@ Drusius: Stimme dir zu

Fazit zu diesem sehr langem Text mit noch längeren Kommentaren, die ich alle gelesen habe: die Meisten reden hier leider nur aneinander vorbei, beziehen sich nicht aufeinander, meiden den Dialog. Hauen nur ihr Zeug hier rein, als würden sie psychischen Ballast reinkippen: Sie diskutieren nicht, benehmen sich selbstherrlich. Vor allem diejenigen, die ihr FALSCHES WELTBILD verbissen verteidigen – sie haben nur eine 45° Sicht der Dinge, es fehlt die 360° Rundumsicht, das volle Spektrum. Sie wollen partout nicht auf die sehr guten Argumente der Mondlandungskritiker eingehen, stellen sich dogmatisch, selbstgerecht, borniert dar, demontieren sich selbst argumentativ als Verlierer.

Solche Ignoranten waren in der Geschichte schon immer dogmatische Bremser, die Fortschritt verhinderten, bis hin zu gefährlichen Inquisitoren, tyrannischen fanatischen Diktatoren und Mördern, versehen mit dem Wahn des Glaubens bzw. dem Glauben an eine fantasierte Einheitsmeinung. Wirklich wissen wollten sie nicht, für sie galt und gilt die freiwillige Selbstbehinderung und beschränkte Wahrnehmung.

Deswegen ist Bildung und Belesenheit so wichtig. Bei allen sturen Verteidigern der gefaketen Mondlandung fehlt sie. Sonst würden sie die sehr guten Darlegungen von Siegfried und anderen Logikern hier kapieren.
Traue eben nie fanatischen Ideologen, die Argumente meiden.

Es wird sich selbstverständlich die Erkenntnis durchsetzen, dass die angeblichen Apollo-Mondlandungen MIT RAKETEN (lol) einfach physikalisch nicht möglich sind. Jedoch auf andere Weise, eben per Antigravitation. Ob sie es daher damit trotzdem geschafft haben in einem parallelen geheimen Weltraumprogramm, weiß ich nicht, vorstellen kann ich es mir aber, wenn man die vielen Berichte und Bücher zum Thema „Deutsche, amerikanische und sowjetische Flugscheiben“ überzeugend findet. Wer sich damit nicht durch LESEN auseinandersetzt, sondern die Informationen meidet, hat eh verloren, und muss endlich erwachsen werden, statt sich immer unter dem Rockschoß von Narrativen verstecken zu wollen.

Gruß an alle, die mittels logischer Deduktion verstanden und hier gut argumentiert haben, dass die bekannte Mondlandungsversion nur gefaket sein kann.

Ärgerlich dagegen ist hier die notorische Privatfehde zweier Sturköpfe, die sich die ganze Zeit wiederholen – S. Marquard und Thomas L. blockieren und verstopfen hier die echte Diskussion, beide rechthaberisch, absolut nervig! Man sollte deren „Austausch“ hier rausschneiden und gesondert verlinken, damit man wieder ungestört von den 2 verbissenen Streihähnen über den Artikel reden kann.

Gerrit

Hallo Herr Marquardt,
leider ist Ihr Buch aktuell wohl vergriffen.
Ich staune über Ihre fundierten Argumentationen; ich finde, Daniel Wagner hat Recht und Sie sollten einen Kurzauszug im Nexus-Magazin platzieren. Es gibt viele kontroverse Meinungen über das Thema und Sie könnten mit Ihren Darbietungen endlich ein deutliches Zeichen setzen.
Ich möchte aber an dieser Stelle an das Topic dieses threads erinnern: Wie Stanley Kubrick die Apollo-Mondlandungen fälschte.
Mir fiel dazu der Film „Shining“ ein und die Hinweise in jenem Film sind erschütternd.
Kaum jemand weiß aber über die Ungereimtheiten in „2001 – Odyssee im Weltraum“. Ich habe mir den Film kürzlich mit der Astronomenbrille nochmals angesehen.
Wisst ihr, wenn im Film die Erde zu sehen ist, Filmzeit 40 bis 50. Minute, dann ist da was auffällig. Die Erde ist mal von rechts beleuchtet (44:21) dann von links (44:40), wieder links (47:36), dann rechts (48:49). In der letzten Sequenz ist der Terminator, also die Licht-Schattengrenze, auch nicht kalottenförmig sondern abgehackt. (Möglicherweise ist dahinter eine kodierte Botschaft wie LRRl=MOON).
Diese Darstellung ist physikalischer Nonsens denn in dieser Anflugsequenz, die nur wenige Minuten oder allenfalls Stunden dauert, kann es nicht zu derart unterschiedlichen Beleuchtungsszenarien kommen. Das gab mir Anlass genug, den Film noch detaillierter anzuschauen.
Tatsächlich fand ich noch weitere Hinweise.
Als Dr. Heywood Floyd zum Mond fliegt, ist bei Minute 18:57 der abnehmende Mond zu sehen. Bei Minute 32:28 aber der zunehmende Mond. Zudem ist kurios: Bei Minute 33:21 sieht man die Sonne und die Erde, letztere zu nur wenigen Prozent beleuchtet. Das bedeutet, der Mond sollte zu über 90% beleuchtet sein. In Minute 34:35 sieht man ihn, er ist aber nur zu rund 60% beleuchtet. Unglaublich. Und um das zu komplettieren, ist der Mond bei 35:19 nur zu ca. 25% beleuchtet – das Bild zeigt aber einen von links beleuchteten Mond. Bei Minute 35:30 Beleuchtung von rechts – also wieder zunehmend, weil man sieht Mare Crisium deutlich. Wieso fliegt die Fähre mit Dr. Floyd zum Mond-Nordpol? Krater Clavius (wo die Basis sich befindet) ist nicht dort, sondern bei ca. 58,55° S , 14,8° W in der Südpolregion.
Es gibt in dem Film somit eine ganze Reihe von Ungereimtheiten, die sich einem allerdings erst erschließen, wenn man ein wenig von Astronomie versteht.
Ich finde dies ganz interessant und ich sehe diesen Film nun in einem neuen Licht.
Vielleicht mag hierzu der ein oder andere noch etwas beitragen.
Gruß
Jürgen

Was der „Mondflug“ verdecken soll, in dem er nur ein Feld des Schachspiels sichtbar macht, ist der interessantere Aspekt.

Sehr gut beobachtet, Dietrich! Vielleicht liegt es daran, dass die angemieteten Mietmäuler der „Dienste“ im Schnitt doch nicht so intelligent sind, wie sie tun? Auch die schiere Menge der Schlapphüte, die sich trollhaft stets dort tummeln und sich die Bälle zuspielen, wo es um die Fake-Apollo-Mondlandung geht, ist auffällig.
Ich habe mal gehört: In jedem UFO-Club sitzt mindestens ein Schlapphut. Worin besteht seine Aufgabe? Sicherzustellen, dass das Wort „UFO“ stets und überall mit dem Wort „Alien“ oder „Außerirdische“ verbunden bleibt! Warum wohl…?

Jetzt ist wissenschaftlich geklärt: Zum Mond und zurück benötigt man mindestens 56 Tage!
Im Internet ist eine höchst interessante und brisante Arbeit mit dem Titel „Satellit im Kraftfeld Erde-Mond“ von dem Astrophysiker/Raumfahrexperten Prof. Dr. R. Kessler von der Fachhochschule Karlsruhe zu Flugbahnen und Flugzeiten von Satelliten von der Erde zum Mond und zurück aus dem Jahre 2011 publiziert worden (Kessler, 2011 bzw. http://www. home.hs-karlsruhe.de/≈kero0001/). Kessler hat im Jahre 2011 mit Rechnersimulation auf der Grundlage von sechs Differenzialgleichungen die Flugbahnen und Flugzeiten von Raumflugkörpern von der Erde zum Mond und zurück berechnet bzw. mathematisch modelliert /simuliert. Als Ergebnis seiner Berechnungen kam heraus, dass im Wesentlichen nur zwei äußerst komplizierte schleifenförmige Flugbahnen mit 6 Wendepunkten (sogenannte Librations – bzw. Lagrangepunkte, wo sich jeweils die Schwerkraft und Zentrifugalkraft aufhebt) mit Flugzeiten von 0,1522 Jahre (rund 56 Tage) und 0,6342 Jahre (ca. 7,6 Monate) existieren, die für die Raumfahrt überhaupt Bedeutung zukommt. Damit dürfte wissenschaftlich eindeutig geklärt sein, dass man nicht innerhalb von 8 Tagen von der Erde zum Mond und zurück gelangen kann, sondern hierfür mindestens 56 Tage benötigt. Apollo 11 bis N hat also niemals stattgefunden!
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

Das ist zwar plausibel formuliert, wie immer bei Vermutungen/Theorien, doch ist schon sehr lange der NASA, und im Russischen Raumfahrtprogramm bekannt, das sobald sich ein Mensch von der Erde Entfernt bzw. Aus dem Orbit in das Weltall sein Gehirn zu Brei wird, da er vom Magnetfeld der Erde getrennt wird, verliert er das Gedächtnis, daß ist das größte Hindernis für Reisen im All. Da ich mich schon sehr lange nicht mehr damit befasse, weiß ich nicht ob das Problem bereits gelöst wurde?,sowie auch der Van allen Gürtel ein riesiges Hindernis darstellte um den Mond Lebend zu erreichen. Als Werner von Braun gefragt wurde wie er das Problem des Van allen Gürtel lösen möchte? Antwortete er das das ein großes Problem darstellt, er jedoch an einer Lösung arbeitet. Von einer Lösung wurde jedoch nichts bekannt.

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

Hört auf über Dinge zu streiten die der Physik 100% widersprechen!
Schaut Euch das Video an!

https://www.youtube.com/watch?v=tFdmXcUdY0w

Das mit dem Luftballon im Video und dem Staubsauger ist eine super super Erklärung dass die Raketen im Vakuum NICHT fliegen können, und im senkrechten Zustand gegen die angebliche Mondanziehungskraft schon gar nicht!!!
Leute wacht auf!
Wir wurden mit der ganzen Raumfahrt verarscht!
Liebe grüße
Johann Strobel aus Lüneburg

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

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

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

Manchmal frage ich mich, haben denn die Wissenschaftler den Verstand verloren, so wie in dem Märchen Kaisers neue Kleider?

Und ist es ein Wunder das Lenin Stalin, Hitler etliche Millionen Menschen irre führten?

In Russland sind die berühmten Worte von Joseph Gobbels «Всё гениальное просто» zu Deutsch, alles geniales ist einfach, sehr beliebt und bekannt, aber in Deutschland kaum jemand weiß, daß das Joseph Gobbels gesagt hat!

Um nicht viel um den heißen Brei zu reden, will ich mich kurz fassen und erklären wie die Rakete in Wirklichkeit funktioniert.
 
Wir leben in einer dichten Atmosphäre das sieht man besonders deutlich wenn man einen Saugnapf ansieht dass das Navigation System im Auto an der Windschutzscheibe bombenfest hält!

Wäre auf der Erde Vakuum, natürlich würde dann der Saugnapf nicht haften! 

Und übrigens selbst das Wort Saugen ist eine falsche Bezeichnung, denn der Saugnapf saugt nicht, sondern die dichte Atmosphäre drückt ihn zur Windschutzscheibe so stark dass er bombenfest hält!

Also, wir müssen da umdenken, wenn wir objektiv an die Sache herangehen wollen!

Und da die Atmosphäre so dicht ist, ist auch der Grund dass eine Rakete die Schwerkraft überwinden kann, denn die ausströmenden Gase der Rakete stößen auf die dichte Atmosphäre und erzeugen damit den Schub, so ähnlich wie die Rückwand in einer Pistole von der sich das Geschoss abstößt und nach Hinten nicht schießt. 

Beim Eintritt in die Atmosphäre in einem zu flachen Winkel kann die Rakete sogar von der Atmosphäre abprallen!

Und im Vakuum in der Schwerelosigkeit stößt sie sich von den eigenen ausgestoßenen Gasen ab, so wie wenn zwei Schlittschuhläufer sich auf dem Eis von einander abstoßen und in die entgegen gesetzte Richtungen gleiten! 

Auf dem Mond wo Vakuum in der Kombination mit der Schwerkraft herrscht, können die Raketentriebwerke nichts ausrichten, weder beim Bremsen bei der Landung noch beim Abflug! 

Für die Landung benötigt man Airbags und zum Abflug eine Schleuder oder eine große Waffe mit der man die Astronauten abschießt!

Und da im Vakuum keinerlei Moleküle gibt, gibt es auch keinen Griff für den Rückstoß gegen die Schwerkraft des Mondes, man ist durch die Schwerkraft des Mondes verankert! 
Auch diese Neuentwicklung pulsbarer Triebwerke bringt nichts!
http://www.space-airbusds.com/de/nachrichten/technologien-fur-die-mondlandung.html 

Die Wahrheit ist einfach und genial, und jeder ehrlicher Mensch ist verpflichtet sie weiter zu geben!
 
Mit freundlichen grüßen 
Johann Strobel

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

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

do=1400 ds=874 de=1960

Ld= 2000
Abb. 1: Skizze zum rekonstruierten Triebwerk.
8. Zusammenfassung
Es konnte eindrucksvoll durch vier Berechnungen übereinstimmend belegt werden, dass der spezifische Impuls bzw. die effektive Ausströmgeschwindigkeit des J-2-Triebwerkes niemals 428 Kps/kg bzw. 4200 m/s betragen haben kann. Realistisch waren damals effektive Ausströmgeschwindigkeiten von maximal bis zu 3600 m/s. Damit konnte die letzte Stufe der Saturn-Rakete gerade einmal in den Erdorbit von 200 km gelangen. Damit war eine Mondmission mit dieser raketentechnischen Konstruktion unmöglich gewesen! Bei dem Massendurchsatz konnten Werte von 213 bis 287 kg/s errechnet werden. Dies steht eklatant im Widerspruch zu dem angegebenen Wert von 246 kg/s von Leitenberg. Auch bei der Rekonstruktion des Triebwerkes ergeben sich gravierende Abweichungen von der Theorie. Zudem stimmen die angegebenen Brennschlusszeiten nicht mit den errechneten Zeitwerten überein. Ferner betrug der Schub aus den angegebenen Parametern errechnet, nicht 1020 kN wie von Leitenberg und der NASA deklariert, sondern maximal nur 844 kN. Subsummierend kann konstatiert werden, dass die technische Leistungsfähigkeit des J-2-Triebwerkes als bedeutend geringer eingeschätzt werden muss, wie von Leitenberg und von der NASA ausgeführt.

@ Johann.
Ihre deutsche Schreibweise ist nicht schlecht. Ich jedenfalls verstehe was Sie meinen.
Zur Erklärung : Bei Raketenantrieben spricht man von der „Stüzmasse“. Das ist der Schlüsselbegriff !
Die Stützmasse schafft im Weltraum eine „Masse“ an der sich das Fahrzeug „abstoßen“ kann. Wenn das nicht so wäre, könnte keine Rakete die Erdatmosphäre verlassen. Sateliten würden unkontrolliert herumtaumeln. Sie werden aber immer wieder mittels sehr kleiner Steuerraketen auf Kurs gebracht. Wenn der dafür mitgebrachte Sauerstoffträger/Brennstoff verbraucht ist, müssen die Sateliten aufgegeben werden.
Was also im erdnahen Bereich (ca. 400 km) möglich ist, ist auch im Mondorbit möglich. Das Problem ist jedoch die enorme Menge an Sauerstoffträger/Brennstoff mitzubringen um ein Landefahrzeug von einer Annäherungsgeschwindigkeit von ca. 28 000 km/h auf Null abzubremsen. Das geht auf dem Mond nicht einfach durch Eintauchen in die Atmosphäre wie auf der Erde, denn der Mond hat keine Atmosphäre. Dazu kommt noch die Anziehungskraft des Mondes die auch noch überwunden werden muss.
Natürlich könnte man auf der Erde auch ohne die Hitzeschutzkacheln landen und letztlich mit dem Fallschirm, aber dann müssten enorme Mengen an Sauerstoffträger/Brennstoff mitgenommen werden und man hätte statt einer Nutzlast (beim Start) von sagen wir mal 65 Tonnen ev. gerade mal 5 Tonnen über, für die Versorgung der Raumstation. Dazu kommt, dass beim Start von der Erde flüssiger Sauerstoff und Wasserstoff oder Kerosin als Brennstoff verwenden werden kann aber nicht bei der Rücckkehr. Der flüssige Sauersoff/Wasserstoff wäre lange verdunstet und somit nicht mehr vorhanden. Man müsste für die Landung z.B. Hydrazinhydrat verwenden und das Zeug ist ungeheuer giftig, wird allerdings für die Steuerraketen der Sateliten verwendet, da es eine Flüssigkeit ist und sehr lange gebrauchsfähig ist.
Flüssiger Sauerstoff/Wasserstoff/Stickstoff ist nur bei Minus ca. 175`Celsius flüssig und deshalb werden die Raketen auch erst kurz vor dem Start befüllt, denn sonst geht zuviel verloren. Das ist übrigens der Grund warum die Raketen kurz vor dem Start an ihrer Hülle stark räuchern. Das ist der flüssige Sauerstoff der bereits verdunstet.

In einem Punkt haben Sie recht, DER AMI WAR NIE AUF DEM MOND, nur Sie begründen es falsch.

Der Iwan weiß das auch, aber es ist mir unklar warum er nie darüber spricht. Es ist möglich, dass er so reagiert wie ich früher mit meiner Schwester, wenn ich sie beim Schachspielen gewinnen ließ, damit sie nicht die Lust verliert.

MfG. grillbert aus Hamburg.

PS.
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!

@Johann L
Hier ein professioneller Fotograf entfernt die Mondlandung
http://www.falkenburger.eu/?page_id=62

Zitat aus:
http://schulen.eduhi.at/riedgym/physik/9/kraefte/newton/actreakbsp.htm
Zwei Schüler, von denen Schüler „A“ die Masse 77 kg und Schüler „B“ die Masse 95 kg hat, sitzen sich in zwei gleichen Bürostühlen gegenüber.
Schüler „A“ stellt seine Füße auf die Knie von Schüler „B“ (siehe Abbildung) und Schüler „B“ hebt seine Füße leicht an.
Plötzlich streckt Schüler „A“ seine Beine aus, wodurch beide Stühle in Bewegung versetzt werden.
Welche Aussage trifft zu:
Richtig ist Antwort 2: Beide Schüler üben wegen des dritten Newtonschen Gesetzes (actio gegengleich reactio) eine gleichgroße Kraft aus.
Der leichtere Schüler erfährt dadurch eine größere Beschleunigung als der schwerere Schüler.
Zitat Ende.
Und da dies in der horizontalen Ebene geschieht und nicht in der vertikalen wie die Rakete vom Mond startet, können wir einen Schüler durch eine Wand ersetzen,
so dass nur der Schüler sich weg druckt und die Wand bleibt stehen.

Warum denn durch die Wand wird der Schüler veranschaulicht, die Raketen starten doch von der Erde?

Das ist so weil die Bürostühle veranschaulichen das Vakuum in dem keine Moleküle gibt, die Rakete gibt actio ohne reactio!
Johann Strobel aus Lüneburg

Wieder falsch, Herr Marquardt!

Kurz überschlagen ergibt sich folgendes:
Die Delta-V-Kapazität des Apollo-Kombination CSM+LM (45t) beträgt mit dem SM-Triebwerk ca. 1,58km/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 könnte es Ihnen im Detail berechnen. Die Erfahrung zeigt leider, dass das Perlen vor die Säue wäre.

Apropos, nicht verstehen: die spezifische Ausströmgeschw. des SM-Triebwerks betrug nicht 2,6 sondern 3,1km/s!
apropos: die Angaben im Buch „Raketen und Raketenballistik“ von Waldemar Wolff sind nicht falsch. Sie begreifen nur die Zusammenhänge nicht!

TLI

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

Richtig Herr Limbach, eine vermeintliche Rückkehr zur Erde wäre möglich gewesen, allerdings mit einem enormen Treibstoffverbrauch von über 43 t, wie bereits weiter oben sachlich mathematisch-physikalisch dargestellt wurde, der aber nicht zur Verfügung stand! Und zu den 3,1 km/s ve nur soviel: An vier Stellen führte Wolff eine ve von 2,6 km/s für die besagte Treibstoffkombination aus!
Und lesen Sie bitte weiter:
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 Planeten, Satteliten von Planeten und Raumflugkörper nach dem Ersten Keplerschen Gesetz auf elliptischen Bahnen um Zentralgestirne, Planeten und Satteliten bewegen! Mit der irrsinnigen von der NASA deklarierten Achterbahn von Apollo 11 hätte sich die Energie bzw. der Treibstoffverbrauch um ein Mehrfaches erhöht. 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*0,73: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

@Wolgadeutscher
Meinst Du das ernst, oder ist das Satire?

@Marquardt
Warum diskutieren Sie Ihre Wandstärke-Berechnung nicht da wo Sie sie angezettelt haben? http://tinyurl.com/pualjwo

@ Siegfried Marquardt………………..
Gratuliere, endlich mal jemand der den Hebel an der Fälschung mit den richtigen Parametern ansetzt.
DIE UNMENGE AN BRENNSTOFF HÄTTE MAN IN DEM KLEINEN LANDER GARNICHT UNTERBRINGEN KÖNNEN: Dazu kommt, dass das Startgewicht der Rakete von der Erde ein Vielfaches hätte betragen müssen. Da man keinen flüssigen Sauerstoff / Wasserstoff, von der Erde bis zum Mond transportieren konnte (auch heute noch nicht) hätte man H²O² + Brennstoff oder Hydrazinhydrat nehmen müssen. Dafür war weder das nötige Raumvolumen, noch die erforderliche Startleistung der Rakete vorhanden.
Was sagte der deutsche Seemann bereits vor über 50 Jahren …..United bluff of america……..

In dieser Angelegenheit gibt es einen neuen Bericht aus Chinesischen Quellen auf dem Blog von…Einartysken…..unter dem Titel : Chinesisches Raumfahrzeug findet keine Spuren………

Ferner werden immer wieder Filme im Fernsehen gezeigt, bei denen behauptet wird : Die neuen Superteleskope auf der Erde sind in der Lage eine Kerfze auf dem Mond zu erkennen. Warum können sie das US- Mondauto nicht sehen ??

Auf dieser Seite habe ich bereits am 29.8.12 eine ähnliche Aussage gemacht.

Hallo @ grillbert

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!!!
Und wenn man im Vakuum bremsen kann, so wie angeblich die Amis auf dem Mond taten haben, wozu braucht man dann die Hitzeschildkacheln wenn man auf der Erde landet, man kann doch im Vakuum bremsen und anhalten und dann den Fallschirm öffnen und ohne Probleme landen?
Aber das geht nicht!
Man kann es 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!!!
Selbstverständlich fliegt die Rakete schneller und ohne Reibung im Vakuum 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

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/Apostelgeschichte19,36[http://www.de.bibleserver.com/text/ELB/Apostelgeschichte19,36][http://www.de.bibleserver.com/text/ELB/Apostelgeschichte19,36[http://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
(Bin Wolgadeutscher darum Nachsicht bei der Grammatik! )

Danke Johann! Sehr gut gemacht! Viele Fotos der Mission wurden veröffentlicht.Durch Licht, Schatten, genauen „Aufenthaltsort“ usw.,man könnte bestätigen oder wiedersprechen.Ich glaube noch nicht, das Sie haben alle Details berücksichtigt.

MFG Johann L

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
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen