Apollo 11 - Alles nur Lüge?

Eine weitere Spiegel TV Dokumentation zu Verschwörungstheorien der Mondlandung

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Kategorie: Mondlandung
Video hinzugefügt am: 22.03.2009
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In dieser gut 40-minütigen Dokumentation von Spiegel TV geht es um die Mondlandung. Seit 1969 mit Apollo 11 die ersten Menschen auf dem Mond gelandet seien sollen, existieren Verschwörungstheorien rund um die Mondlandung. Viele Verschwörungstheoretiker versuchen anhand der Orignalbilder und -videos zu belegen, dass die Aufnahmen im Studio, und nicht auf dem Mond, gemacht worden seien. Spiegel TV greift in dieser Dokumentation "Apollo 11 - Alles nur Lüge" diese Verschwörungstheorien auf.

Kommentare von Benutzern
Siegfried Marquardt schrieb am 08.02.2017 um 11:44 Uhr:
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
Siegfried Marquardt schrieb am 11.11.2016 um 20:50 Uhr:
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
Siegfried Marquardt schrieb am 24.10.2016 um 11:32 Uhr:
Astronaut hat keine Ahnung zur Astrophysik! Am Sonntag, dem 23.10.2016 emittierte der Fernsehsender N24 in den Nachmittagsstunden eine Doku zur Geschichte der Raumfahrt. Dabei brachte ein ehemaliger Astronaut von Apollo 8 zum Ausdruck, dass die Kommandokapsel im Dezember 1968 in einer Höhe von 14 km über der Mondoberfläche mit einer Geschwindigkeit von über 8.000 km/h gerast sein soll. Dies ist schlichtweg physikalisch nicht möglich und somit falsch! In einer Höhe von 14 km über der Mondoberfläche kann die Orbitgeschwindigkeit vo nur Vo=√ (rm+ho)*gm≈ √1.700.000 m*1,61 m/s²≈ 1654 m/s≈ 1,7 km/s=1,7 km/s*3600= 6120 km/h (1) betragen und nicht über 8000 km/h!(rm=Mondradius=1688 km; ho=Höhe über der Mondoberfläche; gm=Gravitationsbeschleunigung des Mondes =1,61 m/s²). Ferner behauptete dieser Experte der Raumfahrt, dass mit dem Verlassen des Mondes Apollo 8 sofort wieder in den Bereich der Erdgravitation gelangte. Dies ist ebenfalls physikalischer Schwachsinn! Denn erst am Neutralpunkt in einer Entfernung von 39.000 km vom Mond gelangt ein Raumschiff wieder in den Bann der Erdgravitation! Zudem muss zuvor die Fluchtgeschwindigkeit von vf=1,41*vo≈ 1,41*1,7 km/s ≈ 2,4 km/s durch den Raumflugkörper zum Verlassen des Mondes forciert werden. Anscheinend hat dieser Astronaut nicht die geringste Ahnung Astrophysik. Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen
Siegfried Marquardt schrieb am 21.10.2016 um 21:34 Uhr:
Die Astronauten von Apollo 11 bis N hätten eine schwere Strahlenkrankheit erleiden müssen! Übereinstimmend berichteten Medien im Zusammenhang mit dem jüngsten Weltraumprojekt der ESA und Roskosmos, wo eine Sonde auf dem Mars gelandet werden sollte, dass die kosmische Strahlung aus dem All Menschen innerhalb von 14 Tagen auf dem Mars töten würden! Damit beträgt die Dosisleistung der kosmischen Strahlung mindestens 0,03 Sievert/h! Die Astronauten von Apollo 11 bis N hätten damit innerhalb von rund acht Tagen eine Strahlendosis von rund 5,7 Sievert inkorporiert! [10 Sv :(8:14)≈5,7 Sv]. Damit hätten die Astronauten von Apollo 11 bis N eine schwere Strahlenkrankheit erleiden müssen, und hätten in wenigen Jahren sterben müssen.
Siegfried Marquardt schrieb am 20.08.2016 um 21:01 Uhr:
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. Anderseit
Siegfried Marquardt schrieb am 19.08.2016 um 21:22 Uhr:
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 e
Siegfried Marquardt schrieb am 18.08.2016 um 20:58 Uhr:
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 =
Siegfried Marquardt schrieb am 02.08.2016 um 22:17 Uhr:
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 e
Siegfried Marquardt schrieb am 02.08.2016 um 22:16 Uhr:
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 e
Siegfried Marquardt schrieb am 24.06.2016 um 21:13 Uhr:
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
Thomas Limbach schrieb am 19.06.2016 um 13:58 Uhr:
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!!!
Siegfried Marquardt schrieb am 18.06.2016 um 21:46 Uhr:
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
Thomas Limbach schrieb am 18.06.2016 um 02:23 Uhr:
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
Siegfried Marquardt schrieb am 17.06.2016 um 21:27 Uhr:
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
Thomas Limbach schrieb am 12.06.2016 um 20:29 Uhr:
"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, nicht das CSM selbst. 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
Siegfried Marquardt schrieb am 12.06.2016 um 17:12 Uhr:
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 au
Thomas Limbach schrieb am 06.06.2016 um 22:36 Uhr:
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 // Ergo: wieder eine Marquardt-Berechnung, die man in die Tonne treten kann. mfg TLI
Siegfried Marquardt schrieb am 05.06.2016 um 22:12 Uhr:
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 =0,2 t. 5. Durchmesser d=3,9 m, 5. Länge L= 7,5 m, 6. Dimensionierung der beiden zylinderförmigen Oxydatorentanks: 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. Zunächst sollte geprüft werden, ob die Wandstärke von ca. 1,4 mm der Oxidatorentaks 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 betragen. Auf 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. Damit ergibt sich eine Masse der beiden Tanks aus Titan mit einer Dichte von 4,5 von rund: M= 2*(d1²-d2²)*π*L*ς:4 = 2*(1,3²-1,292²)m²*3,14*3,9 m*4,5 t/m³:4) + (3,9²m²*0,004 m*3,14:4)*4,5 t/m³= (2* 0,063 + 0.0955)*4,5 t= (0,126+ 0,0955)*4,5 t ≈ 1 t. Für die Brennstofftanks müsste eine analoge Massenrelation bestehen (die Dimensionen wurden nicht angegeben). Damit ergeben sich für die vier Tanks insgesamt rund 2 t! Für die Außenzelle aus Aluminium muss zunächst über das existierende Biegemoment die Wandstärke D bestimmt werden. Es gilt für das Biegemoment: σb= F*L:W, 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). Es gilt dann für den Innendurchmesse di allgemein: di= [D4- (D*32*F*L): (π*σb)]0,25. Da d
Thomas Limbach schrieb am 28.05.2016 um 12:37 Uhr:
Nicht einer Ihrer Angaben stimmt. Hier sind die richtigen: http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-37_Selected_Mission_Weights.htm / http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-28a_LM_Descent_Stage_Propellant_Status.htm / http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-28b_LM_Ascent_Stage_Propellant_Status.htm / Quelle: http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_00g_Table_of_Contents.htm
Siegfried Marquardt schrieb am 27.05.2016 um 20:56 Uhr:
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
Thomas Limbach schrieb am 17.05.2016 um 10:27 Uhr:
Das war ein Spielfilm: http://www.vox.de/sendungen/apollo-13-1945040.html _ Wie kann man nur auf die Idee kommen, daraus irgendwelche Schlüsse zu ziehen? Geht’s noch?
Thomas Limbach schrieb am 16.05.2016 um 23:44 Uhr:
Das ist keine Antwort auf meine Frage, Herr Marquardt!
Siegfried Marquardt schrieb am 16.05.2016 um 22:40 Uhr:
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
Siegfried Marquardt schrieb am 16.05.2016 um 22:39 Uhr:
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
Thomas Limbach schrieb am 24.01.2016 um 02:05 Uhr:
Hallo Herr dikreter Herr Dipolm-Psychologe, Zitat: "Ich halte mich dezent und dikret zurückt! Der Mathematiker, Physiker, Lehrer für Mathematik und Physik, Raumfahrtingenieur und Dipolm-Psychologe (......)" An der Selbsteinschätzung, auf allen Fachgebieten den Experten überlegen zu sein, erkennt man einen Verschwörungsspinner. So wie bei Ihnen und bei dem hier: http://www.clavius.info/bibgeise6_A.htm Und der Johann Strobel, in unseren anderen Blog-Diskussionen, glaubt auch, ein Genie zu sein. Der Mann ist Ihnen im Denken sehr ähnlich. Der Psychologe spricht dabei vom DKE. Herr Marquardt, ich frage Sie: gibt es eigentlich auch einen echten Fachexperten auf der Welt, der die Apollo-Mondlandungen als Fälschung bezeichnet? Ich meine jemand, der wirklich einen Hochabschluss vorweisen kann. Offensichtlich gibt es keinen und mein "Baby" Apollo ist in trockenen, verifizierten Tüchern :-) Sie sind mir übrigens noch eine Antwort schuldig. Sie behaupteten am 12.12.15 folgendes: "Sie ... waren ein unfairer Gegner, weil Sie nicht aufrichtig waren, sondern sogar im Internet manipulierten und einfach Einträge Löschten, obwohl Sie nicht dazu berechtigt waren!" Das möchte ich jetzt wirklich gerne von Ihnen belegt haben! Wo genau habe ich irgendwas im Internet manipuliert oder gelöscht? Ich habe Sie das schon 2x gefragt, aber Sie haben immer gekniffen! mfg TLI
Siegfried Marquardt schrieb am 22.01.2016 um 22:24 Uhr:
Sehr geehrter Herr Limbach, Sie müssen ja mächtig große Probleme haben. Ich verstehe: Sie haben Ihr "Baby" Apollo 11 nun endgültig verloren. Stehen Sie wie ein Mann dazu. Dies können Sie wohl aber nicht, weil Sie immer auf der Siegerstraße des Lebens standen und andere mit Ihren Scheinargumenten Kraft großer Unterstützung niederringen konnten. Wissen was Sie sind? Ich halte mich dezent und dikret zurückt! Der Mathematiker, Physiker, Lehrer für Mathematik und Physik, Raumfahrtingenieur und Dipolm-Psychologe (......) der seinen Namen nicht schreiben kann Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen, am 22. Januar 2016
Thomas Limbach schrieb am 09.01.2016 um 01:10 Uhr:
Der Sermon von Sieggie Marquardt wurde schon hier widerlegt: http://tinyurl.com/h2e3s5w
Siegfried Marquardt schrieb am 08.01.2016 um 20:33 Uhr:
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.
Siegfried Marquardt schrieb am 08.01.2016 um 20:32 Uhr:
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.
Siegfried Marquardt schrieb am 08.01.2016 um 20:31 Uhr:
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.
Siegfried Marquardt schrieb am 08.01.2016 um 20:30 Uhr:
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!
Siegfried Marquardt schrieb am 08.01.2016 um 20:28 Uhr:
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.
Siegfried Marquardt schrieb am 08.01.2016 um 20:26 Uhr:
ung 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!
Thomas Limbach schrieb am 27.12.2015 um 01:01 Uhr:
Wurde schon alles hier widerlegt: http://tinyurl.com/h2e3s5w
Siegfried Marquardt schrieb am 26.12.2015 um 21:47 Uhr:
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 schrieb am 26.12.2015 um 21:09 Uhr:
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
Thomas Limbach schrieb am 20.12.2015 um 17:49 Uhr:
Herr Marquardt, jeder kann sich anhand der umfangreichen Quellen selbst sehen, wo die TV-Kamera bei Apollo11 angebracht war. Darüber kann man nicht diskutieren, der Fall ist eindeutig! // Zitat S.M.: "... unfairer Gegner, weil Sie nicht aufrichtig waren, sondern sogar im Internet manipulierten und einfach Einträge Löschten, obwohl Sie nicht dazu berechtigt waren!" Das möchte ich gerne von Ihnen belegt haben. Wo genau habe ich irgendwas im Internet manipuliert oder gelöscht? Ich habe Sie das schon mal gefragt, aber Sie sind ausgewichen - wie immer eigentlich!
Siegfried Marquardt schrieb am 12.12.2015 um 00:13 Uhr:
Sehr geehrter Herr Limbach, Sie schreiben einfach Nonsens. Die filmischen Aufnahmen waren ganz eindeutig: Die Kamera befand sich mehrere dm oberhalb des Astronautens über seinen Kopf! Und es ging nicht um Fotos, sondern es war eine Filmsequenz von mehren Minuten! Sie haben verloren und waren ein unfairer Gegner, weil Sie nicht aufrichtig waren, sondern sogar im Internet manipulierten und einfach Einträge Löschten, obwohl Sie nicht dazu berechtigt waren! Nochmals buchstabiert: Apollo 11 war der größte Bluff im vergangenen Jahrhundert! Ich frage mich nur, warum Sie so an Apollo 11 hängen. Mir geht es als Wahrheitsfanatiker einfach nur um die Wahrheit! Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen
Siegfried Marquardt schrieb am 11.12.2015 um 23:59 Uhr:
Die Amerikaner haben sich selbst entlarvt – Apollo 11 war das größte Betrugsmanöver aller Zeiten! 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 Filmschätze“ 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 Dezember 2015
Thomas Limbach schrieb am 09.12.2015 um 23:25 Uhr:
Betreff: ARTE Doku "Verlorene Filmschätze - Live vom Mond" www.arte.tv/guide/de/036610-009-A/verschollene-filmschaetze?autoplay=1 Die Animation in der ARTE-Doku ab 16:23 ist nur eine Prinzipdarstellung: 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 angebracht ist. Sie befindet sich etwa in Brusthöhe, wenn der Astronaut auf der Mondoberfläche steht. Trainingsfotos zeigen das sehr schön, so wie dieses: 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 TV-Bild von A11 ist also nicht zu beanstanden: tinyurl.com/pv7nncc Zum Vergleich noch ein A12-Foto vom Mond: www.clavius.info/img/bibgeise_Aldrin4.jpg Mehr Recherchematerial findet sich mit der Google-Bildersuche. Suchbegriffe: Apollo-TV, Modularized Equipment Stowage Assembly (bzw. MESA)
Siegfried Marquardt schrieb am 09.12.2015 um 21:13 Uhr:
Die Amerikaner haben sich selbst entlarvt – Apollo 11 war das größte Betrugsmanöver aller Zeiten! 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 Filmschätze“ 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 Dezember 2015
Thomas Limbach schrieb am 15.08.2015 um 01:30 Uhr:
Marquardts aktuelle Wandstärkenberechnung wurde schon hier diskutiert: http://tinyurl.com/pualjwo
Siegfried Marquardt schrieb am 01.08.2015 um 21:11 Uhr:
Berechnung der Wandstärke zum Kommandomodul CM Die allgemeine mathematische Formel nach http://www. schweizer-fn.de/rohr/ festigkeit/ festigkeit.php (2014) und auch der logischste Ansatz lautet: S = D*p : 2 σ + s1+s2, (160) wobei S die Wandstärke, D der mittlere Durchmesser [D= (Da+Di) :2], p der Innendruck und σ der Festigkeitswert in N/mm² bedeuten. Die beiden Summanden s1 und s2 stellen quasi Sicherheitsfaktoren dar, die sich aus diversen Belastungs-bedingungen ergeben (s1 ist ein Zuschlag für Toleranzfehler in mm und s2 steht für einen Zuschlag für Korrosion und Erosion in mm). Für einen Druck von 1 bar, einen kritischen Durchmesser von 3900 mm und einen Festigkeitswert von σ= 100 N/mm² für Stahl ergäbe sich theoretisch eine Wandstärke zu S=3900 mm *9,81 N/100 mm² : (2*100 N/mm²)= 1,9 mm. (161) Nach dem Berechnungsmodell S = D*p : (20 *σ : s*v+p) + s1+s2, (162) wobei s und v die Werte 1 und 0,8 annehmen sollen und für s1+s2 = 0,3 mm gelten soll, kommt man auf eine Wandstärke von S=3900 mm* 1 : (20 *230: 1,5*0,8+1)+0,3mm= 2,2 mm. (163) Mit anderen Worten: Es wäre rund 2 mm Wandstärke aus Stahl für das CM erforderlich gewesen, um den Druck von 1 bar (1 kp/cm²= 0,0981 N/mm²) stand zu haltern. Dabei wurden nicht einmal die beiden Summanden s1 und s2 in (161) mit berücksichtigt. Die Wandstärke konnte aufgrund der Massevorgabe des CM von 5,9 t aber nur 0,7 mm aus Stahl betragen haben. Denn es gilt in Relation der Dichte von Aluminium (2,7) zu Stahl (7,8) bei 2 mm Wandstärke aus Aluminium zu Stahl S= 2 mm * 2,7 : 7,8 ≈ 0,7 mm. (164) Auch wenn der Innendruck des CM um 50 Prozent bei einem Sauerstoffangebot von 90 Prozent reduziert worden wäre, dann wäre immerhin noch eine Wandstärke von 1 mm erforderlich gewesen. Konsequenz aus die obigen Darlegungen: Das CM wäre schlichtweg im All explodier
Siegfried Marquardt schrieb am 01.08.2015 um 21:09 Uhr:
Berechnung der Wandstärke zum Kommandomodul CM Die allgemeine mathematische Formel nach http://www. schweizer-fn.de/rohr/ festigkeit/ festigkeit.php (2014) und auch der logischste Ansatz lautet: S = D*p : 2 σ + s1+s2 (1) wobei S die Wandstärke, D der mittlere Durchmesser [D= (Da+Di) :2], p der Innendruck und σ der Festigkeitswert in N/mm² bedeuten. Die beiden Summanden s1 und s2 stellen quasi Sicherheitsfaktoren dar, die sich aus diversen Belastungs-bedingungen ergeben (s1 ist ein Zuschlag für Toleranzfehler in mm und s2 steht für einen Zuschlag für Korrosion und Erosion in mm). Für einen Druck von 1 bar, einen kritischen Durchmesser von 3900 mm und einen Festigkeitswert von σ= 100 N/mm² für Stahl ergäbe sich theoretisch eine Wandstärke zu S=3900 mm *9,81 N/100 mm² : (2*100 N/mm²)= 1,9 mm. (2) Nach dem Berechnungsmodell S = D*p : (20 *σ : s*v+p) + s1+s2, (3) wobei s und v die Werte 1 und 0,8 annehmen sollen und für s1+s2 = 0,3 mm gelten soll, kommt man auf eine Wandstärke von S=3900 mm* 1 : (20 *230: 1,5*0,8+1)+0,3mm= 2,2 mm. (4) Mit anderen Worten: Es wäre rund 2 mm Wandstärke aus Stahl für das CM erforderlich gewesen, um den Druck von 1 bar (1 kp/cm²= 0,0981 N/mm²) stand zu haltern. Dabei wurden nicht einmal die beiden Summanden s1 und s2 in (161) mit berücksichtigt. Die Wandstärke konnte aufgrund der Massevorgabe des CM von 5,9 t aber nur 0,7 mm aus Stahl betragen haben. Denn es gilt in Relation der Dichte von Aluminium (2,7) zu Stahl (7,8) bei 2 mm Wandstärke aus Aluminium zu Stahl S= 2 mm * 2,7 : 7,8 ≈ 0,7 mm. (5) Auch wenn der Innendruck des CM um 50 Prozent bei einem Sauerstoffangebot von 90 Prozent reduziert worden wäre, dann wäre immerhin noch eine Wandstärke von 1 mm erforderlich gewesen. Konsequenz aus die obigen Darlegungen: Das CM wäre schlichtweg im All explodiert! Damit wäre
Siegfried Marquardt schrieb am 04.11.2014 um 22:29 Uhr:
Die mechanische Instabilität der Mondlandefähre hätte eine intakte Mondlandung unmöglich gemacht! Jeder Mensch auf unseren Planeten hat bestimmt schon einmal einen missglückten Raketenstart gesehen, wenn die Rakete bereits einige Meter vom Starttisch abgehoben hat und die Triebwerke dann versagen und keine Leistung mehr erbringen. Infolgedessen bewegt sich die Rakete den physikalischen Gesetzen der Schwerkraft entsprechend wieder in Richtung der Startplattform und kippt dann aufgrund der mechanischen Instabilität einfach um, weil sich der Masseschwerpunkt gravierend verändert hat. Dies wäre auch das Schicksal der Mondlandefähre von Apollo 11 gewesen, weil kurz vor der Landung eine absolute Instabilität der Fähre bestanden hätte! Denn: Ganz grob gerechnet würde die aufsteigende Stufe kurz vor der Landung auf dem Mond noch ca. 5 t an Masse besitzen und die absteigende Stufe hätte aufgrund des Treibstoffverbrauchs von 8 t lediglich nur noch rund 2 t an Rüstmasse gehabt. Da der Schwerpunkt der Landefähre kurz vor der Landung der Fähre auf dem Mond exakt bei x m gelegen haben muss, würden sich die Drehmomente wie 2,5 zu 1 bis 3: 1 verhalten haben. Damit hätte ein absolut instabiles mechanisches System vorgelegen! Jede noch so kleinste Erschütterung, wie Vibrationen durch das Triebwerk oder Druckschwankungen der ausströmenden Gase in der Düse des Triebwerkes hätten die Mondlagefähre einfach umkippen lassen! Eine Mondlandung wäre zwar „geglückt“, aber eine Rückkehr vom Mond wäre damit unmöglich gewesen. Da aber alle Akteure von Apollo 11 glücklicherweise das imaginäre Abenteuer überlebt haben, kann messerscharf geschlussfolgert werden, dass keine Mondlandung stattgefunden hat. Die Lösung des Problems liegt darin, dass der Schwerpunkt einer Landefähre einfach auf Höhe der Düsen des Triebwerkes liegen muss, so wie die Chinesen dies im Dezember 2013 realisieren und praktizierten. P.S. Übrigens hatte der Autor den skeptischen
Siegfried Marquardt schrieb am 04.03.2014 um 09:36 Uhr:
Damit wäre die Kommandokapsel mit einer Außenhaut von 50 mm:2=2,5 cm durchs Weltall gerast! Nun würde aber logischer Weise noch der Hitzeschild fehlen, um eine sichere Landung auf der Erde zu gewährleisten. Angenommen, die Hälfte der Masse der Zelle wäre für den Hitzeschild zur Verfügung gestellt worden, dann würde die Zelle nur noch eine Außenhaut von rund 1,3 cm besitzen. In diesem Falle würde der Hitzeschild allerdings lediglich eine Wandstärke von 2 mm Stahl haben können, wie mit der Formel (6) in analoger Weise errechnet werden kann. Ein Kommentar erübrigt sich fast völlig: Apollo 11 wäre wie eine Sternschnuppe in der Erdatmosphäre verglüht! Mit anderen Worten: Auch das CM war die Ausgeburt einer Fehlkonstruktion - einfach eine Schimäre! Die amerikanischen Konstrukteure und amerikanischen Astronauten waren wirklich wahre Helden! Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen, den 04.03.2014
Siegfried Marquardt schrieb am 04.03.2014 um 09:34 Uhr:
Re- und Dekonstruktion des Kommandomoduls von Apollo 11 Das Kommandomodul (CM) von Apollo 11 soll laut Internetangaben (siehe Wikipedia, 27. Februar 2014) eine Masse von m=5,9 t, eine Höhe von H=3,23 m, einen Durchmesser von d=3,9 m und ein Innenvolumen von Vi=6,17 m³ besessen haben. Das Gesamtvolumen Vgesamt hätte demnach Vgesamt=d²*π*H: (3*4) = 3,9²m²*3,14*3,23 m : 12 = 12,86 m³ (1) betragen müssen. Damit hätte das Volumen Vzelle für die Wandung der Zelle des CM rund Vzelle=Vgesamt-Vi = 6,71 m³ (2) annehmen müssen. Hier stellt sich die berechtigte Frage, aus welchem Material die Kommandokapsel gefertigt wurde? Das Kommandomodul wird doch wohl nicht etwa aus Pappe oder gar Papier bestanden haben, denn die Wandung der Zelle hätte eine Dichte weit unter 1 angenommen, wenn man den Quotienten aus Masse und Volumen bildet. Die Dichte ς beträgt nämlich nach den Zahlenangaben und der vorgenommenen Berechnungen zu den Volumina ς= 5,9 t: 6,71 m³=0,879 kg/dm³. (3) Dies konnte nicht einmal Pappe und Papier leisten. Nun könnte ja die Außenwand des CM aus Aluminium bestanden haben. Bei einer Dichte von ς=2,7 t /m³ würde sich bei einer Masse von 5,9 t ein zur Verfügung stehendes Volumen zu V=m: ς= 5,9 m³:2,7=2,2 m³ (4) ergeben. Um die Wandungsstärke der Zelle zu ermitteln, muss der Innendurchmesser di über die kubische Gleichung 0= - di³ - (H-da)*di² + da²*H - (V*12: π) (5) kalkuliert werden, die sich aus der Berechnungsformel eines doppelwandigen Kegels herleiten lässt. Wenn man die Werte für den Durchmesser da=3,9 m, für die Höhe H=3,23 m und für das zur Verfügung stehende Volumen von V= 2,2 m³ in die obige Gleichung dritten Grades einsetzt, dann ergibt sich 46,53+0,67*di²- di³=0. (6) Die Lösung dieser Gleichung dritten Grades für den Innendurchmesser di lautet dann ca. di=3,85 m. Damit wäre die Kommandokapsel mit einer Außen
Siegfried Marquardt schrieb am 12.02.2014 um 08:39 Uhr:
2. Die kosmische Strahlung, die auf die Astronauten innerhalb der 8 Tage eingewirkt hätte, wäre absolut infaust gewesen! Denn: Sie hätten eine Millionenfache tödliche Strahlendosis abbekommen, wenn man in diesem Zusammenhang an den Partikelstrom von der Sonne mit der Solarkonstante von 8,5*10hoch15 MeV/m²*s denkt - die Astronauten hätten den Flug zum Mond und zurück einfach nicht überlebt. 3. Es fehlten insgesamt über 100 t Raketentreibstoff, um von der Erde zum Mond und von dort wieder zurück zur Erde auf der von der NASA vorgegebenen schleifenförmigen Flugbahn zu gelangen. Ferner hätte die Treibstoffmenge und die damaligen Treibstoffparameter eine Mondladung und erst recht einen Start vom Mond unter den vormaligen Bedingungen unmöglich gemacht.
Siegfried Marquardt schrieb am 12.02.2014 um 08:36 Uhr:
Mathematisch-physikalische Widerlegung von Apollo 11 und N auf fünf Ebenen 4. Bereits in einer ersten Betrachtungsphase der Rekonstruktion der Mondlandfähre nach Abzug der vermeintlichen ca. MTr= 10,6 t in Rechnung gestellten Treibstoffmasse von der Startmasse Mo=15 t der Mondlandefähre verbleiben lediglich nur noch 4,4 t an Rüstmasse, die bereits bei der Materialrekonstruktion der Kabine (ca. 1,1 t), von Teilen der äußeren Zelle (ca. 1,3 t), der Stützbeine ( ca. 0,7 t) und der Zuladung (ca. 1,7 t), ohne Berücksichtigung des Gewichtes der Astronauten mit ihren Raumanzügen (400 kg) , der Masse für die Tanks und für die beiden Haupttriebwerke der Mondlandefähre (…) mit fast 400 kg überschritten wird. Insgesamt fehlten über 3 t Masse, wie von der NASA ursprünglich angegeben und mit der Gesamtrekonstruktion des Lunarmoduls von Apollo 11 eindrucksvoll belegt werden konnte.
Siegfried Marquardt schrieb am 12.02.2014 um 08:34 Uhr:
4. Zudem ist das Pendelverhalten der Fahne auf dem Mond äußerst verräterisch! Denn die Pendelperiode T, die sich physikalisch mit der Pendellänge l (l=0,7 m) und der Gravitationsbeschleunigung g (g= 9,81) zu T= 2*π*√ l : g (2) errechnet, müsste auf dem Mond T= 6,28 * √ 0,7 m : 1,6 m/s² ≈ 4,2 s (3) betragen. In den TV-Filmdokumentationen beträgt die Periodendauer aber ca. 2 s, so wie eben auf der Erde. Die exakte Berechnung der Periodendauer für die Erde ergibt für präzise für T= 6,28 * √ 0,7 m/9,81 ≈ 1,7 s (4) zeigt. Dieser zeitliche Unterschied ist gravierend und wäre faktisch für jeden Laien wahrnehmbar. Außerdem müsste auf dem Mond sich eine leicht gedämpfte, periodische Schwingung ergeben, da auf dem Mond keine Atmosphäre vorhanden ist. Die wahrzunehmende Schwingung ist aber aperiodisch! Siegfried Marquardt Königs Wusterhausen, den 12.02.2014
Siegfried Marquardt schrieb am 12.02.2014 um 08:31 Uhr:
Mathematisch-physikalische Widerlegung von Apollo 11 und N auf fünf Ebenen 1. Nach Sternfeld (1959) sollen nur zwei ca. 15-Tageskonstellationen und ein 60-Tageszenarion existieren, um den Mond durch einen künstlichen Raumflugkörper von der Erde aus zu erreichen und auf der Erde wieder zu landen. Unabhängig von den theoretischen Fakten und Details von Sternfeld, benötigte der Forschungssatellit SMART I, der Ende September 2003 gestartet wurde, 49 Tage bis auf die Mondebene und fünf Monate bis er in die Mondumlaufbahn einmündete. Und die im Dezember 2013 exfolgreich verlaufende Mondexpedition der chinesischen Sonde Chang`e-3 bewies bestechend, dass man mindestens 14 Tage zur Bewältigung der Distanz zum Mond benötigt. Damit wäre Apollo 11 bereits eindrucksvoll empirisch widerlegt, weil ein vermeintliches 8-Tagesregime, das angeblich praktiziert wurde, astrophysikalisch überhaupt nicht existiert! Anderseits haben die Amerikaner sich auch hier rein formal verrechnet und eine sündhaft fehlerhafte formale Angabe getätigt: Rein physikalisch als Einkörperproblem betrachte, wäre hier nicht eine Gesamtzeit der Mondexpedition von 8 Tagen 3 h und 18 Minuten zu veranschlagen (siehe Internetseite „Apollo 11 vom 01.02.2014), sondern es ergibt sich ein Gesamtzeitbudget von 8 Tagen, 11 Stunden und 37 Minuten. Denn: Bei einer mittleren Beschleunigung von g=0,0078 m/s² und einer minimalen Distanz von 417.000 km zwischen Erde und Mond, würde die Flugzeit t zum Mond und zurück zur Erde t= 2*√2*s:g= 2*√2*417.000.000 m: 0,0078 m/s² = 2*90,83 ≈ 182 h (1) währen. Addiert man hier die 21 h und 37 Minuten für den Mondaufenthalt der zwei Astronauten hinzu, dann kommt man auf einen Zeitumfang von 8 Tage, 11 h und 37 Minuten. Hiermit haben also die Apolloexperten aus Houston ihr eigenes Projekt selbst ad absurdum geführt! 2. Die kosmische Strahlung, die auf die Astronauten innerhalb der 8 Tage eingewirkt hätte, wäre absolut infaust gewe
Siegfried Marquardt schrieb am 07.02.2014 um 08:35 Uhr:
Weitere Argumente zur Widerlegung von Apollo 11 1. Bereits in einer ersten Betrachtungsphase der Rekonstruktion der Mondlandfähre nach Abzug der vermeintlichen ca. MTr= 10,6 t in Rechnung gestellten Treibstoffmasse von der Startmasse Mo=15 t der Mondlandefähre verbleiben lediglich nur noch 4,4 t an Rüstmasse, die bereits bei der Materialrekonstruktion der Kabine (ca. 1,1 t), von Teilen der äußeren Zelle (ca. 1,3 t), der Stützbeine ( ca. 0,7 t) und der Zuladung (ca. 1,7 t), ohne Berücksichtigung des Gewichtes der Astronauten mit ihren Raumanzügen (400 kg) , der Masse für die Tanks und für die beiden Haupttriebwerke der Mondlandefähre (…) mit fast 400 kg überschritten wird. Insgesamt fehlten nahezu 3 t Masse, wie mit der Gesamtrekonstruktion des Lunarmoduls von Apollo 11 eindrucksvoll belegt werden konnte. 2. Die Fahne verrät den Aufnahme- und Tatort Erde! Denn die in den TV-Dokumentation gezeigte Fahne auf dem Mond hat ca. eine Periodendauer der Schwindung von ca. 2 s. Und nach der Formel zur Berechnung der Periodendauer ergibt sich T mit der Gravitationsbeschleunigung g= 9,81 m/² und der Länge der Fahne l zu T= 2*3,14* (0,7 s²: 9,81) hoch 0,5 =rund 1,7 s . Auf dem Mond müsste die Fahne mit einer Periodendauer von T=2*3,14*(0,7 s²:1,6) hoch 0,5 = rund 4,2 s, also fast 2,5 mal langsamer schwingen als auf der Erde. Dies deutet unzweifelhaft darauf hin, dass hier eine Fälschung vorliegt! Mit anderen Worten: Die Apollo-Ingenieure und - Projektanten haben sich selbst widerlegt! Ein einfach genialer Beweis, dass Apollo 11 ein reines Hirngespinst war und so viele Menschen sind darauf hereingefallen. Siegfried Marquardt Königs Wusterhausen, den 07.02.2014
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 11:16 Uhr:
Widerlegung von Apollo 11 anhand der Treibstoffbilanz für die Start- und Flugflugbahn 1. Darstellung der NASA zum Start von Apollo 11 in den Kosmos Entsprechend der Website de.wikipedia/org vom Juli 2013 lautet die Version der NASA zum Start von Apollo 11 in den Kosmos wie folgt (zitiert nach Wikipedia): „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 wurde das Kommando/Servicemodul (CSM) an die Landefähre angekoppelt.“ (zitiert nach Wikipedia zu Apollo 11, 2013). Wie hätte denn dies bitte schön astrophysikalisch so funktionieren und geschehen können? Das Apolloraumschiff wurde auf Mondkurs gebracht, also nach einer logischen Interpretation auf 11,2 km/s beschleunigt und in den Kosmos gestartet und dann erst erfolgte die Kopplung mit dem Lunamodul (LM). Dies ist doch absoluter physikalischer Schwachsinn! Die Kopplung von CSM und LM konnte doch nur direkt in der Erdumlaufbahn erfolgen!
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 11:15 Uhr:
2. Die 1. Kosmische Geschwindigkeit von ca. vB=7,9 km/s Nun unbeirrt zur Logik und zu den physikalisch-mathematischen Berechnungen von Apollo 11 zur Verifizierung oder Falsifizierung anhand der Treibstoffbilanz für die Start- und Flugbahn: Um mit einem Raumkörper zum Mond gelangen zu können, muss zunächst einmal die 1. Kosmische Geschwindigkeit von 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: Start – und Leermassen mit den effektiven Ausströmgeschwindigkeiten ve (Leitenberg, B, 2013 im Internet*). Stufe N/Treibstoff Mo (t) ML (t) ve (m/s) Bemerkungen 1. RP (Kerosin) + O2 2286 135 2600 2. H2 + O2 490 39 4200 Ist anzuzweifeln 3. H2 + O2 119 13 4200 Dto. CSM+ LM - jeweils Hydra-zin/asymmetrisches Dimethylhydrazin und Distickstoffte-troxid 30 + 15 (Landung auf dem Mond) 4,9 (Start vom Mond) 26 7,2 2,69 2600 2600 2600 ∑ laut NASA 2930 2940 - - - - Differenz von 10 t laut NASA *Anmerkungen zu der Tabelle 1: Es gibt zu den einzelnen Parametern sehr unterschiedliche Angaben der einzelnen Autoren und einige Parameter werden von einigen Verfassern auch schon einmal verwechselt, beispielsweise der spezifische Impuls mit der effektiven Ausströmgeschwindigkeit ve.
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 11:13 Uhr:
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 (2930:644) + 4,2km/s* [ln(644:164)+ln(164:58)] ≈ 2,6 km/s*1,51+ 4,2*km/s (1,37+1) = 3,9 km/s+4,2 km/s* 2,37= 3,9 km/s+ 9,95 km/s = 13,8 km/s (2) ohne Berücksichtigung der Gravitation und des Luftwiderstandes erzielen. Nach NASA – Angaben wurde eine Orbithöhe von ca. 440 km erreicht (siehe auch Leitenberg, 2013). Daher muss man vom obigen Betrag (2) nach der Formel Δv=√2*g*H (3) mit den eingesetzten Werten der Erdgravitationskonstante g= 9,89 m/s² und Orbithöhe von H = 440.000 m Δv= √2*9,89m/s²*440.000 m =2,95 km/s (4) unabdingbar und unumstößlich von (2) abziehen. Und für den Luftwiderstand Fw= 0,5 *p*v²*A (5) der 1. und 2. Stufe resultiert nach Integration der Formel (5) und Division durch die durchschnittlichen Massen M1 und M2 der beiden ersten Stufen eine negative Beschleunigung a und damit allgemein eine Geschwindigkeitsreduktion von Δv=√ 2*a*H =√2*H*[(p1*v1²*A1:M1)+(p2*v2²*A2):M2)]:6, (6) wobei daraus konkret geschätzt eine Reduzierung der Geschwindigkeit von Δv=√2*440.000m²/s²[(0,0005*4000²*75:1.750.000)+(0,00001*10.000²*75):300.000]:6= 0,3 km/s (7) resultiert. Damit ergäbe sich insgesamt eine vorläufige Bilanz von vB = 13,8 km/s- 2,95 km/s - 0,3 km/s = 10,55 km/s. (8)
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 11:12 Uhr:
Auch Leitenberg (2013) gibt nur einen Betrag von 10,8 km/s in einer Höhe von ca. 950 km an. Hier muss wohl in die Trickkiste des Apollo-Repertoires gegriffen worden sein. Denn für die Höhe von 950.000 m wäre mit der Höhendifferenz von 510 km und einer durchschnittlichen Erdbeschleunigung von g= 8,5 m/s² in dieser Höhe eine Geschwindigkeitsreduktion von ca. Δv=√2*8,5 m/s²*510.000 m = 2,9 km/s (9) zu verzeichnen gewesen! Dies hätte eine zusätzliche Treibstoffmasse von Mtr= (2,722,9:4,2 -1)*45t= (2,720,7-1)*45t= (2-1) *45 t=1*45 t= 45 t (10) erfordert. Noch prekärer sieht die Gesamtbilanz aus, wenn man die Brennschlussgeschwindigkeiten der 1. (t1= 161 s) und der 2. Stufe (t2 =390 s) für die Berechnung der Geschwindigkeitsreduktion durch die Erdgravitation heranzieht. Dann ergäbe sich sogar ein Geschwindigkeitsverlust bis in eine Höhe von 188 km nach der Formel Δv = g* (t1+t2) (11) von v= 9,89 m/s² *(161s +390s)= 9,89 m/s² * 551s = 5,4 km/s. (12) Man kann es drehen und wenden, wie man will: Apollo 11 konnte es mit dem CSM und LM zwar gut in die Erdumlaufbahn, aber niemals ins Weltall mit der 2. Kosmische Geschwindigkeit schaffen! 3. Die 2. Kosmische Geschwindigkeit von vB=11,2 km/s Um zum Mond und zu anderen Planeten fliegen zu können, muss die Fluchtgeschwindigkeit, also die 2. Kosmische Geschwindigkeit von ca. 11,2 km/s erzielt werden. Unabhängig von den Darstellungen und Schilderungen der NASA (……) zu den Modalitäten des Mondfluges von Apollo 11 zum Mond, hätte sich nach der Logik und einfachen physikalischen Überlegungen das CSM zusammen mit dem LM mit einer Gesamtmasse von Mo= 45 t mit 11,2 km/s auf die Mondreise begeben müssen. Damit wäre aufgrund der Geschwindigkeitsdifferenz von ca. 0,4 km/s nach Leitenberg (2013) eine zusätzliche Treibstoffmenge entsprechend der mathematisch transformierten Raketengrundgleichung nach (1) und Umstellung nach MTr von MTr=
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 11:10 Uhr:
3. Die 2. Kosmische Geschwindigkeit von vB=11,2 km/s Um zum Mond und zu anderen Planeten fliegen zu können, muss die Fluchtgeschwindigkeit, also die 2. Kosmische Geschwindigkeit von ca. 11,2 km/s erzielt werden. Unabhängig von den Darstellungen und Schilderungen der NASA (……) zu den Modalitäten des Mondfluges von Apollo 11 zum Mond, hätte sich nach der Logik und einfachen physikalischen Überlegungen das CSM zusammen mit dem LM mit einer Gesamtmasse von Mo= 45 t mit 11,2 km/s auf die Mondreise begeben müssen. Damit wäre aufgrund der Geschwindigkeitsdifferenz von ca. 0,4 km/s nach Leitenberg (2013) eine zusätzliche Treibstoffmenge entsprechend der mathematisch transformierten Raketengrundgleichung nach (1) und Umstellung nach MTr von MTr= (2,72 0,4:4,2 -1)*45 t =(2,720,1 -1)*45 t = (1,1-1)*45 t= 0,1*45 t ≈ 4,5 t (13) erforderlich gewesen. Nach den obigen Kalkulationen von (8) sogar 7,2 t! Es sollen hier aber die 4,5 t zur weitern Bilanzierung herangezogen werden. 4. Die Wirkung der Gravitation von Erde und Mond auf das CSM von Apollo 11 Um die Wirkung der Gravitation von Erde und Mond auf das CSM zu berechnen, muss man sich des Gravitationsgesetzes bedienen. Aus dem Newtonschen Gravitationsgesetz lässt sich folgende allgemeine Relation ableiten, die den Zusammenhang zwischen den beiden Gravitationsbeschleunigungen g1 (vom Zentralkörper) und g2 (vom Raumschiff) und den beiden Radien r1 (Radius eines Zentralkörpers, z.B. der der Erde) und r2 (Entfernung des Raumschiffes zu einem Gravitationskörper, z.B. CSM) widerspiegeln: g2=g1*r1² (14) r2² Auf ein Raumschiff, beispielsweise auf das CSM von Apollo 11 in einer Entfernung von r von der Erde mit dem Radius R bezogen, kann damit formuliert werden: gr= gE*R² (15) r²
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 11:08 Uhr:
Nun muss die Formel (4) integriert und durch r dividiert werden, um die durchschnittliche Gravitationsbeschleunigung gr berechnen zu können. Die durchschnittliche Gravitationsgröße gr errechnet sich zu r r gr= gE *R² ∫ 1 dr = gE *R² | -1 |. (16) r R r² r r R Nun muss die Entfernung von der Erde bis zum Punkt r bestimmt werden, wo die 11 km/s an Fluchtgeschwindigkeit quasi auf Null durch die Wirkung der durchschnittlichen Gravitationsbeschleunigung gr abgebremst werden. Dazu muss die transformierte und umgestellte Formel (5) mit gr= v² (17) 2*r gleichgesetzt werden. Es gilt dann, wie gezeigt werden kann r= -gE*2R². (18) v²- gE*2R Damit ergibt sich für r= -2*9,89 * 6340000² m = 180.657 km . (19) 11.000² - 2*9,89*6340.000 Die Entfernung zum Mond beträgt damit immerhin noch ca. 220.000 km (400.000 km-180.000 km). Die durchschnittliche positive Beschleunigung bis zum Mond nimmt dann einen Wert nach (5) von: g(220.000 km)=1,62 m/s²*[( -1740² km²) )-( -1740² km² )]≈0,0078 m/s² (20) 220.000 *220.000 km² 1740*220.000 km² an. Damit wird das CSM von Apollo 11 bis auf eine Geschwindigkeit zum Mond von v=√2*220.000.000 m*0,0078 m/s²= 2620 m/s² (21) beschleunigt.
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 11:01 Uhr:
5. Der Flug von CSM in die Mondumlaufbahn, die Landung auf dem Mond und der Rückflug Um in die Mondumlaufbahn zu münden, mussten die 2,62 km/s auf rund 1600 m/s abgebremst werden. Damit wäre eine zusätzliche Treibstoffmenge von MTr=(2,72 1::2,6 -1)*41 t =(2,720,38-1)*41 t =(1,46 -1)*41 t = 0,46*41 t = 18,89 t (22) notwendig gewesen. Zur Landung auf dem Erdtrabanten vom Mondortbit aus wären unter der Berücksichtigung der Mondgravitation, womit eine zusätzliche Geschwindigkeit bis zur Mondoberfläche von rund 402 m/s erzeugt wird (v=√100.000*2*1,62=402m/s) weitere 17 t Treibstoff erforderlich gewesen, wie nachfolgend eindrucksvoll gezeigt werden kann: MTr= (2,722: 2,6 -1)*7,2 t =(2,720,77-1)*14.7 t= (2,16 -1)*7,2 t=1,16*7,2 t = 17 t. (23) Damit hätte die Mondlandefähre „Eagle“ bereits ihr Pulver mehr als verschossen gehabt, um es salopp zu formulieren, denn es standen ja insgesamt nach NASA-Angaben (Wikipedia 2014) nur insgesamt rund 10 t Treibstoff zur Verfügung. Hier liegt wieder eine negative Treibstoffbilanz, in diesem Falle von 7 t = 17 t- 10 t vor. Für den Start von der Mondoberfläche in die Mondumlaufbahn hätte es eine weitere Treibstoffmenge von MTr= (2,722: 2,6) -1)*2,7 t = (2,720,77 -1)*4,57 t= (2,16 -1)*4.5 t=1,16*4,5 t = 5,22 t (24) erforderlich gemacht. Damit fehlten weitere ca. 5 t Treibstoff, um mit der Mondlandefähre „Eagle“ auf dem Mond zu landen und von da wieder zurückzukehren. Ferner wären weitere 9,4 t Treibstoff erforderlich gewesen, um wieder aus dem Gravitationsfeld des Mondes zu gelangen. Die 9,4 t errechnen entsprechend der Fluchtgeschwindigkeit von 2,3 km/s vom Mond zu: MTr= (2,72 0,7:2,6 -1)*30 t =(2,720,27 -1)*30 t = (1,31-1)*30 t = 0,31*30 t = 9,4 t. (25)
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 10:59 Uhr:
6. Der Rückflug zur Erde Die 2,3 km/s Bahngeschwindigkeit werden wieder durch die Mondgravitation erzeugte negative Beschleunigung auf Null abgebremst. Diese Entfernung vom Mond errechtet sich nach (7) und analog zu (8) wie folgt r= -2*1,62 * 1740.000² m = 28.220 km . (26) 2.300² - 2*1,62*1740.000 Bis zur Erde verbleiben dementsprechend noch reziprok betrachtet 372.000 km. Die durchschnittliche positive Beschleunigung zur Erde berechnet sich nach (5) zu g(3720.000 km)=9,89m/s²*[( -6340² km²) )-( -6340² km² )] ≈ 0,165 m/s². (27) 372.000 *372.000 km² 6340*372.000 km² Damit wird das CSM von Apollo 11 bis auf eine Geschwindigkeit zur Erde von v=√2*372.000.000 m*0,165 m/s² =11,078 km/s (28) beschleunigt. Die rund 11,1 km/s müssen allerdings dann wieder auf ca. 8 km/s –Orbitgeschwindigkeit abgebremst werden, um in die Erdumlaufbahn zu gelangen. Dazu wäre eine weitere Treibstoffmenge von MTr= (2,72 3:2,6 -1)*30 t =2,72 1,2 -1)*30 t = (3,3-1)*30 t= 2,3*30 t= 69 t (29) erforderlich gewesen. Denn das Scheinargument, dass das CSM angeblich von 11 km/s direkt auf 0 km/s in der Erdatmosphäre abgebremst wurde, kann so nicht gelten, weil anstatt der kinetische Energie von ca. 0,9 TJ (bei v=8 km/s) rund 1,8 TJ (bei 11 km/s) in thermische Energie hätten umgewandelt werden müssen. Damit hätte sich die Eintauchtemperatur in die Erdatmosphäre auf zirka das Doppelte erhöht, wie gezeigt werden kann. Denn: Wenn man die kinetische Energie gleich der thermischen Energie setzt, dann gilt: Ekin=Etherm =0,5 * v² *m = T*m*R. (30) Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen, den 20.01.2014
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 10:55 Uhr:
6. Der Rückflug zur Erde Die 2,3 km/s Bahngeschwindigkeit werden wieder durch die Mondgravitation erzeugte negative Beschleunigung auf Null abgebremst. Diese Entfernung vom Mond errechtet sich nach (7) und analog zu (8) wie folgt r= -2*1,62 * 1740.000² m = 28.220 km . (26) 2.300² - 2*1,62*1740.000 Bis zur Erde verbleiben dementsprechend noch reziprok betrachtet 372.000 km. Die durchschnittliche positive Beschleunigung zur Erde berechnet sich nach (5) zu g(3720.000 km)=9,89m/s²*[( -6340² km²) )-( -6340² km² )] ≈ 0,165 m/s². (27) 372.000 *372.000 km² 6340*372.000 km² Damit wird das CSM von Apollo 11 bis auf eine Geschwindigkeit zur Erde von v=√2*372.000.000 m*0,165 m/s² =11,078 km/s (28) beschleunigt. Die rund 11,1 km/s müssen allerdings dann wieder auf ca. 8 km/s –Orbitgeschwindigkeit abgebremst werden, um in die Erdumlaufbahn zu gelangen. Dazu wäre eine weitere Treibstoffmenge von MTr= (2,72 3:2,6 -1)*30 t =2,72 1,2 -1)*30 t = (3,3-1)*30 t= 2,3*30 t= 69 t (29) erforderlich gewesen. Denn das Scheinargument, dass das CSM angeblich von 11 km/s direkt auf 0 km/s in der Erdatmosphäre abgebremst wurde, kann so nicht gelten, weil anstatt der kinetische Energie von ca. 0,9 TJ (bei v=8 km/s) rund 1,8 TJ (bei 11 km/s) in thermische Energie hätten umgewandelt werden müssen. Damit hätte sich die Eintauchtemperatur in die Erdatmosphäre auf zirka das Doppelte erhöht, wie gezeigt werden kann. Denn: Wenn man die kinetische Energie gleich der thermischen Energie setzt, dann gilt: Ekin=Etherm =0,5 * v² *m = T*m*R. (30)
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 10:54 Uhr:
Somit kürzt sich zunächst einmal die Masse m heraus und es kann formuliert werden 0,5* v²= T* R. (31) Damit ergibt sich in Relation von v1=11 km/s zu v2=8 km/s ein Verhältnis der Eintauchtemperaturen von v1²:v2²= T1: T2=121:64 ≈ 2:1 (32) (die Gaskonstante R und der Faktor 0,5 kürzen sich ebenfalls nach der Relationsbildung heraus). Um diese Relation an einem konkreten Beispiel zu demonstrieren, sei hierzu angefügt, dass an den Hitzeschutzkacheln des Space Shuttles beim Eintritt in die Erdatmosphäre bei einer Eintrittsgeschwindigkeit von 7,6 km/s immerhin 1600 K erzeugt wurden (siehe diverse Autoren im Internet, 2013). Nach der obigen Formel (28) hätte dann bei einer Eintrittsgeschwindigkeit von 11,2 km/s eine Temperatur von 11,2²* 1600 K : 7,6² ≈ 3475 K (33) am Hitzeschutzschild der Kommandokapsel von Apollo beim Eintritt in dien Erdatmosphäre entstehen müssen. Apollo 11 und N wären damit wie eine Sternschnuppe in der Erdatmosphäre nach dem Stand der damaligen Technologie und Technik verglüht!
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 10:52 Uhr:
7. Schlussfolgerungen Es ergibt sich also in Summa eine zusätzliche Treibstoffmenge von mindestens MTr = 4,5 t + 18,89 t + 17 t + 5,22 t + 9,4 t + 69 t -10 t- 4 t = 102,52 t ≈ 114 t. (34) Bei einer extremen Betrachtungsweise fehlten sogar über 150 t Raketentreibstoff (siehe Formel 10). Und diese Masse ist schon ganz beachtlich, wenn man bedenkt, dass die 3. Stufe der Saturnrakete nur über 100 t Treibstoff verfügte. Anderseits: Es standen aber laut NASA-Angaben insgesamt ab Erdorbit nur 4 t +10 t= 14 t zur Verfügung, um das Mondprojekt zu bewältigen! Mit anderen Worten: Apollo 11 und Apollo N können niemals stattgefunden haben! Epilog: Die Frage sei gestattet, wie die Amerikaner im Sommer 1969 das Apollo-11- Projekt überhaupt gemeistert haben sollen? Wie sie dies inszenierten, ist es rein physikalisch und mathematisch einfach unmöglich gewesen! Die damaligen drei amerikanischen Astronauten werden sich wohl acht Tage im Erdorbit befunden haben, wie dies Anfang der achtziger Jahre eindruckvoll mit einem Spielfilm dokumentierte wurde, um dann wieder zur Erde zurückzukehren. Apollo 11 war der größte Bluff der Menschheitsgeschichte und toll filmisch inszeniert, mit sehr vielen Fehlern! Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen am 20.01.2014
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 10:49 Uhr:
Tabelle 1: Start – und Leermassen mit den effektiven Ausströmgeschwindigkeiten ve (Leitenberg, B, 2013 im Internet*). Stufe N/Treibstoff Mo (t) ML (t) ve (m/s) Bemerkungen 1. RP (Kerosin) + O2 2286 135 2600 2. H2 + O2 490 39 4200 Ist anzuzweifeln 3. H2 + O2 119 13 4200 Dto. CSM+ LM - jeweils Hydra-zin/asymmetrisches Dimethylhydrazin und Distickstoffte-troxid 30 + 15 (Landung auf dem Mond) 4,9 (Start vom Mond) 26 7,2 2,69 2600 2600 2600 ∑ laut NASA 2930 2940 - - - - Differenz von 10 t laut NASA *Anmerkungen zu der Tabelle 1: Es gibt zu den einzelnen Parametern sehr unterschiedliche Angaben der einzelnen Autoren und einige Parameter werden von einigen Verfassern auch schon einmal verwechselt, beispielsweise der spezifische Impuls mit der effektiven Ausströmgeschwindigkeit ve. 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 (2930:644) + 4,2km/s* [ln(644:164)+ln(164:58)] ≈ 2,6 km/s*1,51+ 4,2*km/s (1,37+1) = 3,9 km/s+4,2 km/s* 2,37= 3,9 km/s+ 9,95 km/s = 13,8 km/s (2) ohne Berücksichtigung der Gravitation und des Luftwiderstandes erzielen. Nach NASA – Angaben wurde eine Orbithöhe von ca. 440 km erreicht (siehe auch Leitenberg, 2013). Daher muss man vom obigen Betrag (2) nach der Formel Δv=√2*g*H (3) mit den eingesetzten Werten der Erdgravitationskonstante g= 9,89 m/s² und Orbithöhe von H = 440.000 m Δv= √2*9,89m/s²*440.000 m =2,95 km/s (4) unabdingbar und unumstößlich von (2) abziehen. Und für den Luftwiderstand Fw= 0,5 *p*v²*A (5) der 1. und 2. Stufe resultiert nach Integration der Formel (5) und Division durch die durchschnittlichen Massen M1 und M2 der beiden ersten Stufen eine negative Beschleunigung a und damit allgemein eine Geschwindi
Siegfried Marquardt schrieb am 20.01.2014 um 10:46 Uhr:
Widerlegung von Apollo 11 anhand der Treibstoffbilanz für die Start- und Flugflugbahn 1. Darstellung der NASA zum Start von Apollo 11 in den Kosmos Entsprechend der Website de.wikipedia/org vom Juli 2013 lautet die Version der NASA zum Start von Apollo 11 in den Kosmos wie folgt (zitiert nach Wikipedia): „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 wurde das Kommando/Servicemodul (CSM) an die Landefähre angekoppelt.“ (zitiert nach Wikipedia zu Apollo 11, 2013). Wie hätte denn dies bitte schön astrophysikalisch so funktionieren und geschehen können? Das Apolloraumschiff wurde auf Mondkurs gebracht, also nach einer logischen Interpretation auf 11,2 km/s beschleunigt und in den Kosmos gestartet und dann erst erfolgte die Kopplung mit dem Lunamodul (LM). Dies ist doch absoluter physikalischer Schwachsinn! Die Kopplung von CSM und LM konnte doch nur direkt in der Erdumlaufbahn erfolgen! 2. Die 1. Kosmische Geschwindigkeit von ca. vB=7,9 km/s Nun unbeirrt zur Logik und zu den physikalisch-mathematischen Berechnungen von Apollo 11 zur Verifizierung oder Falsifizierung anhand der Treibstoffbilanz für die Start- und Flugbahn: Um mit einem Raumkörper zum Mond gelangen zu können, muss zunächst einmal die 1. Kosmische Geschwindigkeit von 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: Start – und Leermassen mit den effektiven Ausströmgeschwindigkeiten ve (Leitenberg, B, 2013 im
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