –TV-Sendung zu Apollo 11 am 14.11.2009 gegen 20.50 Uhr, wo dieses Laserverfahren zum Anpeilen der Tripel-Reflektoren auf dem Mond „demonstriert“ wurde, äußerte der Direktor der texanischen Sternwarte, Jerry Wiant süffisant, dass die Signale nicht vom Mond stammen, sondern vom Objektiv des Teleskops!

Nur noch so nebenbei bemerkt: In dieser Sendung trat auch ein grober Regiefehler auf: Die Masse der gelandeten Fähre auf dem Mond wurde vom Exastronaut Buzz Aldwin mit 14 t beziffert, obwohl die Masse vom Mondlandemodul LM nach NASA-Angaben nur gerade einmal 6,8 t auf dem Mond betragen haben soll und kann. Denn: 15 t Masse im Mondorbit minus 8,2 t Treibstoffverbrauch für die Landung auf dem Mond ergibt nach Adam Ries 6,8 t. Ergo: Die Apollo-Experten und Astronauten wissen anscheinend selbst nicht, welche Parameter die Mondlandefähre besaß.

9. Warum wurden eigentlich nicht zuerst einmal Affen oder Hunde auf den Mond geschickt, um die biologischen Risiken auszutesten und abschätzen zu können? In der gesamten Raumfahrt ging man äußert vorsichtig, ja behutsam und sukzessive vor. Zuerst wurde die technische Machbarkeit der Raumfahrtprojekte mehrmals!!! erprobt und getestet. Dann führte man mehrere Tierversuche durch. Und dann, und dann erst wurde das entsprechende bemannte Raumfahrtprojekt realisiert. Bei Apollo 11 ging es vermeintlich, ohne Wenn und Aber, sofort mit Karacho auf den Mond. Ist doch irgendwie eigenartig!

Bevor Juri Gagarin, der erste Kosmonaut /Astronaut der Welt, ins All startete, wurden von den sowjetischen Wissenschaftlern 45 Testflüge mit Hunden im Erdorbit durchgeführt. Danach wurde Iwan Iwanowitsch, eine Nachbildung eines Kosmonauten in die Erdumlaufbahn geschickt. Und dann erst startete Juri Gagarin in die erdnahe Umlaufbahn!

10. In einer TV-Sendung wurden der österreichische Raumfahrttechniker- und Raumfahrtpionier Oberth und Werner von Braun 1969 interviewt. Diese Originalvideoaufzeichnungen wurden vor geraumer Zeit ausgestrahlt. Oberth war sichtlich pikiert und konsterniert!

Übrigens: Der Einzige, der dass Betrugsmanöver größten Stils und aller Zeiten wohl damals durchschaut hatte, war der österreichische Raumfahrtpionier Oberth mit seiner universitären Bildung!
11. Im Sommer 2009 wurden in N 24 Bilder vom Raumfahrtmuseum in Houston ausgestrahlt. Ein Akteur, neben der Raumfähre stehend, meinte ganz lakonisch: „Mit diesem Pappmachés und dieser Alu-Folie sind wir auf dem Mond gelandet“. Ein Kommentar erübrigt sich hier völlig!

12. Wer hat eigentlich den ersten Astronauten auf dem Mond, Neil Armstrong beim vermeintlichen Ausstieg aus dem Lunamodul zur Mondoberfläche gefilmt? War hier etwa wieder der „Mann im Mond“ im Spiel?

13. Am 09.11. 2013 wurde in den Abendstunden in N 24 ein Film zum Apollo-Programm ausgestrahlt. Wie dort die Abkopplung des Lunamoduls vom Kommando-Service-Modul von Apollo 17 in der Mondumlaufbahn inszeniert wurde, war physikalischer Blödsinn. Das Lunamodul löste sich abrupt vom CSM und steuerte sofort quasi im rechten Winkel auf die Mondmondoberfläche zu. So funktioniert dies einfach nicht, um zur Mondoberfläche zu gelangen. In einer ersten Phase hätte sich die Geschwindigkeit vom LM erhöhen und dann hätte in einer zweiten Phase eine Abbremsung erfolgen müssen. Und die Flugbahn zum Mond hätte eine Parabel beschreiben müssen und keinen rechten Winkel.
Der Start von der Mondoberfläche erfolgte selbstverständlich bei Apollo 17 wieder in gewohnter Manier: Das LM wurde in die Mondumlaufbahn von 0 m/s auf rund 1600 m/s in die Mondumlaufbahn katapultiert. Dies ist ebenfalls physikalischer Blödsinn!

14. Und am 08.02.2014 wurde dann zum wiederholten Mal in N 24 in den frühen Nachmittagsstunden die TV-Dokumentation mit dem Pro und Kontra zu Apollo 11 ausgestrahlt. Der „Hammer“ war eine Selbstentlarvung mit den aufgenommenen und ausgestrahlten sterilen Stützbeinen der Mondlandefähre, wo kein Körnchen Mondstaub wahrzunehmen war.

15. Am 02.03.2014 wurde im Fernsehsender N 24 die katastrophale Geschichte von Apollo 13 gegen 16.30 Uhr ausgestrahlt. In der Kommandokapsel soll auf dieser Mondmission angeblich das Sauerstoffsystem ausgefallen sein. Die Astronauten sollen damals in die Mondladefähre umgestiegen sein, um nach einer Mondumrundung im Mondlandemodul zur Erde wieder zurückzukehren. Unabhängig von den geschilderten ominösen Reparaturarbeiten, die mehr als abenteuerlich anmuteten, konnten die Astronauten erst recht aus physikalischen Gründen niemals in der Mondlandefähre wieder in die Erdatmosphäre einmünden, weil die Mondlandefähre vor dem Hitzeschild installiert war! Soll heißen: Ohne Hitzeschild wäre eine Landung auf der Erde unmöglich gewesen. Und mit der Mondlandefähre als Hitzeschild wäre das Lunamodul zusammen mit dem Kommandomodul verglüht. Am 18. und 19.07. 2015 in der Abend- und Nachmittagssendung von N 24 wurde dieses Faktum korrigiert. Pikant war aber nunmehr, dass nach dem Umstieg der Astronauten in die Mondlandefähre, die Triebwerke der Mondlandefähre gezündet wurden. Wie soll denn dies funktioniert haben? Außerdem wurde in diesen beiden Sendungen widersprüchliche Paramater, beispielsweise zu den Eintrittstemperaturen in die Erdatmosphäre angegeben.

16. Ja, und wie sollte die Landung mit dem Lunamodul überhaupt auf dem Mond praktiziert und realisiert worden sein? Eine vertikale Abwärtsbewegung mit einem ca. 6,4 m hohen Raumflugkörper, wo der Schwerpunkt Syg ca. 2,4 m (siehe gesamte Herleitung unter 7.5 auf der Seite 84) über der Düsenmündung liegt, bildet ein instabiles mechanisches System, wenn auch der Schwerpunkt relativ dicht am Schubpunkt des Triebwerkes (ca. 1,5 m) angesiedelt ist. Ein Deltaprojekt der NASA, das dieses Problem lösen sollte, ist übrigens bisher gescheitert!
Die Chinesen haben dieses Problem bei ihrer Mondlandung am Sonnabend, dem 21.12.2013 dadurch gelöst, dass die Raumsonde Chang`e-3 eine ganz flache Silhouette aufwies, wo der Schwerpunkt ganz nahe am Schubpunkt des Triebwerkes und unmittelbar an der Düsenmündung lag.

Fazit: Die Summe dieser erdrückenden Fakten deutet bereits ohne Wenn und Aber darauf hin, dass Apollo 11 niemals stattgefunden haben kann. Da aber immer (wieder) raffinierte Gegenargumente ins Felde geführt werden, um die Evidenzen „auszuhebeln“, sollen nun die knallharten Tatsachen zur Sprache gelangen. Soll heißen: Es erfolgt nunmehr die mathematisch-physikalische Widerlegung von Apollo 11 auf vier Ebenen, um die Verschwörungsscholastiker für immer zum Schweigen zu bringen.

4. Die astrophysikalische Widerlegung von Apollo 11

Dieser Abschnitt wurde erst im Sommer 2009 verfasst. Um die Datenlage zur Analyse des Apollo-Projektes zu komplettieren und zu fundieren, wurde das Werk „Künstliche Erdsatelliten“ von A. Sternfeld (1959), ein damals international angesehener Astrophysiker und Träger des Internationalen Förderpreises für Astrophysik (B*G * TEUBER VERLAGSGESELLSCHAFT * LEIPZIG, 1959), studiert. Aus diesem Buch ging hervor, dass eine Mondlandung nicht so ohne weiteres zu realisieren ist, wie es beispielsweise die Apologeten und Protagonisten des Apolloprogramms propagieren und glaubend machen wollen (siehe beispielsweise Wikipedia zu Apollo 11 – hier wurde die Flugbahn sogar als Schleife dargestellt), weil es sich hier um ein kompliziertes, mehrdimensionales, räumliches Problem handelt! Die Abbildung 5 (siehe weiter unten) mit der elliptischen Umlaufbahn Erde-Mond-Erde vermag im ersten Moment eine eindimensionale Problematik zu implizieren- zum Mond kann man aber von der Erde aus nicht so ohne weiteres auf direktem Wege gelangen. Dem Werk „Künstliche Erdsatelliten“ von A. Sternfeld, konnte entlehnt werden, dass eine Mondlandung nur in drei astrophysikalischen Phasen forciert werden kann und für eine Mondlandung mindestens drei Raumflugkörper erforderlich sind (dieses erwähnte Faktum von Sternfeld ist bereits durch die Praxis von Smart 1 und Chnag`e-3 widerlegt). Und das große Problem dabei: Die Mondrakete, von der Erde aus gestartet, beschreibt mit der kosmischen Geschwindigkeit von ca. 11,1 km/s eine Ellipse im Weltraum, wobei der Mond die Erde bekannter Weise umkreist. Mit dieser kosmischen Geschwindigkeit von 11,1 km/s schneidet das Raumschiff auf dem Wege zum Mond nun die Bahn des Erdtrabanten (siehe Sternfeld, 1959). Daher könnte eine Mondlandung nur durch folgendes Szenario nach Sternfeld realistisch praktiziert werden: Die Saturnrakete hätte ein Raumschiff, dass sich bereits auf der Mondumlaufbahn befand, tangieren müssen. Nach Umsteigen auf dieses Raumschiff hätten sich die Astronauten dann in die Mondfähre begeben müssen. Danach wäre erst eine Landung auf dem Mond möglich gewesen (siehe Sternfeld, 1959). Der Widerspruch zum fiktiven Szenario von Apollo wird offensichtlich!

Wesentlich ist in diesem Zusammenhang zu erwähnen, dass an einer Stelle auf der Seite 193 des Werkes durch den Autor formuliert wurde: „Und (erst) nach vierzehn Tagen (nach der Landung auf dem Mond), ist wieder eine Rückkehr zur Erde möglich“!

Hier könnte eigentlich ein Abbruch der Ausführungen zu den astrophysikalischen Ungereimtheiten und Widersprüchen zu Apollo 11 erfolgen, weil mit dem obigen Faktum Apollo 11 bereits auf theoretischer Ebene widerlegt wäre. Übrigens sollen nach Sternfeld die möglichen Flugbahnen und Flugszenarien damals gemeinsam mit amerikanischen Astrophysikern auf amerikanischen Computern berechnet worden sein.
Da es sich um eine sehr komplizierte Materie bei einer etwaigen Mondlandung handelt, die einer detaillierten Erläuterung bedarf und vor allen Dingen der Vollständigkeit halber, sollen die Fakten und Daten hierzu doch noch eine ausführliche Darstellung erfahren.
Um die Landung auf dem Mond realistisch zu forcieren, gibt es nach Sternfeld zunächst zwei astrophysikalische Flugbahnen, wobei die eine ca. 93.000 km am Mond vorbeiführt und die andere den Mond in 3600 km Entfernung umrundet (siehe Abb. 5 und 6, zitiert nach Sternfeld 1959). Bei beiden, von Sternfeld offerierten Bahnen, ist aber eine Landung auf dem Mond auf direktem Wege nicht möglich, weil beide Bahnen quasi ins „Leere“ führen, wie Sternfeld apostrophiert und formuliert.

Abb. 5: Erste Variante einer astrophysikalischen Bahn zum Mond, wobei der Mond einmal im siderischen Monat tangiert wird (zitiert nach Sternfeld, 1959). Auch hier ist eine Landung auf dem Mond nicht möglich! (siehe roten Pfeil).
Wie hier in der Abbildung 5 zu erkennen ist (siehe roten Pfeil), könnte an diesem Punkt prinzipiell eine Landung auf dem Mond inszeniert werden. Dazu sind insgesamt 3 Tage und 3 Stunden Flugzeit zum Mond, 9 Stunden zum 93 000 km entfernten Wendepunkt der Ellipse und weitere 7 Tage und 9 Stunden erforderlich, um dann auf dem Mond zu landen. Nach weiteren 3 Tagen und drei Stunden wäre das Raumschiff dann wieder in der Erdumlaufbahn angelangt. Aufsummiert ergeben sich hieraus akkurat 14 Tage Flugzeit nach Sternfeld.

Abb. 6: Zweite Variante einer astrophysikalischen Flugbahn zum Mond in einer Entfernung von 3600 km zum Erdtrabanten. Der Mond wird nur einmal in zwei siderischen Monaten tangiert (zitiert nach Sternfeld, 1959). Auch hier ist eine Mondlandung nicht so ohne weiteres möglich (siehe roten Pfeil).

In der Abbildung 6 gestaltet sich die astrophysikalische Situation noch prekärer und komplizierter. Der Mond wird hier in einer Entfernung von 3600 km tangiert. Um aus dieser Position heraus auf dem Mond zu landen und wieder in die Erdumlaufbahn zu gelangen, sind nach Sternfeld 60 Tage erforderlich.

Die Flugdauer zum Mond und zurück würde im ersten Falle also 14 Tage währen und im zweiten Falle über 60 Tage betragen. Ein eklatanter Widerspruch zur Apollo-11-Regieme von 8 Tagen! Mit anderen Worten: Apollo wurde zudem noch entsprechend den astrophysikalischen Parametern und Gesetzen absolut schlampig inszeniert! Im Kompendium „Künstliche Satelliten“ von A. Sternfeld (B.G. Teubner Verlagsgesellschaft, Leipzig, 1959), das der Autor wohl Ende der sechziger Jahre in der Strasburger Buchhandlung in der Bahnhofstraße erwarb, werden auf den Seite 192 bis 193 diese beiden Konstellationen von Sternfeld mit den Flugzeiten in den einzelnen Flugphasen zum Mond präzisiert und detailliert diskutiert und durch eine dritte Variante komplettiert. Die erste Variante fällt völlig aus den Rahmen, weil die Flugzeit zum Mond insgesamt 10,5 Tage beträgt und zu einem Orbit von 200 km führt (Apollo 11 befand sich angeblich in einem 100 km-Orbit). Die zweite Variante: Das Raumschiff überfliegt den Mond in einer Entfernung von 3600 km. „Eine solche Bahn hat aber den Nachteil, dass es sich dem Mond nur innerhalb von zwei Monaten nähert“ (zitiert nach Sternfeld, 1959). Dies wäre wohl auch ein misslungenes Apolloprojekt, weil für den Flug zum Mond insgesamt 60 Tage erforderlich gewesen wären! Und die dritte mögliche Variante: Hier wären nach Sternfeld drei Umläufe pro Monat möglich (10 Tage pro Umlauf) und zum Erreichen eines Orbits von 200 km (!!!) wären nochmals vier Tage und 13 Stunden notwendig (ca. 14,5 Tage). Diese drei Bahnen wurden übrigens von amerikanischen Computern in den fünfziger Jahren errechnet, wie bereits weiter oben erwähnt! Die vermeintliche Mondmission von Apollo 11 betrug aber nach NASA-Angaben akkurat 8 Tage, drei Stunden und 17 Minuten! Und der Orbit lag laut NASA 100 km über der Mondoberfläche und nicht 200 km.
Unabhängig von der Präzision, der Korrektheit und den etwaigen Widersprüchen der obigen Darstellungen: Denn Grau ist alle Theorie und grün der Baum der Erfahrung und Erkenntnis! Oder anders formuliert: Das Kriterium der Wahrheit ist (immer) die Praxis:

Am 27.09.2003 wurde der Forschungssatellit „SMART I“ mit einer Ariane 5 in Kouroun gestartet und erreichte den Mond erst am 15.11.2003. Der Forschungssatellit benötigte alleine 49 Tage auf dem Weg von der Erde zum Mond. Und am 28.02.2004 mündete der künstliche Trabant erst in die Mondumlaufbahn ein. Und die chinesische Raumsonde Chang`e-3 fand im Dezember 2013 erst nach 14 Tagen den Weg zum Mond. Damit wäre Apollo 11 bis N bereits empirisch eindruckvoll widerlegt.

Und die von der NASA propagierte und deklarierte Achterschleife von Apollo 11 zum Mond und zurück zur Erde ist einfach astrophysikalischer Blödsinn, weil sich Planeten, Satteliten von Planeten und Raumflugkörper nach dem Ersten Keplerschen Gesetz auf elliptischen Bahnen um Zentralgestirne, Planeten und Satteliten bewegen! Mit der irrsinnigen von der NASA deklarierten Achterbahn von Apollo 11 hätte sich der Treibstoffverbrauch um ein Mehrfaches erhöht, wie gezeigt werden kann.

Faz

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2318 Thu, 01 Jun 2017 19:04:24 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2318 Rekonstruktion des J-2-Triebwerkes der Saturn-5-Rakete
Das J-2-Triebwerk wurde im Zeitraum zwischen 1959 und 1965 entwickelt. In dieser Zeit bestimmte die Sowjetunion maßgeblich den Entwicklungsstand in der Raumfahrt. Erinnert sei daran, dass im April 1961 der sowjetische Kosmonaut Juri Gagarin mit Wostok 1 als erster Mensch in der Geschichte in den Weltraum startete. Im April 1967 flog eine sowjetische Neuentwicklung ins All: Sojus 1 wurde zu einem vollen Erfolg! Die Sowjetunion war also damals bis 1967 souverän führend in der Weltraumforschung und Weltraumtechnologie. Und dann der Paukenschlag: Zwei amerikanische Astronauten landeten im Sommer 1969 vermeintlich auf dem Mond. Da konnte bereits rein formal betrachtet etwas nicht stimmen, weil die Leistungsfähigkeit der amerikanischen Weltraumtechnologie zu diesem Zeitpunkt niemals der sowjetischen Technik überlegen gewesen sein kann, zumal die Triebwerkstechnologie des J-2-Triebwerkes auf Anfang der sechziger Jahre zurückging. Vorwegnehmend sei erläuternd bemerkt, dass die II. Stufe der Saturnrakete fünf J-2-Triebwerke besaß und die erste Stufe nur aus einem J-2-Triebwerk bestand. Daher musste im Endeffekt nur ein Triebwerk berechnet werden, um die beiden Stufen zu rekonstruieren. Zur Rekonstruktion und den Berechnungen des J-2-Triebwerkes wurde das Werk von W. Wolff „Raketen und Raketenballistik“ (Deutscher Militärverlag, Berlin, 1966) herangezogen, deren Quellenlage mit der Entwicklungszeit und mit dem technischen Entwicklungsstand des J-2-Triebwerkes nahezu korrespondiert, so dass die bei den mathematisch-physikalischen Berechnungen berücksichtigten technisch-physikalischen Größen, Daten und Parameter und Tabellenwerte als zeitgemäß und zutreffend eingeschätzt werden müssen. Das Ziel dieses Beitrages soll es sein, anhand der Rekonstruktion des J-2-Triebwerkes die effektive Ausströmgeschwindigkeit von ve≈ 4200 m/s und andere Leistungsdaten aufgrund der damaligen Parameter und der konstruktiv-technischen Möglichkeiten Ende der fünfziger bis Mitte der sechziger Jahren zu verifizieren vs. zu falsifizieren!
1. Zusammenfassung der wesentlichen Ergebnisse der Rekonstruktion des J-2-Triebwerkes
Es konnte eindrucksvoll durch vier Berechnungen übereinstimmend belegt werden, dass der spezifische Impuls bzw. die effektive Ausströmgeschwindigkeit des J-2-Triebwerkes niemals 428 kps/kg bzw. 4200 m/s betragen haben kann. Realistisch waren damals effektive Ausströmgeschwindigkeiten von maximal bis zu 3600 m/s. Damit konnte die letzte Stufe der Saturn-Rakete gerade einmal in den Erdorbit von 200 km gelangen. Damit war eine Mondmission mit dieser raketentechnischen Konstruktion unmöglich gewesen! Bei dem Massendurchsatz konnten Werte von 213 bis 287 kg/s errechnet werden. Dies steht eklatant im Widerspruch zu dem angegebenen Wert von 246 kg/s von Leitenberg. Auch bei der Rekonstruktion des Triebwerkes ergeben sich gravierende Abweichungen von der Theorie. Zudem stimmen die angegebenen Brennschlusszeiten nicht mit den errechneten Zeitwerten überein. Ferner betrug der Schub aus den angegebenen Parametern errechnet, nicht 1020 kN wie von Leitenberg und der NASA deklariert, sondern maximal nur 844 kN. Subsummierend kann konstatiert werden, dass die technische Leistungsfähigkeit des J-2-Triebwerkes als bedeutend geringer eingeschätzt werden muss, wie von Leitenberg und von der NASA ausgeführt.

2. Die Parameter des J-2-Triebwerkes
Leitenberg (12/2015 im Internet) gibt folgende Parameter für das J-2-Triebwerk an:
1. Gesamtlänge Länge L= 3380 mm,
2. Brennkammerdurchmesser do= 1750 mm (geschätzt anhand eines Fotos im Internet) bzw.
3. Brennkammerlänge Lo= 1750 mm (geschätzt anhand eines Fotos im Internet),
4. Düsenlänge: dL=1750 mm (geschätzt anhand eines Fotos im Internet),
4.1. Düsenenddurchmesser de= 1960 mm,
4.2. engster Düsendurchmesser ds≈ 373 mm (errechnet aus de, Fe mit 3 m² und Fe/Fs =27,5),
4.3. Endfläche der Düse Fe≈ 3 m²= 30.000 cm² (errechnet aus 4.1. mit de=1960 mm),
4.4. Engste Fläche der Düse Fs ≈ 0,11 m² = 1100 cm² (errechnet aus 9. mit Fe/Fs= 27,5).
5. Schub S = 1020 kN,
6. effektive Ausströmgeschwindigkeit ve=4170 m/s,
7. Massendurchsatz m= 246 kg/s,
8. Masse des Triebwerkes MTriebwerk= 1600 kg,
9. Flächenverhältnis Fe/Fs= 27,5,
10. Brennkammertemperatur: 3160 Grad C = 3433 K,
11. Brennschlusszeit : 1. Stufe 475 s und 2. Stufe 390 s,
12. Brennkammerdruck po= 50 bar.
2. Die maximale effektive Ausströmgeschwindigkeit
2.1. Die effektive Ausströmgeschwindigkeit und der spezifische Impuls Is
Der spezifische Impuls Is bei der Verbrennung von Wasserstoff ist bei Wolff (1966, Tabelle 3.9, Seite 110) mit Is=362 kps/kg angegeben, wobei dieser Parameter vom Mischungsver-hältnis x von Sauerstoff und Wasserstoff und der Verbrennungstemperatur abhängig ist. Bei einem Mischungsverhältnis von x=mo:mb=3,5 (mo=Masse des Oxidators und mb=Masse des Brennstoffes) und 2755 K liegt ein Maximum des spezifischen Impulses von 353 kgs/kg vor (Wolff, 1966, Seite 113, Bild 3.28). Leitenberg gibt ein Mischungsverhältnis von 4,8 für das J-2-Triebwerk an. Bei diesem Mischungsverhältnisverhältnis beträgt der spezifische Impuls 340 kps/kg (Wolff, 1966, Seite 113, Bild 3.28). Der maximale spezifische Impuls von 365 kgs/kg konnte im Jahre 1965 nur unwesentlich höher gelegen haben, wie bei Wolff angegeben, zumal sich zu dieser Zeit erst H2-O2-Triebwerke in der Entwicklung befanden. Damit errechnet sich mit dem Wert von 362 kps/kg die effektive Ausströmgeschwindigkeit nach Wolf (1966, Seite 28 und 75) zu
ve= Is*go=362 kps/kg*9,81 m/s² = 362 kg*s*/kg*9,81 m/s²= 3551 m/s. (1)
Somit wären bereits die unter 1.6 angegebenen 4200 m/s eindrucksvoll widerlegt! Zur Formel (1) muss unbedingt eine Anmerkung erfolgen: Die Maßeinheit des spezifischen Impulses ist nach heutigen Maßstäben und dem SI-System nicht ganz korrekt. Korrekt wäre Ns/kg – damit wäre die Formel (1) stimmig oder man multipliziert den spezifischen Impuls nicht mit go, da ja die Maßeinheit kp=kg*m/s²*9,81 go impliziert. Zur Zeit der Veröffentlichung des Werkes von Wolff (Erstausgabe 1964) hat man oftmals das Kilopond dem Kilogramm gleichgesetzt, was natürlich nicht korrekt ist.
2.2. Berechnung der maximalen effektiven Ausströmgeschwindigkeit ve anhand des Druckverhältnisses und vmax
Die maximale effektive Ausströmgeschwindigkeit ve berechnet sich nach der Formel
ve=vmax*√ 1- (pe:po) ( λ-1): λ, (2)
(siehe Wolff, 1966, Seite 65, Formel 13), wobei hier vmax die maximale theoretische Ausströmgeschwindigkeit, pe der Druck in der Düse und po der Druck in der Brennkammer darstellen. Bei λ handelt es sich um den Adiabatenexponent, eine dimensionslose Größe. Die Treibstoffkombination Wasserstoff und Sauerstoff liefert eine theoretische Ausströmgeschwindigkeit von 5090 m/s (siehe Wolff, 1966, Seite 64, Tabelle 3.2) und der Adiabatenexponent λ beträgt in diesem Falle 1,25 (siehe Wollf, 1966, Seite 67, Tabelle 3.2). Das Verhältnis von pe zu po nimmt maximal einen Wert von 0,02 an (äußerste Bereich; siehe Wolff 1966, Seite 66, Bild 3.2). Demensprechend konnte die maximale effektive Ausströmgeschwindigkeit für die Treibstoffkombination Wasserstoff und Sauerstoff damals nur bei
ve=5090 m/s *√ 1- (0,02) 0,2 ≈ 5090 m/s* 0,737 ≈ 3750 m/s (3)
gelegen haben. Der Druck in der Brennkammer des J-2-Trierbwerkes betrug laut Leitenberg 50 bar. Es ist daher davon auszugehen, dass das Verhältnis von pe zu po bedeutend größer war. Die ve muss daher damals bei ca. 3500 bis 3600 m/s angesiedelt gewesen sein.
2.3. Das Flächenverhältnis Fe/Fs und die effektive Ausströmgeschwindigkeit ve
Das von Leitenberg angegebene Flächenverhältnis Fe/Fs= 27,5 muss als utopisch deklariert und qualifiziert werden. Das Bild 3.3 auf Seite 66 bei Wolff (1966), wo der Zusammenhang von Flächenverhältnis Fe/Fs in Abhängigkeit vom Druckverhältnis po/pe dargestellt ist, weist ein maximales Flächenverhältnis von 11 aus. Der dazugehörige po/pe –Wert lautet 100. Demnach müsste der Druck pe am Ende der Düse
po/100 = pe= 50 bar:100 =0,5 bar (4)
betragen haben. Nach den obigen Formel 2 und 3 (und Bild 3.3 auf Seite 66 bei Wolff, 1966) würde dann die effektive Ausströmgeschwindigkeit maximal
ve=5090 m/s *√ 1- (0,5:50) 0,2 ≈ 5090 m/s* 0,776 ≈ 3950 m/s (5)
betragen haben können. Dieser Wert liegt damit ebenfalls um 250 m/s bedeutend niedriger, wie von Leitenberg die effektive Ausströmgeschwindigkeit ve mit 4200 m/s deklarierte.
2.4. Der Temperatur- und Druckabfall und die effektive Ausströmgeschwindigkeit
Zwischen dem Druck- und Temperaturabfall besteht folgende Beziehung
T:To=(p:po) ( λ-1): λ . (6)
Legt man pe:po =0,01 (siehe weiter oben) zugrunde, dann gilt
T=0,010,2 *3433 K= 0,398*3433 K= 1367 K. (7)
Nach (10 – weiter unten) ergibt sich danach eine ve zu
ve= √ (2*1,25: 0,25) *850 J/kg K*1367 K= √10*850* 1367 m²/s² ≈ 3409 m/s. (8)
2.5. Berechnung der effektiven Ausströmgeschwindigkeit ve anhand der Datenextrapolation einer Grafik
Extrapoliert man die Grafik von Bild 3.3 (Wolff, 1966, Seite 66) auf ein Flächenverhältnis von 27,5 :1, dann nimmt pe/po einen Wert von ca. 1:300 an. Damit errechnet sich die effektive Ausströmgeschwindigkeit zu
ve=5090 m/s *√ 1- (1:300) 0,2 ≈ 5090 m/s* 0,825 ≈ 4200 m/s. (9)
Der Druck am Ende der Düse würde damit einen Wert von 0,16 bar annehmen. Diese Berechnung ist aber lediglich theoretischer Natur und entbehrt jeder praktischen Grundlage, weil kaum innerhalb von 4 Jahren bis 1969 so eine gewaltige technische Entwicklung in der Triebwerkstechnologie möglich gewesen wäre. Zudem hätten die sowjetischen Konstrukteure, die damals bis 1967 international führend waren und an der internationalen Spitze der Raumfahrtentwicklung standen, ebenfalls derartige Konstruktionen realisieren können. Übrigens konnten man erst in den Neunziger Jahren hinein derartige Leistungsparameter forcieren und realisieren.
2.6. Berechnung der maximalen Ausströmgeschwindigkeit vmax anhand der Gaskonstant R und der Brennkammertemperatur To
Die maximale Ausströmgeschwindigkeit vmax errechnet sich nach Wolff (1966, Seite 61, Formel 6) zu
Vmax= √ [2*λ: ( λ-1)] * R* To, (10)
wobei R für die Gaskonstant und To für die Brennkammertemperatur steht. Damit ergib sich eine maximale Ausströmgeschwindigkeit von
vmax= √ (2*1,25: 0,25) *850 J/kg K*3433 K= √10*850* 3433 m²/s² ≈5400 m/s. (11)
Dieser errechnete theoretische Wert weicht signifikant von 5090 m/s ab!
3. Berechnung des Massendurchsatzes m
3.1. Berechnung des Massendurchsatzes anhand der Querschnittsfläche Fs, des Brennkammerinnendruckes po und vmax
Der Massendurchsatz eines Triebwerkes errechnet sich zu
m= √ [2*λ: ( λ-1)]* Γ* Fs*po : vmax, (12)
wobei Γ (Gamma) einen Wert von 0,66 annimmt (siehe Wolff, 1966, Seite 69, Tabelle 3.4), Fs ≈ 1100 cm² beträgt, po bei 50 bar angesiedelt ist und vmax = 5090 m/s. Damit errechnet sich der Massendurchsatz zu
m= 3,16* 0,66* 1100 cm²* 490 kgm/s²*cm²: 5090 m/s ≈ 221 kg/s. (13)
Dieser Massendurchsatz weicht signifikant von dem angegebenen um 25 kg/s ab.
3.2. Berechnung des Massendurchsatzes anhand des Schubes und es spezifischen Impulses
Der Massendurchsatz kann ganz einfach aus dem Quotienten von Schub und spezifischen Impuls errechnet werden. Es gilt also
m=S:Is=1.020.000 N:362 kps/kg=1.020.000 kg*m/s²:(362kgs/kg*9,81 m/s²)= 287 kg/s. (14)
Die Differenz von 41 kg/s zu dem vorgegebenen Wert ist offensichtlich!
3.3. Berechnung des Massendurchsatzes anhand des engsten Düsenfläche, des Brennkammerdruckes po, der Gaskonstante R und der Brennkammertemperatur To
Der Massendurchsatz m lässt sich auch nach folgender Formel
m=Γ*Fs*po : √R*To (15)
berechnen. Damit ergibt sich ein Massendurchsatz von
m=0,66* 1100 cm²*50*9,81 kg*m/s²/cm²: √3433 K* 850 kg*m²/s²/kg*K=208 kg/s. (16)
Auch dieser Wert weicht gravierend von den vorgegebenen 246 kg/s ab.
4. Berechnung des Druckverhältnisses pe/po
Das Druckverhältnis pe/po lässt sich mit folgender Formel bestimmen:
pe/po = [Γ² : (Fe/Fs*ξ]λ, (17)
wobei sich der Faktor ξ aus dem Quotienten von Schub und dem Produkt von engstem Querschnitt der Düse Fs und dem Brennkammerdruck berechnet. Es gilt also
ξ =S: Fs*po = 1.020.000 kg*m/s² : (1100 cm²* 50 kg*m/s² *9,81) ≈ 1,9. (18)
Damit könnte das Druckverhältnis pe/po bei
pe/po = [Γ² : (Fe/Fs*ξ]λ = [0,66²: (27,5*1,9)]1,25 = 0,0025 (19)
gelegen haben. Bei einem Brennkammerdruck von 50 bar hätte dann am Düsenende ein Druck von pe=0.125 bar vorherrschen müssen.
5. Brennschlusszeiten
Für die erste Stufe errechnet sich die Brennschlusszeit zu
t=M:m= 106.000 kg : 246 kg/s = 431 s (20)
und weicht damit um 44 s von den vorgegebenen 475 s ab. Für die zweite Stufe errechnet sich eine Brennschlusszeit zu
t=452.000 kg/5*246 kg/s = 452.000 kg: 1230 kg/s= 367 s (21)
und weicht somit um 23 s von den vorgegebenen 390 s ab.
6. Der Schub
Der Schub eines Triebwerkes errechnet sich nach Wolff (1966, Seite 69, Formel 21) wie folgt:
S= Γ* Fs*po √ 2*λ: (λ-1)*[1- (pe:po)] (λ-1): λ. (22)
Bei einem postulierten Flächenverhältnis nach Leitenberg von 27,5 beträgt die Relation nach einer Exploration der Grafik des Bildes 3.3. auf Seite 66 von Wolff von pe:po 1: 300. Bei einem Brennkammerdruck von 50 bar, einer Fläche Fs des engsten Düsendurchmessers von 1000 cm²gilt also
S= 0,66*1000 cm²*50*9,81 N/cm² √10*[1- (1: 300) 0,2] ≈ 0,66*1000*50*9,81*2,61 N ≈
844 kN. (23)
Damit betrug die Leistungsfähigkeit des J-2-Triebwerkes nicht 1020 kN wie angegeben, sondern nur maximal 844 kN. Damit ist auf einer weiteren Ebene die technische Leistungsfähig des J-2-Triebwerkes eindrucksvoll widerlegt worden.
7. Die Berechnung der Geometrie des Triebwerkes
7.1 Die Berechnung der Geometrie des Triebwerkes entsprechend den vorgegebenen Daten
Nach Leitenberg (1915 im Internet) hatte das J-2-Triebwerk folgende geometrischen Parameter:
1. Gesamtlänge Länge L= 3380 mm,
2. Brennkammerdurchmesser do= 1750 mm (geschätzt – annähernd kugelförmig) bzw. ,
3. Brennkammerlänge Lo= 1750 mm (Schätzwert entsprechend einem Foto im Internet),
4. Düsenlänge: 1750 mm (Schätzwert entsprechend einem Foto im Internet),
4.1. Düsenenddurchmesser de= 1960 mm,
4.2. engster Düsendurchmesser ds≈ 373 mm (errechnet aus de, Fe mit 3 m² und Fe/Fs =27,5),
4.3. Endfläche der Düse Fe≈ 3 m²= 30.000 cm² (errechnet aus 4.1. mit de=1960 mm),
4.4. Engste Fläche der Düse Fs ≈ 0,11 m² = 1100 cm² (errechnet aus 1.9. mit Fe/Fs= 27,5).
Die Düsenlänge Ld ergibt sich nach Wolff (1967) aus der Relation
3.5. Ld= (de-ds): 0,536 = (1,96 m – 0,37 m) : 0,536 = 1,59 m: 0,536 ≈ 2,97 m. (24)
Dieser theoretische Wert stimmt nicht mit dem Schätzwert von 1,75 m überein. Nach (24) beträgt die Länge/der Durchmesser der Brennkammer
3.6. Lo= Lg- Ld= 3,38 m – 2,97 m ≈ 0,41 m. (25)
Dieser Wert korrespondiert nicht mit dem Schätzwert von 1,75 m auf dem Foto im Internet. Das Volumen der Brennkammer nähme dann bei einer annähernd kugelförmigen Gestalt eine Größe von
4. Vo = π*r³*4:3 ≈ 0,2³ *π*4 : 3 ≈ 0,03 m³ (26)
an. Daher muss die engste Fläche der Düse Fs als zu klein dimensioniert respektive das Flächenverhältnis Fe/Fs= 27,5 als zu groß eingeschätzt werden.
6. Der Koeffizient εo beträgt εo= Fo:Fs = 0,2 m²* π: 0,11 m² ≈ 0,13 m²: 0,11 m² ≈ 1,18. (28)
Dieser Wert liegt außerhalb des zulässigen Bereiches. Für Schübe von bis zu S=1000 kN darf εo nur zwischen 1,2 und 2 betragen! Mit den Ergebnissen von (22) und (25) dürfte ein Leistungsabfall in jedem Falle vorprogrammiert sein. Die obige Rekonstruktion des Triebwerkes auf der Grundlage der vorgegebenen Datenbasis muss als ein Vehikel bzw. als eine technische „Krücke“ charakterisiert werden.
7.2. Eine realistische Konstruktion
Legt man ein Flächenverhältnis von Fe/Fs= 5 : 1 zugrunde, das Ende der fünfziger, Anfang der sechziger Jahre, in der Zeit, wo das J-2-Triebwerk also konstruiert wurde, durchaus üblich war, dann ergibt folgendes Bild:
1. Länge des Triebwerkes Lg= 3380 mm,
2. Geschätzter Durchmesser der Brennkammer do laut Foto im Internet do= 1750 mm,
3.1. Düsenenddurchmesser de= 1960 mm,
3.2. engster Düsendurchmesser ds≈ 0,874 mm (errechnet aus de, Fe mit 3 m² und Fe/Fs =5),
3.3. Endfläche der Düse Fe≈ 3 m²= 30.000 cm² (errechnet aus 3.1. mit de=1960 mm),
3.4. Engste Fläche der Düse Fs ≈ 0,6 m² = 6.000 cm² (errechnet aus Fe/Fs= 5).
Die Düsenlänge Ld ergibt sich nach Wolff (1966) aus der Relation
3.5. Ld= (de-ds): 0,536 = (1,96 m – 0,87) : 0,536 ≈ 1,1 m: 0,536 ≈ 2 m. (29)
Dieser Wert korrespondiert recht gut mit dem Schätzwert von 1,75 m. Damit beträgt die Länge/der Durchmesser der Brennkammer
3.6. Lo= L- Ld= 3,38 m – 2 m ≈ 1,4 m. (30)
Dieser Wert kommt dem Schätzwert von 1,75 relativ nahe. Das Volumen der Brennkammer nimmt damit einen Wert von
4. VO= π*r³*4:3≈ 0,7³ m³*π *4 :3 ≈ 1,4 m³ (31)
an.
5. Der Koeffizient εo beträgt εo= Fo:Fs = 0,7²*π* m²: 0,6 m²= 1,54 m²: 0,6 m² ≈ 2,6. (32)
Für Schübe von bis zu S=1000 kN liegt εo zwischen 1,2 und maximal 2 betragen! Dieses Ergebnis ist durchaus als befriedigend einzuschätzen und liegt in einem realistischen Bereich! Damit konnte die effektive Ausströmgeschwindigkeit ve aber nur
ve=5090 m/s *√ 1- (0,033) 0,2 ≈ 5090 m/s* 0,7 ≈ 3576 m/s (33)
betragen haben! Der Abb. 1 kann der besseren Anschaulichkeit halber die Skizze zum rekonstruierten Triebwerk entnommen werden.

do=1400 ds=874 de=1960

Ld= 2000
Abb. 1: Skizze zum rekonstruierten Triebwerk.
8. Zusammenfassung
Es konnte eindrucksvoll durch vier Berechnungen übereinstimmend belegt werden, dass der spezifische Impuls bzw. die effektive Ausströmgeschwindigkeit des J-2-Triebwerkes niemals 428 kps/kg bzw. 4200 m/s betragen haben kann. Realistisch waren damals effektive Ausströmgeschwindigkeiten von maximal bis zu 3600 m/s. Damit konnte die letzte Stufe der Saturn-Rakete gerade einmal in den Erdorbit von 200 km gelangen. Damit war eine Mondmission mit dieser raketentechnischen Konstruktion unmöglich gewesen! Bei dem Massendurchsatz konnten Werte von 213 bis 287 kg/s errechnet werden. Dies steht eklatant im Widerspruch zu dem angegebenen Wert von 246 kg/s von Leitenberg. Auch bei der Rekonstruktion des Triebwerkes ergeben sich gravierende Abweichungen von der Theorie. Zudem stimmen die angegebenen Brennschlusszeiten nicht mit den errechneten Zeitwerten überein. Ferner betrug der Schub aus den angegebenen Parametern errechnet, nicht 1020 kN wie von Leitenberg und der NASA deklariert, sondern maximal nur 844 kN. Subsummierend kann konstatiert werden, dass die technische Leistungsfähigkeit des J-2-Triebwerkes als bedeutend geringer eingeschätzt werden muss, wie von Leitenberg und von der NASA ausgeführt.
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2317 Thu, 01 Jun 2017 19:03:24 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2317 Das Todschlagargument für Apollo 11 und N: Die kosmische Strahlung ist einfach infaust! Damit wäre Apollo 11 bis für alle Zeit widerlegt!

Nach Lindner (1973, Das Bild der modernen Physik, Urania-Verlag Leipzig-Jena-Berlin) beträgt der Teilchenstrom im Kosmos, außerhalb der Magnetosphäre der Erde, ungefähr 1300 Elementarteilchen pro Sekunde und Quadratmeter (ungefähr die Fläche des menschlichen Körpers). Auf acht Tage Mondmission hochgerechnet, würde sich die Anzahl N der Protonen (bei 85 Prozent der Gesamtstrahlung nach Sternfeld, 1959, Lindern, 1966 und 1973), die einen Astronauten treffen würden, auf

N= 691.200 s *0,85 * 1300 *1/s ≈ 7,6 * 10^ 8 (hoch 8) (1)

Beziffern (8 d = 8*24*3600 s = 691.200 s). Ein Proton besitzt die Energie von

EProton= 0,6*10^15 eV (2)

(Elektronenvolt). Damit ergibt sich eine Gesamtenergiemenge von

E∑= 7,6 *10^8 *0,6*10^15 eV ≈ 4,6*10^23eV.. (3)
Ein eV repräsentiert die Energiemenge von 1,6 *10^-19 J (Joul). Damit beträgt die Gesamtenergie in Joule berechnet

E∑=4,6 *10^23 * 1,6 *10^-19J = 7,296 *10^4 = 72.960 J. (4)

Ausgehend von einem durchschnittlichen Körpergewicht von 75 kg der hochtrainierten Astronauten, muss man, um zur Maßeinheit der Strahlenbelastung in Sievert (Sv) zu gelangen, die Energiemenge von 72.960 J durch 75 kg dividieren und erhält damit dann ca. 973 J/kg und damit eine Strahlendosis D von

D≈ 1000 Sievert (1J/k g= 1 Sievert). (5)

Auch wenn die Kommandokapsel CM von Apollo 11 und N 90 Prozent dieser Strahlung absorbiert hätte (ein größerer Absorptionsgrad ist unrealistisch – eine Stahlplatte von 12 cm Mächtigkeit absorbiert ca. 90 Prozent), dann hätten die Astronauten nach den obigen Berechnungsmodalitäten immer noch ca. 100 Sievert aufgenommen.

Zum Vergleich: Infolge des Atombombenabwurfes auf Hiroshima und Nagasaki verstarben alle Betroffenen in den Folgejahren, die einer Strahlenexposition von 6 Sv ausgesetzt waren! Und bei einer Strahlendosis von 10 Sv ist man auf der Stelle tot. Mit anderen Worten: Die amerikanischen Astronauten wären nach obigen Berechnungsmodalitäten als Leichen auf der Erde gelandet und wären zynischer Weise gesprochen, den 10- fachen Heldentot gestorben!

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2316 Thu, 01 Jun 2017 19:00:17 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2316 1. Analyse des Filmes Apollo 13, der am 16.05.2016 vom TV- Sender Vox ausgestrahlt wurde
Im Film äußerten die Protagonisten von Apollo 13 folgende Bemerkungen, die Apollo 13 und die andere Apollomissionen absolut widerlegen:
1. Mehrere Schichte Aluminiumfolie trennen uns nur zwischen dem Weltall meinte ein Astronaut. Das CSM wäre einfach bei dieser physikalischen Konstruktion explodiert, weil bei einem Innendruck von 1 bar auf die Außenhülle des CSM eine Kraft von
F=po*AM= 1 kp/cm²*10.000* 3,14*3√3,2²m²+1,9²m²=10.000*9,3*3,7 kp= 344.000 kp = 344 Mp = 344 Tonnen
gewirkt hätten! (1)
Die Stärke der Wandung s hätte mindestens
S= (Da*p: σ)+ s1+s2= (6000 mm*0,1 N/mm²: 300 N/mm²)+2 mm = 4 mm (2)
betragen müssen.
2. Es wurde der Anstieg der CO2-Konzentration auf 15 Prozent behauptet und ständig am Instrument angezeigt. Eine CO2 –Konzentration von 15 Prozent bedeuten 300 g/m³ CO2 [2* kg/m³*15: 100 = 0,3 kg/m³= 300 g/m³]. Der Grenzwert für CO2 beträgt 9 g/m³ und wäre somit um das über 33- Fache überschritten worden. Die Astronauten wären innerhalb kürzester Zeit erstickt und tot gewesen!
3. Es sollte der elektrische Strom umkehrt werden! Dies ist physikalischer Blödsinn
4. Es sollte der negative Schub eingeschaltet werden! Dies ist absolut absurd! (die Mondlandefähre befand sich hinter dem Mondlademodul, wie zu ersehen war).
5. Der zu erwartende Ballast für das Mondgestein sollte ausgeglichen werden! Dies ist physikalischer Blödsinn!
6. Der Umkehrschub sollte eingeschaltet werden! Dies ist technisch-physikalischer Schwachsinn!
7. Die Außentemperaturbelastung sollte angeblich -187 Grad Celsius betragen haben. Korrekt sind -273 Grad im All!
8. Die Eintrittsgeschwindigkeit in Atmosphäre sollte 32.000 ft/s = 9,6 km/s betragen haben. Der wahre Wert liegt bei 11,2 km/s, da sie ja angeblich vom Mond kamen.
Damit wäre Apollo 11 bis N eindeutig widerlegt! Denn die Amis kannten nicht einmal die korrekten physikalischen Parameter für einen Raumflug zum Mond.
2. NASA widerlegt sich selbst mit der Doku beim TV-Sender N 24 zu Apollo 13
9. In dieser Film-Doku zu Apollo 13 am 11.06.2016 vom TV-Sender N 24 kam auch die vermeintliche Beinahe-Katastrophe zur Sprache, wo angeblich die Sauerstoffversorgung im Kommandomodul CM zusammenbrach. Anschließend enterten die Astronauten das Mondmodul faktisch als Rettungsboot. Der Flugdirektor der NASA erwog daraufhin, den Flug zum Mond abzubrechen und Apollo 13 auf direktem Wege zu Erde umkehren zu lassen. Wie sollte denn das astrophysikalisch funktionieren? Im günstigsten Falle wären dazu unter der Annahme, dass sich Apollo 13 auf Höhe des Neutralpunktes der Gravitation von Erde und Mond auf dem Weg zum Mond befand, eine Treibstoffmenge mit der von der NASA angegebenen Treibstoffkombination von Hydrazin/Dimethylhydrazin als Brennstoff und Distickstofftetroxid (N2O4) als Oxidator mit einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit ve von ca. 2,6 km/s von
MTr=[1- (1:2,72 11,31:2,6]*43,7 t ≈ 43,1 t (3)
erforderlich gewesen! Damit hat sich die NASA selbst widerlegt, weil diese Treibstoffmenge überhaupt nicht zur Verfügung stand!
3.Weitere Analyseergebnisse zum Film Apollo 13, der am 13.11.2016 vom TV- Sender RTL II ausgestrahlt wurde1
Hier weitere Analyseergebnisse zum Film Apollo 13, der am 13.11.2016 vom TV- Sender RTL ausgestrahlt wurde:
10. Angeblich sollte in der Startphase aus der 2.Stufe der Saturnrakete eines von den fünf J-2-Triebwerken ausgefallen sein. Damit hätte Apollo 13 niemals den Erdorbit erreicht, weil sich die Brennschlussgeschwindigkeit um 1 km/s reduziert hätte! Denn: Entsprechend der Raketengrundgleichung
vB= ve * ln (Ml+ MTr): Ml = ve * ln (Mo: Ml ) (4)

könnte man mit den drei Stufen nach einer Modifikation der Formel (4) theoretisch eine maximale Bahn- und Brennschlussgeschwindigkeit von
vB=2,6 km/s*ln (2940:654) + 4,2 km/s* [ln(654:164) + ln (164:45)] ≈
2,6 km/s*1,5 + 4,2*km/s (1,38 +1,29) = 3,9 km/s+4,2 km/s*2,67 =
3,9 km/s+ 11,2 km/s = 15,1 km/s (5)

ohne Berücksichtigung der Gravitation und des Luftwiderstandes erzielen. Anderseits muss die effektive Ausströmgeschwindigkeit der 2. und 3. Stufe von 4200 m/s mehr als angezweifelt werden, da die theoretisch maximale Ausströmgeschwindigkeit bei der Treibstoffkombination Wasserstoff und Sauerstoff der J-2-Triebwerke bei 5090 m/s liegt und bei einem Brennkammerdruck von 50 bar und einen Adiabatenexponenten von λ=0,1,25 lediglich ve=0,7 *vmax in den sechziger Jahre erreicht werden konnten (Paramater laut der NASA und Leitenberg, 2014). Damit hätte man höchstens eine ve von
ve=0,7* 5090 m/s = 3563 m/s ≈ 3,6 km/s (6)
erreichen können. Damit hätte sich die Brennschlussgeschwindigkeit zunächst einmal insgesamt (nach 2) auf
vB=2,6 km/s*ln (2940:654) + 3,6 km/s* [ln(654:164) + ln (164:45)] ≈
2,6 km/s*1,5 + 3,6*km/s (1,38 +1,29) = 3,9 km/s + 3,6 km/s*2,67 =

3,9 km/s+ 9,6 km/s = 13,5 km/s (7)
reduziert. Fällt nun eines der fünf J-2-Triebwerke aus, die jeweils ca. 100 Tonnen Treibstoff besitzen, dann ergibt sich folgende Bilanz der Brennschlussgeschwindigkeit
vB=2,6 km/s*ln (2940:654) + 3,6 km/s* [ln [(656-100):164] + ln (164:45)] ≈
2,6 km/s*1,5 + 3,6*km/s (1,22 +1,29) = 3,9 km/s+ 3,6 km/s*2,51 = 3,9 km/s + 9,0 km/s=
12,9 km/s. (8)

Damit wird die Brennschlussgeschwindigkeit immerhin um 0,6 km/s gesenkt. Und diese 0,6 km/s sind entscheidend für den Eintritt in den Erdorbit!
11. Die Startphase von Apollo 13 soll 12 Minuten und 20 Sekunden gewährt haben. Nach NASA-Angaben und Leitenberg (2014) betrug die Startphase insgesamt aber 710 s (1. Stufe 120 s+ 2.Stufe 390 s+ 3.Stufe 200 s = 740 s) Die Differenz beträgt somit 30 s.
12. Wie auf einer Tafel zu erkennen war, flog Apollo 13 in einer Achter-Schleife zum Mond und wieder zurück zur Erde. Dies hätte ca. eine 1,4 Mal höhere Treibstoffmenge bzw. eine höhere Geschwindigkeit erforderlich gemacht!
13. Kurz vor der Re-Entry-Phase soll der Hitzeschild von Apollo 13 umgedreht worden sein. Wie sollte denn dies geschehen? Denn: Der Hitzeschild befindet sich vor dem Kommando-Modul.
14. Die Re-Entry-Phase rasten die Astronauten mit 11,2 km/s in die Atmosphäre der Erde. Es hätte die Geschwindigkeit von 11, 2 km/s auf faktisch null km/s abgebremst werden müssen. Damit hätte nach Umformung der Gleichung
Ekin=Eth= 0,5 m*v²= T*m*R*λ (9)
eine Temperatur von
T= 0,5 v²: (R* λ)= 0,5*1,214 *10hoch 8 K: (400* 1,4) ≈ 1,1 *10hoch5 = 110.000 K (10)
an der Nase des Kommandomoduls generiert, entstehen müssen. Nach Wolff (1967) reduziert sich die Temperatur auf ca. 45.000 K, weil ein Teil der Energie abgestrahlt wird. Mit anderen Worten: Apollo 13 wäre bei Entwicklung von 45.000 K wie eine Sternschnuppe nach (1) und (2) verglüht. Eine andere Alternative: Das CSM von Apollo 13 wäre mittels einer Raketenstufe abgebremst worden. Dazu wäre eine Treibstoffmenge von
MTr= [1- (1:e vb:ve)]*Mo= [1-(1: 2,72 11,2:2,6)*30 t= 29,6 t (11)
erforderlich gewesen. Es standen im CSM aber nur maximal 19 t Treibstoff zur Verfügung. Somit wäre Apollo 13 auch in diesem Falle in der Atmosphäre verglüht!
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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Kommentar zu Astronaut Aldrin vor der Mondlandefähre (Apollo 11) von Siegfried Marquardt http://it-spots.de/2012/04/astronaut-aldrin-vor-der-mondlandefahre-apollo-11/#comment-2236 Sat, 15 Apr 2017 13:52:49 +0000 http://it-spots.de/?p=7722#comment-2236 Mathematisch-physikalische Widerlegung von Apollo 11 und N

1. Aufgrund der Parameter der Saturnrakete konnte Apollo 11 niemals das Schwerefeld der Erde verlassen, um mit der 2. Kosmischen Geschwindigkeit von 11,2 km/s zum Mond zu gelangen. Dies lässt folgende Tabelle 1 und nachfolgende Berechnungen erkennen:

Tabelle 1: Treibstoffkombinationen der einzelnen Stufen mit den Start- und Leermassen und den effektiven Ausströmgeschwindigkeiten ve der Raketentreibstoffe (Leitenberg, B, 2013 und NASA im Internet 2014).

Stufe N/Treibstoff Mo t ML t ve m/s Bemerkungen
1. RP (Kerosin) + O2 2286 135 2600
2. H2 + O2 490 39 4200/3600 ve ist anzuzweifeln – 3570 sind realistisch; denn es gilt ve= 0,7 *vmax= 5100 m/s *0,7= 3570 m/s
3. H2 + O2
+ CSM +LM 119 +
45 13 +
45 4200/3600 Dto. – 3570 sind realistisch
∑ 2945

Entsprechend der Raketengrundgleichung
vB= ve * ln (MO: Ml) (1)

könnte man mit den drei Stufen nach einer Modifikation der Formel (1) theoretisch eine maximale Bahn- und Brennschlussgeschwindigkeit von
vB= 2,6 km/s*ln (2940:654) + 3,6 km/s* [ln(654:164) + ln (164:58)] ≈ 2,6 km/s*1,5 +
3,6*km/s (1,4 +1) = 3,9 km/s+ 3,6 km/s*2,4 = 3,9 km/s+ 8,6 km/s = 12,5 km/s (2)

ohne Berücksichtigung der Gravitation und des Luftwiderstandes erzielen. Für die Gravitation müssen für das Erreichen des Erdorbits in 200 km Höhe mindestens ein Betrag von

∆ v= √2*200.000 m *9,5 m/s² = 2000 km/s= 2 km/s (3)

von den 12,5 km/s abgezogen werden. Und für den Luftwiderstand 0,6 km/s. Dies ergibt Summa Summarum 9,9 km/s. Dieser Betrag liegt signifikant unter dem Wert der Fluchtgeschwindigkeit von 11,2 km/s! Damit konnte Apollo 11 gerade einmal komfortabel den Erdorbit erreichen. Es kommt aber noch schlimmer für Apollo 11: nach Wolff (1966) konnten in den sechziger Jahren höchstens ve von 2600 m/s erzielt werden. Damit konnte Apllo11 mit den deklarierten Parametern der NASA aber damals allerdings nur eine Brennschlussgeschwindigkeit von

vB= 3,9 km/s+ (2,6* 2,4 km/s) = (3,9 + 6,24) km/s = 10,14 km/s

erzielen. Zieht man davon die 2,6 km/s ab, die auf die Gravitation und den Luftwiderstand beruhen, dann ergibt sich eine maximale Bahngeschwindigkeit von gerade einmal

vB= (10,44 – 2,6) = 7,84 km/s. Damit konnte Apollo 11 gerade einmal ganz knapp die Erdumlaufbahn erreichen!

2. Nach Sternfeld (1959) sollen nur zwei ca. 14-Tageskonstellationen und ein 60-Tageszenario existieren, um den Mond mit einem künstlichen Raumflugkörper von der Erde aus zu erreichen und auf der Erde wieder zu landen. Unabhängig von den theoretischen Fakten und Details von Sternfeld, benötigte der Forschungssatellit SMART I, der Ende September 2003 gestartet wurde, 49 Tage bis auf die Mondebene und fünf Monate bis die Sonde in die Mondumlaufbahn einmündete. Und die im Dezember 2013 erfolgreich verlaufende Mondexpedition der chinesischen Sonde Chang`e-3 bewies bestechend, dass man mindestens 14 Tage zur Bewältigung der Distanz von der Erde zum Mond benötigt. Damit wäre Apollo 11 bereits eindrucksvoll empirisch widerlegt, weil ein vermeintliches 8-Tagesregime, das angeblich mit Apollo 11 praktiziert und exerziert wurde, astrophysikalisch theoretisch und empirisch überhaupt nicht existiert!

3. Die kosmische Strahlung, die auf die Astronauten innerhalb der 8 Tage eingewirkt hätte, wäre absolut infaust gewesen! Denn: Sie hätten je nach gewählter Modellrechnung eine tödliche Strahlendosis von mindestens 11 Sv bis 26 Sv inkorporiert. wenn man in diesem Zusammenhang an die hochenergetische Teilchendichte im Kosmos und an den Partikelstrom der Sonne mit der Solarkonstante von 8,5*1015 MeV/m²*s denkt. Nach Lindner (1973) treffen pro Sekunde auf einen Quadratmeter 1300 Protonen aus dem Kosmos auf die Erdatmosphäre ein. Rechnet man diese Energie auf die 8 Tage währende „Mondmission“ hoch, dann ergäbe sich die gewaltige Strahlendosis von weit über 1000 Sv! Die Astronauten hätten den Flug zum Mond und zur Erde zurück in jedem Falle nicht überlebt, da die absolut tödliche Dosis bei 10 Sv liegt. Damit wäre Apollo 11 und N absolut widerlegt!

4. Es fehlten insgesamt über 50 t Raketentreibstoff, um von der Erde zum Mond und von dort wieder zurück zur Erde auf der von der NASA vorgegebenen schleifenförmigen Flugbahn zu gelangen. Dies ergibt folgende Bilanz:
Für den Einschuss ins All mit 11,2 km/s wären für die 45 t Masse des Kommandoservicemoduls CSM und Lunamodul eine Treibstoffmenge von

MTr=[1-(1: e(vB/ve))]*Mo= [1-(1:2,72 (3,3:3,6))]*45 t = (1- 0,4)* Mo≈ 0,6*45 t≈ 27 t (4)

Erforderlich gewesen. Das Kommandoservicemodul CSM mit dem Mondlandemodul hätte mit einer Geschwindigkeit von 2,4 km/s in die Sphäre des Mondes gelangen müssen. Für das Abbremsen der zweiten kosmischen Geschwindigkeit von 2,4 km/s des Mondes auf die Orbitgeschwindigkeit von 1,6 km/s (∆vB=2,4 km/s-1,7 km/s= 0,7 km/s), wäre eine Treibstoffmasse bei einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von 2,6 km/s von

MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,6)]* 45 t = (1- 0,76)* 45 t≈ 0,24*45 t≈ 11 t (5)

einzukalkulieren. Für die Landung aus einem 100 km-Orbit (+ ca. 0,56 km/s sind für die Wirkung der Schwerkraft des Mondes zusätzlich einzukalkulieren) auf dem Mond wäre bei 15 t der Startmasse Mo des Mondlandemoduls und ∆vB=2,3 km/s eine Treibstoffmasse bei einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von 2,6 km/s von

MTr=[1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2,3:2,6)]*15 t) = (1- 0,41)*15 t ≈

0,59*15 t ≈ 9 t (6)

zu beziffern. Für den Start vom Mond mit der Aufstiegsstufe mit einer Startmasse von 4,7 t benötigt man

MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2,3:2,6)]*4,7 t = (1- 0,41)* 4,7 t= 0,59*4,7 t ≈3 t. (7)

Treibstoff.

Um den Rückflug zur Erde antreten zu können, wäre bei einer Masse des CSM von 30 t
eine Treibstoffmenge von

MTr=[1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,6)]* 30 t (1- 0,76)* 30 t = 0,24*30 t ≈ 7 t (8)

zu bilanzieren.
Für die Einmündung in die Erdumlaufbahn mit einer Orbitgeschwindigkeit von 7,9 km/s aus dem Kosmos mit 11, 2 km/s beziffert sich die Treibstoffmenge bei 30 t Mo der Kommandokapsel allgemein auf

MTr=[1-1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,1:2,6)]*30 t=(1- 0,3)* 30 t ≈ 0,7 * 30 t = 21 t. (9)

Für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre muss man eine Treibstoffmasse bei einer Masse des CM von 6 t Mo

MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:2,6)]* 6 t = (1- 0,46) Mo= 0,54*6 t ≈ 3 t. (10)
in Rechnung zu stellen.

5. Die Rekonstruktion des Kommandomoduls mit einer von der NASA vorgegebenen Höhe von 3,23 m und einem Durchmesser von 3,9 m, woraus im Endeffekt nur ein Gesamtvolumen von rund 12,9 m³ resultieren kann, ergab, dass nach Abzug des deklarierten Innenvolumens von 6,23 m³ das Volumen der Außenzelle der Kommandokapsel lediglich ca. 6,7 m³ hätte umfassen können. Bei einer Masse von 5,9 t hätte die Dichte der Kommandokapsel damit nur bei ca. 0,9 liegen müssen. Dies hätte nicht einmal Papier oder Pappe „leisten können“! Eine weitere mathematische Optimierung ergab dann, dass die Außenzelle nur aus einer 2,5 cm starken Aluminiumschicht hätte bestehen können – ohne Hitzeschild. Legt man die Hälfte der Gesamtmasse von 5,9 t für einen Hitzeschild zugrunde, dann hätte der Hitzschild nur aus 2 mm starkem Stahl bestehen können. Ein Kommentar dazu erübrigt sich nahezu: Das Kommandomodul wäre in der Erdatmosphäre mit einer theoretisch berechneten Bremstemperatur von mindestens 45.000 K wie eine Sternschnuppe verglüht!

6. Bereits in einer ersten Betrachtungsphase bei der Rekonstruktion der Mondlandefähre entsprechend den NASA-Parametern nach Abzug der vermeintlichen ca. MTr= 10,8 t in Rechnung gestellten Treibstoffmasse von der Startmasse mit Mo=15 t der Mondlandefähre verbleiben lediglich nur noch 4,2 t an Rüstmasse, die bereits mit der Materialrekonstruktion der Kabine (ca. 1,1 t), von Teilen der Außenzelle (ca. 1,3 t), und der deklarierten Zuladung (ca. 1,7 t), ohne Berücksichtigung des Gewichtes der Astronauten mit ihren Raumanzügen (400 kg) , der Masse für die Tanks und für die beiden Haupttriebwerke der Mondlandefähre (…) mit 600 kg weit überschritten wird. Insgesamt fehlten über 3 t Konstruktionsmasse, wie von der NASA ursprünglich angegeben und wie mit der Gesamtrekonstruktion des Lunamoduls von Apollo 11 eindrucksvoll und überzeugend belegt werden konnte.

7. Weiterhin ist das Pendelverhalten der Fahne auf dem Mond äußerst verräterisch! Denn die Pendelperiode T, die sich physikalisch mit der Pendellänge l (l=0,7 m) und der Gravitationsbeschleunigung g (g= 9,81) zu

T=2*π*√ l : g (11)

errechnet, müsste auf dem Mond

T= 6,28 *√ 0,7 m : 1,6 m/s² ≈ 4,2 s (12)

betragen. In den TV-Filmdokumentationen beträgt die Periodendauer aber nahezu 2 s, so wie eben auf der Erde. Die exakte Berechnung der Periodendauer für die Erde ergibt präzise

T= 6,28*√ 0,7 m/9,81 ≈ 1,7 s. (13)

Dieser zeitliche Unterschied von 2,5 s ist gravierend! Außerdem müsste sich auf dem Mond eine leicht gedämpfte, periodische Schwingung ergeben, da auf dem Mond keine Atmosphäre vorhanden ist. Die wahrzunehmende Schwingung ist aber fast aperiodisch. Ergo: Die Dreharbeiten erfolgten also eindeutig auf der Erde!

8. Die mechanische Instabilität der Mondlandefähre hätte eine intakte Mondlandung unmöglich gemacht! Jeder Mensch auf unseren Planeten hat bestimmt schon einmal einen missglückten Raketenstart gesehen, wenn die Rakete bereits einige Meter vom Starttisch abgehoben hat und die Triebwerke dann versagen und keine Leistung mehr erbringen. Infolgedessen bewegt sich die Rakete den physikalischen Gesetzen der Schwerkraft entsprechend wieder in Richtung der Startplattform und kippt dann aufgrund der mechanischen Instabilität einfach um, weil sich der Masseschwerpunkt gravierend verändert hat. Dies wäre auch das Schicksal der Mondlandefähre von Apollo 11 gewesen, weil kurz vor der Landung eine absolute Instabilität der Fähre bestanden hätte! Denn: Ganz grob gerechnet, hätte die aufsteigende Stufe kurz vor der Landung auf dem Mond noch ca. 5 t an Masse besessen und die absteigende Stufe hätte aufgrund des Treibstoffverbrauchs von 8 t lediglich nur noch rund 2 t an Rüstmasse gehabt. Da der Schwerpunkt der Landefähre kurz vor der Landung der Fähre auf dem Mond exakt bei 2,10 m über die Düsen gelegen haben muss, würden sich die Drehmomente wie 2,5 zu 1 bis 3: 1 verhalten haben. Damit hätte ein absolut instabiles mechanisches System vorgelegen! Jede noch so kleinste Erschütterung, wie Vibrationen durch das Triebwerk oder Druckschwankungen der ausströmenden Gase in der Düse des Triebwerkes hätten die Mondlagefähre einfach umkippen lassen! Eine Mondlandung wäre zwar „geglückt“, aber eine Rückkehr vom Mond wäre damit unmöglich gewesen. Da aber alle Akteure von Apollo 11 glücklicherweise das imaginäre Abenteuer überlebt haben, kann messerscharf geschlussfolgert werden, dass keine Mondlandung stattgefunden hat.
Die Lösung des physikalischen Problems liegt darin, dass der Schwerpunkt einer Landefähre einfach auf Höhe der Düsen des Triebwerkes liegen muss, so wie die Chinesen dies im Dezember 2013 realisieren und praktizierten. Das Problem der Senkrechtlandung von Raketen hat man erst Ende 2015/Anfang 2016 mit der Falcon 9 gelöst!

9. Ja und ca. 1 t Natriumperoxid wären für die dreiköpfige Besatzung für die Regeneration von Sauerstoff aus dem CO2 erforderlich gewesen!

10. Immer wieder wird die Behauptung strapaziert und kolportiert, dass sich auf der Mondoberfläche Laserreflektoren mit einer Flächengröße von 0,46 *0,46 m² ≈ 0,21 m² befinden würden, die die Apollo-Astronauten auf dem Mond bei ihrer Expedition dort angeblich installiert hätten, so dass mit Lasern von der Erde aus diese Reflektoren angepeilt werden könnten, womit der indirekte Beweis für die angebliche Apollomissionen geführt werden kann. Dies ist physikalischer Blödsinn!

Denn: Auch ein Laser besitzt eine gewisse Streuung, die minimal bei ca. 0,1 µm/m liegt. Dies bedeutet auf 384.401 km Erde-Mond-Entfernung (mittlere Distanz Erde -Mond) eine Streuung von rund 38,44 m (siehe auch Lindner, 1973). Wenn ein Laser-Signal, also ein Laser-Strahl die Tripel-Reflektoren treffen würde, dann könnte nur noch ein geringer Teil der ursprünglichen Energie von rund 0,21 m²: 38,44 m² ≈ 5,5*10-3 = 0,0055 vom Mond zur Erde zurück gelangen. Um sich diese Dimension konkret und bildlich zu verdeutlichen, sei folgendes dazu ausgeführt: Momentan liegt die Leistung von Hochenergielasern im kW-Bereich, wobei dann vom Mond aus nur noch eine Leistung von 5,5 Watt (zum Vergleich: eine Glühbirne hat beispielsweise 100 W Leistung) zurückgesendet werden könnte. Retour zur Erde würde der Strahl mit einer Mächtigkeit von 0,21 m² Fläche sich weiter extrem auffächern, so dass auf die Erdatmosphäre auftreffend, nur noch ein verschwindend geringes Signal mit einer ganz minimalen Leistung von 0,03 W registrierbar wäre, das von der Erdatmosphäre in jedem Falle völlig absorbiert werden würde. Im Klartext: auf der Erde würde kein Signal mehr vom ursprünglich ausgesendeten Lasersignal registrierbar oder nur noch ein natürliches Eigenrauschen des Lasers detektierbar! Übrigens: in der N 24 –TV-Sendung zu Apollo 11 am 14.11.2009 gegen 20.50 Uhr, wo dieses Laserverfahren zum Anpeilen der Tripel-Reflektoren auf dem Mond „demonstriert“ wurde, äußerte der Direktor der texanischen Sternwarte, Jerry Wiant süffisant, dass die Signale nicht vom Mond stammen, sondern vom Objektiv des Teleskops!

P.S. Übrigens hatte der Autor den skeptischen Gedanken zur Instabilität der Mondlandefähre zur Mondlandung bereits vor mehr als 48 Jahren ganz spontan für ca. 1 s gehegt gehabt!

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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