“Houston, Shakleton Base here – The Altair has landed”

Kommt Ihnen dieser Spruch irgendwie bekannt vor? Was war das denn gleich wieder? Hat das vielleicht irgendwie mit der ersten bemannten Mondlandung von Apollo 11 zu tun? Der Landeplatz hieß doch damals so…Oder die Mondfähre?? Oder wie war das noch gleich?

Wenn Sie ihr Gedankengang in diese Richtung führt, dann liegen Sie schon gar nicht mehr so falsch.

Bevor Sie jetzt drauflos-googeln und die Wikipedia befragen will ich es Ihnen sagen. Neil Armstrongs vierter oder fünfter Satz an diesem 21. Juli 1969 auf dem Mond (keineswegs seine ersten Worte dort – aber das ist schon wieder eine andere Geschichte) lautete: "Houston, Tranquillity Base here. The Eagle has landed".

Also doch nicht  "Shakleton Base" und "Altair"?  Den Satz in der Überschrift können Sie tatsächlich frühestens in etwa 12-13 Jahren hören. Damit sie sich aber dran gewöhnen können hat die NASA als Ziel für die erste bemannte Mondlandung nach Apollo 17 im vergangenen Jahr schon mal den Wall des Kraters Shackleton am lunaren Südpol ausgeguckt. Und vor einigen Wochen, am 13.12.2007 hat sie dem derzeit erst auf einigen Powerpoint-Folien existierenden Mondlander der neuen Generation einen Namen gegeben: "Altair". (Was ein wenig schade ist, denn ich hatte in mehreren Artikel zuvor stets auf "Antares" getippt).

Der Name ist aber in jedem Fall viel besser, als die Bezeichnung, die das Vehikel bisher hatte. Da hieß es nämlich "LSAM", das stand für Lunar Surface Access Module".

Die Bezeichnung "Altair" macht auch Sinn, denn die NASA will bewusst die Verbindung zum Apollo-Programm der sechziger und siebziger Jahre herstellen. Das neue Mondprojekt trägt den Namen Orion. Und bereits zu Zeiten des Apollo-Programms schmückte das Sternzeichen Orion auch das Apollo-Programmlogo.

Und mit "Altair" ist damit auch der Bezug zur Apollo-Mondlandefähre von Apollo 11 hergestellt.

Wie bitte? Das ist jetzt noch nicht klar? Also dann ein wenig ausführlicher:

Die Landefähre von Apollo 11, damals im Juli 1969 hieß "Eagle", also "Adler", wie wir eingangs schon festgestellt haben. Altair ist aber der hellste Stern in welchem Sternbild? Bei Günther Jauch wäre das mindestens die 250.000 € – Frage, aber für die Leser der Kosmologs dürfte das ein Klacks sein. Altair also ist der "Leitstern" im Sternbild "Aquila", auf deutsch "Adler". Und – voila – schon ist die Verbindung zu Apollo wieder hergestellt.

Und nicht nur das: Altair ist auch der zwölfthellste Stern am (Nord-)Himmel, und repräsentiert somit die zwölf bisher auf dem Mond gelandeten Menschen.

Auch die Ähnlichkeit zwischen dem Missionsemblem von Apollo 11 und dem neuen Programmlogo ist gewollt. Beide zeigen einen Weißkopfadler, den amerikanischen Wappenvogel, jeweils mit einem Zweig in den Krallen, der ein Symbol des Friedens darstellen soll.

Und all die dreieckigen Logos, die jetzt im Rahmen des Constellation-Programms entstehen haben noch eine Gemeinsamkeit: Es sind immer 10 Sterne darin abgebildet. Die Zahl 10 symbolisiert dabei die 10 NASA-Zentren, die es in den USA gibt. (Weitere Logo-Bilder finden Sie hier)

Also bereiten wir uns schon einmal vor auf den Ausruf des Kommandanten (oder der Kommandantin?), der Altair 3 (warum grade "Altair 3" können Sie hier lesen) auf der Mondoberfläche aufsetzt: "Shackleton Base here. The Altair has landed."

Ich bin Raumfahrt-Fan seit frühester Kindheit. Mein Schlüsselerlebnis ereignete sich 1963. Ich lag mit Masern im Bett. Und im Fernsehen kam eine Sendung über Scott Carpenters Mercury-Raumflug. Dazu der Kommentar von Wolf Mittler, dem Stammvater der TV-Raumfahrt-Berichterstattung. Heute bin ich im "Brotberuf" bei Airbus Safran Launchers in München im Bereich Träger- und Satellitenantriebe an einer Schnittstelle zwischen Wirtschaft und Technik tätig. Daneben schreibe ich für Print- und Onlinemedien und vor allem für mein eigenes Portal, "Der Orion", das ich zusammen mit meinen Freundinnen Maria Pflug-Hofmayr und Monika Fischer betreibe. Ich trete in Rundfunk und Fernsehen auf, bin Verfasser und Mitherausgeber des seit 2003 erscheinenden Raumfahrt-Jahrbuches des Vereins zur Förderung der Raumfahrt (VFR). Aktuell erschien in diesen Tagen beim Motorbuch-Verlag "Interkontinentalraketen". Bei diesem Verlag sind in der Zwischenzeit insgesamt 16 Bücher von mir erschienen, drei davon werden inzwischen auch in den USA verlegt. Daneben halte ich etwa 15-20 mal im Jahr Vorträge bei den verschiedensten Institutionen im In- und Ausland. Mein Leitmotiv stammt von Antoine de Saint Exupery: Wenn du ein Schiff bauen willst, dann trommle nicht Menschen zusammen, um Holz zu beschaffen, Werkzeuge zu verteilen und Arbeit zu vergeben, sondern lehre sie die Sehnsucht nach dem weiten unendlichen Meer. In diesem Sinne: Ad Astra

81 Kommentare Schreibe einen Kommentar

  1. Das Mondprojekt Altair könnte 2020 von Erfolg gekrönt sein!

    Das Mondprojekt Altair könnte prinzipiell gelingen, allerdings nur in einem Mondorbit von 50 km oberhalb der Mondoberfläche. Aus 50 km Höhe müsse die Mondlandefähre Altär nit einer Masse von Mo=37 t lediglich nur um 390 m/s abgebremst werden. Damit ergäbe sich rein rechnerisch eine Treibstoffmenge MTr unter der Annahme einer effektiven Auströmgeschwindigkeit von 3400 m/s von

    MTr= [ehoch (vB/ve)-1]*Mo= [2,72hoch(1,9/3,4)-1]*37 t= (2,72hoch 0,56 – 1)*37 t=

    (1,75-1)*37t = 0,75*37t =27,75 t.

    Damit ergäbe sich eine Massereserve zu 9,25 t. Da die Aufstiegsstufe nur 6,1 t Masse besitzen soll, muss man dieses Projekt als realistisch betrachten.
    Auch der Aufstieg in den 50 km-Orbit könnte mit dieser Konzeption ganz knapp gelingen, denn für die 6,1 t an Masse umfassende Aufstiegsstufe wären nur

    0,75*6,1 t= 4,575 t Treibstoff erforderlich!

  2. Eine bemannte Raumfahrt im All außerhalb der Magnetosphäre der Erde wird niemals stattfinden können!

    Ausgangspunkt und Impuls zur Erstellung einer Machbarkeitsstudie mit einer mathematisch-physikalischen Prüfung der Realisierung einer Marsmission war eine Meldung in der Märkischen Allgemeinen Zeitung vom 02. Mai 2015 zum erfolgreichen Verlauf der Merkurmission mit der Sonde „Messenger“, die nach Faktenlage auf dem Merkur aufschlug und zerschellt sein sollte. Von den astrophysikalischen Aspekten her betrachtet regten sich beim Verfasser dieser Schrift Zweifel an der Richtigkeit dieser Meldung, so dass diese Information durch Rechnerchen im Internet auf die Wahrheit hin überprüft wurde. Und man wurde fündig: Es erwies sich tatsächlich als korrekt, dass die Sonde auf dem Merkur aufgeschlagen sein musste, da die Endgeschwindigkeit der Sonde in der Endphase des Fluges nach einer Flugzeit von 10 Jahren auf relativ energiearmen Bahnen zum Merkur lediglich nur noch 0,8 km/s betrug. Damit konnte die Sonde nicht in eine Umlaufbahn in den Orbit des Merkurs einmünden und war somit dazu verurteilt, auf den Merkur zu stürzen. Spontan stellte man sich die Frage, wie ein Marsprojekt aussehen könnte und müsste, wo ja in den nächstem 10 bis 20 Jahren die Absicht einiger Staaten besteht, innerhalb von 500 Tagen eine Marsexpedition durchzuführen. Wie gedacht, so getan: Es sollte also die Machbarkeit eines Marsprojektes von den astrophysikalischen und technologisch-technischen Voraussetzungen geprüft werden. Dabei konnte auf eine ganze Reihe von Materialien mit Vorarbeiten zurückgegriffen werden, konnte man doch erst ca. ein Jahr davor das Apolloprojekt von 1969 auf vier Ebenen mathematisch-physikalisch eindrucksvoll widerlegen, ja ab absurdum führen. Diese Vorarbeiten erleichterten wesentlich die mathematisch-physikalischen Berechnungen zu einem etwaigen Marsprojekt! Um es vorwegzunehmen: Es wären fast 1200 t Raketentreibstoff erforderlich, um die 78.000.000 km- Tour vom Erdorbit aus zum Mars und zurück zur Erde zu bewältigen. Wenn dies auch keine prinzipielle technologisch-technische Barriere darstellt, so würden die Astronauten innerhalb der rund vier Jahre währenden Expedition einer tödlichen Strahlendosis von ca. 170.000 Sievert bei einer Dosisleistung von DL= 5 Sv/h ausgesetzt sein. Es gibt allerdings eine technisch-physikalische Lösung, um eine Abschirmung der Besatzungsmitglieder gegen die kosmische Strahlung zu erzielen. Diese Lösung besteht in der Erzeugung eines elektromagnetischen Feldes. Ob dies allerdings funktioniert, steht in den Sternen, da es sich dabei um eine im Weltall fliegende Bombe handeln würde, wo der Zündzeitpunkt sehr ungewiss ist. Würde die Abschirmung vor der kosmischen Strahlung mit einem elektromagnetischen Feld trotzdem funktionieren, dann wären rund 77 t Sauerstoff zur Versorgung der vier Crew-Mitglieder über vier Jahre erforderlich. Zur Regeneration von 77 t Sauerstoff müssten 186 t Natriumperoxyd zur Verfügung gestellt werden. Damit erhöht sich die Menge an Raketentreibstoff von 360 t auf ca. 1200 t, um von der Erde zum Mars und zurück zur Erde zu gelangen.

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im Mai 2015

  3. Lieber Herr Marquardt,

    ich will jetzt den Quargel, den Sie hier angerührt haben, nicht auch noch mit Zwiebeln bestreuen. 78 Millionen Kilometer für Hin- und Rückreise. Damit meinen wohl diesen anderen Mars. 170.000 Sievert Gesamtbelastung, 5 Sievert pro Stunde: wenn ich nur wüsste mit welch monströser Strahlungsquelle sie den armen Astronauten rösten wollen. 1.200 Tonnen Treibstoff – ömm, welche Masse wollen Sie denn eigentlich zu diesem anderen Mars hin- und zurückbringen?

    Fragen über Fragen. Aber ich kann Ihnen ersatzweise den einzigen Hinderungsgrund für die Durchführung einer Marsexpedition nennen. Der lässt sich in vier Buchstaben ausdrücken: Geld. Alles andere ist machbar und zwar innerhalb weniger Jahre.

    Schönen Gruß nach Königs Wusterhausen

  4. Hallo Herr Reichl,

    da ist der Siegfried Marquardt ja an den richtigen geraten.:-)
    Es lohnt natürlich nicht, näher auf diese kruden Berechnungen einzugehen. Andere haben das alles schon vor Jahren widerlegt. Zum Beispiel hier:
    http://tinyurl.com/kgyflnm
    http://tinyurl.com/kaqrkfx
    http://tinyurl.com/nthvgt5
    http://tinyurl.com/pdf6epk
    http://tinyurl.com/l8exmh4 (User Alderamin)

    Interessant ist die Sache allenfalls psychologisch.

    Grüße
    Thomas Limbach

  5. Hallo H. Limbach,

    da hat ja jemand (die mir leider unbekannte Susanne Walter) offensichtlich Freude und Genuss daran gehabt, H. Marquardt zu widerlegen. Die Kommentare haben Unterhaltungswert.

    Vielen Dank für den Hinweis.

  6. Sehr geehrter Herr Limbach, sehr geehrter Herr Reichl,

    ich breche die Kommunikation mit Ihnen ab, weil ich mich nicht mit mathematisch-pysikalischen Analphabeten austauschen möchte. Zudem verdrehen Sie einfach Tatsachen!

    Mit freundlichen Grüßen

    Siegfried Marquardt

  7. Das Mondprojekt Orion-Altair ist ein todgeborenes Kind und völlig zum Scheitern verurteilt!

    Das Mondprojekt Orion-Altair ist ein todgeborenes Kind, da die technischen Parameter nicht dazu ausreichen, eine Mondlandung zu forcieren! Was zu beweisen wäre. Die Parameter der Orionrakete und der Mondlandefähre Altair wurden laut wikipedia in der Tabelle 1 zusammengefasst.

    Tabelle 1: Die Parameter der Orion-Rakete und der Mondlandefähre Altair (Quelle: Internet wikipedia, 2015).

    Lfd. Nr. Parameter Orion Altair
    1. Höhe (m) 3,3 9,9
    2. Durchmesser (m) 5 8.8
    3. Volumen (m³) 19,5 17,5
    4.
    4.1.
    4.2.
    4.3. Gesamtmasse (t)
    Rettungssystem (t)
    Kommandomodul (t)
    Raketenadapter (t) 30
    7
    9
    1,6 37 (Landemodul)
    6 (Aufstiegsstufe)
    5.
    5.1.
    5.2. Schub (kN)
    Servicemodul/Landemodul
    Rückflug/Aufstiegsstufe
    27
    8*0,4
    83
    24,5
    6.
    6.1.
    6.2.
    6.3. Treibstoffkombination
    Servicemodul
    Landemodul
    Aufstiegsstufe
    MMH/N2O4

    H2/O2
    MMH/N2O4
    7.
    7.1.

    7.2. Treibstoffparameter
    Spezifischer Impuls
    (Ns/kg = effektive Ausström-geschwindigkeit ve m/s)
    Mittlere Dichte (kg/dm³)
    2900

    1,2
    3800

    0,3

    Um von der Umlaufbahn der Erde mit einer Orbitgeschwindigkeit von 7,9 km/s auf die zweite kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s mit den 60 t (abzüglich der 7 t für das Rettungssystem; 67 t -7 t=60 t) ins All zu gelangen, wäre eine Treibstoffmenge von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,3:2,9)]*60 t= (1- 0,67)*60 t= 0,33*60 ≈ 20 t

    notwendig.
    Die Orionrakete mit dem Altair-Landmodul gelangt mit einer Geschwindigkeit von 2,3 km/s in die Sphäre des Mondes. Für das Abbremsen der zweiten kosmischen Geschwindigkeit von 2,3 km/s des Mondes auf die Orbitgeschwindigkeit von 1,6 km/s, wäre eine Treibstoffmasse von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,9)]*60 t= (1- 0,79)*60 t= 0,21*60 ≈ 12,6 t

    einzukalkulieren.
    Für die Landung aus einem 50 km-Orbit (+ ca. 0,4 km/s für die Wirkung der Schwerkraft des Mondes) auf dem Mond wäre eine Treibstoffmasse von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:3,8)]*37 t= (1- 0,58)*37 t= 0,42*37 t ≈ 15,4 t

    zu beziffern.
    Für den Start vom Mond mit der Aufstiegsstufe von 6 t benötigt man

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:2,9)]*6 t= (1- 0,5)*6 t= 0,5*6 t ≈ 3 t

    Treibstoff.
    Um den Rückflug zur Erde antreten zu können, wäre eine Treibstoffmenge von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,9)]*23 t= (1- 0,79)*23 t= 0,21*23 t≈ 4,8 t

    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 auf

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,3:2,9)]*23 t= (1- 0,67)*23 t= 0,33*23 t ≈ 7,6 t.

    Für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre muss man eine Treibstoffmasse von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:2,9)]*9 t= (1- 0,50)*9 t= 0,5*9 t ≈ 4,5 t

    in Rechnung zu stellen.
    Damit wäre eine Gesamttreibstoffmasse von rund 68 t erforderlich, um das Orion-Altair-Projekt zu realisieren, womit die Gesamtmasse von 60 t signifikant überschritten wird.
    Somit wäre das Orion-Atair-Projekt absolut zum Scheitern verurteilt! Mehr noch: Eine Landung auf dem Mond wäre damit in weiter Ferne gerückt!
    Aus technologisch-technisch und physikalisch-mathematischen Gründen ist momentan lediglich eine unbemannte Mondumrundung möglich und nicht mehr!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im November 2015

  8. Hallo Herr Marquardt,

    Das Orion-Altair-Projekt gibt es so gar nicht mehr.

    Und hier machen Sie den gleichen Fehler wie bei Apollo. Sie gehen davon aus, dass der Stack Orion+Altair mit dem Orion-Antrieb zum Mond fliegt. Wie oft muss man es Ihnen noch erklären, dass das Unsinn ist. Wann fällt endlich der Groschen?

    Und wieder taucht die zweite kosmische Geschwindigkeit in Ihren Berechnungen auf. Ein Raumschiff, was zum Mond fliegen will, muss nicht 11,2 km/s erreichen. Fragen Sie Herrn Reichl, er ist ein Raumfahrtexperte.
    Das ist zwar nur ein vergleichweise kleiner Fehler, zeigt aber, wie lernfähig Sie sind.

    Übrigens haben Sie hier noch was zu tun:
    http://justthetruth.jimdo.com/r%C3%A4tsel-ph%C3%A4nomene/mondlandung/

    Machen Sie nicht immer neue Fässer auf. Sie verarbeiten die Fakten nicht mal tröpchenweise!

    MfG
    Thomas Limbach

  9. und bei der Gelegenheit …

    Hallo Herr Reichl,

    ich habe seit Jahren Ihr “Raketentypenbuch” im Schrank.
    War mir schon oft behilflich – auch in der Diskussion mit Siegfried Marquardt. Ist wirklich hervorragend!

    Grüße
    Thomas Limbach

  10. Allgemeine Widerlegung eines bemannten Mondprojektes anhand der Treibstoffbilanz

    1. Vorbemerkungen

    Um ein bemanntes Mondprojekt allgemein zu widerlegen vs. zu verifizieren, sollen die technisch-technologischen Parameter des Mondprojektes Orion-Altair fungieren, die ebenfalls in spezifischer Form nicht dazu ausreichen, eine Mondlandung zu forcieren! Die Parameter des Orionraumschiffes und der Mondlandefähre Altair wurden laut den Angaben von wikipedia in der Tabelle 1 zusammengefasst.

    Tabelle 1: Die Parameter der Orion-Rakete und der Mondlandefähre Altair (Quelle: Internet wikipedia, 2015).

    Lfd. Nr. Parameter Orion Altair
    1. Höhe (m) 3,3 9,9
    2. Durchmesser (m) 5 8.8
    3. Volumen (m³) 19,5 17,5
    4.
    4.1.
    4.2.
    4.3. Gesamtmasse (t)
    Rettungssystem (t)
    Kommandomodul (t)
    Raketenadapter (t) 30
    7
    9
    1,6 37 (Landemodul)
    6 (Aufstiegsstufe)
    5.
    5.1.
    5.2. Schub (kN)
    Servicemodul/Landemodul
    Rückflug/Aufstiegsstufe
    27
    8*0,4
    83
    24,5
    6.
    6.1.
    6.2.
    6.3. Treibstoffkombination
    Servicemodul
    Landemodul
    Aufstiegsstufe
    MMH/N2O4

    H2/O2
    MMH/N2O4
    7.
    7.1.

    7.2. Treibstoffparameter
    Spezifischer Impuls
    (Ns/kg = effektive Ausström-geschwindigkeit ve m/s)
    Mittlere Dichte (kg/dm³)
    2900

    1,2
    3800/2900

    0,3

    2. Einfache Mondumrundung mit dem Rückflug zur Erde und mit dem Wiedereintritt in die Erdatmosphäre

    Zunächst einmal sollte in allgemeiner Form die Möglichkeit einer Mondumrundung geprüft werden. Um von der Umlaufbahn der Erde mit einer Orbitgeschwindigkeit von 7,9 km/s auf die zweite kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s mit der Startmasse Mo ins All zu gelangen, wäre eine Treibstoffmenge von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,3:2,9)]*Mo= (1- 0,67)*Mo= 0,33*Mo (1)

    notwendig. Das Raumschiff würde dann bis zum Mond auf 2,3 km/s abgebremst und sich dann wieder auf den Rückweg zur Erde begeben können, quasi ohne zusätzlichen Treibstoff.
    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 allgemein auf

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,3:2,9)]* Mo = (1- 0,67)* Mo = 0,33* Mo. (2)

    Für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre muss man eine Treibstoffmasse von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo2= [1-1: 2,72 (2:2,9)]* Mo2= (1- 0,50) Mo2= 0,5* Mo2 (3)

    in Rechnung stellen. Mo2 macht ca. 30 Prozent von Mo aus, so dass ca. weitere 15 Prozent von der Startmasse Mo für Treibstoff kalkuliert werden müssen. Damit ergibt sich eine Treibstoffbilanz für eine Mondumrundung von 81 Prozent der Startmasse M0, wobei für die Leermasse ML dann komplementär nur noch ca. 20 Prozent verbleiben. Dies ist absolut unrealistisch und technisch nicht realisierbar! Zum Vergleich: Das Kommandoservicemodul (CSM) von Apollo 11 soll angeblich ca. 30 t an Masse besessen haben, wobei 6 t (20 Prozent) auf das Kommandomodul selbst laut offiziellen Verlautbarungen der NASA vermeintlich rund 6 t entfielen. Danach hätte das Servicemodul aus Stanniolpapier bestanden haben müssen! Mit anderen Worten: Nicht einmal eine einfache Mondumrundung kann aufgrund der obigen Relation von 80 Prozent Treibstoff zu 20 Prozent Leermasse stattgefunden haben (Apollo 11) und wird wohl auch kaum in ferner Zukunft realisierbar.

    3. Die Mondlandung, der Start vom Mond und die Rückkehr zur Erde

    Zweitens sollte in allgemeiner Form die Möglichkeit einer Mondlandung mit einer Rückkehr zur Erde geprüft werden. Um von der Umlaufbahn der Erde mit einer Orbitgeschwindigkeit von 7,9 km/s auf die zweite kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s mit der Startmasse Mo ins All zu gelangen, wäre wieder eine Treibstoffmenge von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,3:2,9)]*Mo= (1- 0,67)*Mo= 0,33*Mo (4)

    notwendig.
    Die Rakete mit dem Mondlandemodul gelangt mit einer Geschwindigkeit von 2,3 km/s in die Sphäre des Mondes. Für das Abbremsen der zweiten kosmischen Geschwindigkeit von 2,3 km/s des Mondes auf die Orbitgeschwindigkeit von 1,6 km/s, wäre eine Treibstoffmasse von

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,9)]* Mo = (1- 0,79)* Mo= 0,21* Mo (5)

    einzukalkulieren.
    Für die Landung aus einem 50 km-Orbit (+ ca. 0,4 km/s für die Wirkung der Schwerkraft des Mondes) auf dem Mond wäre von 0,3 bis zu 0,6 Mo der Masse des Mondlandemoduls eine Treibstoffmasse von

    MTr=[1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:3,8)]*(0,3 bis 0,6 Mo) =(1- 0,58)*(0,3 bis 0,6 Mo )=

    0,42*(0,3 bis 0,6 Mo) ≈ 0,12 bis 0,25 Mo (6)

    zu beziffern.
    Für den Start vom Mond mit der Aufstiegsstufe mit einer Startmasse von 0,1 Mo benötigt man

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:2,9)]*0,1 Mo = (1- 0,5)* Mo = 0,5*0,1 Mo = 0,05 Mo (7)

    Treibstoff.
    Um den Rückflug zur Erde antreten zu können, wäre bei einer Masse des CSM von 0,5 Mo
    eine Treibstoffmenge von

    MTr=[1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,9)]* 0,5 Mo(1- 0,79)* 0,5 Mo= 0,21*0,5 Mo≈
    0,1 Mo (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 allgemein auf

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,3:2,9)]* Mo = (1- 0,67)* Mo = 0,33* Mo. (9)

    Für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre muss man eine Treibstoffmasse bei einer Masse des CM von 0,1 Mo

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:2,9)]* 0,1 M = (1- 0,50) Mo= 0,5*0,1*Mo= 0,05 Mo (10)

    in Rechnung zu stellen. Damit ergibt sich mindestens eine Treibstoffbilanz für eine Mondlandung mit einem Rückflug zur Erde zu ca. 1,2 der Ausgangsmasse Mo! Dies ist ein klarer und eklatanter Verstoß gegen das Masseerhaltungsgesetz!

    4. Eine unbemannte Mondlandung ohne Rückkehr zur Erde

    Eine unbemannte Mondlandung ohne Rückkehr zur Erde ist durchaus realistisch und realisierbar, wie die Chinesen dies im Dezember 2014 eindrucksvoll mit ihrer Sonde Change`3 belegten. Denn es ergibt sich eine Treibstoffbilanz von 0,66 der Startmasse Mo
    [siehe (4) mit 0,33 + (5) mit 0,21+ (6) mit 0,12= 0,66].

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im November 2015

  11. Tja, das nennt man Spam …

    Witzig, dass die Marquardt’schen Raumschiffe sogar für das Reentry noch Treibstoff benötigen.

    Zitat Sieggie: “Für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre muss man eine Treibstoffmasse von
    … … ≈ 4,5 t in Rechnung zu stellen.”

    :-))))

  12. Die Amis haben sich selbst mit ihren Filmaufnahmen entlarvt – Apollop 11 niemals stattgefunden!

    Jeder hat sich sicherlich bereits einmal gefragt, wie Neil Amstrong beim Ausstieg aus dem Mondlandemodul gefilmt werden konnte, wo er doch der erste Mensch auf dem Mond war. Nun des Rätsel Lösung: Am 27.11.2015 strahlte der TV-Sender Arte unter der Rubrik „Verschollene Filme“ Bilder und Filmsequenzen zu Apollo 11 und insbesondere zur Mondlandung aus. Als Neil Amstrong aus der Mondlandefähre ausstieg, wurde mit dem Öffnen der Luke eine Kamera oberhalb (!!!) der Luke über Neil Amstrong aktiviert. Nun stellt sich die berechtigte Frage, wie Neil Amstrong dann seitlich von unten gefilmt werden konnte? Die Amis haben sich mit diesen Filmszenen selbst ins Knie geschossen! Apollo 11 war nach Beweislage der Amis (Beweisstück verschollener Film zu Apollo 11) das reinste Betrugsmanöver!!!!!!!!!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im November 2015

  13. Sehr geherter Herr Limbach,

    Sie haben nunmehr in der Schlacht um Apollo 11 absolut verloren, weil sich die Amis selbst entlarvt haben und mit ihren Filaufnahmen ins Knie geschossen haben! Dabei waren Sie ein absolut unfairer Gegner, weil Sie nicht nur alleine kämpften, sondern einen mächtigen Appart hinter sich hatten (und haben) und zudem noch unfaire Internet-Methoden zur Anwendung brachten. Wie heißt es aber im Volksmund: Die Wahrheit kommt immer ans Licht (der Welt!).

    Noch einen Tipp für die Zukunft für Sie: Bitte immer Respekt vor den Anderen!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen am 27.11.2015

  14. Betreff: ARTE Doku “Verlorene Filmschätze – Live vom Mond”
    http://www.arte.tv/guide/de/036610-009-A/verschollene-filmschaetze?autoplay=1

    Hallo Herr Marquardt,

    Zitat SM: “Als Neil Amstrong aus der Mondlandefähre ausstieg, wurde mit dem Öffnen der Luke eine Kamera oberhalb (!!!) der Luke über Neil Amstrong aktiviert. Nun stellt sich die berechtigte Frage, wie Neil Amstrong dann seitlich von unten gefilmt werden konnte?”

    Das Schaubild in der ARTE-Doku ist nur eine Prinzipdarstellung: http://fs5.directupload.net/images/151128/wy9dqya4.png
    Wenn man sich die Sache anhand von Originalfotos genauer anschaut, sieht man, dass die TV-Kamera viel tiefer liegt. Sie befindet sich etwa in Brusthöhe des Astronauten, wenn er auf der Mondoberfläche steht.
    Trainingsfotos zeigen das sehr schön, z.B. dieses: http://fs5.directupload.net/images/151128/4juvmbit.jpg
    Steht der Astronaut auf dem Landeteller (war ja so am Anfang), dann ist die Kamera etwa in Höhe seiner unteren Rippen.
    Das A11-TV-Bild ist also nicht zu beanstanden: http://tinyurl.com/pv7nncc
    Als Vergleich noch ein A12-Foto vom Mond: http://www.clavius.info/img/bibgeise_Aldrin4.jpg

    Mehr Recherchematerial findet sich mit der Google-Bildersuche.
    Suchbegriffe: Apollo-TV, Modularized Equipment Stowage Assembly (bzw. MESA)

    Zitat SM: “Dabei waren Sie ein absolut unfairer Gegner, weil Sie nicht nur alleine kämpften, sondern einen mächtigen Appart hinter sich hatten (und haben) …”
    Falsch! Woraus schließen Sie das?

    Zitat SM: “… und zudem noch unfaire Internet-Methoden zur Anwendung brachten.”
    Die da wären? Meinen Sie vielleicht die von mir angebotenen Weblinks, die nicht direkt zu öffnen sind, sondern die Anwendung von copy&paste erfordern? Stimmt, das war unfair von mir. Ich hätte damit rechnen müssen, dass Sie das nicht auf die Reihe bekommen!

    Zitat SM: “Noch einen Tipp für die Zukunft für Sie: Bitte immer Respekt vor den Anderen!”
    Wie viel Respekt soll ich vor jemanden haben, der sich selbst für ein Genie hält (“Es gibt in Deutschland und darüber hinaus niemanden, der mir das Wasser reichen kann!”) aber z.B. glaubt, das Hitzeschild eines Raumschiffes müsse aus Stahl sein? Siehe http://tinyurl.com/pualjwo
    Zum respektvollen Umgang gehört es übrigens auch, dass man auf die Argumente von anderen eingeht und nicht einfach nur in dutzenden blogs und Wiki-Diskussionsseiten die immer gleichen (falschen) Thesen absondert.

    Grüße
    Thomas Limbach

    Link-Test:[URL=http://www.directupload.net][IMG]http://fs5.directupload.net/images/151128/4juvmbit.jpg[/IMG][/URL]

  15. Hallo Herr Marquardt,

    Zitat SM: “Dabei waren Sie ein absolut unfairer Gegner, weil Sie nicht nur alleine kämpften, sondern einen mächtigen Appart hinter sich hatten (und haben) …”
    Woraus schließen Sie das?

    Zitat SM: “… und zudem noch unfaire Internet-Methoden zur Anwendung brachten.”
    Die da wären? Meinen Sie vielleicht die von mir angebotenen Weblinks, die nicht direkt zu öffnen sind, sondern die Anwendung von copy&paste erfordern? Stimmt, das war unfair von mir. Ich hätte damit rechnen müssen, dass Sie das nicht auf die Reihe bekommen!

    Zitat SM: “Wie heißt es aber im Volksmund: Die Wahrheit kommt immer ans Licht (der Welt!).”
    Ist sie ja schon. Die Apollo-Mondlandungen haben genau so stattgefunden, wie es in den Geschichtsbüchern steht. Und ihre angeblichen Fälschungsbeweise sind allesamt als haarsträubender Unsinn entlarvt. q.e.d.

    Zitat SM: “Noch einen Tipp für die Zukunft für Sie: Bitte immer Respekt vor den Anderen!”
    Wie viel Respekt soll ich vor jemanden haben, der sich selbst für ein Genie hält (“Es gibt in Deutschland und darüber hinaus niemanden, der mir das Wasser reichen kann!”) aber z.B. glaubt, das Hitzeschild eines Raumschiffes müsse aus Stahl sein? Siehe http://tinyurl.com/pualjwo
    Zum respektvollen Umgang gehört es übrigens auch, dass man auf die Argumente von anderen eingeht und nicht einfach nur in dutzenden blogs und Wiki-Diskussionsseiten die immer gleichen und falschen Thesen absondert. Und das seit mehr als 6 Jahren …

    Grüße
    Thomas Limbach

  16. Allgemeine Widerlegung von Apollo 11 anhand der Startmasse Mo des Kommandoservisemoduls CSM!

    Das Kommandoservicemodul CSM mit dem Mondlandemodul hätte mit einer Geschwindigkeit von 2,3 km/s in die Sphäre des Mondes gelangen müssen. Für das Abbremsen der zweiten kosmischen Geschwindigkeit von 2,3 km/s des Mondes auf die Orbitgeschwindigkeit von 1,6 km/s (∆vB=2,3 km/s-1,6 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)]* Mo = (1- 0,76)* Mo≈ 0,24* Mo (1)

    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 0,33 der Startmasse Mo des Mondlandemoduls und ∆vB=2,2 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 (2:2,6)]*0,33* Mo) = (1- 0,46)*0,33* Mo ) ≈

    0,54*0,33 Mo) ≈ 0,17 Mo (2)

    zu beziffern. Für den Start vom Mond mit der Aufstiegsstufe mit einer Startmasse von 0,11 Mo benötigt man

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:2,6)]*0,11 Mo = (1- 0,46)* 0,11 * Mo = 0,54*0,11 Mo =

    0,06 Mo (3)

    Treibstoff.

    Um den Rückflug zur Erde antreten zu können, wäre bei einer Masse des CSM von 0,75 Mo
    eine Treibstoffmenge von

    MTr=[1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,6)]* 0,75 Mo= (1- 0,76)* 0,75 Mo= 0,24*0,75 Mo≈

    0,18 Mo (4)

    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 0,75 Mo der Kommandokapsel allgemein auf

    MTr=[1-1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (3,1:2,6)]*0,75* Mo=(1- 0,3)* 0,75 *Mo ≈ 0,7 * 0,75≈=

    0,53*Mo. (5)

    Für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre muss man eine Treibstoffmasse bei einer Masse des CM von 0,1 Mo

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2:2,6)]* 0,11 M = (1- 0,46) Mo= 0,54*0,1*Mo ≈

    0,05 Mo (6)

    in Rechnung zu stellen. Damit ergibt sich mindestens eine Treibstoffbilanz für eine Mondlandung mit einem Rückflug zur Erde zu ca. 1,24 der Ausgangsmasse Mo! Dies ist ein klarer und eklatanter Verstoß gegen das Masseerhaltungsgesetz!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im Dezember 2015

    • “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 0,75 Mo der Kommandokapsel allgemein auf … 0,53*Mo”
      Und das ist “allgemein” ganz großer Blödsinn – einfach Klappe halten.

  17. Der Ingenieur tut sich und hat es schwer!

    Sämtliche Recherchen ergaben, dass die maximale Nutzlast von Raketen, die ins Weltall geschossen wurden und werden, maximal 2 Prozent der Startmasse betrugen und betragen – von Wostok- 1 (erster bemannter Raumflug mit Juri Gagarin im April 1961) bis zur Ariane 5 und bis zum Space Shuttle. Damit erfüllte Apollo 11 gerade einmal das Kriterium des Einschusses in die Erdumlaufbahn – mehr war absolut nicht möglich an astrophysikalischer Leistung! Denn die 45 t Nutzlast mit dem Kommandoservice- + Lunamodul (30 t +15 t) repräsentieren gerade einmal 1,6 Prozent zur Gesamtmasse der Saturn-Rakete mit insgesamt 2800 t. Die Amis haben maximal im Sommer 1969 die Erde mit dem CSM umrundet, mehr aber auch nicht! Die Philosophie der Geschichte: Physikalische Gesetze kann man einfach nicht überlisten.

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im Dezember 2015

  18. Hallo Herr Marquardt,

    wenn Sie etwas recherchieren, geht es schief – lassen Sie das besser!

    Die Saturn V hatte eine “Translunar Payload Capability” von 107.350 pound, also 48,7t.
    Quelle: https://vintagespace.files.wordpress.com/2011/04/saturn-v-cutaway.jpg
    oder auch “Das Raketentypenbuch” (http://tinyurl.com/gvr238e) vom hiesigen Autor.

    Okay, das verstehen Sie jetzt wieder nicht. Egal, wollte ich trotzdem mal klargestellt haben.
    Und leider wissen Sie immer noch nicht, wie Apollo vom Erdorbit zum Mond gekommen ist. Aber was soll’s, ich habe viel Geduld. Schließlich versuche ich erst seit sechs Jahren Ihnen das beizubringen. 🙂

    TL

  19. Herr Marquardt,

    Sie bezweifeln, dass Apollo überhaupt zum Mond fliegen konnte, bzw. behaupten, dass dafür nicht genügend Treibstoff vorhanden war. Das lässt sich leicht mit der Raketengrundgleichung und den offiziellen Daten überprüfen. Dazu muss man allerdings wissen, in welcher Konfiguration Apollo von der Erde zum Mond geflogen ist, also mit welchem Raketentriebwerk. Sie wissen das offensichtlich immer noch nicht, obwohl es so simpel ist und überall nachgelesen werden kann. Hier also alles nochmal leichtverständlich, sodass es auch ein Laie wie Sie verstehen kann.

    Die SaturnV war, wie Sie ja wissen, 3-stufig. Um einen Parkorbit um die Erde zu erreichen (ca.185km Höhe), musste das J2-Triebwerk der 3. Sufe (S-IVB) ca. 150s brennen. Im Erdorbit angekommen hatte die S-IVB eine Masse von 133,75t. Darin enthalten waren die beiden Raumschiffe CSM+LM (ca. 45,75t) und rund 74,5t Resttreibstoff.
    Alle Daten dazu finden sich in “APOLLO BY THE NUMBERS”:
    http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_00g_Table_of_Contents.htm bzw. http://georgetyson.com/files/apollostatistics.pdf

    Um Apollo zum Mond zu bringen, wurde ebenfalls die S-IVB verwendet. Das J2-Triebwerk wurde also zum 2. mal gezündet. Der Einschuss in die Mondbahn heißt im Fachjargon Trans-lunar Injection bzw. TLI.

    Der Stack aus S-IVB und Apollo (im Parkorbit und beim TLI) sah so aus:
    http://tinyurl.com/oufr8n6
    http://tinyurl.com/p2ptht6

    Um mit der Raketengrundgleichung die DeltaV-Kapazität der S-IVB zu berechnen, benötigen wir noch die Ausströmgeschwindigkeit des Triebwerks. Nach https://en.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne_J-2 hatte das J2-Triebwerk der S-IVB im Vakuum eine spez. VA von 4,13km/s (Isp 421s).

    Damit haben wir alle Daten für eine Berechnung beisammen.
    Frage: War die S-IVB leistungsfähig genug um die S-IVB inkl. Apollo zum Mond zu befördern, also von 7,9 auf 10,8km/s?
    Das überlasse ich jetzt Ihnen. Sie rechnen ja immer so gerne 🙂

    mfg
    TL

    p.s.: Ich hoffe Sie haben inzwischen verstanden, warum für einen Mondflug nicht die Erdfluchtgeschwindigkeit von 11,2km/s erreicht werden muss!!!

  20. Also gut Herr Marquardt,

    hier die TLI-Berechnung für A11 mit der Raketengrundgleichung.

    https://de.wikipedia.org/wiki/Raketengrundgleichung#Gleichung
    v(m) = vg x ln (m0/m)

    gegebene Werte, siehe http://georgetyson.com/files/apollostatistics.pdf
    Anfangsmasse der S-IVB (inkl. 45t Apollo) vor dem TLI: 133,75 t
    Treibstoffmenge in den S-IVB-Tanks: 74,5 t
    Endmasse der S-IVB bei maximalem Treibstoffverbrauch: 59,25 t
    effektive Ausströmgeschwindigkeit des J2-Triebwerks: 4,13 km/s

    Eingesetzt in die RGG erhält man für v(m): 3,36 km/s
    Wenn man diese Geschwindigkeit zur schon vorhandenen Orbitgeschwindigkeit 7,9km/s addiert, erhält man 11,26 km/s. Das ist mehr als die 10,8km/s, die man für einen Mondflug braucht.

    Fazit: Die Delta-V-Kapazität der S-IVB war vollkommen ausreichend um Apollo zum Mond zu bringen.

    TL

  21. Sehr geehrter Limbach,

    Sie schwafeln einen absoluten astrophysikalischen und mathematisch-physikalischen Mist zusammen!

    1. Ob 45 t oder 48 t – der Fehler ist irrelevant und beträgt gerden einmal 1 Prozent! Damit beträgt nach Ihrer Intention die Relation von Nutzmasse ML zur Startmasse Mo 1, 7 Prozent! Damit lag Apollo 11 gerade einmal im Normbereich der damaligen Konstrunktionsgüte und konnte somit nur in den Orbit gelangen! Mehr war nicht möglich! Folgende Tabelle soll dies dokumentieren (siehe Tabelle 1).

    Tabelle 1: Weltraumprojekte von 1957 bis 1996 mit dem Verhältnis von Nutzmasse und Startmasse (Sternfeld, 1959, Wolff, 1966 und Internet, 2015).

    Lfd. Nr. Weltraumprojekt Startmasse
    Mo (t) Nutzmasse
    MN (t) (MN:Mo)*100 (%)
    1. Sputnik I (1957) 100 0,084 0,084
    2. Sputnik II (1957) 633 0,5 0,08
    3. Explorer I (1958) 18 0,014 0,08
    4. Vanguard I (1958) 2,1 0,0018 0,09
    5. Sputnik III (1958) 1671 1,3 0,08
    6. Explorer IV (1958) 21 0,017 0.08
    7. Wostok I (1961) 280 4,7 1,7
    8. Sojus (1967) 308 7,5 2,4
    9. Ariane 5 (1996) 750 18 Erdorbit/
    6 geostationär 2,4/0,8

    2. Ihre RGG mit

    vm=vg* Ln mo/m empfinde ich nur noch als eine allgemeine Peinlichkleit. Sie wollen Ingenieur sein? Ich schäme mich für Sie! Die Raktengrundgleichung lautet nämlich

    vB=vE*ln Mo/Ml ,

    wobei vB die Bahngeschwindigkeit, ve die effektive Ausströmgeschwindigkeit der Gase , Mo die Startmasse und ML die Leermasse bedeuten.

    3. den Rest Ihrer kogbitiven Irritationen werden ich nicht kommentieren, weil unter 1. alles zur “Erfolgrsstory von Apollo 11” gesagt wurde.
    Übrigens Herr Limbach,
    haben Sie mitbekommen , dass erst vor kurzem das US-Unternehmen Space X mit der Falcon 9 erstmals in der Geshcihte der Weltraumforschung eine Rakete vertikal landete. Schalten Sie nun Ihren Verstand ein, um diesen Meilenstein in der Weltraumgeschichte zu interpretieren!

    Von welchen Team schwafeln Sie – ich bin ein Einzelkämpfer! Frohes Fest

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen, am 24. Dezember 2015

  22. Hallo Herr Marquardt,

    fangen wir hinten an.
    Zitat S.M.: “Von welchen Team schwafeln Sie – ich bin ein Einzelkämpfer!”
    Ich habe in unserer Diskussion meines Wissens nie etwas von “Team” erzählt. Nicht hier und nicht woanders. Wenn Sie aber auf meinen Eintrag vom 24.11 13:11 anspielen, das war ein augenzwinkernder Gruß an alle die hier mitlesen inkl. dem Blogbetreiber. Bei Ihnen muss man leider immer aufpassen.
    Und, dass Sie ein Einzelkämpfer sind, ist genau das Problem, denn Ihnen fehlt das Korrektiv. Die meisten Pseudowissenschaftler sind Einzelkämpfer.

    Zitat S.M.: “… haben Sie mitbekommen, dass erst vor kurzem das US-Unternehmen Space X mit der Falcon 9 erstmals in der Geshcihte der Weltraumforschung eine Rakete vertikal landete. Schalten Sie nun Ihren Verstand ein, um diesen Meilenstein in der Weltraumgeschichte zu interpretieren!”
    Die Landung der Erststufe der Falcon9-Rakete war ein Meilenstein, richtig. Aber nicht weil zum ersten mal eine Rakete senkrecht gelandet ist. Niemand behauptet das. Allein aus folgenden 3 Gründen ist das Unsinn:
    1. Am 23.11.2015 ist eine New-Shephard-Rakete der Firma Blue Origin senkrecht gelandet. Video-Clip: https://www.youtube.com/watch?v=sij4ivRwHuQ
    2. SpaceX hat seit 2012 8 erfolgreiche Testflüge durchgeführt. Videos: http://tinyurl.com/ongcjw7
    3. Sie selbst haben vor 2 Jahren den Chinesen gratuliert für ihre erfolgreiche Mondlandung. Wenn Sie das akzeptieren, dann war die Landung von Chang’e-3 IHRE erste Senkrechtlandung einer Rakete.

    Wie Sie sehen Herr Marquardt, interpretieren Sie alle Informationen nur so, dass Ihr Ego gestreichelt wird. Was es auch ist, aus Ihrer Sicht haben Sie immer recht. Die haarsträubenden Fehler in Ihrer Do-it-yourself-Logik fallen Ihnen natürlich nicht auf. Das ist Ihr Problem – Ihnen fehlt das Korrektiv!

    Von den 3 Beispielen oben abgesehen, habe ich Ihnen an anderer Stelle ein gutes Dutzend Filmclips von senkrechtlandenen Raketen angeboten. Das mussten Sie natürlich ignorieren, weil es nicht in Ihr Weltbild passt.

    Fortsetzung folgt …

  23. Fortsetzung meines Eintrags von 14:27

    Thema Raketengrundgleichung

    Zitat S.M.: “Ihre RGG mit
    vm=vg* Ln mo/m empfinde ich nur noch als eine allgemeine Peinlichkleit. Sie wollen Ingenieur sein? Ich schäme mich für Sie! Die Raktengrundgleichung lautet nämlich vB=vE*ln Mo/Ml , wobei vB die Bahngeschwindigkeit, ve die effektive Ausströmgeschwindigkeit der Gase , Mo die Startmasse und ML die Leermasse bedeuten.”
    Es ist egal wie man die Terme und Variablen in einer Gleichung bezeichnet, Hauptsache es ist mathematisch und physikalisch korrekt. Ich habe meine Version der RGG aus der Wikipedia, kann aber allein im Web Dutzend andere Versionen finden.

    Das v (ihr vB) als Bahngeschwindigkeit zu bezeichnen ist nicht sinnvoll, denn Sie haben (wenn schon, denn schon) zwei unterschiedliche Bahngeschwindigkeiten – die vorher und die nachher. V ist vielmehr die Endgeschwindigkeit nach der Beschleunigung bzw. das Delta-V.
    Und eine “Leermasse” ist es in der Praxis auch selten, da meist Resttreibstoff vorhanden ist. Aus guten Grund wird daher meist von Anfangs- und Restmasse gesprochen.

    Auch hier ist wieder erkennbar, dass Sie ein Autodidakt sind. Es fehlt Ihnen das Verständnis für echte wissenschaftliche und technische Zusammenhänge.

    Fortsetzung folgt …

  24. Fortsetzung meines Eintrags von 14:49

    Zitat S.M.: “Ob 45 t oder 48 t – der Fehler ist irrelevant und beträgt gerden einmal 1 Prozent! Damit beträgt nach Ihrer Intention die Relation von Nutzmasse ML zur Startmasse Mo 1, 7 Prozent! Damit lag Apollo 11 gerade einmal im Normbereich der damaligen Konstrunktionsgüte und konnte somit nur in den Orbit gelangen! Mehr war nicht möglich!”

    Auch das ist wieder vollkommener Unsinn!
    Die Saturn V konnte 2-stufig 96t in den erdnahen Orbit (LEO / ca.200km) bringen, oder 3-stufig 140t.
    S-IVB+Apollo waren mit knapp 134t innerhalb dieser 140t. Und wie die TLI-Berechnung mit der RGG zeigt, hatte die S-IVB die Delta-V-Kapazität um von 7,9 auf über 11km/s zu kommen. Das kann Ihnen jeder Fachmann bestätigen – fragen Sie z.B. Herrn Reichl.
    Die Daten der SaturnV sind unbestritten, kein Experte auf der Welt zweifelt daran. Eine detaillierte und unabhängige Berechnung der SaturnV-Kapazitäten finden Sie übrigens hier: http://www.braeunig.us/apollo/saturnV.htm
    Das geht allerdings weit über Ihren Horizont.

    Es mag ja sein, dass Sie Bücher von Ari Sternfeld und Waldemar Wolff im Schrank haben, aber Sie verstehen den Inhalt nicht. Das betrifft u.a. Sternfeld mit seinen Bahnschiffen und Wolff mit seinen Ausführungen zur effektiven Ausströmgeschwindigkeit von Raketentriebwerken. Nur um mal zwei Beispiele zu nennen.

    Frohes Fest
    T.Li.

  25. Die Leistungsparameter der Saturnrakete von Apollo 11 reichten gerade einmal dazu aus, um die 45 t Nutzlast in den Orbit zu befördern!

    Um mit einem Raumflugkörper zum Mond gelangen zu können, muss zunächst einmal die 1. Kosmische Geschwindigkeit von ca. 7,9 km/s erzielt werden, damit man in die Erdumlaufbahn einmünden kann. In der Tabelle 1 sind die Start- und Leermassen Mo und ML der einzelnen drei Stufen der Saturn-V-Rakete neben den effektiven Ausströmgeschwindigkeiten ve laut NASA-Angaben aufgelistet (siehe Tabelle 1).

    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 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 0,2 km/s. Dies ergibt Summa Summarum 10,3 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 (1967) 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

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

    vB= 7,94 km/s. Damit konnte Apollo 11 gerade einmal die Erdumlaufbahn erreichen!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im Dezember 2015

  26. 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!
    0. Zusammenfassung der 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.

    1. 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.

  27. Mit Apollo 11 war kein Start zu machen!
    Triviale Widerlegung von Apollo 11 anhand der Masseverhältnisse der Aufstiegsstufe
    Laut Angaben der NASA (Apollo Lunar Module Wikipedia vom 05.11.2009, Seite 1) und einer weiteren Seite im Internet (Mondlandefähre Wikipedia vom 21.01.2014, Seite 2) soll die Masse der Aufstiegsstufe von Apollo 11 auf dem Mond vor dem Start 4,7 t betragen haben. Abzüglich der Treibstoffmenge von 2,6 t ergeben sich damit für die Leermasse der Aufstiegsstufe 2,1 t (4,7-2,6=2,1). Damit lässt sich Apollo 11 ganz trivial und für jedermann nachvollziehbar, widerlegen! Denn mit einem Kabinenvolumen von ca. 6,7 m³ hätte die Kabine aus Aluminium mit einer Wandstärke von 2 cm bereits 1,1 t an Masse besitzen müssen. Die beiden Astronauten (je ca. 75 kg) mit ihren Raumanzügen (ca. je 135 kg) hätten eine Masse von 420 kg an Masse auf die Waage gebracht. Zuzüglich der Masse von Triebwerk und Steuerdüsen (ca. 200 kg), inklusive der Treibstofftanks (200 kg) würden weitere 400 kg zur Debatte stehen. Weitere 170 kg an Masse sollten die beiden 28-32 V-Batterien (114 kg) und die Wasser- und Heliumtanks nach NASA-Angaben bzw. entsprechend Internet (2014) besessen haben. Damit hätte man bereits 2,090 t erzielt, ohne die Masse der Inneneinrichtung von Konsolen, von Radar- und Funkgeräten und der Sauerstoffversorgungs-einrichtung berücksichtigt zu haben (schätzungsweise ca. 400 kg). Damit kann logisch-physikalisch messerscharf geschlussfolgert werden, dass eine Mondladung von Apollo 11 niemals stattgefunden haben kann! Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  28. Eine weitere fundierte Literaturrecherche ergab (Lindner, 1973, Das Bild der modernen Physik, Uraniaverlag Leipzig, Jena, Berlin), dass im Weltraum eine Protonenkonzentration von 10 Protonen pro m³ vorherrscht. Da die amerikanischen Superhelden im Sommer 1969 mit Apollo 11 eine Strecke von ca. 2*400.000 km= 800.000.000 m zurücklegten, müssen die amerikanischen Astronauten damals bei einem mittleren Körpergewicht von 75 kg= 0,075 m³ eine Protonenmenge von mindestens
    10/m³*0,075 m³*8*10hoch8= 6*10hoch8 (1)
    aufgenommen haben. Ein Proton besitzt eine Energie von 0,6*10hoch 15 eV und die Energie von einem eV entspricht 1,6*10hoch-19 J. Damit ergäbe sich eine Energiebilanz in J von
    E=6*10hoch8*0,6*10hoch15*1,6*10hoch-19= 5,75 *10 hoch 4= 57500 J. (2)
    Die Strahlendosis in Sievert (Sv) ergibt sich, wenn man die Energie durch das Körpergewicht dividiert. Damit ergäbe sich eine Strahlendosis von
    D=57500 J:75 kg ≈ 767 Sv. (3)
    Die amerikanischen Astronauten wären nach diesen Berechnungsmodalitäten bei einer Letaldosis von 6 Sv fast 128-mal den Heldentod gestorben!
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  29. Herr Marquardt,

    auch Ihre Berechnungen zur Strahlendosis wurden schon von mehreren Leuten widerlegt. Leider vergessen Sie immer so schnell. Ist wohl ne Alterserscheinung.

    Ihr Hauptfehler (auch schon dutzendmal erwähnt) ist, dass Sie meinen, jedes Teilchen der kosmischen Strahlung bzw. Sonnenstrahlung würde auf ein Molekül im menschlichen Gewebe treffen. Eine völlig falsche Vorstellung. Der weitaus größte Teil geht ungehindert hindurch. Materie besteht nunmal hauptsächlich aus leerem Raum.

    Aus den Daten des Marsrovers Curiosity kann man die Strahlenbelastung für einen Mondflug abschätzen. http://www.raumfahrer.net/news/astronomie/11122013191417.shtml
    Zitat: “Im Rahmen einer früheren Studie wurde bereits die Strahlenbelastung für eine 360 Tage dauernden Hin- und Rückreise zum Mars ermittelt. In einem Raumschiff, welches über eine vergleichbare Abschirmung wie Curiosity verfügt, würden Astronauten während der Transferphase zwischen Erde und Mars einer Strahlenbelastung von 0,66 Sievert ausgesetzt sein.”
    Bei einem Apollo-Mondflug (2 Wochen) kann man also mit einer Gesamtstrahlenbelastung von 0,025 Sv rechnen. Sie liegen um den Faktor 30.000 daneben 🙂

    TLI

  30. Sie kamen gerade einmal in den Erdorbit mit Apollo 11t!

    Um mit einem Raumflugkörper zum Mond gelangen zu können, muss zunächst einmal die 1. Kosmische Geschwindigkeit von ca. 7,9 km/s erzielt werden, damit man in die Erdumlaufbahn einmünden kann. Entsprechend der Raketengrundgleichung
    vB= ve * ln (Ml+ MTr): 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) + 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 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 der Treibstoff-kombination Wasserstoff und Sauerstoff bei 5090 m/s liegt und lediglich eine effektive Ausströmgeschwindigkeit von ve=0,7 *vmax in den sechziger Jahre erreicht werden konnte Damit hätten man höchstens eine effektive Ausströmgeschwindigkeit gerade einmal von

    ve=0,7* 5090 m/s = 3563 m/s (3)

    erzielen können. Somit läge die Brennschlussgeschwindigkeit nicht bei 15,1 km/s, sondern betrüge gerade einmal

    vB= 3,9 km/s + 3,56* 2,67 km/s = 3,9 km/s + 9,5 km/s=13,4 km/s. (4)

    Nach NASA – Angaben wurde eine Orbithöhe von ca. 200 km bei einer Orbitgeschwindigkeit von ca. 7,8 km/s mit Apollo 11 erreicht (siehe auch Leitenberg, 2014 und im Internet zu Apollo 11, 2014). Daher muss man von den 13,4 km/s nach der Formel

    Δv= √2*g*H (5)

    mit den eingesetzten Werten der durchschnittlichen, integralen Gravitationsbeschleunigung von g= 9,5 m/s² in einer Orbithöhe von H = 200.000 m

    Δv= √2*9,5 m/s²*200.000 m = 1,95 km/s (6)

    unabdingbar und unumstößlich abziehen, weil durch die Erdgravitation ein Geschwindigkeitsverlust in dieser Größenordnung zu verzeichnen ist. Und für den Luftwiderstand

    Fw= 0,5 * ς *v²*A*cw (7)

    der 1. Stufe, die bis in eine Höhe von 44 km gelangte, resultiert nach Integration der Formel (6)

    v
    Fw=0,5* ς *A∫ v² = 0,5 ς *A*v³*cw:3 (8)
    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 A= 80 m² und einer durchschnittlichen Luftdichte von ςm= 0,27 kg/m³ bei einer Brennschlussgeschwindigkeit von vB= 3900 m/s und einem cw=0,4 allgemein eine Geschwindigkeitsreduktion von

    Δv=√ 2*a*H = √2*H*[(0,5*ςm*v²*A*cw): (Mo+ML1):2]:3, (9)

    wobei daraus konkret eine Reduzierung der Geschwindigkeit mit den eingesetzten obigen Werten mit der durchschnittlichen Masse von M=1787 t, der Fläche A=80 m², einer durchschnittlichen Dichte ςm = 0,27 kg/m² und der Brennschlussgeschwindigkeit vB=3900 m/s von

    Δv = √2*44.000 m²/s² [(0,5*0,27*3900²*80*0,4):1.792.000]:3 ≈ 1,04 km/s (10)

    resultiert. Damit ergäbe sich insgesamt eine Bilanz von

    vB = 13,4 km/s – 1,95 km/s – 1,04 km/s = 10,4 km/s, (11)

    womit niemals die 2. Kosmische Geschwindigkeit erzielt werden kann!

    Man kann es drehen und wenden, wie man will: Apollo 11 konnte mit dem CSM und LM gerade einmal komfortabel in die Erdumlaufbahn einmünden und aber niemals die 2. Kosmischen Geschwindigkeit erzielen! Der Grund dafür ist die gewaltige Masse des CSM zusammen mit dem LM von 45,3 t.

    Siegfried Marquardt , Königs Wusterhausen

  31. Herr Marquardt,

    Ihre Berechnungen sind von vorne bis hinten Mumpitz! Ich greife 2 Fehler heraus:

    1. Und wieder taucht bei Ihnen die zweite kosmische Geschwindigkeit auf. Ein Raumschiff, was zum Mond fliegen will, muss nicht 11,2 km/s erreichen. Habe ich Ihnen seit 2009 schon mindestens 20x im Detail erklärt.

    2. Das J2-Triebwerk der 3. SaturnV-Stufe erreicht eine effektive Ausströmgeschwindigkeit von 4,13km/s. Siehe https://en.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne_J-2
    Es gibt keinen Experten, der daran zweifeln würde. Nur ausgewiesene Nichtexperten, wie Sie, stellen das in Frage.

    Hier eine unabhängige Berechnung und Simulation des SaturnV-Fluges vom Erdstart bis zum Einschuss in die Mondbahn: http://www.braeunig.us/apollo/saturnV.htm
    Im abschließenden Kommentar (Closing Comments) heißt es u.a.:
    “To refute the claims of some moon-landing conspiracy theorists that the Saturn V was incapable of performing as documented. These claims are, or course, based on nothing more than the conspiracists’ desire to disbelieve rather than on any real facts or understanding. Provided the actual size and specifications of the Saturn V were as documented, the simulation has conclusively demonstrated that it had the launch capability to place the Apollo payload into orbit and send it on a trajectory to the Moon.”

    Sie rechnen einfach ins Blaue hinein, ohne auch nur im Ansatz zu verstehen, wie ein Flug zum Mond erfolgt. Nicht mal die einfachsten Zusammenhänge begreifen Sie, obwohl es schon so viele Menschen versucht haben. Unwissenheit ist verzeihlich, Halsstarrigkeit ist dumm.
    Und dieses tragische Verhalten spielt sich in aller Öffentlichkeit ab. Sie posten Ihren Denkmüll unter ihrem realen Namen, immer mit Angabe Ihres realen Wohnortes. Ist das Ihr Ziel, sich selbst öffentlich lächerlich zu machen?

    TLI

  32. Analyse des Filmes Apollo 11 am 16.05.2016 beim TV- Sender Vox
    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 Neil Amstrong. 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√3²+3²m²=10.000*9,2*4,24 kp= 390.000 kp = 390 Mp = 390 Tonnen gewirkt hätten!
    2. Es wurde der Anstieg der CO2-Konzentration auf 15 Prozent behauptet und ständig angezeigt. CO2 bedeuten 195 g/m³ CO2 (0,04*1,3kg/m³*375:100= 195g). Der Grenzwert für CO2 beträgt 9 g/m³. Die Astronauten wären innerhalb kürzester Zeit 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!
    5. Der zu erwartende Ballast für das Mondgestein sollte ausgeglichen werden! Dies ist physikalischer Blödsinn!
    6. Der Umkehrschub sollte eingeschaltet werden! Dies ist physikalischer Schwachsinn!
    7. Der Hitzeschild mit dem Eintritt in die Atmosphäre sollte sich auf 2000 bis 2700 Grad aufheizen. Der wahre Wert beträgt über 8600 Grad Celsius.
    8. Die Außentemperaturbelastung sollte angeblich -187 Grad Celsius betragen. Korrekt sind -273 Grad!
    9. Die Eintrittsgeschwindigkeit in Atmosphäre sollte 32.000 ft/s = 9,6 km/s betragen. Der wahre Wert liegt bei 11,2 km/s.
    Damit wäre Apollo 11 bis N eindeutig widerlegt! Denn die Amis kannten nicht einmal die wahren Parameter von Apollo
    iegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

    • Was läuft den hier?

      “Analyse des Filmes Apollo 11”

      Auf Vox ist der Spielfilm ‘Apollo 13’ gezeigt worden.

      “Damit wäre Apollo 11 bis N eindeutig widerlegt!”

      Mein Kompliment an den Drehbuchautor, Regisseur und Sie. Oscars gab es schon (für Drehbuch und Ton), Nobelpreis wird sicher noch nachgereicht.

  33. Tja, und auch hier wieder Fehler über Fehler über Fehler …

    1. Der Druck war nicht 1 bar, sondern 0,3bar. Habe ich Ihnen schon x-mal erläutert, inkl. Belegen.
    Punkte 2. bis 6. haben Sie falsch verstanden. Es macht aber keinen Sinn Ihnen das zu erklären.
    7. Ach, jetzt sind es nur noch 8600°C. Vor einem Jahr waren es bei Ihnen noch 45.000K.
    8. Schwachsinn!
    9. Und wieder taucht bei Ihnen die 2. kosmische Geschwindigkeit auf, die bei einem Mondflug weder hin noch zurück erreicht wird. q.e.d.

    Das passiert, wenn eine lausige Doku auf einen Crackpot trifft. 🙂

    TLI

  34. Danke für Ihre Beleidungen: Analyse des Filmes Apollo 13, der am 16.05.2016 vom TV- Sender Vox ausgestrahlt wurde – eine Korrektur
    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!
    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 [4*2* kg/m³*15: (0,04*10000) = 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. Der Hitzeschild mit dem Eintritt in die Atmosphäre sollte sich auf 2000 bis 2700 Grad aufheizen. Der wahre Wert betrug bei 8 km/s über 8600 Grad Celsius unter den damaligen Bedingungen. Bei 11 km/s beträgt die Aufheizung sogar 16.000 Grad.
    8. Die Außentemperaturbelastung sollte angeblich -187 Grad Celsius betragen. Korrekt sind -273 Grad im All!
    9. 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.
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  35. Zunächs sehr geehter Herr Limbach, denken Sie erst einmal nach, ehe Sie sich schriftlich artikulieren ! Bei einem atmoshärischen Druck von 0,3 at/ 0,3kp/cm² erstickt der Mensch einfach! Und nun weiter im Text:

    Die NASA widerlegt sich selbst mit dem Leistungsparameter ∆v der Mondlandefähre!
    Die NASA gibt im Internet (26.05.2016) die Leistungsparameter ∆v zur Landung auf dem Mond und für den Start vom Mond für die Abstiegsstufe der Mondlandefähre mit 2,5 km/s und für die Aufstiegsstufe mit 2,2 km/s an. Damit wären für die Mondlandung nach Modifikation der Raketengrundgleichung
    MTr= [1- (1: 2,72vB:ve)]*Mo (1)
    bei einer Startmasse Mo der Mondlandefähre von 15 t
    MTr=[1-(1: 2,722,5:2,6)]*15 t=[1- (1: 2,720,96)]*15 t=[1- (1: 2,61)]*15 t = (1-0,38) 15 t≈ 9,3 t(2)
    Treibstoff notwendig gewesen. Für den Aufstieg in den Orbit des Erdtrabanten wären
    MTr=[1-(1:2,722,2:2,6)]*4,7 t=[1-(1: 2,720,85)]*4,7t=[1-(1:2,34)]*4,7t= 0,57*4,7 t ≈ 2,7 t (3)
    erforderlich gewesen. Damit betrüge die Treibstoffmasse insgesamt 12 t! Es standen aber insgesamt für die vermeintliche Mondexpedition laut NASA-Angaben nur 10,8 t an Raketentreibstoff zur Verfügung! Ein Kommentar erübrigt sich vollkommen. Die Amis haben sich somit eindrucksvoll auf höchsten wissenschaftlich-technischem Niveau selbst widerlegt! Mit anderen Worten: Es gab weder im Juli 1969, noch in der Folgezeit eine Landung auf dem Mond!
    Siegfried Marquardt , Königs Wusterhausen

  36. Hallo Herr Marquardt,

    Zitat: “Bei einem atmoshärischen Druck von 0,3 at/ 0,3kp/cm² erstickt der Mensch einfach!”
    Und die Erde ist eine Scheibe 😉

    Ihre Treibstoffmassenberechnung wurde Ihnen bereits vor 7 Jahren in MAZ widerlegt. Immer und immer wieder. Hier die richtigen Berechnungen für LM-Landung und Rückstart:
    http://www.braeunig.us/apollo/LM-descent.htm
    http://www.braeunig.us/apollo/LM-ascent.htm
    Wenn Sie das eingehend studiert haben, können Sie sich ja wieder melden.

    Gruß
    TLI

  37. Der Druck von 0,3 bar entspricht genau dem Druck auf dem Mount Everest (314hpa). Und da die Atemluft mit Sauerstoff angereichert war konnten die Astronauten ganz normal weiter atmen. Aber ich denke das Oberschüler (nach eigener Aussage) Marquardt jetzt mit der Umrechnung von Bar in hpa überfordert ist.

  38. Hi Olli,

    die Umrechnung bar/hpa wird dem “ehemaliger sozialistischer Fernaufklärer und immerwährender Kämpfer für den Weltfrieden” (eigene Aussage) noch die geringsten Schwierigkeiten machen. Er hat sich darauf festgelegt, dass die künstliche Atmosphäre in einem Raumschiff einen Druck von 1 bar zu haben hat, sonst kann der Mensch nicht überleben. Ist sie geringer, dann muss er ersticken (siehe oben). Der Hinweis, dass bei Apollo reiner Sauerstoff mit 0,3bar verwendet wurde, ist für ihn ebenfalls absurd. Denn reiner Sauerstoff ist nach seiner Meinung immer nach wenigen Stunden toxisch. Dass es hier aber auf den Partialdruck ankommt, will er nicht verstehen.

    Nun ja, in Bezug auf Realitätsverweigerung ist der “ehemaliger Mitarbeiter des MfS” ja bestens geschult worden …

    TLI

  39. Das eigentümliche Servicemodul SM: Es wird immer skurriler und abenteuerlicher mit Apollo 11!
    Im Internet wird von der NASA das Servicemodul 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.
    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 6,63 t, ohne den weiteren Schnickschnack, wie Heliumtanks etc. berücksichtigt zu haben. Damit wurde die Rüstmasse bereits um 0,7 t überschritten!
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  40. Hallo Herr Marquardt,

    Zitat S.M.: “maximalen Druckfestigkeit von 400 N/mm² bei Titan”
    Das ist in jeder Hinsicht falsch. Die Wand eines Drucktanks wird nicht auf Druck sondern auf Zug belastet. “400 N/mm² bei Titan” ist auch falsch. Maßgeblich ist hier die Dehn- bzw. Streckgrenze des Materials. Die liegt bei hochfesten Titanlegierungen bei ca. 1400 N/mm². Siehe: https://de.wikipedia.org/wiki/Streckgrenze

    Und Ihre Berechnung der SM-Außenwand ist noch größerer Mist. Wo soll denn die 240 kN herkommen? Keine Begründung, keine Quelle, keine nachvollziehbare Logik. Das Service Modul wird einfach so verbogen – wow!
    Und schon mal was von Honigwaben-Sandwichbauweise gehört?
    https://de.wikipedia.org/wiki/Sandwichbauweise
    https://en.wikipedia.org/wiki/Honeycomb_structure

    Summa summarum: wieder eine Marquardt-Berechnung, die man in die Tonne treten kann. 🙂

    TLI

  41. Der eigentümliche Siegfried Marquardt: es wird immer skurriler und abenteuerlicher mit den Berechnungen von unserem Siggi (manchmal auch Siggie).
    Nicht nur das die Formeln falsch angewendet werden und die eingesetzten Zahlen oft nicht mit denen auf den NASA Seiten übereinstimmen ergänzt unser Siggi nicht gefundene Angaben einfach durch Annahmen. Z.B. seine Berechnung der Wandstärke ergibt 2 mm, o.k.,aber warum er dann die Berechnung über den Haufen wirft und 4 mm annimmt gehört zu den Marquardtschen Besonderheiten. Und dann: es müsste eine weitere Masse von 0,6t anfallen. Was denn nun, steht es irgendwo in den NASA Unterlagen oder ist es wieder nur ausgedacht so das das gewünschte Ergebniss rauskommt? Dann seine Annahme der Masse der 5 Schotten. Einfach mal überlegen: die NASA baut ein Raumschiff wo es auf jedes Kilo ankommt und baut dann 5 Schotten mit der Masse eines Kleinwagens ein? Wohl kaum, aber ich lasse mich gern belehren, reichen sie doch bitte die Quellenangabe zur Schottenmasse nach.
    Wenn man seine Texte studiert und noch nicht einem Lachkrampf erlegen ist dann fällt insbesondere die häufige Verwendung von Wörtern wie müsste könnte und würde auf.
    In dem Sinne: blamieren sie sich weiter so Siggi und hören sie blos nicht mit ihren lustigen Berechnungen auf.

  42. Sehr geehrter Herr Olli,

    dann schauen Sie doch einmal im Internet zum SM (wikipedia) nach. Dies war mein Quellenbezug! Aber anscheinend weiß die NASA selbst nicht mehr, was sie da so konstruierte- es gibt so viele Widersprüch. Ich persönlich hielt dies auch für unlogisch, ja für blödsinnig, weil ja dann kaum die die Tanks untergebracht werden konnten.

    Mit freundlichen Grüßen

    Siegfried Marquardt

  43. @Eugen Reichl
    mein Posting vom 07.06. ist noch nicht freigeschaltet. Ich bitte darum, sonst müsste ich es nochmal formulieren. Danke und Gruß, TLI

    @Siegfried Marquardt
    Ich hoffe Herr Reichl schaltet mein längeres Posting an Sie noch frei. Bis dahin zwei Fragen zu Ihrem Punkt III. (Berechnung der Außenzelle aus Aluminium):
    1. Was wollen Sie da genau berechnen? Definieren Sie bitte erst das Problem bevor Sie eine Berechnung beginnen!
    2. Was ist die Ursache der Kraft von 240kN?

    Ansonsten schließe ich mich Olli’s Forderung an: hören sie blos nicht mit ihren lustigen Berechnungen auf. 🙂

    TLI

  44. Die NSA weiß anscheinend selbst nicht, was für ein Vehikel sie konstruierte!
    Nach dem Internetdokument „Selected Mission Weights“ vom 20. Oktober 2009 gibt die NASA für die Mondlandung der Mondlandefähre LM einen Treibstoffverbrauch von rund 8 t an. In Wirklichkeit wären zur Landung auf dem Mond zur Kompensation der Schwerkraft (ca. 0,6 km/s) und für das Abbremsen der Orbitgeschwindigkeit von ca. 1,67 km/s aus dem Orbit bei einer Ausgangsmasse der Mondlandefähre von 15,2 t
    MTr=[1-(1:2,72 2,2:2,6]*15,2 t =8,7 t (1)
    erforderlich gewesen. Für den Start der von der Mondoberfläche postuliert die NASA 2,1 t In Wahrheit wären für die 4,9 t Masse der Aufstiegsstufe
    MTr=[1-(1:2,72 2,2:2,6]*4,7 t =2,7 t (2)
    notwendig gewesen. In Summa wären also realistisch betrachtet für die Mondlandung und für den Start vom Mond 11,4 t Raketentreibstoff erforderlich gewesen. Es standen aber nur rund 10,6 t Treibstoff laut NASA-Angaben zur Verfügung (8,2 t für die Abstiegsstufe und 2,35 t für die Aufstiegsstufe – siehe http://de.wikipedia.org/wiki/Mondlandef%C3%A4hre). Es offenwaren sich hier an dieser Stelle bereits eklatante Widersprüche! Und der deklarierte Treibstoffverbrauch im Internetdokument „Selected Mission Weights“ vom 20. Oktober 2009 von insgesamt 10,1 t weicht auch signifikant um 1,3 t von dem Faktischen ab. Ohne die Treibstoffmenge für das Erzielen der 2. Kosmischen Geschwindigkeit von 11,2 km/s und für den Wiedereintritt in die terrestrischen Atmosphäre, einschließlich des Abbremsens von 11,2 km/s auf rund 8 km/s Orbitgeschwindigkeit ergeben sich reich rechnerisch für das Kommando-Servicemodul (CSM) laut NASA-Angaben nach dem Internetdokument „Selected Mission Weights“ vom 20. Oktober 2009 rund 23 t Treibstoffverbrauch. Die NASA deklarierte aber lediglich nur 18,5 t. Auch hier ein eklatanter Widerspruch. Und nur noch so nebenbei bemerkt, hätten für das Erreichen der 2. Kosmischen Geschwindigkeit vom Erdorbit aus fast
    MTr=[1- (1:2,72 3,2:2,6]*43,7 t = 31 t (3)
    Raketentreibstoff bereitgestellt werden müssen. Weitere
    MTr=[1-(1:2,72 2,2:2,6]*12 t = 8,5 t (4)
    wären für das Abbremsen auf 8 km/s Erdorbitgeschwindigkeit retour notwendig geworden.
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  45. “Die NSA”? 🙂

    Zitat S.M.: “Ohne die Treibstoffmenge für das Erzielen der 2. Kosmischen Geschwindigkeit von 11,2 km/s und für den Wiedereintritt in die terrestrischen Atmosphäre, einschließlich des Abbremsens von 11,2 km/s auf rund 8 km/s Orbitgeschwindigkeit ergeben sich reich rechnerisch für das Kommando-Servicemodul (CSM) …”

    Aha! Auch nach 8 Jahren und dutzenden Hinweisen ist Siegfried Marquardt noch keinen Erkenntnismillimeter weiter. Noch einmal: es die 3. Stufe der SaturnV, die CSM+LM vom Erdorbit zum Mond bringt. Und das CSM muss bei der Rückkehr vom Mond auch nicht in den Erdorbit einbremsen.

    Herr Marquardt, Sie sind voll eklatanter Widersprüche! Hören sie blos nicht mit ihren lustigen Berechnungen auf. 🙂

    TLI

  46. Apollo 11 bis N gelangte maximal nur in den Erdorbit!
    Die Datenanalyse des NASA-Dokumentes „Selected Mission Weights (lbs)“ (http://history.nasa.gov/SP-4029/Apolloo_18_37_Selected_Mission_Weights.htm.) ließ eindeutig erkennen, dass Apollo 11 bis N nur in den Erdorbit gelangte. Denn in der obersten Zeile und ersten Position dieses Dokumentes wird eine Masse von 45,7 t des Kommandoservicemoduls samt Mondlandemodul (CSM/LM) deklariert. Nach den vermeintlichen Transport- und Andockmanövern reduzierte sich die Masse dieser „Raumfahrtkonfiguration“ auf 43,6 t. Damit wäre allerdings zum Erreichen der 2. Kosmischen Geschwindigkeit von 11,31 km/s (8 km/s*√2= 11,28 km/s) aus dem Erdorbit eine Geschwindigkeitsdifferenz ∆v von 3,31 km/s (11,31- 8 =3,31) energetisch mit Raketentreibstoff zu überwinden. Mit der von der NASA angegebenen Treibstoffkombination von Hydrazin/Dimethylhydrazin als Brennstoff und Distickstofftetroxid (N2O4) als Oxidator wird eine effektive Ausströmgeschwindigkeit ve von ca. 2,6 km/s erzielt! Damit wäre eine Treibstoffmasse von
    MTr=[1- (1:2,72 3,31:2,6]*43,7 t ≈ 31,5 t (1)
    erforderlich gewesen, um die 2. Kosmische Geschwindigkeit zu erreichen. Laut NASA –Angaben waren aber nur 18,5 t Raketentreibstoff im CSM abgebunkert. Mit der Treibstoffmenge des Lunamoduls standen insgesamt aber nur 29 t Raketentreibstoff zur Verfügung! Damit hat die NASA sich eindrucksvoll selbst widerlegt. Mit anderen Worten: Eine Mondlandung hat niemals stattgefunden!
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  47. Apollo 11 bis N gelangte maximal nur in den Erdorbit!
    Die Datenanalyse des NASA-Dokumentes „Selected Mission Weights (lbs)“ (http://history.nasa.gov/SP-4029/Apolloo_18_37_Selected_Mission_Weights.htm.) ließ eindeutig erkennen, dass Apollo 11 bis N nur in den Erdorbit gelangte. Denn in der obersten Zeile und ersten Position dieses Dokumentes wird eine Masse von 45,7 t des Kommandoservicemoduls samt Mondlandemodul (CSM/LM) deklariert. Nach den vermeintlichen Transport- und Andockmanövern reduzierte sich die Masse dieser „Raumfahrtkonfiguration“ auf 43,6 t. Damit wäre allerdings zum Erreichen der 2. Kosmischen Geschwindigkeit von 11,31 km/s (8 km/s*√2= 11,28 km/s) aus dem Erdorbit eine Geschwindigkeitsdifferenz ∆v von 3,31 km/s (11,31- 8 =3,31) energetisch mit Raketentreibstoff zu überwinden. Mit der von der NASA angegebenen Treibstoffkombination von Hydrazin/Dimethylhydrazin als Brennstoff und Distickstofftetroxid (N2O4) als Oxidator wird eine effektive Ausströmgeschwindigkeit ve von ca. 2,6 km/s erzielt! Damit wäre eine Treibstoffmasse von
    MTr=[1- (1:2,72 3,31:2,6]*43,7 t ≈ 31,5 t (1)
    erforderlich gewesen, um die 2. Kosmische Geschwindigkeit zu erreichen. Laut NASA –Angaben waren aber nur 18,5 t Raketentreibstoff im CSM abgebunkert. Mit der Treibstoffmenge des Lunamoduls standen insgesamt aber nur 29 t Raketentreibstoff zur Verfügung! Damit hat die NASA sich eindrucksvoll selbst widerlegt. Mit anderen Worten: Eine Mondlandung hat niemals sattgefunden!
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  48. Immer noch falsch, Herr Marquardt!

    Nix Aerozin50/Distickstofftetroxid für 2. Kosmische Geschwindigkeit.
    LH2/LOX für 2. Kosmische Geschwindigkeit!

    Außerdem haben Sie meine Fragen noch nicht beantwortet.
    1. Was wollen Sie bei der SM-Außenzelle genau berechnen?
    Definieren Sie bitte erst das Problem bevor Sie eine Berechnung beginnen!
    2. Was ist die Ursache der Kraft von 240kN?

    TLI

  49. NASA widerlegt sich selbst mit Doku zu Apollo 13
    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 (1)
    erforderlich gewesen! Damit hat sich die NASA selbst widerlegt, weil diese Treibstoffmenge überhaupt nicht zur Verfügung stand!
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  50. Wieder falsch, Herr Marquardt!

    Kurz überschlagen ergibt sich folgendes:
    Die Delta-V-Kapazität des Apollo-Kombination CSM+LM (45t) beträgt mit dem SM-Triebwerk ca. 1,5km/s. Die Geschwindigkeit am neutralen Punkt (ca. 350.000km vom Erdmittelpunkt) rutscht unter 1km/s. Der Unfall ereignete sich 330.000km von der Erde entfernt, also noch vor dem neutralen Punkt. Ergo wäre es theoretisch möglich gewesen, noch vor Erreichen des Mondes mit dem SM-Triebwerk umzukehren.
    Ich kann es Ihnen im Detail berechnen. Ich glaube aber nicht, dass Sie das verstehen werden.

    Apropos, nicht verstehen: die spezifische Ausströmgeschw. des SM-Triebwerks betrug nicht 2,6 sondern 3,1km/s! Und nein: auch im Buch “Raketen und Raketenballistik” von Waldemar Wolff steht das nicht!!!

    TLI

  51. Sehr geehrter Herr Limbach,
    anscheinend können Sie nicht logisch denken und Ihre mathematisch-physikalischen Kenntnisse zur Astrophysik sind sehr, sehr limitiert! Beim Neutralpunkt ist die Geschwindigkeit faktisch Null und wenn diese, wie Sie behaupten in einer Entfernung von ca. 330000 km von der Erde noch ca. 1 km/s betrug, dann muss logischerweise, um zum Blauen Planten retour um 180 Grad gedreht zu gelangen, (11,31-1) km/s =10,31 km/s an ∆v aufgebracht werden (einfache Addition von Geschwindikeiten). Damit wird die Treibstoffbilanz nicht wesentlich besser und beträgt somit
    MTr = [1- (1: 2.72 10.31 2.6] * 43,7 t ≈ 42,9 t, (1)
    also eine ganz kleine und unwesentliche Differenz zum vorhergehenden Wert meines vorhergehenden Beitrages!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  52. Herr Marquardt,

    die Geschwindigkeit beim Neutralpunkt ist nicht faktisch Null, sondern minimal. Auf der Webseite http://www.braeunig.us/apollo/free-return.htm finden Sie eine Tabelle, wo Sie die Geschwindigkeiten für die sogenannte “Circumlunar Free Return Trajectory” einsehen können. 760m/s (bezogen auf die Erde) ist hier der rechnerische Minimalwert.

    Um das Delta-V (ca. 11km/s) bei der Rückkehr abzubauen, wird kein Treibstoff benötigt. Das haben Ihnen in den letzten 7 Jahren schon mindestens 10 Personen versucht zu erklären. Ich denke, Sie werden auch diesen Unsinn mit ins Grab nehmen. 🙂

    Außerdem haben Sie mir noch nicht meine oben gestellten Fragen zu Berechnung der SM-Außenzelle aus Aluminium beantwortet:
    1. Was wollen Sie da genau berechnen? Definieren Sie bitte erst das Problem bevor Sie eine Berechnung beginnen!
    2. Was ist die Ursache der Kraft von 240kN?

    TLI

  53. 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 damit der Energie bzw. Treibstoffverbrauch um ein Mehrfaches erhöht hätte. 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*0,7: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

  54. Hallo Herr Marquardt,

    Der Hr. Limbach hat ihnen doch zwei ganz konkrete Fragen gestellt:

    1. was wollten sie denn bei der Aussenzelle berechnen
    2. was ist die Ursache der Kraft von 240 kN

    Sie beantworten die Fragen einfach nicht und kommen wieder mit irgendeinem Mumpitz.
    Wie sieht es denn bei Ihnen privat aus,können Sie da auch keine Gespräche führen?

  55. Herr Limbach, nun halten Sie sich fest: Mit den eigenen Daten der NASA kann man Apollo 11 bis N lässig und solide widerlegen! Denn sie kamen gerade einmal in den Erdorbit mit Apollo 11!

    Entsprechend der Raketengrundgleichung
    vB= ve * ln [(Ml+ MTr): 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) + 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 Gravitation und des Luftwiderstandes erzielen. Nach NASA – Angaben betrug die Brennschlussgeschwindigkeit der 1. Stufe der Saturnrakete t1= 161 s und die der 2. Stufe t2=390 (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 eine Geschwindigkeitsreduktion von

    ∆v= g*(t1+t2) = 9,5 m/s²* 551 s= 5234,5 m/s= 5,2 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 durchschnittlichen Luftdichte von ςm= 0,27 kg/m³ bei einer Brennschlussgeschwindigkeit von vB= 3900 m/s und einem Luftwiderstandsbeiwert von cw=0,4 allgemein eine Geschwindigkeitsreduktion von

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

    [(0,5*0,27*3900²*80*0,4): (1.792.000*6)] m/s²*161 s ≈ 1215 m/s =1,2 km/s (6)

    resultiert. Damit ergäbe sich eine Gesamtbilanz von

    vB = 15,1 km/s – 5,2 km/s – 1,2 km/s = 8,7 km/s, (7)

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

    Siegfried Marquardt , Königs Wusterhausen

  56. 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.

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  57. 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)`= 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 von 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 Florida eine Gesamtbilanz von

    13,4 km/s + 0,3 km/s – 5,3 km/s- 0,63 km/s =7,77 km/s. (8)

    Mit dieser Geschwindigkeit von 7,77 km/s konnte Apollo 11 bis N niemals den Erdorbit erreichen!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  58. Die Saturnrakete kam nicht einmal in den Erdorbit!

    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)

    Zu diesem Betrag muss durch die Erdrotation bedingt bei einem Start in die West-Ost-Richtung

    ∆vW-O= 0,464 km/s * cos δ (4)

    addiert werden. Für die Startposition in Cap Canaveral/ Florida USA der Saturnrakete ergibt sich bei einem Breitengrad von 28,3o eine Geschwindigkeitszuwachs von

    ∆vW-O= 0,464 km/s * cos 28,3o= 0,464 km/s * 0,88 = 0,41 km/s (5)

    Die optimale Flugbahn zur Einmündung in den Erdorbit der Saturnrakete

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

    ∆vg= t∑ *g*, (6)

    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 44 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, (7)

    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). (8)

    Damit kann formuliert werden

    0= k* (cos² α- sin² α). (9)

    Nach Umformung der Gleichung (9) ergibt sich

    sin² α = cos² α. (10)

    Damit ist

    sin α= cos α. (11)

    Der Einschusswinkel in den Erdorbit muss ab einer Flughöhe von 44 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. (12)

    Und für den Luftwiderstand

    Fw= 0,5 * ς *v²*A*cw (13)

    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 (14)
    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 (15)

    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 ≈ 0,63 km/s (16)

    resultiert.

    Damit ergibt sich eine Gesamtbilanz der Saturnrakete von

    vo=13,4 km/s + 0,41 km/s – 5,3 km/s – 0,63 km/s = 7,88 km/s (17)

    Mit dieser Geschwindigkeit konnte die Saturnrakete niemals in den Erdorbit eingemündet sein, weil dazu eine Geschwindigkeit von mindestens 7,9 km/s erforderlich (gewesen) wäre. 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. (18)

    Die Differenz von (3) und (18) beträgt somit 1,4 km/s. Dieser Betrag reicht vollkommen dazu aus, um die erste Kosmische Geschwindigkeit von 7,9 km/s zu erreichen! 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.

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  59. Die Astronauten von Apollo 11 bis N wären den Heldentot gestorben!

    Auf der Internetseite Onmedia.de konnte zur Strahlenbelastung in der Raumfahrt in Erfahrung gebracht werden, dass im inneren des van Allen-Gürtel (innerer Gürtel des Magnetfeldes der Erde) eine Strahlenbelastung von 0,2 Sv/h (1) vorherrschen würde. Im äußeren van Allen-Gürtel, weit von der Erde entfernt, würde sich dann die Dosisleistung auf 0,05 Sv/h (2) reduzieren. Dies ist absoluter physikalischer Blöd- und Schwachsinn! Physikalisch gesehen wäre korrekt, dass mit der Entfernung von der Erde eine Abnahme des Magnetfeldes zu konstatieren ist und somit die Strahlungsleistung (Dosisleistung) unbedingt zunehmen muss. Dies bedeutet faktisch, dass die Strahlenbelastung und somit die Dosisleistung im All außerhalb des van Allen-Gürtels bedeutend größer sein muss, wie 0,02 Sv/h! Damit muss messerscharf geschlussfolgert werden, dass die Astronauten von Apollo 11 bis N eine Strahlendosis von D=Dl*t (3) aufgenommen haben müssen. Die Astronauten von Apollo müssten somit eine Dosis von mindestens D= 0,02 Sv/h*290 h= 5,8 Sievert aufgenommen haben. Damit wären die Astronauten von Apollo 11 den Heldentot gestorben! S. Marquardt, Königs Wusterhausen

  60. Weitere Analyseergebnisse zum Apollo 13 – Film
    Hier weitere Analyseergebnisse zum Apollo 13-Film, der am 13.11.2016 vom TV- Sender RTL II ausgestrahlt wurde:
    1. Angeblich sollte in der Startphase aus der 2.Stufe der Saturnrakete eines der fünf J-2-Triebwerke ausgefallen sein. Damit hätte Apollo 13 niemals den Erdorbit, geschweige denn das All erreicht, weil sich die Brennschlussgeschwindigkeit um 0,6 km/s reduziert hätte! Denn: Entsprechend der Raketengrundgleichung
    vB= ve * ln (Ml+ MTr): Ml = 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) + 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 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 (3)
    erzielen können. Die Brennschlussgeschwindigkeit hätte sich somit 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 (4)
    reduziert. Fällt nun eines der fünf J-2-Triebwerke aus, die jeweils ca. 100 Tonnen Treibstoff verbrannten, 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. (5)

    Es tritt damit eine Reduktion der Brennschlussgeschwindigkeit von immerhin 0,6 km/s auf. Und diese 0,6 km/s sind entscheidend für den Eintritt in den Erdorbit!
    2. Die Startphase von Apollo 13 soll 12 Minuten und 20 Sekunden (entspricht 740 s) entsprechend dem Filmszenario gewährt haben. Nach NASA-Angaben und Leitenberg (2014) betrug die Startphase insgesamt aber nur 710 s (1. Stufe 120 s+ 2.Stufe 390 s+ 3.Stufe 200 s = 710 s) Die Differenz beträgt somit 30 s.
    3. 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 entsprechend höhere Geschwindigkeit erforderlich gemacht!
    4. 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.
    5. In der 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 (6)
    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 (7)
    an der Nase des Kommandomoduls generiert werden 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 (6) und (7) verglüht. Eine andere Alternative: Das CSM von Apollo 13 wäre mittels eines Raketentriebwerkes 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 (8)
    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! Fazit: die Film-Berater der NASA wussten anscheinend selbst nicht, wie die Apollo-13-Mission verlief. Konnten sie auch nicht, weil Apollo 13 und die anderen Apollo- Missionen niemals stattfanden.
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

    • Sehr geehrter Hr. Marquardt,
      ich habe soeben gegoogelt und festgestellt das sämtliche Landekapseln der Europäer, Chinesen, Russen und Japaner zum Landen auf der Erde keinen Treibstoff benötigen. Wieso sollten die Amerikaner 29,6 Tonnen Treibstoff brauchen? Bitte klären Sie mich auf, vielleicht habe ich was übersehen.

  61. oi oi oi…. ich merk’s erst jetzt…. hier sind aber extrem fleißige leute am werk… das kommt davon, wenn man eine zeitung von hinten zu lesen beginnt… schnell weg hier !

  62. Am 06.02.2017 wurde in den Abendstunden wieder einmal zum x-ten Mal die „große Erfolgsgeschichte“ von Apollo 11 mit der vermeintlichen Mondlandung im Sommer 1969 in N 24 ausgestrahlt. Gleich zu Beginn der Doku wurde gezeigt, wie unter experimentellen Feldbedingungen ein Vehikel der Mondlandfähre auf der Erde aus relativ geringer Höhe abstürzte und sich der Pilot mit Not und Mühe gerade einmal retten konnte. Wie sollte eine aus Stanniolpapier bestehende Mondlandefähre vertikal auf dem Mond im Sommer 1969 landen können? Dieses Problem wurde erst im Dezember 2015 technisch/technologisch gelöst. Ferner soll die Rechenleistung für die Steuerung des Kommandomoduls und der Mondladefähre durch das Kontrollzentrum in Houston vorgenommen worden sein, da der Bordrechner eine zu geringe Leistung (wie ein heutiger Taschenrechner) besaß. Wie soll dies funktioniert haben? Bei einer notwendigen Steuerkorrektur für das Kommandomodul und der Mondlandefähre wäre in einer Entfernung von 400.000 km von der Erde eine Zeit von rund 2,7 s (t= s:c= 2*400.000 km: 300.000 km/s ≈2,7 s) vergangen, bis das Korrektursignal beim Kommandomodul bzw. bei der Mondlandfähre ankommen wäre. In dieser Zeit hätte das Mondlandemodul bei der Landung auf dem Mond bei einer Orbit-Geschwindigkeit von 1,6 km/s über 4 km seine Position verändert und eine Positionskorrektur wäre damit einfach hinfällig gewesen!
    Siegfried Marquardt Königs Wusterhausen

  63. Mit der 1. und 2. Stufe der Saturn-5-Rakete konnte nicht einmal die Erdumlaufbahn erreicht werden!
    In den gängigen Darstellungen der NASA soll sich das Szenario von Apollo 11 nach dem Start so abgespielt haben: Mit der ersten und zweiten Stufe gelangte Apollo 11 in die Erdumlaufbahn. Nach 10 Minuten (11 Minuten – die Angaben variieren hier) wurde die dritte Stufe gezündet und das CSM wurde auf die zweite kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s beschleunigt (so wird es auch im Internet sinngemäß kolportiert). Mit der 1. und 2. Stufe der Saturn- 5-Rakete konnte Apollo 11 niemals in den Orbit gelangen! Denn: Entsprechend der Raketengrundgleichung
    vB= ve * ln (Ml+ MTr): Ml = ve * ln (Mo: Ml ) (1)

    konnte man mit den ersten beiden Stufen nach einer Modifikation der Formel (1) theoretisch entsprechend den Parametern der NASA (erste Stufe ve=2,6 km/s und zweite Stufe ve=4 km/s) nur eine maximale Bahn- respektive Brennschlussgeschwindigkeit von
    vB=2,6 km/s*ln (2940:654) + 4,2 km/s* ln(654:164) ≈ 2,6 km/s*1,5 + 4,2*km/s 1,38 ≈
    3,9 km/s+5,8 km/s = 9,7 km/s (2)

    ohne Berücksichtigung der Gravitation und des Luftwiderstandes erzielt werden. Davon sind für die Reduzierung durch die Gravitation rund
    ∆v=t1*g+t2*g1*0,71= 161 s*9,81 m/s² + 360 s*9,5 m/s²*0,71=1580 m/s+2430 m/s ≈
    4000 m/s=4 km/s (3)
    zu subtrahieren (t1=Brennschlusszeit der ersten Stufe und t2 =Brennschlusszeit der zweiten Stufe; Erdbeschleunigung g= 9,81 m/s² für die erste Stufe und g1=9,5 m/s² für die zweite Stufe). Durch den Luftwiderstand müssen weitere 1 km/s kalkuliert und abgezogen werden. Damit konnte mit den ersten beiden Stufen der Saturn-5-Rakte nur eine Geschwindigkeit von 5,7 km/s erzielt werden und nicht die notwendigen 7,9 km/s. Die Astronauten konnten also gar nicht mit den beiden ersten Stufen in den Orbit gelangt sein! Mit der dritten Stufe gelangte Apollo 11 gerade einmal mit Ach und Krach in die Erdumlaufbahn, aber erzielte niemals die 2. Kosmische Geschwindigkeit! Die Astronauten von Apollo 11 bis N haben ganz lustig acht und mehr Tage lang die Erde umrundet.
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  64. Widerlegung des Andockmanövers/Wendemanövers von CSM an die Mondlandefähre über eine Energiebetrachtung
    Im Internet ist hierzu folgendes zu lesen: Apollo 11 startete am 16. Juli 1969 um 13:32:00 UTC an der Spitze der 2940 Tonnen schweren Saturn V von Cape Canaveral, Florida und erreichte zwölf Minuten später planmäßig die Erdumlaufbahn. Nach anderthalb Erdumkreisungen wurde die dritte Raketenstufe erneut gezündet. Sie brannte etwa sechs Minuten lang und brachte das Apollo-Raumschiff auf Mondkurs. Kurze Zeit später (!!! Also faktisch nach 6 Minuten) wurde das Kommando/Servicemodul (CSM) an die Landefähre angekoppelt (laut Wikipedia, Fassung vom 29.12.2017). Damit müsste sich das CSM Columbia nach 6 Minuten ca. 4000 km von der Erde entfernt gehabt haben (v*t=11 km/s*6*60 s=3960 km ≈ 4000 km). In einer Entfernung von ca. 4000 km von der Erde beträgt die Erdbeschleunigung nur noch
    g40000 km= (6375 km: 10375 km)²*9,81≈ 3,7 m/s². (1)
    Damit wäre bei einer Masse des CSM von 30.000 kg und einer Höhe (Länge) von 11 m (siehe Wikipedia vom 29.12.2017) eine Energie von
    E180o=m*g*H*π*0,5= 30.000 kg*3,7 m/s²*11*3,14*0,5 Nm ≈1,9 MJ ≈ 2 MJ (2)
    erforderlich gewesen, um das Raumschiff CSM zum Andocken an die Mondlandefähre um 180o zu drehen. Für das Wendemanöver standen aber lediglich 16 Düsen à 441 N zur Verfügung. Die Gesamtenergie, die die Düsen maximal für das Wendemanöver hätten liefern können, hätte lediglich
    ED= S*H*0,5 = 16*441 N*11 *0,5 m ≈ 38 kJ≈40 kJ. (3)
    Betragen können. Damit hätte die Energie der Steuerdüsen bei weitem nicht für das Andockmanöver ausreichen können!
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  65. Jetzt ist wissenschaftlich absolut geklärt: Zum Mond und zurück benötigt man mindestens 28 Tage und nicht 8 Tage wie angeblich bei Apollo 11!
    Im Internet ist eine höchst interessante und brisante Arbeit mit dem Titel „Satellit im Kraftfeld Erde-Mond“ von dem (Astro-)Physiker/Raumfahrexperten/Mathematiker Prof. Dr. R. Kessler von der Fachhochschule Karlsruhe zu Flugbahnen und Flugzeiten von Satelliten von der Erde zum Mond und zurück aus dem Jahre 2011 publiziert worden (Kessler, 2011 bzw. http://www. home.hs-karlsruhe.de/≈kero0001/). Kessler hat im Jahre 2011 mit Rechnersimulation auf der Grundlage von sechs Differenzialgleichungen die Flugbahnen und Flugzeiten von Raumflugkörpern /Satelliten von der Erde zum Mond und zurück berechnet bzw. mathematisch modelliert /simuliert. Als Ergebnis seiner Berechnungen kam heraus, dass im Wesentlichen nur zwei äußerst komplizierte schleifenförmige Flugbahnen mit 6 Wendepunkten (sogenannte Librations – bzw. Lagrangepunkte, wo sich jeweils die Schwerkraft und Zentrifugalkraft aufhebt) mit Flugzeiten von 0,1522 Jahre (rund 56 Tage) und 0,6342 Jahre (ca. 7,6 Monate) existieren, die für die Raumfahrt überhaupt Bedeutung zukommt. Und die Lande- und Startpunkte beim Mond liegen dabei mehrere tausend Kilometer vom Mond entfernt! Analoge Ergebnisse konnten die beiden Mathematiker Professor Dr. Hans Joachim Oberle (2012/2013 Fachbereich Mathematik, Professor für Optimierung und Approximation an der Uni Hamburg) und Prof. Dr. Oliver Ernst (2014/15 – Professor für Numerische Mathematik an der TU Chemnitz) mittels der Lösung von Differenzialgleichungen übereinstimmend ableiten (und viele andere Mathematiker und Physiker, wie dem www. zu entnehmen ist). Damit dürfte wissenschaftlich eindeutig geklärt sein, dass man nicht innerhalb von 8 Tagen von der Erde zum Mond und zurück gelangen kann, sondern hierfür werden mindestens 56 Tage benötigt. Und die Landung und der Start vom Mond sind bedeutend komplizierter, wie die NASA einen suggerieren möchte. Diese Resultate stimmen mit denen von Sternfeld, A. (1959) frappierend überein, der in seinem Werk „Künstliche Erdsatelliten“, (B*G * TEUBER VERLAGSGESELLSCHAFT * LEIPZIG) genau diese astrophysikalischen Ergebnisse bereits vor fast 60 Jahren reflektierte. Aber grau ist alle Theorie und grün des Lebens goldener Baum (Johann Wolfgang von Goethe): 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 dabei alleine 49 Tage auf dem Weg von der Erde zum Mond. Und am 28.02.2004 mündete der künstliche Trabant dann 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 widerlegt. Mit anderen Worten: Apollo 11 bis N hat also niemals stattgefunden!
    Weitere, ganz simple astrophysikalische und logische Überlegungen führten zu folgenden Schlussfolgerungen: Nach dem 3. Keplerschen Gesetz verhalten sich die Quadrate der Umlaufzeiten (T1² bis Tn²) der Umlaufbahnen von Planeten/Satelliten wie die dritten Potenzen der Radien (r1³bis rn³). Es gilt also auf zwei Satelliten/Trabanten zugeschnitten
    r1³:r2³=T1²:T2². (1)
    Da ein Raumschiff/Raumflugkörper/Satellit zum Mond die gleichen astrophysikalischen Parameter hat, wie der Mond auf seiner Bahn um die Erde, braucht man gar nicht lange zu überlegen und große Berechnungen anzustellen! Denn: Die Entfernung Erde Mond und Erde Satellit betragen jeweils maximal ca. 400.000 km. Da die Umlaufzeit des Mondes um die Erde sederisch 27, 5 Tage (660 h) beträgt, benötigt ein Raumschiff zum Mond genau die Hälfte der Zeit, also 13,75 Tage (rund 14 Tage). Der synodische Monat ist ein wenig länger und beträgt 29,5 Tage. Der Hin – und Rückflug zum/vom Mond beträgt in diesem Fall dann 14,75 Tage (rund 15 Tage). Dies deckt sich übrigens frappierend mit dem Forschungssatellit Clementine, der Ende Januar 1994 gestartet wurde und ca. 14 Tage zum Mond benötigte. Und dieses Resultat korrespondiert auch mit der chinesischen Raumsonde Chang`e-3, die im Dezember 2013 erst nach 14 Tagen den Weg zum Mond fand, wie bereits weiter oben reflektiert. So einfach ist Astrophysik und so schnell kann man Apollo 11 bis N widerlegen! Bei den obigen Resultaten von Professor Dr. Kessler (et. al.) handelt es sich um energiearme Flugbahnen zum Mond! So lassen sich die zeitlichen Differenzen am ehesten und ganz plausibel erklären.
    Astrophysikalisch exakt lässt sich die Umlaufzeit eines Satelliten um die Erde und den Mond wie folgt berechnen:

    T=k³/²* 5060 s ≈ k³/²*1,41 h (2)
    wobei k für
    k=r:R =(R+H):R (3)
    steht (R=Erdradius mit 6370 km und H= Flughöhe mit 377.000 km; nach http://www.1.uni-ak.at/geom/math-page/satelliten).
    Damit kommt man dann, wenn man die Werte einsetzt, auf rund 660 h= 27,5 d! Denn es gilt akkurat:
    T= [(6370 km+ 377.000 km): 6370 km]³/² *1,41 h ≈ 466,9*1,41 h ≈ 658,3 h = 27,4 d. (4)
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  66. Vielleicht ist es wirklich sinnlos, sich mit so einem dummfrechen, denkfaulen und voreingenommenen Papagei einzulassen, wie es der Herr Thomas Limbach ist, der weiter nichts aufzuweisen hat als Beleidigungen – derart: “Ihre Berechnungen sind von vorne bis hinten Mumpitz.” – Klar, wenn die Intelligenz fehlt und die Bildung gerade mal zum Googeln reicht, hält man sich mit Frechheiten über Wasser, wie eben der Herr Limbach. Schade um die Mühe – und trotzdem Danke für Ihre ausführlichen Erklärungen, Herr Marquardt!

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