Montag, 9. Mai 2011

Mondlandungslüge: Offizielle NASA-Bilder von Apollo 17 zeigen bei näherer Betrachtung merkwürdiges

Immer wieder tauchen "Verschwörungstheorien" auf, die die Echtheit mancher NASA-Bilder
der Apollo-Missionen
"vom Mond" anzwei-
feln. COVER UP! zeigt Ihnen hier einige ein-
drucksvolle Beispiele
der Apollo-17 Mission,
die auf den ersten Blick
nichts auffallendes zei-
gen, auf den zweiten
Blick einen merkwürdi-
igen Stein enthalten, der anscheinend doppelt auf der Mondlandschaft plat-
ziert ist, und auf den drit-
ten Blick sind sogar die kompletten Details der umliegenden Region doppelt vorhanden...
Es scheint wie ein schlechter Witz, der auf vielen der angeblich echten NASA-Bilder der Apollo-Missionen dem Betrachter bei näheren Untersuchungen ins Auge fällt: Ganze Ge-
steinsregionen wurden doppelt in die Landschaft eingefügt und machen deutlich, dass es
sich bei "Originalbildern" in vielen Fällen ganz sicher nicht um Aufnahmen vom Mond han-
delt. Die Schlüsse, welche man daraus ziehen muß, können vielschichtig sein. Sehen Sie
hier einige eindrucksvolle Beispiele von NASA-Bildern der "Apollo 17-Mission".
Links: Nicht nur der große markierte Stein ist doppelt
in der NASA-Aufnahme zu finden: Auch die kompletten kleineren Gesteinsregionen um diese größeren Steine sind doppelt auf dem Bild
zu finden. Und diese Bei-
spiele finden sich zuhauf in
den NASA-Akten.
Wurden die Mondlandungen teilweise oder komplett gefälscht? Sehen Sie hier weitere
Beispiele aus den NASA-Archiven "vom Mond":
Links: Weiteres Beispiel
von doppelten Steinen.
Links: Abbildung wie
oben aber markiert.
Links: Vergrößerung.
Links: Bild wie oben
aber markiert.
Links: Weitere "Doppeldeu-
tigkeiten".

Kommentare:

  1. Warum siehst Du Dir nicht die originalen Aufnahmen, sondern bearbeitete Kopien aus einem Panorama an? Link: http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/a17/AS17-145-22159HR.jpg
    Weitere Themen rund um Verschwörungstheorien findest Du hier: www.lipi-deckt-auf.de

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  2. Mich würde vorab erstmal interessieren, wo das Impressum dieser Webseite ist. Ohne Impressum arbeiten nämlich nur unseriöse Seiten! Ich möchte nämlich gerne wissen, mit wem ich es hier zu tun habe.

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  3. Mathematisch-physikalische Widerlegung von Apollo 11 und N

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

    2. Die kosmische Strahlung, die auf die Astronauten innerhalb der 8 Tage eingewirkt hätte, wäre absolut infaust gewesen!

    3. Es fehlten insgesamt über 163 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.

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

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

    T=2*π*√ l : g (1)

    errechnet, müsste auf dem Mond

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

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

    T= 6,28*√ 0,7 m/9,81 ≈ 1,7 s. (3)

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

    6. Die mechanische Instabilität der Mondlandefähre hätte eine intakte Mondlandung unmöglich gemacht!
    Die Lösung des physikalischen Problems liegt darin, dass der Schwerpunkt einer Landefähre einfach auf Höhe der Düsen des Triebwerkes liegen muss, so wie die Chinesen dies im Dezember 2013 realisieren und praktizierten.

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen, im Juli 2015

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  4. Hallo,

    alle Apollo-Berechnungen von Siegfried Marquard wurden bereits vor Jahren widerlegt. Zum Beispiel hier:
    http://tinyurl.com/kgyflnm
    http://tinyurl.com/kaqrkfx
    http://tinyurl.com/nthvgt5
    http://tinyurl.com/pdf6epk
    http://tinyurl.com/l8exmh4 (User Alderamin)
    http://tinyurl.com/no823jz (#445 + #446)

    Thomas Limbach

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  5. Sehr geehrter Herr Limbach,

    Sie sind am Ende mit Ihrer Argumentation zu Apollo11 bis N. Schauen Sie sich bitte folgende Werte zur Strahlungsdosis im Weltall an!

    Lfd. Nr. Teilchen/m²*s/m³ E/eV/Proton D/ Sv Quellenlage
    1. 1700 1015 1500 Sternfeld, 1959
    2. 1000 1015 900 Lindner, 1966
    3. 1300 1015 1200 Lindner, 1973
    4. 1010 107 134 Internet , 2009
    5. 8,5*1015 eV/ m³*s 8,5*1015 eV/ m³*s 11 Solarkonstante nach Winter, 2004
    6. 5*106 /m³ 5*1013 eV 26 Hebert, 2004 und Kolonek, 2006

    Freundliche Grüße

    Siegfried Marquardt

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    1. siehe dazu die Diskussion in http://tinyurl.com/pualjwo

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  6. 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. (3)
    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. (4)

    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 Apollo 11 auf einer weiteren Ebene eindrucksvoll widerlegt!

    Siegfried Marquardt, KW im August 2015 .



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    1. siehe dazu die Diskussion in http://tinyurl.com/pualjwo

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  7. Die Amis haben sich selbst mit ihren Filmaufnahmen entlarvt - Apollop 11 niemals stattgefunden!

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im November 2015

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

      Hallo Herr Marquardt,

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

      Die Animation in der ARTE-Doku ab 16:23 ist nur eine Prinzipdarstellung: http://fs5.directupload.net/images/151128/wy9dqya4.png
      Wenn man sich die Sache anhand von Originalfotos genauer anschaut, sieht man, dass die TV-Kamera viel tiefer angebracht ist. Sie befindet sich etwa in Brusthöhe, wenn der Astronaut auf der Mondoberfläche steht.
      Trainingsfotos zeigen das sehr schön, so wie dieses: http://fs5.directupload.net/images/151128/4juvmbit.jpg Steht der Astronaut auf dem Landeteller (war ja so am Anfang), dann ist die Kamera etwa in Höhe seiner unteren Rippen. Das TV-Bild von A11 ist also nicht zu beanstanden: http://tinyurl.com/pv7nncc
      Zum Vergleich noch ein A12-Foto vom Mond: http://www.clavius.info/img/bibgeise_Aldrin4.jpg

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

      Gruß
      Thomas Limbach

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  8. Der Ingenieur tut sich und hat es schwer!

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im Dezember 2015

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    1. Hallo Herr Marquardt,

      hier die TLI-Berechnung für A11 mit der Raketengrundgleichung.

      Die Raketengrundgleichung (RGG) findet sich z.B. bei Wikipedia.

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

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

      Fazit: Die Delta-V-Kapazität der S-IVB war vollkommen ausreichend um Apollo zum Mond zu bringen.
      Bei Apollo 11 war nach dem TLI sogar noch 3,3t Resttreibstoff vorhanden.

      TL

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

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

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

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



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

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

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

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

    von den 12,5 km/s abgezogen werden. Und für den Luftwiderstand 0,2 km/s. Dies ergibt Summa Summarum 10,3 km/s. Dieser Betrag liegt signifikant unter dem Wert der Fluchtgeschwindigkeit von 11,2 km/s! Damit konnte Apollo 11 gerade einmal komfortabel den Erdorbit erreichen. Es kommt aber noch schlimmer für Apollo 11: nach Wolff (1967) konnten in den sechziger Jahren höchstens ve von 2600 m/s erzielt werden. Damit konnte Apllo11 mit den deklarierten Parametern der NASA aber damals allerdings nur eine Brennschlussgeschwindigkeit von

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

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

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen


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  10. Der Sermon von Siggie Marquardt wurde bereits hier widerlegt: http://tinyurl.com/h2e3s5w

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  11. Rekonstruktion des J-2-Triebwerkes der Saturn-5-Rakete

    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 mrauqrdt, Königs Wusterhausen, im Januar 2016

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  12. Der Sermon von Sieggie Marquardt wurde schon hier widerlegt: http://tinyurl.com/h2e3s5w

    Wer nicht mal seinen eigenen Nachnahmen fehlerfrei schreiben kann, der kann auch nicht rechnen :-)

    TLI

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  13. 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



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  14. Das war ein Spielfilm, Herr Marquardt!

    http://www.vox.de/sendungen/apollo-13-1945040.html

    Wie beknackt muss man sein, wenn man daraus die realen geschichtlichen Abläufe ableiten will?
    Und Sie wollen Akademiker sein? Tss tss tss ...

    TLI

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  15. Analyse des Filmes Apollo 13, der am 16.05.2016 vom TV- Sender Vox ausgestrahlt wurde - eine kurze 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

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  16. 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

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  17. 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


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  18. 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


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  19. 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

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  20. 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

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  21. 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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  22. 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

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

    Entsprechend der Raketengrundgleichung
    vB= ve * ln [(Ml+ MTr): Ml] (1)

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

    ohne Berücksichtigung der Gravitation und des Luftwiderstandes erzielen. Nach NASA – Angaben betrug die Brennschlussgeschwindigkeit der 1. Stufe der Saturnrakete t1= 161 s und die der 2. Stufe t2=390 (siehe auch Leitenberg, 2014 und im Internet zu Apollo 11, 2014). Damit erfuhr die Saturnrakete bei einer durchschnittlichen, integralen Gravitationsbeschleunigung von g= 9,5 m/s² durch die Gravitation bis zu einer Orbithöhe von ca. 200 km eine Geschwindigkeitsreduktion von

    ∆v= g*(t1+t2) = 9,5 m/s²* 551 s= 5234,5 m/s= 5,2 km/s. (3)

    Und für den Luftwiderstand

    Fw= 0,5 * ς *v²*A*cw (4)

    der 1. Stufe, die bis in eine Höhe von 44 km gelangte, resultiert nach Integration der Formel von (4)
    v
    Fw=0,5* ς *A∫ v² = 0,5 ς *A*v³*cw:3 (5)
    0
    und Division durch v und die Hälfte der Startmasse Mo=2940 t plus der verbleibenden Masse ML1= 644 t der ersten Stufe eine negative Beschleunigung a bei einem Durchmesser von d=10,1 m mit einer Querschnittsfläche von A= 80 m² und einer durchschnittlichen Luftdichte von ςm= 0,27 kg/m³ bei einer Brennschlussgeschwindigkeit von vB= 3900 m/s und einem Luftwiderstandsbeiwert von cw=0,4 allgemein eine Geschwindigkeitsreduktion von

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

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

    resultiert. Damit ergäbe sich eine Gesamtbilanz von

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

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

    Siegfried Marquardt , Königs Wusterhausen

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

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

    ve=0,7 vmax. (1)

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

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

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

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

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

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

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

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

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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  25. Die optimale Flugbahn zur Einmündung in den Erdorbit der Saturnrakete

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

    ∆vg= t∑ *g*, (1)

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

    ∆vg= sin α*cos α *g*s: v, (2)

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

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

    Damit kann formuliert werden

    0= k* (cos² α- sin² α). (4)

    Nach Umformung der Gleichung (4) ergibt sich

    sin² α = cos² α. (5)

    Damit ist

    sin α= cos α (6)

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

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

    Damit ergibt sich für die Startposition von Apollo 11 in Florida eine Gesamtbilanz von

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

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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  26. 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

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  27. 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

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  28. Es tritt damit eine Reduktion der Brennschlussgeschwindigkeit von immerhin 0,6 km/s auf. Und diese 0,6 km/s sind entscheidend für den Eintritt in den Erdorbit!
    2. Die Startphase von Apollo 13 soll 12 Minuten und 20 Sekunden (entspricht 740 s) entsprechend dem Filmszenario gewährt haben. Nach NASA-Angaben und Leitenberg (2014) betrug die Startphase insgesamt aber nur 710 s (1. Stufe 120 s+ 2.Stufe 390 s+ 3.Stufe 200 s = 710 s) Die Differenz beträgt somit 30 s.
    3. Wie auf einer Tafel zu erkennen war, flog Apollo 13 in einer Achter-Schleife zum Mond und wieder zurück zur Erde. Dies hätte ca. eine 1,4 Mal höhere Treibstoffmenge bzw. eine entsprechend höhere Geschwindigkeit erforderlich gemacht!
    4. Kurz vor der Re-Entry-Phase soll der Hitzeschild von Apollo 13 umgedreht worden sein. Wie sollte denn dies geschehen? Denn: Der Hitzeschild befindet sich vor dem Kommando-Modul.
    5. In der Re-Entry-Phase rasten die Astronauten mit 11,2 km/s in die Atmosphäre der Erde. Es hätte die Geschwindigkeit von 11, 2 km/s auf faktisch null km/s abgebremst werden müssen. Damit hätte nach Umformung der Gleichung
    Ekin=Eth= 0,5 m*v²= T*m*R*λ (6)
    eine Temperatur von
    T= 0,5 v²: (R* λ)= 0,5*1,214 *10hoch 8 K: (400* 1,4) ≈ 1,1 *10hoch5 = 110.000 K (7)
    an der Nase des Kommandomoduls generiert werden müssen. Nach Wolff (1967) reduziert sich die Temperatur auf ca. 45.000 K, weil ein Teil der Energie abgestrahlt wird. Mit anderen Worten: Apollo 13 wäre bei Entwicklung von 45.000 K wie eine Sternschnuppe nach (6) und (7) verglüht. Eine andere Alternative: Das CSM von Apollo 13 wäre mittels eines Raketentriebwerkes abgebremst worden. Dazu wäre eine Treibstoffmenge von
    MTr= [1- (1:e vb:ve)]*Mo= [1-(1: 2,72 11,2:2,6)*30 t= 29,6 t (8)
    erforderlich gewesen. Es standen im CSM aber nur maximal 19 t Treibstoff zur Verfügung. Somit wäre Apollo 13 auch in diesem Falle in der Atmosphäre verglüht! Fazit: die Film-Berater der NASA wussten anscheinend selbst nicht, wie die Apollo-13-Mission verlief. Konnten sie auch nicht, weil Apollo 13 und die anderen Apollo- Missionen niemals stattfanden.
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen


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

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

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

    3,9 km/s+ 9,6 km/s = 13,5 km/s (4)
    reduziert. Fällt nun eines der fünf J-2-Triebwerke aus, die jeweils ca. 100 Tonnen Treibstoff verbrannten, dann ergibt sich folgende Bilanz der Brennschlussgeschwindigkeit
    vB=2,6 km/s*ln (2940:654) + 3,6 km/s* [ln [(656-100):164] + ln (164:45)] ≈
    2,6 km/s*1,5 + 3,6*km/s (1,22 +1,29) = 3,9 km/s+ 3,6 km/s*2,51 = 3,9 km/s + 9,0 km/s=
    12,9 km/s. (5)

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  30. Die Fallzeit von einer knappen Sekunde ist der Beweis, dass die Amerikaner niemals auf dem Mond gewesen sind!
    Am Donnerstag, dem 13.07.2017 strahlte der TV-Sender 3sat die wissenschaftliche Doku-Serie „Bob Ballards Reich der Tiefsee“ aus. In dem Doku-Streifen gegen 18.00 Uhr ging es um die begrenzten Ressourcen auf der Erde und die Eroberung des Weltraums vs. der Tiefsee als alternative Lebensräume für die Zukunft. In einer Szene wurde Bezug auf die Mondladung der Amerikaner im Jahre 1969 genommen und gezeigt wie ein Astronaut nach der Landung auf dem Monde von der Mondlandefähre springt. Die Scene ist eindeutig der Beweis dafür, dass die Amerikaner 1969 und in der Folgezeit niemals auf dem Mond waren! Denn die Fallzeit t aus einer Höhe von ca. h=2 m betrug nicht einmal eine Sekunde, wobei sie aber ca. 2 Sekunden hätte betragen müssen, wenn die Aufnahme auf dem Mond erfolgt wäre. Der physikalische Beweis ist folgender: Die Fallzeit t beträgt allgemein t=√2*h: g , wobei g die jeweilige Gravitationsbeschleunigung darstellt. Da g auf der Erde rund g=10 m/s² und auf dem Mond g=1,6 m/s beträgt, ergeben sich folgende Zeiten: tErde= √2*2 m:10 m/s²= √4 s²:10≈0,63 s und für den Mond gilt tMond= √2*2 s²:1,6 ≈ 1,6 s. Die Zeitdifferenz ist offensichtlich und beträgt fast eine Sekunde. Die Aufnahme erfolgte also eindeutig auf der Erde und nicht auf dem Mond! Der NASA ist in diesem Filmstreifen noch ein anderer Lapsus bzw. Regiefehler unterlaufen: Als der Mondroover quasi aus dem Nichts auftauchte, erschien links im Bild ein roter Würfel, der da offenbar nicht hingehörte! Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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