Bilder der NASA zeigen das Oberflächentraining der Apollo 11-Crew

apollo 11

Diese Aufnahmen stammen nicht von dem Hollywood-Studio, in dem Stanley Kubrick die Fake-Mondlandung inszeniert haben soll. Tatsächlich zeigen sie die Apollo 11-Crew beim Training für den drei Monate später stattfindenden Einsatz im All.

Da den Astronauten auf der Mondoberfläche weniger als drei Stunden zur Verfügung standen, mussten alle Griffe vorher ausgiebig trainiert werden. Das Training für die Apollo 11-Mission fand im Manned Spacecraft Center der NASA in Houston statt. Die Bilder davon kann man sich jetzt auf der NASA-Seite ansehen, hier findest du außerdem eine Auswahl.

apollo 111

Neil Armstrong posiert vor der Mondlandefähre, 22. April 1969

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Buzz Aldrin (links) und Neil Armstrong (rechts) proben die Entnahme von Mondmaterial, 22. April 1969.

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Neil Armstrong gibt einen Probencontainer in die Mondlandefähre, 18. April 1969.

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Neil Armstrong mit einer Videokamera im Manned Spacecraft Center in Houston, April 1969.

[NASA]

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    1. Das ist eine Verschwörung! Die haben niemals auf der Erde trainiert, das sind Bilder vom Mond, die uns glauben lassen sollen, sie wären auf der Erde gewesen!

  1. Mathematisch-physikalische Widerlegung von Apollo 11 und N auf sieben Ebenen

    1. Nach Sternfeld (1959) sollen nur zwei ca. 15-Tageskonstellationen und ein 60-Tageszenario existieren, um den Mond durch einen künstlichen Raumflugkörper von der Erde aus zu erreichen und auf der Erde wieder zu landen. Unabhängig von den theoretischen Fakten und Details von Sternfeld, benötigte der Forschungssatellit SMART I, der Ende September 2003 gestartet wurde, 49 Tage bis auf die Mondebene und fünf Monate bis 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 wurde, astrophysikalisch überhaupt nicht existiert!

    2. Die kosmische Strahlung, die auf die Astronauten innerhalb der 8 Tage eingewirkt hätte, wäre absolut infaust gewesen! Denn: Sie hätten je nach gewählter Modellrechnung eine tödliche Strahlendosis von mindestens 11 Sv bis 24 Sv inkorporiert. wenn man in diesem Zusammenhang an die hochenergetische Teilchendichte im Kosmos und an den Partikelstrom von der Sonne mit der Solarkonstante von 8,5*1015 MeV/m²*s denkt. Die Astronauten hätten den Flug zum Mond und zurück in jedem Falle nicht überlebt.

    3. Es fehlten insgesamt über 150 t Raketentreibstoff, um von der Erde zum Mond und von dort wieder zurück zur Erde auf der von der NASA vorgegebenen schleifenförmigen Flugbahn zu gelangen. Ferner hätte die Treibstoffmenge und die damaligen Treibstoffparameter eine Mondladung und erst recht einen Start vom Mond unter den vormaligen Bedingungen unmöglich gemacht.

    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 konnte, 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 bei ca. 0,9 liegen müssen. Dies hätte nicht einmal Papier oder Pappe „leisten“ können! Eine weitere mathematisch-physikalische Berechnung zur Optimierung ergab, dass die Außenzelle nur aus einer 2,5 cm starken Aluminiumschicht hätte bestehen können – ohne Hitzschild. 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 wie eine Sternschnuppe verglüht!

    5. Bereits in einer ersten Betrachtungsphase bei der Rekonstruktion der Mondlandfähre nach Abzug der vermeintlichen ca. MTr= 10,6 t in Rechnung gestellten Treibstoffmasse von der Startmasse Mo=15 t der Mondlandefähre verbleiben lediglich nur noch 4,4 t an Rüstmasse, die bereits bei der Materialrekonstruktion der Kabine (ca. 1,1 t), von Teilen der äußeren Zelle (ca. 1,3 t), der Stützbeine ( ca. 0,7 t) und der Zuladung (ca. 1,7 t), ohne Berücksichtigung des Gewichtes der Astronauten mit ihren Raumanzügen (400 kg) , der Masse für die Tanks und für die beiden Haupttriebwerke der Mondlandefähre (…) um fast 400 kg überschritten wird. Insgesamt fehlten fast 3 t Rüstmasse, wie von der NASA ursprünglich angegeben und wie mit der Gesamtrekonstruktion des Lunarmoduls von Apollo 11 eindrucksvoll belegt werden konnte.
    6. Zudem ist das Pendelverhalten der Fahne auf dem Mond äußerst verräterisch! Denn die Pendelperiode T, die sich physikalisch mit der Pendellänge l (l=0,7 m) und der Gravitationsbeschleunigung g (g= 9,81) zu

    T= 2*π*√ l : g (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 ca. 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 und wäre faktisch für jeden Laien in den TV-Dokumentationen bei der Fahnenweihe auf dem „Mond“ wahrnehmbar. Außerdem müsste auf dem Mond sich eine leicht gedämpfte, periodische Schwingung ergeben, da auf dem Mond keine Atmosphäre vorhanden ist. Die wahrzunehmende Schwingung ist aber fast aperiodisch und die Periodendauer T beträgt nur ca. 1,7 s. Ergo: Die Dreharbeiten erfolgte auf der Erde!

    7. Einer Grafik von Stemmer (Aerodynamik der Raumfahrzeuge- Wiedereintrittsaerodynamik, TUM München, München, 2012) konnte entnommen werden, dass bereits in den ersten Minuten bei einer Geschwindigkeit von 8 km/s am Hitzeschild von Raumflugkörpern eine Temperatur von ca. 3100 K auftritt. Dies ist auch der Grund dafür, dass beim Wiedereintritt von Raumflugkörpern die erste Kosmische Geschwindigkeit durch Bremstriebwerke gravierend reduziert wird. Danach hätte bei einer Eintrittsgeschwindigkeit von fast 11,1 km/s eine Eintauchtemperatur von 6121 K am Hitzeschutzschild der Kommandokapsel von Apollo beim Eintritt in die Erdatmosphäre entstehen müssen. Dem Web-Dokument „Raumkapsel CM Columbia“ (www.bredow-web.de, 2013) konnte entnommen werden, dass das Hitzeschild des Kommandomoduls CM angeblich nur für 2726 K ausgelegt wurde – dies hätte das CM von Apollo 11 auch nicht mehr retten können!
    Mit anderen Worten: Apollo 11 und N wären bei einer Eintauchgeschwindigkeit von ca. 11 km/s wie Sternschnuppen in der Erdatmosphäre nach dem Stand der damaligen Technologie und Technik verglüht!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen, den 03.04.2014

    1. Und der nächste mit wilden Rechnungen… ja nee is klar. Sind alle „Standardbeweise“ nichtig kommt sowas… Frage: Woher kommt der Mondspiegel wenn sie nicht da waren?

      1. Sehr geehrterpft,

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

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

        Ihr Siegfried Marquardt

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

    3. Es fehlten insgesamt 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. Ferner hätte die Treibstoffmenge und die damaligen Treibstoffparameter eine Mondladung und erst recht einen Start vom Mond unter den vormaligen Bedingungen unmöglich gemacht. Alleine für den Übergang von der elliptischen Flugbahn in Mondnähe wären für das Abbremsen des CSM +LM mit insgesamt 45,3 t Masse von den 2,3 km/s auf 1,7 km/s für die Mondumlaufbahn [2,72 hoch (0,6:2,6 )-1]*45,3 t =(1,26 -1)*45,3 t= 0,26*45,3 ≈ 12 t Treibstoff erforderlich gewesen! Mit den restlichen drei Tonnen wäre eine Mondlandung nicht mehr möglich gewesen und ein Start vom Mond ebenso wenig! Auf dem Mond hätte LM keine 14 t, sondern 15-8=7 t!

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

    6. Der von der NASA deklarierte Schub von 44,4 kN und 15,6 kN der absteigenden und aufsteigenden Stufe stimmt nicht mit dem theoretisch errechneten Schub überein. Es bestehen hier signifikante Differenzen! (absteigende Stufe: S= m*ve= 16,8 kg/s*2560 m/s ≈ 43 kN und aufsteigende Stufe: S= 5,9 kg/s*2560 m/s=15,1 kN).

    7. Zudem wäre die Mondlandefähre mit einer Geschwindigkeit von 215 m/s auf dem Mond aufgeprallt und zerschellt, da die damaligen Treibstoffparameter, wie die effektive Ausströmgeschwindigkeit von 2560 m/s und das Masseverhältnis der absteigenden Stufe von 15 t zu 6,8 t nur eine maximale Brennschlussgeschwindigkeit von 2025 m/s zuließen [vB=ve*ln (Mo: ML)=2560 m/s*ln(15: 6,8)=2560 m/s*0,79 = 2025 m/s]. Zieht man davon die 570 m/s, die durch die Mondgravitation verursacht werden ab, so kommt man lediglich auf eine resultierende Geschwindigkeit von 1455 m/s. Es hätte also von den technisch-physikalischen Parametern her, gar keine Mondlandung stattfinden können!
    Es ist anderseits nahezu müßig, noch zu erwähnen, dass die aufsteigende Stufe nur eine resultierende Brennschlussgeschwindigkeit von rund 1500 m/s hätte erzielen können und somit nicht in den Orbit gelangt wäre, da in diesem Falle eine Geschwindigkeitsdifferenz zur Orbitgeschwindigkeit von 170 m/s bestanden hätte.

    8. 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!

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

    P.S. Übrigens hatte der Autor den skeptischen Gedanken zur Instabilität der Mondlandefähre zur Mondlandung bereits vor mehr als 45 Jahren ganz spontan für ca. 1 s gehegt gehabt!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen, im Februar 2015

  3. Das Todschlagargument für Apollo 11 und N: Die kosmische Strahlung ist einfach infaust! Damit wäre Apollo 11 und N für alle Zeit widerlegt!

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

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

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

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

    (Elektronenvolt). Damit ergibt sich eine Gesamtenergiemenge von

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

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

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

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

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

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im Mai 2015

  4. Allgemeine Widerlegung eines bemannten Mondprojektes anhand der Treibstoffbilanz

    1. Vorbemerkungen

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

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

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

    H2/O2
    MMH/N2O4
    7.
    7.1.

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

    1,2
    3800/2900

    0,3

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

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

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

    notwendig. Das Raumschiff würde dann bis zum Mond auf 2,3 km/s abgebremst und sich dann wieder auf den Rückweg zur Erde begeben können, quasi ohne zusätzlichen Treibstoff.
    Für die Einmündung in die Erdumlaufbahn mit einer Orbitgeschwindigkeit von 7,9 km/s aus dem Kosmos mit 11, 2 km/s beziffert sich die Treibstoffmenge allgemein auf

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

    Für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre muss man eine Treibstoffmasse von

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

    MTr=[1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (0,7:2,9)]* 0,5 Mo(1- 0,79)* 0,5 Mo= 0,21*0,5 Mo≈
    0,1 Mo (8)

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

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

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

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

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

    4. Eine unbemannte Mondlandung ohne Rückkehr zur Erde

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im November 2015

  5. 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

    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

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

    Das Kommandoservicemodul CSM mit dem Mondlandemodul hätte mit einer Geschwindigkeit von 2,3 km/s in die Sphäre des Mondes gelangen müssen. Für das Abbremsen der zweiten kosmischen Geschwindigkeit von 2,3 km/s des Mondes auf die Orbitgeschwindigkeit von 1,6 km/s (∆vB=2,3 km/s-1,6 km/s= 0,7 km/s) , wäre eine Treibstoffmasse bei einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von 2,6 km/s von

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

    einzukalkulieren. Für die Landung aus einem 100 km-Orbit (+ ca. 0,56 km/s sind für die Wirkung der Schwerkraft des Mondes zusätzlich einzukalkulieren) auf dem Mond wäre bei 0,33 der Startmasse Mo des Mondlandemoduls und ∆vB=2,2 km/s eine Treibstoffmasse bei einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von 2,6 km/s von

    MTr=[1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2,2:2,6)]*0,33* Mo) = (1- 0,42)*0,33* Mo ) ≈

    0,58*0,33 Mo) ≈ 0,19 Mo (2)

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

    MTr= [1 – 1: e(vB/ve)]*Mo= [1-1: 2,72 (2,2:2,6)]*0,11 Mo = (1- 0,42)* 0,11 * Mo = 0,58*0,11 Mo =

    0,06 Mo (3)

    Treibstoff.

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

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

    0,18 Mo (4)

    zu bilanzieren.
    Für die Einmündung in die Erdumlaufbahn mit einer Orbitgeschwindigkeit von 7,9 km/s aus dem Kosmos mit 11, 2 km/s beziffert sich die Treibstoffmenge bei 0,75 Mo der Kommandokapsel allgemein auf

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

    0,53*Mo. (5)

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

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

    0,05 Mo (6)
    in Rechnung zu stellen. Damit ergibt sich mindestens eine Treibstoffbilanz für eine Mondlandung mit einem Rückflug zur Erde zu ca. 1,3 der Ausgangsmasse Mo! Dies ist ein klarer und eklatanter Verstoß gegen das Masseerhaltungsgesetz!

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen im Dezember 2015

  7. 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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

    Siegfried Marquardt Königs Wusterhausen im Dezember 2015

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

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

    do=1400 ds=874 de=1960

    Ld= 2000
    Abb. 1: Skizze zum rekonstruierten Triebwerk.

  10. Vorweg, ich bin Johann Strobel ein Wolgadeutscher und mein Deutsch ist dementsprechend nicht auf dem Niveau der Einheimischen, aber das tut nichts zur Sache wenn es um richtige Verständnis der Physik geht!

    In dem Märchen von Kaisers neue Kleider wird der Druck auf daß Wissen oder den Verstand ausgeübt und zwar so dass es nur die Klügen Kaisers neue Kleider sehen können und mit der bemannten Mondlandung ist dasselbe!

    Kein Physiker kann mir beweisen dass die Rakete ohne der Atmosphäre die Schwerkraft überwinden kann!!!

    Man kann die Mondlandung mit dem Springen in einen Wasserpool vergleichen, wenn genug Wasser im Pool ist, dann bremst das Wasser den Sprung ab, aber wenn kein Wasser im Pool ist, wird die Landung ohne Airbag gefährlich! 
    Also auf dem Mond ist so zusagen Pool ohne Wasser, und daher kann man auch nicht bremsen!!!

    Wenn es im Vakuum bremsen möglich wäre, dann bräuchte man auch keine Hitzeschildkacheln für den Eintritt in die Atmosphäre, man konnte einfach anhalten und dann wie der Felix Baumgartner am 14.10.2012 von der Stratosphäre mit dem Fallschirm landen!

    So einfach wäre es!
    Aber das geht nicht!

    Und selbstverständlich fliegt die Rakete im Vakuum schneller und ohne Reibung aber nur in der Schwerelosigkeit, weil sie sich von den eigenen ausgestoßenen Gasen abstößt, aber in der Gravitation im Vakuum gibt’s keinen Anhaltspunkt und alles fällt runter, ungeachtet was es ist!
    Im luftleeren Raum fallen alle Körper gleich schnell.
    http://schulen.eduhi.at/riedgym/physik/9/freie_fall/der_freie_fall.htm

    Es wird mit dem Impulserhaltungssatz und allen Newtons Gesetzen spekuliert, aber eins steht fest, sie gelten in diesem Fall genauso wie Kaisers neue Kleider!

    Denn es wird nicht berücksichtigt wo und unter welchen Umständen sind diese Gesetze einwendbar!!!

    Zum Beispiel zwei Schlittschuhläufer stößen sich auf dem Eis von einander ab, und gleiten in die entgegen gesetzte Richtungen, so wie die Gase der Rakete im Vakuum nach hinten und die Rakete nach vorne, aber das tun sie doch auf der horizontalen Ebene!
    Was geschieht in der Vertikalen Ebene im Vakuum wo die Schwerkraft herrscht?
    -Die fallen sowohl die Schlittschuhläufer als auch die Rakete runter!

    Eher kann man auf dem Mars landen und zurück fliegen, als auf dem Mond der keine Atmosphäre hat!
    Es gab keine bemannten Mondlandung und wird es auch mit der konventionellen Technik nicht geben!
    Die gesamte Wissenschaft soll sich schämen!!!

    Außerdem es gab schon in biblischer Zeit von den Wissenschaft damaliger Zeit ähnliche Betrugs Fälle die dokumentiert sind!

    Hier Zitat aus der Bibel Apostelgeschichte 19:35-36

    http://www.de.bibleserver.com/text/ELB/Apostelgeschichte19,36http://www.de.bibleserver.com/text/ELB/Apostelgeschichte19,36

    35 Als aber der Stadtschreiber die Volksmenge beruhigt hatte, spricht er: Männer von Ephesus, welcher Mensch ist denn, der nicht wüsste, dass die Stadt der Epheser eine Tempelhüterin der großen Artemis und des vom Himmel gefallenen Bildes ist? 36 Da nun dies unbestreitbar ist, so ist es nötig, dass ihr ruhig seid und nichts Übereiltes tut.

    Wissenschaft lügt genauso wie die Politiker!

    Johann Strobel aus Lüneburg
     
     
     

  11. Dieses Wechselwirkungsgesetz oder das Gesetz von „actio und reactio“
    http://www.hmspeed.com/7d/Wechselwirkungskraefte/index.html

    Hat seine 100% Wirkung nur in der horizontalen Ebene und zwar egal ob im Vakuum oder in der Atmosphäre,

    In der Vertikalen Ebene in der Atmosphäre die Wirkung drosselt die Schwerkraft je nach Gewicht das behoben werden soll, und im Vakuum in dieser Vertikalen Ebene hat das überhaupt keine Wirkung, weil im Vakuum keine Moleküle gibt’s und alles fällt runter!

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

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

  14. Mit Apollo 11 war kein Start zu machen!
    Triviale Widerlegung von Apollo 11
    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

  15. 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

  16. Nicht einer Ihrer Angaben stimmt. Hier sind die richtigen:
    history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-37_Selected_Mission_Weights.htm
    history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-28a_LM_Descent_Stage_Propellant_Status.htm
    history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-28b_LM_Ascent_Stage_Propellant_Status.htm
    Quelle: history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_00g_Table_of_Contents.htm

    TLI

  17. Sehr geehrter Herr Limbach,

    Sie sind einfach ein Ignorant und vor allen Dingen ein Demagoge, weil Sie die Menschen in die Irre führen. Warum? Weil Sie Informationen zu Apollo 11 ins Internet stellen und wenn jemand darauf mit fundierten physikalisch-mathematischen Berechnungen reagiert, Sie einfach mit lappidaren und unlogischen Erklärungen reagieren. Anderseits kann niemand Ihre Links nachvollziehen, weil diese Links nicht zu öffnen sind!

    P.S.: Um so mehr man sich mit Apollo 11 beschäftigt, um so mehr Widersprüche treten auf. Von der Datenlage stimmt bei Apollo 11 überhaupt nichts!

    Noch eine Frage: Warum sind Sie eingentlich darauf so scharf, Apollo 11 zu verteidigen. Sind Sie ein (….-) Vasalle der Amis?

  18. Hallo Herr Marquardt,

    Zitat: „Um so mehr man sich mit Apollo 11 beschäftigt, um so mehr Widersprüche treten auf. Von der Datenlage stimmt bei Apollo 11 überhaupt nichts!“
    Falsch! Richtig muss es heißen: umso mehr Sie sich mit Apollo 11 beschäftigen, um so mehr Widersprüche finden Sie. Tatsächlich stimmt an der Apollo-11-Datenlage alles bis aufs Kleinste!

    Ihre physikalisch-mathematischen Berechnungen sind fundierter Unsinn. Hier finden Sie wirklich fundierte Berechnungen für LM-Landung und -Rückstart:
    http://www.braeunig.us/apollo/LM-descent.htm
    http://www.braeunig.us/apollo/LM-ascent.htm

    Ist übrigens nicht meine Schuld, dass man hier keine direkten Hyperlinks setzen kann. Aber jedes halbwegs intelligente Kind weiß, wie man sie trotzdem aktivieren kann. Habe ich Ihnen schon mehrmals erklärt. Entweder sind Sie unfähig, oder Sie wollen es nicht wissen.

    Und Ihre Frage, warum ich angeblich Apollo 11 verteidige, habe ich Ihnen schon 5x beantwortet. Ich frage Sie: wie lautet meine Antwort darauf?

    TLI

  19. 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

  20. Wieder falsch, Herr Marquardt!

    Kurz überschlagen ergibt sich folgendes:
    Die Delta-V-Kapazität des Apollo-Kombination CSM+LM (45t) beträgt mit dem SM-Triebwerk (18t Treibstoff / Isp 314s) ca. 1,5km/s. Die Geschwindigkeit am neutralen Punkt (ca. 350.000km vom Erdmittelpunkt) rutscht unter 1km/s. Der Unfall ereignete sich 330.000km von der Erde entfernt, also noch vor dem neutralen Punkt. Ergo wäre es theoretisch möglich gewesen, noch vor Erreichen des Mondes mit dem SM-Triebwerk umzukehren.
    Ich kann es Ihnen im Detail berechnen. Ich glaube aber nicht, dass Sie das verstehen werden.

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

    TLI

  21. Sehr geehrter Herr Limbach,
    anscheinend können Sie nicht logisch denken und Ihre mathematisch-physikalischen Kenntnisse zur Astrophysik sind sehr, sehr limitiert! Beim Neutralpunkt ist die Geschwindigkeit faktisch Null und wenn diese, wie Sie behaupten in einer Entfernung von ca. 350000 km von der Erde noch ca. 1 km/s betrug, dann muss logischerweise, um zum Blauen Planten retour um 180 Grad gedreht zu gelangen, (11,31-1) km/s =10,31 km/s an ∆v aufgebracht werden. Damit wird die Treibstoffbilanz nicht wesentlich besser und beträgt somit
    MTr = [1- (1: 2.72 10.31 2.6] * 43,7 t ≈ 42,9 t, (1)
    also eine ganz kleine und unwesentliche Differenz zum vorhergehenden Wert meines vorhergehenden Beitrages!
    Und wie sollten die Amis von 1966 bis 1969, also innerhalb von 3 Jahren eine effektive Ausströmgeschwindigkeit von 2, 6 km/s (bei Wolff) auf 3, 1 km/s hinbekommen haben? Einfach ominös und historisch-technologisch unlogisch!
    Siegfried Marquardt , Königs Wusterhausen

  22. Herr Marquardt,

    die Geschwindigkeit beim Neutralpunkt ist nicht faktisch Null, sondern minimal. Auf der Webseite http://www.braeunig.us/apollo/free-return.htm finden Sie eine Tabelle, wo Sie die Geschwindigkeiten für die sogenannte „Circumlunar Free Return Trajectory“ einsehen können. 760m/s (bezogen auf die Erde) ist hier der rechnerische Minimalwert.
    Um das Delta-V (ca. 11km/s) bei der Rückkehr abzubauen, wird kein Treibstoff benötigt. Das haben Ihnen in den letzten 7 Jahren schon mindestens 10 Personen versucht zu erklären. Ich denke, Sie werden auch diesen Unsinn mit ins Grab nehmen. :-)

    TLI

  23. Zitat S.M.: „Und wie sollten die Amis von 1966 bis 1969, also innerhalb von 3 Jahren eine effektive Ausströmgeschwindigkeit von 2, 6 km/s (bei Wolff) auf 3, 1 km/s hinbekommen haben? “

    Zum Hundersten mal: das steht nicht im Buch von Waldemar Wolff!!!!!!

    Aerozin50/Distickstofftetroxid-Triebwerke, die eine effektive Ausström-V von >3km/s haben gibt es mindestens seit Anfang der 1960er Jahre. Hier einige Beispiele aus unterschiedlichen Ländern, inkl. Quelle: http://fs5.directupload.net/images/160622/4cvtoi6j.gif

    TLI

  24. 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.
    Damit hätten sich die Amis mit Apollo 11 selbst ins Knie geschossen!
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  25. 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

  26. 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

  27. Die Mondlandefähre wäre mit 270 m/s= 972 km/h auf dem Mond aufgeknallt und zerschellt!

    1. Der Schub der absteigenden Stufe der Landefähre betrug Sab = 44,4 kN = 4.526 kp.
    ● ●
    2. Daraus resultiert ein Massendurchsatz m der absteigenden Stufe von m= S: Isp= 4.526 kp: 270 kps/kg ≈ 16,762 kg/s ≈ 16,8 kg/s.

    3. Brennschlussgeschwindigkeit der absteigenden Stufe errechnet sich zu
    tB= MTr:m = 8200 kg:16,8 kg/s= 488 s.
    Aus dem Produkt von Brennschlusszeit tB und der Beschleunigung a lässt sich die maximale Geschwindigkeit vB errechnen Für die absteigende Stufe gilt
    vB= tb*-a= 488 s* 44.400 N: 11.000 kg = 488s* 4 m/s² ≈ -2000 m/s.
    Damit wäre die absteigende Stufe mit mindestens 270 m/s auf dem Mond aufgeschlagen und zerschellt. Denn es gilt: 570 m/s +1700 m/s – 2000 m/s = 270 m/s.
    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

  28. Die Astronauten von Apollo 11 bis N hätten eine schwere Strahlenkrankheit erleiden müssen!
    Übereinstimmend berichteten Medien im Zusammenhang mit dem jüngsten Weltraumprojekt der ESA und Roskosmos, wo eine Sonde auf dem Mars gelandet werden sollte, dass die kosmische Strahlung aus dem All Menschen innerhalb von 14 Tagen auf dem Mars töten würden! Damit beträgt die Dosisleistung der kosmischen Strahlung mindestens 0,03 Sievert/h! Die Astronauten von Apollo 11 bis N hätten damit innerhalb von rund acht Tagen eine Strahlendosis von rund 5,7 Sievert inkorporiert! [10 Sv :(8:14)≈5,7 Sv]. Damit hätten die Astronauten von Apollo 11 bis N eine schwere Strahlenkrankheit erleiden müssen, und hätten in wenigen Jahren sterben müssen.

  29. 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

  30. Die Amerikaner haben sich selbst entlarvt – Apollo 11 war das größte Betrugsmanöver aller Zeiten!

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

    Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

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