02.12.2013, 12:59 Uhr | 32 |

Suche nach Rohstoffen Chinas unbemannte Raumfähre "Chang‘e" unterwegs zum Mond

Der chinesische Rover "Yutu" ist an Bord einer unbemannten Raumfähre erfolgreich zum Mond gestartet. Übersteht er die für Mitte Dezember geplante Landung, kann er sich auf die Suche nach Rohstoffen machen. 

ESA-Bodenstation in Kourou
Á

Bodenstationen der Europäischen Raumfahrtagentur unterstützten die chinesische Mondmission: Die 15-Meter-Antenne der ESA-Bodenstation in Kourou (Französisch-Guayana) hat unmittelbar nach dem Start der Rakete Signale empfangen und als Schnittstelle zur chinesischen Kontrollstation Telekommandos fungiert.

Foto: ESA

Mit dem Start einer Rakete vom Typ Langer Marsch 3B hat die chinesische Raumfahrt gestern ein neues Kapitel der Mondforschung eingeleitet: 19 Minuten nach dem Abheben trennte sich das unbemannte Raumschiff Chang‘e von der 56 Meter langen Rakete, zündete sein Triebwerk und machte sich auf seine einwöchige Reise zum Mond. An Bord befindet sich Yutu, übersetzt Jadehase, ein 140 Kilogramm schwerer Rover auf sechs Rädern, der auf dem Mond drei Monate lang nach Rohstoffen suchen soll.

14. Dezember 2013: Chinas erste Landung auf dem Mond 

Kritischer Punkt der Mission ist die Landung am 14. Dezember. In der so genannten Bucht der Regenbogen soll die Fähre dann zu Boden gehen. Doch die Chinesen sind zuversichtlich. Denn anders als frühere Modelle der USA und der Sowjetunion wird die Fähre zunächst 100 Meter über der Oberfläche schweben. Mit schnell reagierenden Sensoren erkennt sie Hindernisse und sucht in Ruhe einen geeigneten Landeplatz. 

Ganz ohne internationale Unterstützung kommt China allerdings nicht aus. Denn steht das Mondfahrzeug Jadehase sicher auf der Oberfläche, geht es im nächsten Schritt um die Steuerung. Dafür stellt die Europäische Raumfahrtagentur ESA Antennen zur Verfügung, mit deren Hilfe sich der Standort des sechsbeinigen Gefährts jederzeit präzise bestimmen lässt.

Jadehase kann sich mit Hilfe der ESA-Antennen mit einer moderaten Geschwindigkeit von 200 Metern pro Sekunde in der Bucht der Regenbogen bewegen. Diese gilt bei Mondforschern als besonders beliebt. Denn sie ist flach, somit ermöglicht sie eine gute Kommunikation zwischen Erde und Rover. Und sie ist sonnig, eine ideale Voraussetzung für die Solarsegel des Fahrzeugs. „Wir können über den Zustand des Fahrzeugs Informationen abrufen“, sagt Ingenieurin Xi Luhua vom Pekinger Kontrollzentrum in einem Bericht der Tagesschau. „Das können wir nutzen, um das Fahrzeug von der Erde aus zu kontrollieren.“

Kontrollzentrum in Darmstadt koordiniert internationale Unterstützung

Die ESA-Antennen stehen im spanischen Ceberos und im australischen New Norcia. Für die Koordination des Hilfsprogramms sorgt das Kontrollzentrum in Darmstadt. „Internationale Zusammenarbeit wie diese ist für künftige Erkundungen von Planeten, Monden oder Asteroiden notwendig und für alle vorteilhaft – egal ob es bemannte oder unbemannte Flüge sind“, erklärte Raumflugdirektor Thomas Reiter, der während der Mission in Darmstadt gemeinsam mit einem Team chinesischer Raumfahrtingenieure arbeitet, der Nachrichtenagentur dpa.

China will sich mit dieser Mission in eine lange Tradition der Mondbesucher einreihen: Zuletzt hatte die damalige Sowjetunion im Jahr 1976 eine Sonde zum Trabanten geschickt. Für die Sonde selbst ist allerdings kein Happy-End vorgesehen: Sie wird auf dem Mond zurückbleiben. Denn China plant erst in späteren Mondmissionen ab 2017, Steinproben zur Erde zu bringen. Ganz allein ist sie vielleicht nicht. Denn einer chinesischen Legende zufolge lebt dort die Mondfee Chang‘e, nach der auch das Raumschiff benannte wurde. Jadehase ist der Legende nach übrigens ihr Haustier.

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kommentare
06.12.2013, 20:55 Uhr Siegie
Chinesen als erste auf dem Mond!

Den Chinesen kann man nur gratulieren: Sie werden als erste mit der Raumsonde Chance 3 auf dem Erdtrabanten mit dem Mondfahrzeug Yutu landen und dort eine Exkursion/Expedition mit dem Jadehasen durchführen. Einfach super! Ganz solide Arbeit! Mit dieser Mondexkursion ist auch das Apollo-Programm für immer widerlegt und diskreditiert! Denn Nach chinesischen Angaben wird die Sonde 14 Tage in einer Entfernung von 200.000 bis 380.000 km um die Erde kreisen und dann die Mondlandung forcieren. Angeblich sollen die Amerikaner mit Apollo 11 auf direktem Wege im Sommer 1969 in Form einer Acht den Mond innerhalb von nur vier Tagen direkt erreicht haben (siehe im Internet Apollo 11). Dies ist astrophysikalischer Blödsinn. Es gibt nämlich nur 2 Vierzehntagesregime und ein 60-Tageszenario, um auf direkten Wege zum Mond zu gelangen, wenn man einmal von energiearmen Schleifen, so genannten Trajektorien absieht, die aber bis zu einem halben Jahr währen (siehe Smart 1 im Jahre 2003). Das 120 kg schwere Fahrzeug der Chinesen wird problemlos die Mondoberfläche erreichen, weil dazu nur schätzungsweise eine knappe Tonne Raketentreibstoff erforderlich ist {[2,71hoch (3,2/2,6)-1]*400 kg= 929 kg}. Bei Apollo 11 mussten 45 t zum Mond gestemmt werden. Dazu wären nach vorsichtigen Berechnungen ca. selbst 45 t erforderlich gewesen – für den gesamten Flug zum Mond und zurück weit über 100 t zusätzlicher Raketentreibstoff, wie deklariert. Die letzte Stufe von Apollo 11 zählte aber nur 120 t an Raketentreibstoff, um die erste und zweite kosmische Geschwindigkeit erreichen zu können. Und das Commando-Service-Modul (CSM) nebst Mondlandefähre (Lunarmodul) verfügten nur über knapp eine Treibstoffreserve 20 t. Einfach utopisch, um das Projekt damals überhaupt realisieren zu können. Ja, und wer hat eigentlich Lunochod auf dem Mond gefilmt? Der Mann im Mond?
Als der obige Beitrag verfasst wurde, waren die Parameter der chinesischen Raumsonde Chang`e-3 dem Verfasser nicht bekannt. Es wurden die Parameter daher grob abgeschätzt und auf der Grundlage dieser Schätzungen die obige Berechnung vorgenommen. Eine Recherche im Internet ergab, dass die Gesamtmasse der Raumsonde Mo1=2,35t betragen soll und die Landemasse der Mondfähre Mo2= 1,2 t. Dies ließ nun eine genauere Kalkulation zu. Ausgehend von der Raketengrundgleichung

vB= ve *ln (Mo/Ml), (1)

wobei es sich bei vB um die Bahngeschwindigkeit (der Differenz der ersten Kosmischen Geschwindigkeit von 7,9 km/s und der zweiten Kosmischen Geschwindigkeit von 11,2 km/s) handelt und Ml die Leermasse der Sonde darstellen soll, kann die obige Formel zur Ermittlung der Treibstoffmenge MTr wie folgt präzisiert werden. Es gilt dann ganz trivl

vB= ve *ln (Mo/Mo-MTr). (2)

Nach Transformation und Umformung von (2) errechnet sich die Treibstoffmenge MTr zu

MTr= Mo*[1-1/ehoch(vB/ve)], (3)

Damit errechnet sich die Treibstoffmenge zur Erreichung der zweiten Kosmischen Geschwindigkeit zu

MTr (1)= 2,35 t*[1-1/2,72hoch (3,3/4)]=1,32 t. (4)

Es werden also nicht rund 0,93 t, sondern 1,32 t Raketentreibstoff benötigt, um die zweite Kosmische Geschwindigkeit zu erreichen. Und um auf dem Mond zu landen wären

MTr (2)=1,2 t*[1-1/2,72hoch (2,6/2,6)]=0,76 t (5)

erforderlich. Bestechend und überzeugend ist das chinesische Konzept, weil hier realistische Parameter vorliegen. Es geht hier also nicht um Glaubensfragen, sondern um die physikalische Realisierbarkeit des Projektes.
Siegfried Marquardt , Königs Wusterhausen

11.12.2013, 19:09 Uhr Siegie
Berechnung der Brennschlussgeschwindigkeit vB der chinesischen Rakete „Langer Marsch 3B“
Nach Leitenberg (Leitenberg, B. 2013) beträgt die Masse der 1. Stufe der Rakete „Langer Marsch 3B“ 179 t plus 164 t für die vier Booster, also insgesamt 343 t. Die 2. Stufe umfasst insgesamt 55 t und die 3. Stufe 21 t. Die Triebwerke der ersten beiden Stufen werden jeweils mit Stickstoffpentoxid (N2O5) als Oxidator und als Brennstoff mit unsymmetrischem Dimethylhydrazin (abgekürzt UDMH) betrieben. Die effektive Ausströmgeschwindigkeit beträgt hier jeweils ca. ve= 2600 m/s. Die dritte Stufe wird mit flüssigem Sauerstoff und Wasserstoff betrieben und besitzt eine effektive Ausströmgeschwindigkeit von ca. 4200 m/s. Diese Rakete kann eine Nutzlast von über 5 t in den Orbit schießen. Die Raumsonde Chang`e-3 besitzt insgesamt eine Masse von 3,7 t (rund 4 t) inklusive der 2,35 t für das Landemodul nach neuesten Internetinformationen. Nach der Raketengrundgleichung errechnet sich die Brennschlussgeschwindigkeit vB bei einer Startmasse von Mo und einer Leermasse Ml zu
vB=ve * ln (Mo/Ml) (1)
Damit sind sämtliche Ausgangsgrößen vorhanden, um die Brennschlussgeschwindigkeit nach Brennschluss der 3. Stufe zu berechnen. Es ergibt sich schätzungsweise eine Brennschlussgeschwindigkeit von
vB=2,6 km/s ln (423/80)+ 2,6 km/s ln (80/25)+ 4,2 km/s ln (25/4)=
(4,33+3,02+7,5)km/s=14,85 km/s. (2)
Damit kann die Raumsonde Chang`e-3 ganz komfortabel die 2. Kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s erreichen, wenn auch von den 14,8 km/s noch ca. 3,3 km/s für die Wirkung der Erdgravitation (ca.3 km/s) und für den Luftwiderstand (0,3 km/s) subtrahiert werden müssen. Zum Vergleich: Die dritte Stufe von Apollo 11 erzielte lediglich eine Brennschlussgeschwindigkeit von 12, 8 km/s und konnte somit niemals die 2. Kosmische Geschwindigkeit nach Abzug der 3,3 km/s für die Geschwindigkeitsreduktion durch die Gravitation und den Luftwiderstand aufgrund der ungünstigen Masseverhältnisse erreichen (Zur Erinnerung: das Commando-Service-Modul hatte eine Masse von immerhin ca. 45 t!) . Aufgrund der geringen Masse der chinesischen Raumsonde Chang`e-3 von insgesamt rund 4 t ist das chinesische Mondprojekt absolut realistisch! Da kann man nur meinen: Klein, aber fein!
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen


12.12.2013, 17:16 Uhr Siegie
Der Flug zum Mond und die Mondlandung der chinesischen Raumsonde Chang`e-3

1. Der Flug zum Mond der chinesischen Raumsonde Chnag`e-3

Nach erreichen der 2. Kosmischen Geschwindigkeit von 11,2 km/s wirkt bis zum Mond nur die Gravitation der Erde und die des Mondes auf die Raumsonde. Um die Wirkung der Erd- und Mondgravitation auf die Raumsonde 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-Erde/Mond) und g2 (vom Raumschiff) und den beiden Radien r1 (Radius eines Zentralkörpers, z.B. der der Erde/des Mondes) und r2 (Entfernung des Raumschiffes zu einem Gravitationskörper, z.B. zu der Raumsonde Chang`e-3) widerspiegeln:

g2=g1*r1² (1)
r2²

Auf die Raumsonde in einer Entfernung von r von der Erde mit dem Radius R bezogen, wirkt eine Gravitation von:

gr= gE*R² (2)

Nun muss die Formel (2) 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 |. (3)
r R r² r r R

Nun muss die Entfernung von der Erde bis zum Punkt r bestimmt werden, wo die 11,2 km/s an Fluchtgeschwindigkeit quasi auf Null durch die Wirkung der durchschnittlichen Gravitationsbeschleunigung gr abgebremst wird. Dazu muss die transformierte und umgestellte Formel (3) mit

gr= v² (4)
2*r

gleichgesetzt werden. Es gilt dann, wie gezeigt werden kann

r= -gE*2R². (5)
v²- gE*2R

Damit ergibt sich für

r= -2*9,89 * 6340000² m = 180.657 km . (6)
11.200² - 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 (7)
220.000 *220.000 km² 1740*220.000 km²

an. Damit wird die Raumsonde Chang`e-3 bis auf eine Geschwindigkeit zum Mond von

v=√2*220.000.000 m*0,0078 m/s²= 2620 m/s² (8)

beschleunigt.

2.Die Einmündung der Raumsonde Chang`e-3 in die Mondumlaufbahn und die Mondlandung

Um in die Mondumlaufbahn zu münden, müssen die 2,62 km/s auf rund 1600 m/s abgebremst werden. Damit wäre eine Treibstoffmenge bei einer Landemasse von 3,7 t von

MTr=(2,721::2,6-1)*3,7t =(2,720,38-1)*3,7 t =(1,46 -1)*3,7 t = 0,46*3,7 t ≈ 1,7 t (9)

notwendig. Es verbleiben dann noch insgesamt 2 t. 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 2,32 t Treibstoff erforderlich, wie nachfolgend eindrucksvoll gezeigt werden kann:

MTr= (2,722: 2,6 -1)*2 t = (2,720,77 -1)*2 t= (2,16 -1)*2 t=1,16*2 t ≈ 2,32 t. (10)

Schlussfolgerung: Die Landung von Chang`e-3 auf dem Erdtrabanten könnte ganz knapp gelingen, wenn man einmal bei den obigen mathematisch-physikalischen Grobkalkulationen und Schätzungen von gewissen Ungenauigkeiten und der Tatsache ausgeht, dass die Sonde noch einen Ionenantrieb besitzt. Nicht so bei Apollo 11: Um in die Mondumlaufbahn zu münden, mussten die 2,62 km/s des 41 t schweren Commando-Service-Moduls ebenfalls 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 (11)

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 8,4 t Treibstoff erforderlich gewesen, wie gezeigt werden kann:

MTr= (2,722: 2,6 -1)*7,2 t = (2,720,77 -1)*7,2 t= (2,16 -1)*7,2 t=1,16*7,2 t = 8,4 t. (12)

Damit hätte die Mondlandefähre „Eagle“ bereits ihr Pulver mehr als verschossen gehabt, um es salopp zu formulieren, denn es standen ja insgesamt nur 7,8 t Treibstoff zur Verfügung. Es fehlten also insgesamt über 27 t Treibstoff, damit Apollo 11 überhaupt in die Mondumlaufbahn hätte einmünden können und um auf dem Mond zu landen. Schlussfolgerung: Apollo 11 war der größte Bluff der Menschheitsgeschichte!

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

13.12.2013, 15:59 Uhr Siegie
Die Chinesen bekommen die Mondladung nicht nur knapp, sondern ganz komfortabel hin!

Ausgehend von der bereits bekannten Raketengrundgleichung

vB= ve *ln (Mo/Ml), (1)

wobei es sich bei vB um die Brennschlussgeschwindigkeit (der Differenz der ersten Kosmischen Geschwindigkeit von 1,7 km/s im Mondorbit und der zweiten Kosmischen Geschwindigkeit von 2,62 km/s zum Einmünden in den Mondorbit) handelt und Ml die Leermasse der Sonde darstellen soll, kann die obige Formel zur Ermittlung der Treibstoffmenge MTr wie folgt präzisiert werden. Es gilt dann ganz trivial

vB= ve *ln (Mo/Mo-MTr). (2)

Nach Transformation und Umformung von (2) errechnet sich die Treibstoffmenge MTr zu

MTr= Mo*[1-1/ehoch(vB/ve)]. (3)

Damit errechnet sich die Treibstoffmenge zur komfortablen Einmündung der Raumsonde Chnag`e-3 mit einer primären Masse von 3,7 t in den Mondorbit zu

MTr (1)= 3,7*[1-(1/2,72hoch (0,9/2,9)] =0,98 t≈1 t, (4)

wobei die effektive Ausströmgeschwindigkeit hier nicht mit 2,6 km/s, sondern mit 2,9 km/s zu Grunde gelegt wurde, weil sich die Sonde und somit das Triebwerk ja im Vakuum befindet. Damit verbleibt rein rechnerische eine Masse von 3,7 t-1 t =2,7 t. Die den Mond im Orbit umkreisende Raumsonde soll dann nach Leitenberg, B. (2013) und anderen Informationsquellen noch eine Masse von 2,35 t besitzen. Um die Raumsonde sicher auf dem Mond landen zu können, wäre unter der Annahme einer Orbitgeschwindigkeit von 1,7 km/s in einer Höhe von 100 km über den Mond und eines Geschwindigkeitsverlustes durch die Mondgravitation von ca. 570 m/s ( v= √2*1,62* 100.000 m²/s²= 569,2 m/s ) eine Treibstoffmasse

MTr (2)=2,35 t*[1-1/2,72hoch (2,3/2,9)]=2,35 t*(1-0,45) = 2,35*0,55 =1,29 t≈1,3 t (5)

erforderlich. Es verbleiben dann noch über 1 t an Masse von der Sonde, die dann sicher auf dem Mond aufsetzen kann und Yutu, den Jadehase auf dem Mond rumhoppeln lassen kann. Einfach bestechend und überzeugend ist das chinesische Konzept der Mondexkursion, weil hier realistische physikalische Parameter vorliegen.
Siegfried Marquardt, König Wusterhausen





20.12.2013, 17:44 Uhr Siegie
Widerlegung von Luna 13 und 24
Der Jadehase hoppelt nun seit den frühen Nachmittagstunden vom 14.12. 2013 unentwegt auf dem Mond herum und erkundet das Areal im Gebiet des Sinus Irdium, wo angeblich in den sechziger und siebziger Jahren sowjetische Sonden gelandet sein sollen. Wird Yutu, das chinesische Mondfahrzeug in diesem Gebiet sowjetischen Raketenschrott vorfinden? Vorwegnehmend soll konstatiert werden, dass von den 31 Luna-Missionen der Sowjetunion immerhin nach Angaben von Leitenberger (siehe Wikipedia, Leitenberger, B., 2013 zum Lunaprogramm) 14 Missionen scheiterten. Da nicht sämtliche Lunamissionen überprüft werden können, sollen einmal Luna 13 (21.12.1966) mit der Landung einer 113 kg schweren Sonde und Luna 24 (09.08.19762) mit der Landung mit dem Mondfahrzeug Lunochod 2 exemplarisch theoretisch berechnet werden. Luna 13 hatte eine Startmasse von Mo=1620 kg und die Sonde, die zum Mond transportiert wurde und dort angeblich landete, soll eine Masse von 113 kg umfasst haben. Ist dieses Szenario überhaupt realistisch? Für das erreichen der Mondumlaufbahn und der Landung der Sonde auf dem Mond, wäre eine Masse an Raketentreibstoff ganz allgemein formuliert von
MTr= Mo [1-1/e (hoch vB/ve)] (1)
erforderlich gewesen. Konkret beliefe sich die Treibstoffmenge bei der Annahme einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von ve= 2,8 km/s auf
MTr=1620 kg [1-1/e(hoch 4,9/2,8)]= 1620 kg (1-0,17)= 1620 kg*0,83= 1339 kg. (2)
Damit verblieben noch insgesamt 281 kg für die Raketenzelle, für das Triebwerk von ca. 50 kg . für die Instrumente und für die 113 schwere Sonde. Für die Raketenzelle verblieben weniger als 118 kg. Wenn man das Verhältnis von Startmasse Mo zur Leermasse ML bildet, dann kommt man auf eine Relation von ca. 1: 10. Dies wäre nach damaligen technischen und technologischen Bedingungen fast ein Ding der Unmöglichkeit gewesen!
Luna 24 soll nach Leitenberger eine Gesamtmasse von ca. 5700 kg besessen gehabt haben, wobei das Mondfahrzeug selbst eine Masse von 840 kg umfasste. Der Antrieb von Luna 24 bestand aus einem Triebwerk mit dem Oxidator N2O3 (Distickstofftrioxid) und dem Brennstoff UDMH (Unsymmetrisches Dimethylhydrazin) mit einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von ve=2,6 km (im Vakuum bzw. im Kosmos ca. 2,8 km/s). Es sollte auch hier geprüft werden, ob die Mondmission, wie angegeben auch wirklich realisiert werden konnte. Zunächst ist es gar keine Frage: Die vierstufige Trägerrakete vom Typ Proton hätte allemal die 2. Kosmische Geschwindigkeit von 11,2 km/s erreichen können (ist übrigens immer von der Orbithöhe über der Erdoberfläche abhängig). Hier bestand ein ganz anderes Problem: Die Protonrakete hatte zu viel Energie, so dass aus diesem Grunde mehrere Mondmissionen nach Angaben von Leitenberg fehlschlugen. Davon einmal abgesehen: Hätte aber auch die Mondlandung und die Rückführung der 170 g Mondgestein mit der Rückführungssonde glücken können? Von den Messeverhältnissen bestanden hier offensichtlich gewisse Parallelen und Analogien zum chinesischen Mondprojekt Chang`e-3, wenn man einmal von den Relationen ausgeht. Für das erreichen der Mondumlaufbahn, wäre eine Masse an Raketentreibstoff von
MTr= 5,.7 t [1-1/2,72(hoch 0,9/2,8] = 5,7 t (1-0,73)= 5,7 t*0,27 ≈ 1,6 t (3)
zu beziffern gwesen. Es verbliebe dann noch eine Restmasse von ca. 4,1 t. Um die Landung auf dem Mond zu forcieren, wäre eine weitere Treibstoffmasse von
MTr= 4,1 [1-1/2,72 (hoch 2,3/2,9)]=4,1 t (1-0,45)= 4,1 t*0,55 ≈ 2,3 t (4)
notwendig gewesen. Zieht man nun von den verbleibenden ca. 1,8 t die 840 kg für das Mondfahrzeug Lunachod 2 ab, dann verbliebe noch ca. 1 t Restmasse, so ungefähr wie bei der chinesischen Raumsonde Chang`e-3. Hier drängt sich allerdings die berechtigte Frage auf, wo sich denn das Mondfahrzeug in der Raumsonde von Luna 24 mit einem Volumen eines Kleinwagens vom Typ Smart und einer Masse von fast einer Tonne befunden haben soll? Da war überhaupt kein Platz im „Bauch“ von Luna 24, wenn man sich einmal die Bilder der Sonde bei Leitenberg, B. (2013) zu Gemüte führt! Dies ist das erste Argument, dass Luna 24 so niemals stattgefunden haben kann, wie damals und immer noch propagiert wird. Nun soll ja Lunochod 2 170 g Mondgestein mit einer Sonde auf dem Mond geborgen haben, um diese dann zur Erde zurückzuführen Ginge dies überhaupt? Nach Leitenberg soll die Rückführungsstufe eine Masse von 457 kg besessen haben, wobei die Treibstoffmenge mit 324,5 kg beziffert wurde und die Masse für das Triebwerk mit 42 kg deklariert wurde. Die 39 kg schwere Rückführungskapsel selbst soll aus Stahl mit einem Durchmesser von 80 cm mit einem Hitzeschild ausgerüstet bestanden haben. Um die Fluchtgeschwindigkeit (2,4 km/s +570 m/s für die Überwindung der Schwerkraft des Mondes) vom Mond zu erreichen, wären für die 457 kg der Rückführungssonde eine Treibstoffmenge von
MTr= 457 kg [1-1/2,72 (hoch 3/2,8)]= 457 kg (1-0,34)= 457 kg *0,66 =300 kg (5)
erforderlich gewesen. Damit verblieben lediglich noch 157 kg. Um in die Erdatmosphäre eintauchen zu können, wäre eine weitere Treibstoffmenge von
MTr= 157 kg * [1-1/2,72 (hoch 3/2,8)]=157 kg *(1-0,34)= 157 kg*0,66 = 103 kg (6)
notwendig gewesen. Damit wäre die vorgegebenen Treibstoffmenge von 325 kg weit überschritten worden (325 kg-403 kg= -78 kg). Dies ist das zweite physikalische Argument, dass Luna 24 lediglich eine Propagandashow gewesen sein muss. Aber weiter: Rein mathematisch und physikalisch verblieben dann aber nur noch 54 kg an Gesamtmasse für das Eintauchen in die Erdatmosphäre. Das Triebwerk wog aber alleine schon nach Leitenberger 42 kg. Es verbleiben also rein rechnerisch nur noch 12 kg. Die Rückkehrsonde, die vermeintlich in die Erdatmosphäre eingetaucht sein soll, soll aber eine Masse von 39 kg besessen haben. Interpretationen erübrigen sich an dieser Stelle vollkommen! Resümee und Fazit: Auch Luna 24 war nicht mehr als ein unrealistisches Projekt und ein Propagandaaktion. Und immer wieder die immer wiederkehrende penetrante Frage: Wer hatte Lunochod 2 frontal auf dem Mond gefilmt? Der Mann im Mond? Bei der chinesischen Mondmission Chang`e-3 ging alles mit rechten Dingen zu, wie man sich visuell anhand von Echtzeitbildern im Internet überzeugen konnte: Die Sonde beschrieb bei der Landung eine Parabel (und keine Hyperbel wie bei Apollo 11) und das Mondfahrzeug Yutu verließ die Sonde und wurde quasi von hinten gefilmt.
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen



20.12.2013, 21:45 Uhr Siegie
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 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 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)

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= (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)

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.

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 8,4 t Treibstoff erforderlich gewesen, wie nachfolgend eindrucksvoll gezeigt werden kann:

MTr= (2,722: 2,6 -1)*7,2 t = (2,720,77 -1)*7,2 t= (2,16 -1)*7,2 t=1,16*7,2 t = 8,4 t. (23)

Damit hätte die Mondlandefähre „Eagle“ bereits ihr Pulver mehr als verschossen gehabt, um es salopp zu formulieren, denn es standen ja insgesamt nur 7,8 t Treibstoff zur Verfügung. Hier liegt wieder eine negative Treibstoffbilanz, in diesem Falle von 0,6 t = 8,4 t- 7,8 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)*2,7 t= (2,16 -1)*2.7 t=1,16*2,7 t = 3,13 t (24)

erforderlich gemacht. Damit fehlten insgesamt ca. 3,7 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)

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)

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!

7. Schlussfolgerungen

Es ergibt sich also in Summa eine zusätzliche Treibstoffmenge von mindestens

MTr = 4,5 t + 18,89 t + 8,4 t + 3,13 t + 9,4 t + 69 t -7,8 t- 4 t = 102,52 t ≈ 102 t. (34)

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 +7,8 t= 11,8 t zur Verfügung, um das Mondprojekt zu bewältigen! Mit anderen Worten: Apollo 11 und Apollo N können niemals stattgefunden haben!
Übrigens und immerhin: Die amerikanischen Astronauten wären als Grillhähnchen auf der Erde gelandet, weil sie die 10-fache tödliche Strahlendosis abbekommen hätten. Um es genau zu beschreiben: Über 67 Sv! Und endlich wird klar, dass es nur 7-TagesRegimes zum Mond gibt und nicht 4-Tagestouren, wie es die Amerikaner angeblich bewältigt haben wollen.
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 Regie-Fehlern!

Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen am 20.12.2013

23.04.2016, 19:56 Uhr Siegie
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

23.04.2016, 19:57 Uhr Siegie
Triviale Widerlegung von Apollo 11: Mit Apollo 11 war kein Start zu machen!
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. Damit verbleiben nur noch 1000 kg an Masse. 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 insgesamt 1,99 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

16.05.2016, 22:23 Uhr Siegie
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




18.05.2016, 20:28 Uhr Siegie
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

27.05.2016, 20:50 Uhr Siegie
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


05.06.2016, 22:10 Uhr Siegie
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 der Außendurchmesser D=3,9 m, die Hebellänge L=3,75 m, die Kraft F=240.000 N und σb = 400 N/mm²beträgt, ergibt sich folgender Innendurchmesse des Servicemodul SM:
di= [(3,94 m4- 3,90*32*240.000 m4: (3,14*400)]0,25= 3,899 m. Die Wandstärke beträgt damit rund 0,1 m= 10 cm. Damit ergibt sich eine Masse der Außenzelle zu MAZ= [(3,9²-3,8²) m² *3,14*7,5 m*2,7 t/m³: 4] + (3,9² m²*3,14*0,1 m*2,7 t/m³): 4 = 12,8 t+3,2 t=16 t. Damit wird die vorgegebene Masse von 24,5 t um ca. 10,1 t überschritten!
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen



07.06.2016, 21:36 Uhr Siegie
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



12.06.2016, 14:34 Uhr Siegie
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


17.06.2016, 21:26 Uhr Siegie
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

18.06.2016, 21:43 Uhr Siegie
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


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