Raumfahrt ohne Mathematik ist nicht nur verständlich – sondern sogar leicht zu verstehen! Die Grundgedanken der Raumfahrt kann man auch ohne Mathematik erklären, ohne Abstriche zu machen. Damit können oft geäußerte Ängste und eventuelle Minderwertigkeitskomplexe unserer Zeitgenossen ausgeräumt werden.
Kürzlich hat im SPIEGEL ein Physiker eine unbegründete, aber verbreitete Angst von ansonsten gut ausgebildeten Menschen vor der Mathematik genau beschrieben:
„Ich habe, zumindest in den Ländern, in denen ich bisher gelebt habe, gesehen, dass viele Eltern ihren Kindern schon bei den ersten Problemen, die in Mathe auftreten, eine Schwäche in dem Fach attestieren – meist, weil sie selbst Angst davor hatten. Wenn sie dann das erste Mal ihre Kinder dabei erleben, wie sie etwas nicht verstehen oder zu schwer finden, sind sie schnell dabei zu sagen: „Weißt du was, ich war auch nicht gut in Mathe und habe trotzdem Erfolg im Leben. Also geht das in Ordnung“.“
(Der Spiegel. 2019, Nr. 13, 23.3.19, S. 97: „Eltern haben Angst vor Mathe“. Gespräch mit dem Physiker Chris Ferrie.)
Wieviel vom Startgewicht ist Treibstoff, wieviel Nutzlast?
Im folgenden werden wir keine Mathematik mit Rechenaufgaben benutzen. Uns genügen ein paar Vergleiche von Zahlen, wie sie jeder von uns auch bei Preisvergleichen im Supermarkt anstellt. Der Leser soll nur eine Vorstellung von Größenordnungen gewinnen, z. B. daß vom Startgewicht einer Rakete mindestens 90 Prozent auf den Treibstoff entfallen, es könnten bei einfacheren Flügen auch 95 Prozent werden: allein solch ein Verhältnis von Aufwand zu Transportleistung ist schon lehrreich. Man sieht daran, daß der Raumflug eine völlig andere Welt wäre als unsere tägliche irdische Fortbewegung mit Auto, Bahn oder Flugzeug.
Noch krasser ist die andere interessante Relation von Startgewicht zu Nutzlast: im Fall von APOLLO 11 würde die Nutzlast nur 4,14 Prozent des Startgewichts ausgemacht haben – das bedeutet daß 95,86 Prozent des Startgewichts verlorenes Material gewesen wären, ein ganz schlechtes Geschäft. Das illustriert die völlig ungewohnte Kostenkalkulation der bemannten Raumfahrt. Das hindert unsere Medien aber nicht daran, die absurden Ideen von der wirtschaftlichen Rohstoffgewinnung auf Asteroiden völlig unkritisch zu berichten. Wissen unsere Wirtschaftsbosse schon, daß man mit Raketen nur 4 Prozent Nutzlast heranschafft? Daß es überhaupt keine bemannte Raumfahrt gibt, muß man ihnen ja nicht gleich verraten.
In der weiteren Darstellung werden wir zur Illustrierung der Probleme gegebenenfalls auf den angeblichen Mondflug von APOLLO 11 zurückgreifen, den die NASA als erfolgreich durchgeführt behauptet und in den Massenmedien populär gemacht hat, und dessen in Bilder gegossene Flugphasen am ehesten in der Vorstellung des Publikums erinnerlich sind.
Die Massenmedien suggerieren: Laien sollen keine Fragen stellen
Die Raumfahrtbehörden tun gern so, als ob die Raumfahrt für Laien, wie wir es sind, viel zu schwierig ist: alles ist ganz „wissenschaftlich“ und technologisch Spitze! Das können Laien gar nicht verstehen. Deshalb werden in den Medien keine Einzelheiten über die Flugbewegungen und ihre kritischen Phasen berichtet. Die Laien sollen nämlich Bildchen anstaunen und nicht nachfragen und vor allem keine kritischen Fragen stellen: kritische Fragen sind genau das, was unsere Raumfahrer überhaupt nicht gern hören und auch nicht beantworten. Das hat einen einfachen Grund: das uns erzählte Raumfahrtmärchen von der Saturn-Rakete zur Mondlandung über die Shuttles bis zur ISS ist eine so durchsichtige Lügengeschichte, daß ihre Urheber und Propagandisten jede einfache Frage tatsächlich bereits als kritisch empfinden müssen.
Da die Medien uns nicht belehren, müssen wir Laien wieder selbst erforschen, was vor uns verborgen wird, was wir aber wissen müssen, um uns ein Urteil bilden zu können.
Wir werden 7 Phasen eines Flugkörpers zum Orbitflug und zurück in einigen Einzelheiten beschreiben und die bisher verborgenen Probleme und die geheimgehaltene Ursache des Scheiterns einer Idee von bemannter Raumfahrt aufzeigen. Die Geheimhaltung des Scheiterns ist bis heute so erfolgreich, weil es durchaus eine reale unbemannte Raumfahrt gibt und in den Massenmedien diese beiden Tätigkeitsfelder kunstvoll vermischt werden, damit sie für Verwirrung sorgen und die irreale bemannte Raumfahrt von der realen unbemannten profitiert.
1. Die Rakete mit Nutzlast auf der Startrampe
2. Start in die Höhe
3. Flug in den Orbit
4. Flug im Orbit
5. Abstieg aus dem Orbit
6. Rückflug zur Erdoberfläche, Landeanflug
7. Abbremsung zur Landung, mehrere Alternativen:
7-A: Raketenmotor und Brennstoff
7-B: Reibung in der Atmosphäre, Hitzeschild
7-C: Fallschirme
7-D: „Hüpfflug“ nach Eugen Sänger
8. Ergebnis
9. Quellen
10. Anhang: Nur für besonders Neugierige die zugrundeliegenden Berechnungen
Für die folgende Beschreibung wird gelegentlich als beispielhaft der angeblich erfolgreiche Mondflug von APOLLO 11 mit Mondlandung im Jahr 1969 mit den Daten der NASA erwähnt. Die NASA-Angaben entnehmen wir der Analyse des APOLLO 11-Fluges von Anders Björkman. Alle Quellenangaben sind am Schluß zusammengestellt.
1. Rakete mit Nutzlast auf der Startrampe
Mit aerodynamischem Fluggerät wie z. B. Flugzeugen kann man bis maximal 37,6 km Höhe aufsteigen (Wikipedia – Lockheed SR-71); ungefähr gleiche Flughöhe: MiG-25(Wikipedia – Liste technischer Rekorde).
Danach wird die Luft so dünn, daß nur noch einzelne Moleküle vorhanden sind, die kein Kontinuum mehr darstellen und daher keine Luftströmung bilden können, auf der der aerodynamische Flug beruht.
Das Rückstoß-Prinzip der Rakete
Wenn man höher hinauf fliegen will, braucht man Raketen. Erst seit Raketen gebaut werden und fliegen, gibt es die Möglichkeit zur Raumfahrt, zum Flug in den Weltraum. Der Grund ist: nur Raketen ermöglichen im luftleeren Raum einen Antrieb, den sie durch den Rückstoß der Masse der aussströmenden Gase bewirken. Nach dem 3. Axiom von Newton (actio = reactio) bewirkt die Masse der aus der Düse mit hoher Geschwindigkeit austretenden Gase eine Reaktion des Raketenkörpers durch Bewegung in die Gegenrichtung. Dieser Antrieb ist nur von dem Vorhandensein von Treibstoff abhängig: er funktioniert in jeder Umgebung, also auch im Vakuum des Weltalls, aber nur so lange, wie Treibstoff vorhanden ist. (Wikipedia: Rückstoßantrieb.)
Die Austrittsgeschwindigkeit der Gase aus der Düse bestimmt die Geschwindigkeit, die die Rakete höchstens erreichen kann. Wenn ein Flugkörper keine weiteren Massen mehr hat, die er mit hoher Geschwindigkeit ausstoßen kann, dann ist er ein passives Objekt der am Ort wirkenden Gravitationskräfte.
Die Nutzlast der Rakete
Die Nutzlast ist gewöhnlich ein Flugkörper, bei dem es sich um
– einen Satelliten,
– eine Raumsonde oder
– ein Raumschiff
handeln kann. Ein Satellit hat normalerweise keinen eigenen Antrieb; eine Raumsonde nur kleine Raketen zu kleinen Kurskorrekturen; und das Raumschiff besitzt einen eigenen Raketenmotor als Antrieb; das Raumschiff besitzt jedoch normalerweise keinen (zweiten)Raketenmotor zum Abbremsen.
Die NASA-Daten zu den Start-Massen
Die Rakete mit der Nutzlast steht auf der Startrampe und wird betankt. Wir wählen als ein bekanntes Beispiel die Zahlen der NASA für die angeblich bisher größte eingesetzte Rakete SATURN V von 1969 für APOLLO 11.
. Leermasse Treibstoff Gesamtmasse Verwendungszweck
Rakete, Stufe 1: 135.218 kg 2.150.999 kg 2.286.217 kg Aufstieg in den Orbit
Rakete, Stufe 2: 39.048 kg 451.730 kg 490.778 kg Flug zum Mond
Rakete, Stufe 3: 13.300 kg 106.600 kg 119.900 kg Landung, Rückkehr
Summen: 187.566 kg 2.709.329 kg 2.896.895 kg
Startgewicht der SATURN V: 2.896.895 kg ~ 2897 Tonnen
Für die weitere Betrachtung interessieren hier nur das Startgewicht und die Nutzlast.
Die Stufe 3 ist die Nutzlast: Gesamtmasse 119.900 kg ~ 120 Tonnen
Besteht aus den 3 Modulen des Raumschiffs APOLLO (Command Module, Service Module, Landing Module) und dem Treibstoff für Mondlandung und Rückkehr vom Mond zur Erde.
Um eine Nutzlast von 120 Tonnen auf den Weg zum Mond zu bringen, wäre angeblich eine Gesamtmasse von 2897 Tonnen in den Orbit gehoben worden:
die 120 Tonnen Nutzlast hätten also nur 4,14 Prozent der Gesamtmasse (des Startgewichts) von 2897 Tonnen dargestellt.
Treibstoff-Verbrauch der Stufen 1 und 2:
Treibstoff: 2.150.999 + 451.730 = 2.602.729 kg ~ 2603 Tonnen
Der Treibstoff der Stufen 1 u. 2 von 2603 Tonnen stellt 89,8 ~ 90 Prozent der Gesamtmasse (des Startgewichts) von 2897 Tonnen dar.
Größenordnungen eines „Raketenstarts zum Mondflug“
Damit sind zwei wichtige Erkenntnisse über die entscheidenden Größenordnungen eines „Raketenstarts zum Mondflug“ gewonnen:
Erste Erkenntnis: die Treibstoffe hätten 90 Prozent des Startgewichts von APOLLO 11 ausmachen sollen; bei weniger komplexen Projekten könnte der Anteil der Treibstoffe auf ca. 95 Prozent ansteigen.
Zweite Erkenntnis: die Nutzlast hätte nur 4 Prozent des Startgewichts von APOLLO 11 dargestellt.
Je nach dem Ziel des Raumfluges werden diese Relationen variieren, die Größenordnungen aber werden sich nicht ändern.
2. Start in die Höhe
Alle Flugbewegungen der Raumfahrt sind weitgehend durch die am Startort wirkenden Gravitationskräfte bestimmt. Auf der Erde wären es das erdeigene Gravitationsfeld, das des Mondes und das der Sonne. Alle 3 Gravitationsfelder bewegen sich ständig gegeneinander. Das Dreikörperproblem ist mathematisch nicht lösbar, deshalb kann es keine genaue Berechnung eines Raumfluges mit Berücksichtigung von 3 Gravitationsfeldern geben; es kann Berechnungen nur mit den beiden stärksten Feldern geben und pragmatische Korrekturen für das dritte Feld; somit bleiben für jede Berechnung eines Raumflugs Fehlerquellen, deren wirkliche Größe erst durch Messungen während des durchgeführten Fluges festgestellt, und aus denen Korrekturen berechnet und ausgeführt werden müssen.
Folgen des Aufstiegs
Jeder Raketenstart erfolgt senkrecht nach oben, um Höhe zu gewinnen, und erfordert gegen die Erdgravitation die größte Energie. Mit ansteigender Höhe verringert sich die Gravitationskraft, sodaß ein gleichbleibender Antrieb die Rakete allmählich immer stärker beschleunigen kann. Das Gewicht der Rakete nimmt außerdem durch den Treibstoffverbrauch während des Aufstiegs ab, wodurch ebenfalls ihre Beschleunighung verstärkt werden kann, solange der Antrieb gleich bleibt. Bei Brennschluß ist die gesamte Energie des Treibstoffs in kinetische Energie umgesetzt worden. Die Rakete ist jetzt leicht und schnell geworden.
Trennung von Rakete und Flugkörper
Wenn die Rakete ihren Brennschluß erreicht hat, kann sie keinen weiteren Schub mehr liefern. Deshalb wird nun das Raumschiff von der Rakete getrennt und fliegt allein weiter. Die Raketenstufe fällt zurück zur Erde. Um die Wirtschaftlichkeit der Raumfahrt zu steigern, wird in den Massenmedien von angeblichen Versuchen berichtet, ausgebrannte Raketenstufen auf der Erde (im Ozean) zu bergen und wiederzuverwenden.
Brenndauer des Raketenmotors
Der Treibstoff ist die Energiequelle, deren Energie durch Verbrennung freigesetzt wird. Die Verbrennung in der 1. Stufe der SATURN V dauerte 1969 angeblich 161 Sekunden, das sind 2 Minuten und 41 Sekunden. Über den dabei verbrauchten Treibstoff hat Björkman durch die NASA-Desinformation 2 verschiedene Werte erhalten: einmal 2150 Tonnen, dann 2169 Tonnen; bei der Berechnung des Treibstoffs pro Sekunde käme man bei beiden Werten auf reichlich 13 Tonnen pro Sekunde. Der Ingenieur Björkman stellt natürlich die Frage, wie die NASA eigentlich den Transport von 13 Tonnen Treibstoff pro Sekunde aus den Tanks in die Brennkammern bewerkstelligt hätte (Querschnitt der Rohre? Pumpen?), worauf es von der NASA keine Antwort gibt. Sie „weiß“ es selbst nicht mehr.
Dritte Erkenntnis: Im Verhältnis zur Gesamtdauer von Raumflügen von ein paar Tagen stellt die Brenndauer des Raketenmotors von wenigen Minuten beim Start eine extrem kurze, aber die entscheidende Flugphase dar.
Der senkrechte Start in die Höhe bedeutet noch keine Entscheidung über die angestrebte Flugbahn. Entscheidend für den weiteren Flugverlauf ist, daß das Raumschiff die angestrebte Geschwindigkeit erreicht.
3. Flug in den Orbit
Die „Karman-Linie“ in 100 km Höhe
Voraussetzung für einen Orbitflug ist das Erreichen einer Höhe von mindestens 100 Kilometern über der Erde und damit des fast „luftleeren“ Weltraums, weil nur das Vakuum des Weltraums den fast verlustfreien Raumflug im Orbit ermöglicht. Als Beginn des Weltraums mit Vakuum wird daher allgemein eine Höhe von 100 km über der Erde angenommen, die auch als „Karman-Linie“ bezeichnet wird.
Diese Grenzlinie ist völlig arbiträr: sie könnte auch niedriger oder höher liegen, es ist keine naturwissenschaftliche Erkenntnis, sonden reiner Pragmatismus. Denn der Übergang von einer immer dünner werdenden Atmosphäre bis zum Weltall mit vollständigem Vakuum ist lang.
Private Firmen, die „Weltraumflüge“ für Touristen anbieten wollen, setzen den Beginn des Weltraums schon bei 80 km Höhe an, weil sie nur Parabelflüge durchführen, die nach Erreichen der Gipfelhöhe wieder zur Erde zurückfallen und nach Eintreten in die Lufthülle im dort möglichen aerodynamischen Flug wieder sicher landen können.
Die spezielle Flugebene des Orbitfluges
Der Orbit ist eine sehr spezielle Flugbahn, denn der Orbitflug bewegt sich stets um den Gravitationsmittelpunkt der Erde, der weitgehend mit dem Erdmittelpunkt zusammenfällt, im weiteren kurz als „Mittelpunkt“ bezeichnet. Vierte Erkenntnis: Die Orbitflugbahn befindet sich daher stets und dauernd in einer Flugebene, die durch den Mitttelpunkt geht, wobei die Form der Flugbahn (kreisförmig, elliptisch) und die Lage der Flugebene (ihr Winkel zur Äquatorebene) völlig beliebig sein können.
Ein senkrecht aufgestiegener Flugkörper kann nun durch kleine Steuerdüsen aus der Senkrechten in eine bestimmte Richtung abgelenkt werden: mit dieser neuen Richtung wird erstmals seine Flugebene festgelegt, in der die Orbitflugbahn verlaufen wird. Sobald der Flugkörper die Senkrechte verläßt, wird die Gravitation den Flugkörper in die Horizontale ziehen.
Die Geschwindigkeit als entscheidende Größe
Ob der Flugkörper in der Horizontalen eine Orbitbahn erreicht und einhalten kann, wird von seiner eigenen Geschwindigkeit abhängen: ist seine Geschwindigkeit zu gering, dann wird die Gravitation ihn zur Erdoberfläche herunterziehen und zum Absturz bringen; ist seine Geschwindigkeit zu groß, so wird die Gravitation ihn nicht in der Orbitbahn halten können, und er wird unkontrolliert hinaus in den Weltraum fliegen.
Orbitflug im Gleichgewicht von Flugenergie und Gravitation
Nur wenn die Energie des Flugkörpers, der ohne Gravitationswirkung geradeaus weiterfliegen würde, und die Gravitationkraft, die ihn zur Erde hin zieht, sich im Flugkörper gegenseitig aufheben und einen Gleichgewichtszustand erreichen, wird der Flugkörper eine konstante Orbitbahn erreichen und einhalten.
Orbitflug: Kreis oder Ellipse
Die Energie des Flugkörpers steckt vor allem in seiner Geschwindigkeit: sie darf sich nicht wesentlich ändern, wenn der Orbitflug erreicht und beibehalten werden soll. Die Orbitbahn kann genau kreisrund verlaufen, dann bleibt die Höhe des Flugkörpers über der Erde immer gleich, oder sie verläuft elliptisch und schwankt dann zwischen größter Entfernung vom Mittelpunkt (Aphel) und kleinster Entfernung vom Mittelpunkt (Perihel). Bei einer elliptischen Flugbahn variiert die Geschwindigkeit: sie verringert sich beim Flug nach auswärts zum Aphel und erhöht sich beim Flug einwärts zum Perihel.
Erste und Zweite kosmische Geschwindigkeit
Die Ablenkung des senkrecht aufgestiegenen Flugkörpers in eine Orbitbahn kann erst erfolgen, wenn der Flugkörper eine bestimmte Geschwindigkeit erreicht hat, die als erste kosmische Geschwindigkeit bezeichnet wird: für die Erde beträgt sie ca. 7900 m/sec. Sie ist mindestens erforderlich zum Erreichen eines Orbits (Wikipedia: Fluchtgeschwindigkeit (Raumfahrt)).
Darüber hinaus gibt es eine zweite kosmische Geschwindigkeit, die erforderlich wäre, um das Gravitationsfeld der Erde zu verlassen und in den Weltraum hinauszufliegen: für die Erde beträgt sie ca. 11200 m/sec. Da die beiden kosmischen Geschwindigkeiten von der Gravitation und damit von der Masse des Planeten abhängen, sind sie für jeden Planeten eigene charakteristische Daten. (Wikipedia: Fluchtgeschwindigkeit (Raumfahrt)).
4. Flug im Orbit
Erdnaher Orbit: LEO
Wenn der Flugkörper einen stabilen Orbitflug erreicht hat und in ein paar hundert Kilometer Höhe die Erde umkreist, wird dies als „erdnaher Orbit“ bezeichnet, mit dem englischen Ausdruck: „low earth orbit“, der zur Abkürzung LEO gerinnt.
Der gesamte LEO-Bereich erstreckt sich von der Karman-Linie bei 100 km bis ca. 700 km, wo die Van-Allen-Gürtel mit ihrer starken kosmischen Strahlung beginnen.
Verlustfreier Flug im Vakuum
Fünfte Erkenntnis: Das physikalische Geheimnis des Orbitfluges liegt im Vakuum des Weltalls, das Flugkörpern jeder Art keinen Widerstand einer Atmosphäre mehr bietet, so daß ihre kinetische Energie, mit der sie in die Orbithöhe gelangt sind, im Prinzip für die gesamte Dauer des Orbitfluges fast vollständig erhalten beibt. Für Bewegungen kann der große Unterschied zwischen Erde und Weltall so gefaßt werden: auf der Erde sind alle Bewegungen mit Energieverlusten verbunden; im Weltall dagegen kann die kinetische Energie eines Flugkörpers erhalten bleiben oder auch durch Gravitationsfelder verringert oder sogar erhöht werden.
Nur durch einzelne Moleküle im Weltraum kann im Laufe der Zeit eine sehr geringfügige Abbremsung eines Flugkörpers bewirkt werden und als Folge eine Verringerung der Geschwindigkeit eintreten, die einen ebenso geringfügigen Höhenverlust zur Folge haben kann, weil dadurch die Balance mit der Gravitation etwas verschoben wird. Aber im Prinzip bleibt die kinetische Energie des Flugkörpers im LEO fast vollständig erhalten.
Bemannte Raumfahrt und der Energieerhalt des Flugkörpers
Die oben formulierte 5. Erkenntnis scheint für die Allgemeinheit ein physikalisches Geheimnis zu sein, denn kein Massenmedium breitet es vor seinem Publikum aus. Daher weiß die Öffentlichkeit nichts von dem Problem der Rückkehr aus dem Raumflug („Re-entry“). Die Wirkungskette von
Aufstiegsenergie -> Flug im Vakuum -> Energieerhalt -> Re-entry -> Rückkehrenergie
führt annähernd zu dem Ergebnis
Aufstiegsenergie = Rückkehrenergie
und stellt die Planer einer bemannten Raumfahrt (und natürlich auch der unbemannten) vor das Problem, die Rückkehrenergie des Flugkörpers an die Umgebung wieder abzugeben oder sie durch eine entgegengerichtete bremsende Energie zu vernichten und aufzuheben, damit er mit Null m/sec landen kann – womit er auch gestartet ist. Die ungeheure Menge Energie zum Aufstieg muß, da sie erhalten bleibt, zum Abstieg wieder abgegeben oder zerstört werden: wann hätten die Medien das ihren Zeitgenossen seit 1969 jemals als das zentrale Problem der bemannten Raumfahrt offenbart?
In den wenigen Jahren ohne Zensur durch die Raumfahrtinteressen – 1958-61 – hat Wernher von Braun im Dezember 1957 zugegeben, daß er für die Abgabe der Rückkehrenergie im Re-entry keine Lösung kennt: „Fragen Sie mich nicht, wie er wieder lebendig herunterkommen soll.“ Über den SPIEGEL-Artikel von 1958 haben wir berichtet (Link im Anhang).
Für die unbemannte Raumfahrt stellt sich das Problem gar nicht erst: denn noch nie haben die NASA und Konsorten versucht, einen ihrer Satelliten heil wieder herunterzuholen, weil es ein vergebliches Bemühen wäre, sondern sie lassen sie im Absturz wie Meteore verglühen.
5. Abstieg aus dem Orbit
Wenn die Flugplanung für einen Flugkörper aus dem Orbit – oder bei der Rückkehr eines Raumschiffs von einem Raumflug direkt (wie angeblich für APOLLO 11 geplant) – den Abstieg zur Erdoberfläche vorsieht, so muß der Flugkörper wenigstens über kleine Steuerungsraketen verfügen, um seine Flugrichtung etwas korrigieren zu können.
Damit würde in den allermeisten Fällen ein passiver Flug nach den herrschenden Gravitationskräften begonnen haben. Folglich bestimmen die 5 Parameter (1) Ort, (2) Zeit, (3) Geschwindigkeit und (4) (5) zwei Richtungen der Geschwindigkeiten (horizontal, vertikal) beim Beginn des Abstiegs sehr weitgehend (sogar fast vollständig) den weiteren Verlauf des Fluges. Das bedeutet, daß von der Wahl des Startpunktes und der 5 Parameter für den Abstieg zur Erde alles abhängt.
Der Eintrittspunkt und die Geschwindigkeit
Die Raumfahrtorganisationen (NASA u.a.) setzen aus praktischen Gründen den Beginn des Abstiegs in einer Höhe von 130 km an. An diesem Punkt haben die Flugkörper noch keine Bremsmanöver absolviert und besitzen die unveränderte kinetische Energie ihres Raumflugs im Weltraum, z. B. im Orbit, also mindestens ca. 7000 m/sec. Die Lage des Eintrittspunkts in 130 km Höhe stellt eine erste Festlegung in Bezug auf den Landeplatz dar.
Wenn die Flugplanung einen bestimmten Landeplatz anstrebt, z. B. um Rettungskräfte in der Nähe stationieren zu können, dann muß sie auch den Sinkflug zur Erde hinab und den Landeanflug zur geplanten Landestelle berechnen können und damit den Eintrittspunkt auch definieren. Der Eintrittspunkt liegt zwar in 130 km Höhe, aber wenn er definiert wird durch den Landeplatz, dann steht er durch den berechneten Sinkflug in einem festen Abstand zum Landeplatz und rotiert wie der Landeplatz mit der Erde.
Nach dem Passieren eines definierten Eintrittspunkts würde den Flugkörper ein ganz weitgehend passiv erlittener Flugverlauf erwarten, da der Flugkörper in den bisher erfundenen NASA-Planungen nie eine Möglichkeit hätte haben sollen, seine eigene Geschwindigkeit zu steuern, weder durch Beschleunigen noch durch Bremsen. Folglich hätte alles von dem korrekten Erreichen des Eintrittspunkts unter allen Parametern abgehangen, was als völlig unwahrscheinlich gelten muß.
Die Kunst der Navigation im Weltraum
Die Navigation im Weltraum muß für das Erreichen eines definierten Eintrittspunkts bedenken, daß der Eintrittspunkt sich mit dem Erdball in seiner Eigendrehung ständig fortbewegt: das macht das Treffen dieses Punktes besonders schwierig, d.h. man muß den Punkt zur richtigen Zeit treffen. Björkman hat z. B. für das vom Mond zurückkehrende Command Module berechnet, daß eine Verspätung nur um eine Minute zu einer Verlagerung der Landestelle um 660 km geführt hätte.
Wenn es schon rätselhaft ist, wie ein nur passiv nach den herrschenden Gravitationskräften fliegender Flugkörper einen definierten Eintrittspunkt, der sich ständig mit der Erde dreht, minutengenau hätte treffen sollen, so führt die genaue Analyse von NASA-Behauptungen über einen erfolgreichen Rückflug von APOLLO 11 am 22.-24. Juli 1969 bis zur geplanten Landestelle in der Nähe von Präsident Nixons Schiff im Pazifik zur Entdeckung einer Verknüpfung von zwei Bedingungen, für deren Erfüllung gar keine Aussicht besteht.
Erst den Neutralpunkt (zwischen Mond und Erde), dann den Eintrittspunkt (über der Erde)
Denn APOLLO 11 hätte auf seinem Rückflug vom Mond nicht nur zuerst den Neutralpunkt (zwischen Mond und Erde) einigermaßen genau treffen müssen, der mit dem Mond zusammen um die Erde wandert (mit knapp 1 km pro Sekunde), sondern nach dem Flug zur Erde auch den definierten Eintrittspunkt einigermaßen genau treffen müssen, der sich ebenfalls ständig weiterbewegt mit der Erddrehung. APOLLO 11 hätte also nacheinander zwei Kunststücke vollbringen müssen, die durch einen rund 60 Stunden dauernden Flug durch den Weltraum getrennt waren, der gar nicht minutengenau nach Planung hätte verlaufen können, weil während des Fluges drei Gravitationsfelder an dem Flgkörper völlig unkalkulierbar gezerrt hätten: Mond, Erde und Sonne.
Die letzte Antriebsphase von APOLLO 11 war die „Trans-Earth injection“
Wieviele Fans der bemannten Raumfahrt wissen überhaupt oder machen sich klar, daß der Rückstart von APOLLO 11 aus dem Mondorbit, die „Trans-Earth injection“, seine letzte Antriebsphase gewesen ist? Daß mit dem Brennschluß des Raketenmotors im Service Module im Mondorbit ein rund sechzigstündiger, völlig passiver Flug begonnen und mit einer angeblich genauen Landung im Pazifik planmäßig geendet haben soll?
Ein passiver Flug von 60 Stunden
Die angebliche Zeit vom Rückstart von APOLLO 11 aus dem Mondorbit bis zur Landung im Pazifik soll nach Björkmans Analyse (http://heiwaco.tripod.com/moontravel1.htm)
betragen haben:
event #15: 7/22/69 04.55.12 UT – On course for location X [Neutralpunkt] and the Earth
event #20: 7/24/69 16.50.35 UT – CM splashed down! The CM spacecraft is now a boat!
UT ist die Universal Time. Der Rückflug hätte begonnen am 22.7.1969 um 4:55 Uhr morgens und geendet am 24.7.69 um 16:50 Uhr; das wären fast genau 60 Stunden gewesen.
NASA propagiert die Raumfahrt überall als „Wissenschaft“
Die NASA hat stets die genaue wissenschaftliche Planung ihrer Weltraumflüge propagiert und die vom Computer kontrollierte Steuerung aller Flugphasen als den Grund für die angeblich so genau und erfolgreich verlaufenden Weltraumflüge angegeben, um beim wissenschaftsgläubigen Publikum Eindruck zu schinden. Das Erreichen und Passieren des Neutralpunkts soll die Mannschaft von APOLLO 11 sogar im Schlaf verbracht haben.
Diese NASA hätte doch die angeblich „wissenschaftlich berechneten“ und „kontrollierten“ entscheidenden Parameter des Rückstarts aus dem Mondorbit, der „Trans-Earth injection“ veröffentlichen können. Sie hat es nicht einmal nachträglich getan, weil ein einziger passiver Raumflug nie die völlig verschiedenen und im voraus nicht berechenbaren Parameter von zwei kritischen Passagen hätte erfüllen können. Mit einem Schuß zwei bewegliche Ziele hintereinander zu treffen: das wäre nicht mal als Jägerlatein durchgegangen. In der Behauptung von dem einem Flug, der zwei bewegliche Ziele trifft, steckt eine navigatorische Widerlegung des Märchens von der Mondfahrt!
Aber ein Datum hat die NASA dann doch angegeben: vom Eintrittspunkt in 130 km Höhe bis zu Nixons Schiff im Pazifik soll das Command Module angeblich innerhalb von 29 Minuten herabgesunken und sacht in den Ozean geplatscht sein.
6. Rückflug zur Erdoberfläche, Landeanflug
Kinetische Energie
Die entscheidende Größe am Eintrittspunkt ist die kinetische Energie des Flugkörpers. Da der reibungsfreie und fast verlustfreie Flug im Weltraum dem Flugkörper fast die gesamte Energie von seinem Aufstieg in den Orbit erhält, ist es das größte Problem der Rückkehr und Landung, wie überhaupt und wie schnell der Flugkörper seine kinetische Energie an seine Umgebung abgeben oder sonstwie verlieren kann, um mit fast Null m/sec zu landen.
Die Daten zur Berechnung
Die kinetische Energie des Flugkörpers beim Eintritt in den Sinkflug zur Landung ist von den Raumfahrtorganisationen bisher noch nie – niemals! – für irgendeines ihrer angeblich erfolgreich verlaufenen Raumflugprojekte der Öffentlichkeit mitgeteilt worden. Dafür wurden jedoch bereitwilligst die Masse des Flugkörpers und seine Rückkehrgeschwindigkeit angegeben, aus dem einfachen Grund, daß diese ohnehin nicht mehr geheimgehalten werden konnten.
Masse und Geschwindigkeit
Ein Raumschiff, in dem ein oder zwei oder mehr Menschen in den Weltraum fliegen sollen, müßte zwangsläufig mindestens so viel wie ein Oberklasseauto wiegen, also mindestens 2 Tonnen, realistischerweise jedoch erheblich mehr: das von dem angeblichen Mondflug angeblich zurückkehrende Command Module von APOLLO 11 soll nach NASA-Angaben für 3 sogenannte „Astronauten“ rund 5 Tonnen gewogen haben.
Diese Angaben zur Masse sind jedoch zu gering angesetzt: Marquardt hat nachgewiesen, daß die Maßangaben für das angeblich vom Mond zurück in den Mondorbit startende Fluggerät nicht stimmen: für die angeblichen Aggregate ist nicht genug Platz vorhanden, und die angebliche Last hätte von der Rakete gar nicht bis in den Orbit getragen werden können. Bei einer Ansetzung von technisch-physikalisch plausiblen Maßen wäre das Projekt bei der Planung schon an seiner Größenordnung gescheitert.
Die NASA streut Irritationen, um die Aufdeckung der Wirklichkeit zu behindern
Alle Zahlenangaben der NASA erweisen sich bei genauem Nachrechnen als Lügenkram. Kommt hinzu, daß die NASA für entscheidende Werte wie z. B. die Treibstoffmenge im Startgewicht von APOLLO 11 durch das Veröffentlichen von 3 (!) sehr variierenden Angaben für Irritationen sorgt, damit die Kritiker nicht wissen, womit sie nun rechnen sollen. Dabei übersieht die NASA aber das wachsende Mißtrauen durch ihre völlige Unglaubwürdigkeit, wenn sie z. B. für APOLLO 11 in einer Version 100.222 kg (!) weniger, also 100 Tonnen weniger Treibstoff angibt: mit 100 Tonnen weniger im Startgewicht und dieselbe Menge weniger Treibstoff würde das Projekt nämlich ein völlig anderes!
Und über die zu erwartenden Geschwindigkeiten gibt es angesichts der beiden bekannten kosmischen Geschwindigkeiten ebenfalls kein Rätselraten: ca. 7000 m/sec aus dem Orbit oder ca. 11000 m/sec aus dem Weltraum.
Die erforderliche Berechnung: Energieabgabe pro Minute
Für die Erkenntnis der Probleme bei der Rückkehr zur Erde ist entscheidend die Kenntnis der kinetischen Energie des Flugköpers: Raumschiff, Sonde, Raumfähre oder Transporter. Die kinetische Energie ist ganz einfach zu berechnen nach der Formel Newtons: also hätten die schlauen Raumfahrtorganisationen zu jedem ihrer „wissenschaftlichen“ Flugprojekte der Öffentlichkeit gleich vorrechnen müssen,
– wie hoch die kinetische Energie ihres angeblich zurückkehrenden Fluggeräts ist,
– wie lange der Sinkflug vom Eintrittspunkt bis zur Landung (in Minuten) dauern soll,
– und dann die kinetische Energie durch die Minuten teilen, um zu zeigen,
– wieviel Energie pro Minute der Flugkörper an seine Umgebung hätte abgeben müssen, um landen zu können; sowie
– abschließend zu zeigen, wie das Fluggerät die berechneten Energien pro Minute an seine Umgebung auch praktisch hätte abgeben können.
Nichts dergleichen haben die Raumfahrtorganisationen jemals für einen bemannten Flug vorgelegt. Sie sind sonst so geschwätzig – vor der physikalischen Wirklichkeit aber haben sie die Hosen gestrichen voll, weil sie den gigantischen Betrug der Raumfahrt auffliegen läßt. Anders Björkman hat genau diese Rechnung über das angebliche Re-entry aufgemacht und die Nichtigkeit der NASA-Prahlereien erwiesen. Keine Schraube in APOLLO-11-Konstruktionen ist je über die Karman-Linie hinausgekommen.
NASA: Sollen sich die Gebildeten die Energie doch selbst ausrechnen!
Die Raumfahrtorganisationen scheinen indirekt dem Publikum zu sagen: Rechnet euch die kinetische Energie doch selber aus! Wo doch unsere Gebildeten alle noch stolz darauf sind, in der Schule eine Fünf in Mathe gehabt zu haben, was zum Aufstieg in die wichtigsten Positionen berechtigt. Dieser Trick der NASA war sehr lange erfolgreich: weil die Angst des Publikums vor der Mathematik anscheinend eine sichere Bank der NASA ist!
41 Jahre lang Angst vor Mathe
Wenn wir als ersten möglichen Zeitpunkt die angebliche Mondlandung von 1969 annehmen, dann hat das Publikum es aus Angst vor der Mathematik 41 Jahre lang nicht geschafft oder gewagt, das angebliche Re-entry nachzurechnen, bis im Jahr 2010 im deutschsprachigen Internet Siegfried Marquardt und ungefähr im Jahr 2012 im englischsprachigen Internet Anders Björkman nach Newtons Formel die Energie der angeblich zurückkehrenden Raumschiffe berechnet haben und dadurch zu der Erkenntnis gekommen sind – übrigens völlig unabhängig voneinander – daß der angeblich triumphale Mondflug von APOLLO 11 nicht stattgefunden haben kann und deshalb auch nicht stattgefunden hat. Marquardt und Björkman hatten allerdings eine bemerkenswerte und entscheidende Gemeinsamkeit: beide sind Ingenieure und haben einfach gerechnet, mit Newton.
7. Die von der NASA vorgebrachten Lösungen zum Abbremsen
Die Größenordnung der zu vernichtenden Energie
Zur Beurteilung der angeblichen Lösungen ist es allerdings unerläßlich zu wissen, um welche Größenordnung von Energie es geht, die durch Abbremsen vernichtet werden müßte: denn ein wenig könnte man tatsächlich in der Atmosphäre durch Luftreibung abbremsen, aber diese Abbremsung ist ein Nichts angesichts der ungeheuren kinetischen Ernergie der zurückkehrenden Flugkörper. Die NASA hat den anschaulich eingängigen Vorgang der Abbremsung durch Luftreibung irreführend benutzt, indem sie die Größenordnung der zu vernichtenden Energie nicht angibt: die Größe der Energie führt den Gedanken der Abbremsung durch Luftreibung jedoch ad absurdum.
Im Falle des berühmten angeblichen „APOLLO 11-Fluges“ mit Mondlandung, der bei seiner Rückkehr zur Erde in 130 km Höhe mit einer Masse von mehr als 5 Tonnen und mit der kosmischen Geschwindigkeit von rund 11000 m/sec ankommt und direkt in den Sinkflug zur Landung übergeht und nach 29 Minuten wohlbehalten im Pazifik landet, beträgt die kinetische Energie der Kommandokapsel rund 345 GigaJoule, das sind 345 Milliarden Joule.
Das Quadrat der Geschwindigkeit liefert die Erklärung
Diese aus der irdischen Erfahrung unvorstellbare Größe von 345 GigaJoule in einem Körper kommt dadurch zustande, daß die kinetische Energie nach Newton das Produkt aus der Masse (in kg) und dem Geschwindigkeitsquadrat (in m/sec) ist, so daß man schon durch eine kurze Betrachtung nur der Dezimalstellen schnell die Größenordnung dieses Produkts herausfinden kann:
– die Masse (5000 kg) hat 3 Dezimalstellen,
– die Geschwindigkeit (11000 m/sec) hat 4 Dezimalstellen und ihr Quadrat hat 8 Dezimalstellen,
– 3 + 8 sind insgesamt 11 Dezimalstellen,
– und das Produkt der Einer bringt die 12. Dezimalstelle,
womit die gesamte Zahl von 345.000.000.000 Joule in ihrer Größenordnung erklärt ist. Der Faktor „einhalb“ in Newtons Gleichung spielt für die Betrachtung der Größenordnung keine Rolle. Eigentlich ist es doch frappierend, diese entscheidende Größenordnung der kinetischen Energie aus nur zwei Daten berechnen zu können.
Beispiel aus irdischen Verhältnissen
Aber was ist ein GigaJoule? Um diese unvorstellbare kosmische Energiegröße in einem Vergleich mit einer irdischen Größe zu zeigen, kann man z. B. die kinetische Energie eines ICE der Deutschen Bahn bei Dienstgeschwindigkeit berechnen (8 Wagen, 450 Tonnen, 250 km/h) und kommt auf ca. 1 Gigajoule: man müßte sich also die kinetische Energie von 345 ICE’s in einem Flugkörper vereinigt vorstellen, um ein realistisches Bild von dem heimkehrenden Command Module zu erhalten.
Was ist ein Joule?
Vielleicht sollte man hier auch ein Beispiel für die Einheit „Joule“ einfügen. Newtons Gleichung ergibt genau „1 Joule“, wenn man einen 2-kg-Block (Holz, Stein, Metall, das Material ist natürlich egal) mit einer Geschwindigkeit von 1 Meter pro Sekunde bewegt: dann trifft der 2-kg-Block mit 1 Joule kinetischer Energie auf ein Ziel. Wenn dieser 2-kg-Block mit 1 Joule den eigenen Kopf träfe, dann wäre das also eine kräftige Watschn!
Welche Techniken für das Abbremsen zur Landung werden vorgebracht?
In den Erzählungen der Raumfahrtorganisationen, allen voran als erste und stilbildende die NASA, wurden bisher 4 Techniken in verschiedenen Variationen und Kombinationen angegeben, durch die die angeblichen bemannten Raumflüge angeblich erfolgreich abgeschlossen werden konnten. Es handelt sich dabei um:
7-A: Raketenmotor und Brennstoff
7-B: Reibung in der Atmosphäre
7-C: Fallschirme
7-D: Hüpfflug nach Eugen Sänger
Andere Techniken sind nicht vorgebracht worden. Wir werden jeder Bremstechnik ein Unterkapitel widmen, in dem zu zeigen sein wird, was die Technik leisten kann und was nicht. Insgesamt werden wir zu dem Ergebnis kommen, daß bisher keine der 4 Techniken in beliebigen Kombinationen in der Lage gewesen wäre, die wohlbehaltene Rückkehr eines bemannten Raumfluges zu ermöglichen.
Wernher von Braun wußte schon im Dezember 1957 Bescheid
Das Ergebnis unserer Untersuchung ist keine Überraschung und und schon seit langem bekannt, allerdings in großer Verschwiegenheit der Medien vor der Öffentlichkeit verborgen geblieben und von den phantasievollen Erfolgsstories in den Massenmedien überspielt. Wir können aber durch den glücklichen Fund eines SPIEGEL-Artikels von 1958 als Zeugen den wohl unverdächtigen Wernher von Braun mit folgender Aussage vom Dezember 1957 zitieren (die CIA-Verleumdung derartiger Kritiker als „Verschwörungstheoretiker“ wurde erst nach 1963 erfunden und 1967 in einem CIA-Dokument eingehend begründet):
„“Mit den bereits vorhandenen Mittelstreckenraketen könnten wir einen Menschen in
spätestens einem Jahr in eine Kreisbahn um die Erde schießen“, sagte Wernher von
Braun, der 45jährige Freiherr aus Westpreußen, im vergangenen Monat. „Aber fragen
Sie mich nicht, wie er wieder lebendig herunterkommen soll.““ (S. 38)
Damit hat Wernher von Braun im Dezember 1957 eingestanden, daß er damals keine Lösung für das Rückkehrproblem gekannt hat. Damit war er sozusagen ein „Verschwörungstheoretiker avant la lettre“! Wir haben deshalb dem SPIEGEL-Artikel von 1958 am 27.2.2019 einen Blogartikel gewidmet:
„Fragen Sie mich nicht, wie er wieder lebendig herunterkommen soll.“
(https://balthasarschmitt.wordpress.com/2019/02/27/fragen-sie-mich-nicht-wie-er-wieder-lebendig-herunterkommen-soll/)
Wie man sieht, war das Problem schon 1957 als unlösbar erkannt, durfte aber spätestens seit 1962 in den Massenemdien nicht mehr offen berichtet oder diskutiert werden wegen der Mondfahrtideen der USA; von den Massenmedien mußte es verschwiegen werden, und Wernher von Braun hat später selbst den gesamten Prozeß der Inszenierung des gigantischen Betrugs mit dem APOLLO-Programm wissentlich als „Vater der Saturn-Rakete“ und Galionsfigur mitgemacht.
Die verschiedenen Phasen des Rückflugs
Jeder Rückflug mit kosmischer Geschwindigkeit zur Erdoberfläche würde zwangsläufig klar bestimmte Flugphasen und Höhenabschnitte durchlaufen, die sich aus folgenden Parametern ergeben:
– Einflugwinkel am Eintrittspunkt (Absenkung der Flugrichtung gegenüber der Horizontalen): wird sehr gering gehalten, nur wenige Winkelgrad;
– Durchquerung des weitgehenden Vakuums zwischen Eintrittspunkt und Atmosphäre: von 130 km hinunter bis 50 km = 80 km Ausdehnung in der Höhe;
– Höhe der flugfähigen Atmosphäre über der Erde: 50 km;
– maximale Höhe für aerodynamischen Flug: knapp 40 km.
7-A: Raketenmotor und Brennstoff
Die für alle Beobachter der Raumfahrt naheliegendste Lösung für die Rückkehr zur Erde wäre die Abbremsung durch einen Raketenmotor, der gegen die Flugrichtung nach unten arbeitet. Diese Lösung würde allerdings einen Raketenmotor an der Spitze des Raumschiffs erfordern und einen entsprechenden Vorrat an Treibstoff voraussetzen. Als Faustregel wäre dabei zu beachten, daß man zum Abbremsen von 1 kg Masse ungefähr genau so viel Treibstoff benötigt wie für den Transport von 1 kg „nach oben“ in den Orbit.
Treibstoffvorrat als Nutzlast vom Start an
Diese zunächst naheliegende Lösung ist bisher nur für einen Abschnitt ihres Mondflug-APOLLO-11-Unternehmens geplant gewesen: für den angeblichen Abstieg des Raumschiffs in den Mondorbit, dessen Flugebene durch den Gravitationsmittelpunkt des Mondes hätte gehen müssen, was die NASA jedoch nicht gezeigt und nicht mitgeteilt hat. Schon nach der „Lunar injection“ (Björkman: Events #2-3) war in einer unglaublichen Prozedur – während des Fluges zum Mond! – angeblich die Reihenfolge der Module des APOLLO-Raumschiffs derart umgebaut worden, daß das Service Module mit seinem Raketentriebwerk voraus an die Spitze der Formation kam, damit dieses Triebwerk die Abbremsung zum Mondorbit hätte leisten sollen.
Die zweite Anwendung der Abbremsung durch ein Raketentriebwerk wäre nach NASA-Planung erfolgt, als die Landefähre, Lunar Module oder auch „Eagle“ genannt, mit ihrem nach vorn gerichteten Triebwerk aus dem Orbit zum Landeanflug hätte ansetzen sollen. Dasselbe Triebwerk befand sich damit an der richtigen Stelle, weil es auch den Rückstart vom Mond in den Orbit zum dort befindlichen Raumschiff hätte leisten sollen.
Außer diesen beiden Abbremsmanövern mit Triebwerken und Treibstoff auf dem Mond hat die NASA diese Lösung für das Re-entry auf die Erde für APOLLO 11 nicht vorgesehen. Der Grund liegt auf der Hand: nie hätte ein Raumschiff den erforderlichen Vorrat an Treibstoff für die Rückkehr als Nutzlast beim Start schon mitnehmen können. Obwohl sie für das wesentliche Re-entry zur Erde nicht einmal geplant worden ist, sollen die Gründe für den „Verzicht“ auf diese Lösung doch kurz betrachtet werden.
Maximale Nutzlast der Rakete ist zu gering
Der entscheidende Grund ist das eingangs (siehe: Startgewicht zu Treibstoff? – Startgewicht zu Nutzlast? – 2. Absatz) beschriebene groteske Mißverhältnis zwischen Startgewicht und der Nutzlast von nur 4,4 Prozent, oder anders ausgedrückt: die Raketen sind zu schwach. Die technisch naheliegende Lösung, einfach hinreichend große Raketen zu bauen, scheitert an der dann erreichten Größenordnung: Raketen von der dafür erforderlichen Größe würden alle denkbaren Maße und Kosten überschreiten. Diese einfache Wahrheit gehört zu den Erkenntnissen, deren Verbreitung in den Massenmedien strikt verboten ist, weshalb kaum jemand diese Frage erörtert.
Denkmodell: „Tankstelle“ im Orbit
Nun ist es wiederum Werher von Braun gewesen, der laut Internetzitaten – die allerdings wie so oft im Internet ohne Quellenangabe daherkommen – irgendwann gesagt oder geschrieben haben soll, für einen Flug zum Mond benötige man für die Rückkehr zur Erde einen im Erdorbit stationierten Vorrat an Treibstoff, gewissermaßen eine „Tankstelle“ im Orbit, die ein vom Mond zurückkehrendes Raumschiff ansteuern und dort den für den Landeanflug erforderlichen Treibstoff übernehmen könnte. (Wir bitten unsere Leser dringend um Mitteilung, wenn sie auf irgendeine Weise die Quelle für dieses Zitat herausfinden sollten.) Diese Äußerung würde sachlich gut in den Zusammenhang des oben mitgeteilten Zitats von v. Braun von 1957 passen: „Aber fragen sie mich nicht, wie er wieder lebendig herunterkommen soll!“
Das ungelöste Problem des Andockens
Aber auch das Modell „Tankstelle im Orbit“ ist bisher nie in NASA-Projekten aufgetaucht. Es würde übrigens mindestens zwei neue Probleme aufwerfen: es gibt keinen Einflug von außen in den Orbit um einen Planeten (hier: die Erde), weil die Planeten nicht stillestehen, sondern sich ständig weiterbewegen, und übrigens ist auch die Frage des Andockens an andere Flugkörper technisch noch völlig offen, wenn auch die NASA und andere „Veranstalter“ uns ständig vom „Andocken an die ISS“ erzählen, sogar „automatisch“ durch unbemannte Transporter wie die „Sojus“. Die Märchen der bemannten Raumfahrt werden, wie man sieht, ständig weiterentwickelt und verfeinert …
Obwohl so naheliegend, ist diese Lösung für das „Re-entry“ bisher technisch nicht machbar. Ob es einmal möglich sein wird, erscheint nicht wahrscheinlich, kann aber auch nicht prinzipiell ausgeschlossen werden.
7-B: Reibung in der Atmosphäre
Die bei den Planern beliebteste „Lösung“ für ein „Re-entry“ ist das Abbremsen durch die Luftreibung, wobei zwar große Hitze entsteht, die jedoch nach den Angaben der Planer zu beherrschen sei.
Der 1. Fehler
Der erste offensichtliche Fehler dieser „Lösung“ besteht darin, daß sie die Durchquerung des 80-km-Vakuums (von 130-50 km Höhe) verschweigt und damit einfach unterschlägt. Das Publikum erfährt daher nicht, daß in dieser Zone nicht nur keine Abbremsung durch Reibung erfolgt, sondern daß diese Vakuum-Zone die größte Gefahr für das zurückkehrende Raumschiff darstellt, und zwar aus mehreren Gründen:
– das Raumschiff fällt im Vakuum im Gravitationsfeld der Erde und wird dadurch noch zusätzlich beschleunigt;
– das Vakuum ist nicht vollständig, sondern mit einzelnen Luftmolekülen angefüllt, auf die das Raumschiff mit seiner vollen kosmischen Geschwindigkeit trifft und dadurch aufgeheizt wird;
– das Raumschiff verbringt wegen des möglichst flachen Anflugwinkels die Rückflugzeit ganz überwiegend in der Vakuumzone, so daß schon die Aufheizung durch das Auftreffen mit kosmischer Geschwindigkeit auf die Luftmoleküle den Flugkörper verglühen läßt, weshalb auch die Meteore überwiegend schon in dieser Vakuumzone verglühen und nicht erst in der Atmosphäre.
Der 2. Fehler
Er besteht in der falschen und daher irreführenden Behauptung der Planer über die – nach ihrer Darstellung erst in ca. 50 km Höhe zu erwartende – Erhitzung des Raumschiffs in der Atmosphäre, daß die Luftreibung angeblich erst in ca. 50 km Höhe wirksam werde; und sie rechnen mit einer Erhitzung von maximal 2000 Grad Celsius und behaupten, sie hätten Materialien entwickelt, die diese Temperaturen überstehen könnten.
Diese Zahlenangabe und Wundermaterialien sind reine Flunkerei und Augenwischerei, denn die Erkenntnis über die kinetische Energie bei der Rückkehr zur Erde – 345 GigaJoule für APOLLO 11 – führt zur Berechnung einer Reibungshitze zwischen 45.000 bis 70.000 Grad Celsius (Marquardt, Björkman). Temperaturen von mehreren 10000 Grad führen nämlich zur Bildung einer Plasmawolke, in der Moleküle aufbrechen und kein irdisches Material Bestand hat.
Der 3. Fehler
Die Idee eines „Hitzeschutzschildes“ mit keramischen Kacheln auf einer Seite (der „Unterseite“?) des Raumschiffs suggeriert dem Publikum, die Reibungshitze wirke nur von einer Seite (auf der sich der Schutzschild befindet) und könnte durch Keramikkacheln abgehalten werden, die Mannschaftskabine aufzuheizen, in der die „Astronauten“ vor der Hitze durch die Raumschiffwand (ca. 5 mm Aluminium!) geschützt, die sichere Landung abwarten könnten. Ein „Hitzeschutzschild“ würde sich wie alle anderen irdischen Materialien in der Plasmawolke in seine molekularen Bestandteile auflösen; die Idee einer „Trennwand“ zwischen Plasma und Mannschaftskabine kann dem Publikum nur so lange aufgeschwatzt werden, wie man die wahren Temperaturen verleugnet und verschweigt.
Der 4. Fehler
Die Propagandisten einer bemannten Raumfahrt nutzen natürlich gern schöne Narrative, die die Einbildungskraft der Menschen mobilisieren, und lassen die Luftreibungs-Lösung deshalb in den Massenmedien mit schönen Motiven ausmalen, wie ihre Raumschiffe an farbenprächtigen Fallschirmen herunterschweben und sanft im Pazifik oder in der Steppe aufsetzen. Solange das Publikum von der gewaltigen Rückkehrenergie, der Existenz der langen Vakuumzone und den darin unerhörten Temperaturen durch den Schwarm von Luftmolekülen nichts ahnt, kann es den schönen Bildchen natürlich begeistert zujubeln.
Der 5. Fehler
Er besteht darin, die mehrfach widerlegte Luftreibungslösung dem Publikum sogar als die einzig mögliche Lösung darzustellen. Die Absurdität dieses Fehlers wird noch dadurch betont, daß sogar die akademische Autorität und Reputation der TU München zur Beglaubigung eingesetzt wird.
Unsere jüngste Trouvaille liefert hierzu eine bemerkenswerte Aussage von jemandem, der als Gläubiger und Unterstützer des bemannten NASA-ESA-DLR-Raumfahrt-Betrugs in den Augen der Fans ganz unverdächtig sein muß: er forschte sogar am Nachfolger für das Shuttle! Dr. Christian Stemmer vom Lehrstuhl für Aerodynamik hat am 14.11. 2008 in den Pressemitteilungen der TUM (TU München) über die Energie beim Re-entry zur Erdoberfläche unter anderem zu Protokoll gegeben: „Diese Energie kann nur durch Reibung des Raumfahrzeugs an der Lufthülle abgebaut werden.“ Für ihn wären die hier skizzierten Lösungen 7-A und 7-D also offensichtlich gegenstandslos: wenigstens darin sind wir mit ihm einer Meinung.
Quelle: „TUM Wissenschaftler forschen am Nachfolger für das Space Shuttle“
(https://portal.mytum.de/pressestelle/pressemitteilungen/news_article.2008-11-14.9324039784)
7-C: Fallschirme
Der Einsatz von Fallschirmen kann zwar optisch wirksam dargestellt werden, unterliegt jedoch so starken Einschränkungen, daß er in der Wirklichkeit nicht oft eingesetzt werden könnte. Das hindert aber Raumfahrtplaner nicht, gerade Fallschirme besonders oft in den Märchen für die Massenmedien einzusetzen: die Schirme sehen mit verschiedenfarbigen Segmenten einfach toll aus!
Zu den Einsatzbeschränkungen gehören folgende Bedingungen:
– Fallschirme können nur beim Flug in einer dichteren Atmosphäre eingesetzt werden;
– das Fluggerät muß seinen Fallschirm vom Start an bei sich tragen;
– ein Fallschirm kann nur in geringen Höhen eingesetzt werden, wo die Atmosphäre dicht genug und tragfähig ist;
– ein Fallschirm ist nur bei kleineren Geschwindigkeiten einsetzbar, weil sein Öffnen sonst zu ruckartig erfolgt und das Reißen der Seile riskiert;
– der Fallschirm muß konstruktiv auf die Gewichtsbelastung durch das Fluggerät abgestimmt sein;
– alle Bedingungen legen es nahe, Fallschirme erst in der letzten Phase eines Landeanflugs einzusetzen.
Die Fallschirme wären also als Schlußphase nach jeder beliebigen Abbremsung in den entscheidenden Höhen von 130 km bis hinunter auf 10 km denkbar, wenn sie allen Einsatzbedingungen entsprechen und wenn es vorher eine erfolgreiche Abbremsung gäbe. Das Unglück aber wäre in den höheren Regionen bereits geschehen, das Raumschiff samt seinen Fallschirmen wäre im Plasma verglüht, und auf den letzten Kilometern hätte es nichts mehr zu retten gegeben.
7-D: „Hüpfflug“ nach Eugen Sänger
Zu Beginn des 2. Weltkriegs hatte der deutsche Raketenforscher Sänger eine neue
Theorie entwickelt, nach der ein 100 Tonnen schwerer Gleitbomber die Erde umkreisen könnte, indem er auf der Atmosphäre „wellenförmig auf und ab hüpfend“ fliegt. Die Erinnerung an Sängers Theorie hatte der SPIEGEL auch in seinem Artikel vom 1. Januar 1958 aufgegriffen:
Raumfahrt / Mond-Flug: Zu öden Welten. – In: DER SPIEGEL, 1958, Nr. 1, 1.
Januar, S. 32-39. (Vgl. unseren Artikel: „Fragen Sie mich nicht, wie er wieder lebendig herunterkommen soll.“)
Sängers Theorie funktioniert nicht für Raumschiffe
Dort wird sie von den SPIEGEL-Redakteuren eingeführt und erläutert, aber offensichtlich nicht als ein Vorschlag von Wernher von Braun. Sängers Theorie sollte gelten für ein Flugzeug, das aerodynamische Eigenschaften hat und in den höheren Schichten der Atmosphäre fliegt, also nicht mit kosmischen Geschwindigkeiten.
Die Redakteure präsentieren es dagegen als eine Möglichkeit für Raumschiffe, die eine Abbremsung zum Re-entry benötigen. Damit schlagen sie jedoch eine Lösung für das Re-entry vor, die mehrere Irrtümer aufweist: die Raumschiffe fliegen mit kosmischer Geschwindigkeit, müssen das lange Vakuum durchqueren und haben keine aerodynamischen Eigenschaften, wenn sie auf die Atmosphäre treffen. Raumschiffe könnten also das Sängersche „Hüpfflugprinzip“ gar nicht nutzen; auch v. Braun, der die Sängersche Theorie natürlich kannte, hat es nicht als Lösung für das Re-entry angegeben. Es ist bisher auch nicht erwiesen, daß das „Hüpfflugprinzip“ überhaupt für Flugzeuge funktioniert, und wie sie auf „höhere Luftschichten“ aufprallen sollen, die bekanntlich eine sehr dünne Atmosphäre aufweisen. Es gibt im Grund nur Behauptungen, keine eindeutige Anwendung.
Es gibt also keine Hoffnung für die schöne Mär, Raumschiffe könnten nach Sängers Prinzip auf höheren Schichten der Atmosphäre „hüpfend“ die Erde umkreisen und bei jeder Umkreisung etwas an Energie verlieren, um nach erfolgreicher Reduzierung der kinetischen Energie in einem aerodynamischen Flug zur Landung anzusetzen.
8. Ergebnis
Die Analyse der Probleme der bemannten Raumfahrt in 7 Abschnitten führt zu folgenden Ergebnissen:
Ergebnis 1 – Die Raumfahrt leidet an katastrophal unwirtschaftlichem Treibstoffverbrauch und zu geringen Nutzlasten (nur 4,14 Prozent des Startgewichts), wodurch allein schon z. B. bestimmte Bremsverfahren zum Re-entry unmöglich gemacht werden, weil man keinen Treibstoff dafür mitnehmen kann.
Ergebnis 2 – Der Start in die Höhe kann gelingen; allerdings werfen gigantische Projekte wie die SATURN V von APOLLO 11 technische Probleme auf wie z. B. den Verbrauch von 13 Tonnen Treibstoff pro Sekunde, wobei z. B. nicht klar ist, wie innerhalb der Rakete eine solche Menge in so kurzer Zeit von den Tanks zu den Raketenmotoren transportiert werden könnte.
Ergebnis 3 – Der Flug von der Erde aus in einen Erd-Orbit kann gelingen, wenn der Flugkörper eine hinreichende Geschwindigkeit erreicht.
Ergebnis 4 – Der Flug im Orbit kann gelingen. Er weist zwei entscheidende Merkmale auf: seine Flugebene muß immer durch den Gravitationsmittelpunkt des Planeten gehen, und der Flug im Orbit im Weltraum ist fast verlustfrei. Dies führt zu der Erkenntnis: für die Größenordnung gilt Aufstiegsenergie = Rückkehrenergie. Diese Besonderheit des Orbitfluges mit der hohen Rückkehrenergie würde das Scheitern aller bisherigen angeblichen bemannten Raumflugprojekte oberhalb der Karman-Linie verursacht haben, wenn man sie durchgeführt hätte: da das auch die Raumfahrtorganisationen wissen, haben die Flüge nicht stattgefunden.
Ergebnis 5 – Der Eintritt in den Sinkflug zur Rückkehr zur Erdoberfläche kann gelingen. Hierbei gibt es zwei Varianten: (a) eine Rückkehr zu einem bestimmten Landeplatz auf der Erde oder (b) Rückkehr zur Erde ohne ein bestimmtes Ladungsziel. Der erste Fall mit Ansteuerung eines bestimmten Landeplatzes würde voraussetzen, daß abhängig vom Landeplatz und dem geplanten Sinkflug zur Landung auch der Eintrittspunk definiert werden muß, der sich dann ständig mit der Erde dreht. Der sich drehende Eintrittspunkt ist ein schwieriges Ziel für einen aus dem Weltraum zurückkehrenden Flugkörper in antriebslosem, passivem Flug: verpaßt der Flugkörper den Eintrittspunkt, dann verfehlt er auch das geplante Landungsziel. Wenn wie bei APOLLO 11 mit einem antriebslosen Flug von 60 Stunden sogar zwei bewegte Ziele hintereinander getroffen werden sollen, so ist die Unmöglichkeit dieses Vorhabens offensichtlich.
Ergebnis 6 – Der Rückflug zur Erdoberfläche und der Landeanflug hängen entscheidend von der kinetischen Energie des Flugkörpers ab. Diese Energie ist von der NASA nie angegeben und in den Massenmedien nie veröffentlicht worden, obwohl die Größe dieser Energie gar kein Geheimnis ist. Man braucht für die Berechnung nach Newtons Formel nur die Masse des Flugkörpers und seine Geschwindigkeit im Eintrittspunkt. Die Masse ist von der NASA für APOLLO 11 mitgeteilt worden, und die Geschwindigkeit wäre bekanntlich ungefähr die zweite kosmische Geschwindigkeit gewesen: die Berechnung ergibt eine kinetische Energie von 345 Milliarden Joule, 345 GigaJoule. Die NASA hat diese Energie nie mitgeteilt, also hätten die interessierten Bürger und Zeitgenossen es selbst ausrechnen müssen: es hat aber seit 1969 ganze 41 Jahre bis 2010 gedauert, bis die Kritiker es erstmals getan haben. Für das Re-entry hätte APOLLO 11 also 345 GigaJoule an seine Umgebung abgeben müssen. Dafür sind 4 verschiedene Techniken angegeben worden, die wir anschließend einzeln bewerten.
Ergebnis 7 – Für die Abbremsung ist entscheidend, wieviel kinetische Energie des Raumschiffs abgegeben oder vernichtet werden müßte, um mit Null Meter pro Sekunde zu landen. Die Größenordnung für ein APOLLO-Command Module liegt bei 300 GigaJoule. Energie in dieser Größenordnung kann kein Raumschiff abgeben, ohne wie ein Meteorit im Plasma zu verglühen.
Dafür haben wir als unverdächtigen Zeugen Wernher von Braun, der schon 1957 zu Protokoll gegeben hatte: „Fragen Sie mich nicht, wie er wieder lebendig herunterkommen soll.“ Die Raumfahrtorganisationen wie NASA, ROSKOSMOS u.a. erzählen für das Re-entry 4 Narrative:
7-A: Raketenmotor und Brennstoff
7-B: Reibung in der Atmosphäre
7-C: Fallschirme
7-D: Hüpfflug nach Eugen Sänger
Die Analyse ergibt:
– für 7-A fehlt der Treibstoff,
– für 7-B ist das Verglühen wie ein Meteor unausweichlich,
– mit 7-C könnte man nur in der Schlußphase arbeiten, die aber kein Raumschiff wohlbehalten erreicht, und
– 7-D ist eine Theorie für aerodynamisch fliegende Flugzeuge und nicht auf Raumschiffe mit kosmischer Geschwindigkeit anwendbar.
Fazit
Die Untersuchung aller behaupteten angeblichen Methoden für ein erfolgreiches Re-entry zur Erde nach erfolgtem Raumflug zeigt ihr vollständiges Versagen. Eine bemannte Raumfahrt ist physikalisch-technisch nicht machbar, weil es eine wohlbehaltene Rückkehr zur Erde nicht gibt. Wer öffentlich Unmögliches verspricht und nicht mehr zur Wahrheit zurückkehrt, kann nur noch mit Betrug arbeiten. Die Raumfahrtorganisationen organisieren deshalb die Fiktion einer „bemannten Raumfahrt“, erzählen Lügengeschichten und betrügen die Öffentlichkeit. Da man einen Betrug nicht plötzlich stoppen kann, weil er dann auch dem Einfältigsten auffiele, droht uns eine „ewige bemannte Raumfahrt“.
Alle Narrative zur bemannten Raumfahrt in den kontrollierten Massenmedien sind folglich reine Phantasieprodukte, realistisch dargestellt mit Fotos und Videos, die in irdischen Fotolabors in den Kulissen der angeblichen Raumschiffe, Raumstationen und Weltraumumgebungen nachgestellt werden. Sogenannte „Astronauten“ sind nur Schauspieler als Astronauten-Darsteller, die die offiziellen Lügengeschichten erzählen.
9. Quellen
1. Offizielles Narrativ der NASA u. a. Raumfahrtorganisationen von der angeblichen Raumfahrt, als unbezweifelbare Realität dargestellt:
Wikipedia: Raumfahrt.
(https://de.wikipedia.org/wiki/Raumfahrt)
2. Der Spiegel. 2019, Nr. 13, 23.3.19, S. 97: „Eltern haben Angst vor Mathe“. Gespräch mit Physiker Chris Ferrie.
3. Analyse des APOLLO-11-Fluges von Anders Björkman, deutsche Zusammenfassung:
Der APOLLO-11-Elefant – eine deutsche Premiere. 23 Seiten. – 22.11.16
(https://balthasarschmitt.wordpress.com/2016/11/22/der-apollo-11-elefant-eine-deutsche-premiere/)
4. Flugzeuge können bis maximal 37,6 km Höhe aufsteigen:
Wikipedia: Lockheed SR-71.
(https://de.wikipedia.org/wiki/Lockheed_SR-71)
Der absolute Höhenrekord wurde von einer MiG-25 mit 37.650 m aufgestellt, allerdings im
Parabelflug. Wikipedia: Liste technischer Rekorde.
(https://de.wikipedia.org/wiki/Liste_technischer_Rekorde#H%C3%B6chste_Flugh%C3%B6he_ohne_Raketenantrieb)
5. Wikipedia: Rückstoßantrieb.
(https://de.wikipedia.org/wiki/R%C3%BCcksto%C3%9Fantrieb)
6. Orbit, kosmische Geschwindigkeit:
Wikipedia: Fluchtgeschwindigkeit (Raumfahrt).
(https://de.wikipedia.org/wiki/Fluchtgeschwindigkeit_(Raumfahrt))
7. SPIEGEL-Artikel von 1958:
Raumfahrt / Mond-Flug: Zu öden Welten. – In: DER SPIEGEL, 1958, Nr. 1, 1.
Januar. – Ist in zwei verschiedenen Versionen verfügbar:
(1) Vom Artikel nur der Text, ohne die alte Typographie, ohne Abbildungen, ohne
Seitenzählung, nur der Hefttitel in Farbe:
(http://www.spiegel.de/spiegel/print/d-41760333.html)
(2) Der Artikel im alten originalen Layout, Typographie und Abbildungen (in schwacher
Qualität) und mit Seitenzählung, S. 32-33, 35-39, im pdf-Format; erreichbar nur über die
Textversion (1): sie enthält zu Beginn einen Link auf den alten Artikel
(SPIEGEL_1958_01_41760333.pdf).
Unser Referat dieses Artikels:
„Fragen Sie mich nicht, wie er wieder lebendig herunterkommen soll.“ 18 Seiten. – 27.2.19
(https://balthasarschmitt.wordpress.com/2019/02/27/fragen-sie-mich-nicht-wie-er-wieder-lebendig-herunterkommen-soll/)
8. Dauer des antrieblosen APOLLO-11-Fluges vom Start aus dem Mondorbit bis zur Landung auf der Erde im Pazifik:
Björkman (siehe oben) gibt die Zeiten für Start und Landung:
event #15: 7/22/69 04.55.12 UT – On course for location X [Neutralpunkt] and the Earth
event #20: 7/24/69 16.50.35 UT – CM splashed down! The CM spacecraft is now a boat!
UT ist die Universal Time. Der Rückflug hätte begonnen am 22.7.1969 um 4:55 Uhr morgens und geendet am 24.7.69 um 16:50 Uhr. Berechnung der Dauer:
22.7.: 19:05 Stunden. – 23.7.: 24:00 Std. – 24.7.: 16:50 Std.
19+24+16 Stunden = 59 Stunden, 55 Minuten ~ 60 Stunden.
9. Nachweis, daß die Maßangaben für das angeblich vom Mond zurück in den Mondorbit startende Fluggerät (die Landefähre „Eagle“) nicht stimmen: für die angeblichen Aggregate ist nicht genug Platz vorhanden, und die angebliche Last hätte von der Rakete gar nicht bis in den Orbit getragen werden können, weil u.a. nicht genug Treibstoff vorhanden gewesen ist.
PRO und CONTRA der bemannten Raumfahrt. 17 Seiten. – 9.9.16.
2. Hälfte: Referat der Arbeit von S. Marquardt von 2010.
(https://balthasarschmitt.wordpress.com/2016/09/09/pro-und-contra-der-bemannten-raumfahrt/)
Die Arbeit von 2010 steht nicht mehr im Internet. Marquardt hat 2014 eine Neubearbeitung als Taschenbuch veröffentlicht:
Marquardt, Siegfried: Die ganze Wahrheit über die Apollolüge : mathematisch-physikalische Re- und Dekonstruktion von Apollo 11. – Königs Wusterhausen: Siegfried Marquardt Verlag d. Wissenschaften 2014. – 100 S. – ISBN 978-3-00-046504-8
Das Taschenbuch von 2014 wurde ebenfalls in einem Artikel auf Balthasars Blog referiert und rezensiert:
Marquardts „Apollolüge“ jetzt als Taschenbuch. 13 Seiten. – 8.11.17
(https://balthasarschmitt.wordpress.com/2017/11/08/marquardts-apolloluege-jetzt-als-taschenbuch/)
[Anmerkung v. 15.8.2020:
Siegfried Marquardts Untersuchung
„Die ganze Wahrheit über die Apollolüge“
kann als pdf-Datei ab sofort in 2 Ausgaben von 2009 und 2019 von der Downloadseite dieses Blogs heruntergeladen werden. URL der Downloadseite:
https://balthasarschmitt.wordpress.com/eine-seite/downloads/ ]
10. Die Berechnung der kinetischen Energie des vom Mondflug zurückkehrenden Command Modules von APOLLO 11 in 130 km Höhe (5 Tonnen, 11000 m/sec) auf 345 GigaJoule wird von Björkman gegeben, referiert im Blogartikel:
Der APOLLO-11-Elefant – eine deutsche Premiere. (Siehe oben.)
345 GigaJoule, das sind 345 Milliarden Joule.
11. Das Modell „Tankstelle im Orbit“ würde übrigens das Problem aufwerfen, daß es keinen Einflug von außen in den Orbit um einen Planeten gibt (hier: die Erde). Der Nachweis steht in unserem Blogartikel:
„Wie fliegen NASA und Elon Musk in den Orbit um andere Planeten?“ – 29.10.18. – 12 S. (https://balthasarschmitt.wordpress.com/2018/10/29/wie-fliegen-nasa-und-elon-musk-in-den-orbit-um-andere-planeten/)
12. Um einen Vergleich der 345 GigaJoule mit irdischen Energiegrößen herzustellen, kann man die kinetische Energie eines ICE der Deutschen Bahn bei Höchstgeschwindigkeit berechnen (8 Wagen, 450 Tonnen, 250 km/h) und kommt auf ca. 1 Gigajoule. Die Berechnung ist in einem Anhang zu unserem Artikel „Der APOLLO-11-Elefant – eine deutsche Premiere“ gegeben.
13. Die Berechnung von „1 Joule“ ergibt sich aus Newtons Formel:
E = einhalb * Masse (in kg) * Geschwindigkeitsquadrat (in m/sec).
Durch Einsetzen von 2 Kg und 1 m/sec ergibt sich die Gleichung:
E = 0,5*2*1² = 1 Joule (weil 0,5*2=1 und 1²=1).
14. Wernher von Brauns Eingeständnis von 1957, keine Lösung für die Rückkehr aus dem Raumflug zu haben, findet sich in dem SPIEGEL-Artikel von 1958: Raumfahrt / Mond-Flug: Zu öden Welten, siehe oben.
15. Dr. Christian Stemmer vom Lehrstuhl für Aerodynamik hat am 14.11. 2008 in den Pressemitteilungen der TUM (TU München) über die Energie beim Re-entry zur Erdoberfläche zu Protokoll gegeben: „Diese Energie kann nur durch Reibung des Raumfahrzeugs an der Lufthülle abgebaut werden.“
Quelle: „TUM Wissenschaftler forschen am Nachfolger für das Space Shuttle“
(https://portal.mytum.de/pressestelle/pressemitteilungen/news_article.2008-11-14.9324039784)
16. Quellen zu Eugen Sängers „Hüpfflug“-Theorie sind im Internet nicht sehr zahlreich. Die Wikipedia-Seite „Eugen Sänger“ z. B. erwähnt diese Theorie nicht. Deshalb ist der obengenannte SPIEGEL-Artikel von 1958 selbst eine hinreichende Quelle, da dort auch eine Skizze des angenommenen Flugverlaufs gegeben wird (S. 38). Erwähnung seiner Theorie findet sich z. B. auch 2006 auf einem Forum:
3DCenter Forum > OffTopic Foren > Religion und Wissenschaft > Eugen Sänger und der „Amerika-Bomber“ (https://www.forum-3dcenter.org/vbulletin/archive/index.php/t-270127.html)
***
Hoffentlich findet unsere Darstellung der fundamentalen Raumfahrtszenerien ohne mathematische Berechnungen Leser, die sich sonst mit dieser Materie nicht beschäftigt hätten. Darüber hinaus werden auch Zusammenhänge entwickelt, die vielleicht nicht allgemein geläufig sind. Es könnte daher für manche Leser ein kleiner Test sein, ob sie die grundlegenden Zusammenhänge eigentlich schon kennen.
Um allen Neugierigen, die doch gern noch etwas genauer Bescheid wissen wollen, Gelegenheit zum Nachschlagen zu geben, folgt noch ein Anhang mit ein paar „Berechnungen“, die den Hintergrund geliefert haben.
B., 31. Mai 2019
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10. Anhang: Nur für besonders Neugierige die zugrundeliegenden Berechnungen
(1) Anteil der Nutzlast am Startgewicht von APOLLO 11
Das Startgewicht beträgt 2897 Tonnen.
Davon sind 120 Tonnen Nutzlast.
100 Prozent = 2897 t
1 Prozent = 28,97 t
120 t : 28,97 t = 4,14 Prozent ~ 4 Prozent Nutzlast
(2) Anteil des Treibstoffgewichts am Startgewicht von APOLLO 11
Das Startgewicht beträgt 2897 Tonnen.
Davon sind 2603 Tonnen Treibstoff.
100 Prozent = 2897 t
1 Prozent = 28,97 t
2603 t : 28,97 t = 89,85 Prozent ~ 90 Prozent Treibstoffgewicht
(3) Transportleistung der Treibstoffpumpen beim Start von APOLLO 11
Beim Start von APOLLO 11 beträgt die Brenndauer der 1. Raketenstufe 161 Sekunden.
In dieser Zeit werden 2150 oder 2169 Tonnen Treibstoff verbrannt.
Dieser Treibstoff mußte innerhalb der Rakete durch Pumpen von den Tanks zur Brennkammer transportiert werden.
Die Pumpen hätten folgende Transportleistungen erbringen müssen:
– beim Verbrauch von 2150 Tonnen: 2150 : 161 = 13,35 Tonnen pro Sekunde;
– beim Verbrauch von 2169 Tonnen: 2169 : 161 = 13,47 Tonnen pro Sekunde.
Welche Leistungen der Pumpen und welche Querschnitte der Transportleitungen innerhalb der Rakete wären erforderlich gewesen?
(4) Dauer des antriebslosen Fluges von APOLLO 11 nach dem Rückstart aus dem Mondorbit
Nach Björkmans Analyse (http://heiwaco.tripod.com/moontravel1.htm) macht die NASA folgende Zeitangaben (UT= Universal Time) zum Rückstart aus dem Mondorbit und zur Landung im Pazifik:
event #15: 7/22/69 04.55.12 UT – On course for location X [Neutralpunkt] and the Earth
event #20: 7/24/69 16.50.35 UT – CM splashed down! The CM spacecraft is now a boat!
Daraus ergeben sich folgende Stundenzahlen für die 3 Tage:
– 22. Juli 1969: Start 4 Uhr 55 Min. = 19 Stunden, 5 Minuten
– 23. Juli 1969: 24 Stunden
– 24. Juli 1969: Landung im Pazifik = 16 Uhr 50 Minuten
. Summe: 59 Stunden 55 Minuten ~ 60 Stunden
(5) Berechnung der kinetischen Energie für APOLLO 11 beim Re-entry in 130 km Höhe
Berechnung nach Newtons Formel:
Kinetische Energie (in Joule) = 0,5 * Masse (in kg) * Geschwindigkeitsquadrat (in m/sec)
Masse: 5486 kg;
Geschwindigkeit: 11200 m/sec
Einsetzen in Newtons Formel: E = 0,5 * 5486 * 11200²
Schrittweise ausrechnen:
0,5 * 5486 = 2743
11200² = 125.440.000
125.440.000 x 2743 = 344.081.920.000 = ca. 345 Milliarden Joule = 345 GigaJoule
(6) Berechnung der kinetischen Energie für eine Bewegung auf der Erde
Als Beispiel wird ein ICE der Deutschen Bahn gewählt. Ein Zug mit 8 Wagen ist ca. 200 m lang, wiegt ungefähr 450 Tonnen; die Dienstgeschwindigkeit beträgt 250 km/h.
Zur Berechnung muß zuerst die Geschwindigkeit in m/sec umgeformt werden:
– 250 km = 250.000 m
– 1 Stunde = 60 x 60 Sekunden = 3600 Sekunden;
– 250000 m in 3600 Sekunden;
– in 1 sec: 250000 : 3600 = 69,44 = ca. 70 m/sec
Berechnung nach Newtons Formel wie oben:
Masse in kg: 450 Tonnen = 450.000 kg
E = 0,5 * 450000 * 70²
0,5 * 450000 = 225000
70² = 4900
225000 * 4900 = 1.102.500.000 = ca. 1,1 Milliarden Joule = 1,1 GigaJoule
(7) Berechnung eines Beispiels für die kinetische Energie 1 Joule
Newtons Formel ergibt genau „1 Joule“, wenn man einen 2-kg-Block (z. B. Holz, Stein, Metall) mit einer Geschwindigkeit von 1 Meter pro Sekunde bewegt: dann trifft der 2-kg-Block mit 1 Joule kinetischer Energie auf ein Ziel. Die Rechnung:
E = 0,5 * 2 * (1 m/sec)²
E = 1 * 1 = 1 Joule
(8) Berechnung der Reibungshitze beim Sturz eines Körpers mit 345 GigaJoule Energie durch die Atmosphäre
In der Fachliteratur zur Raumfahrt liegen zwei Berechnungen vor.
(A) A. Björkman, zitiert nach: „Der APOLLO-11-Elefant – eine deutsche Premiere“
(https://balthasarschmitt.wordpress.com/2016/11/22/der-apollo-11-elefant-eine-deutsche-premiere/)
Berechnet zunächst die kinetische Energie für 1 kg Masse mit einer Geschwindigkeit von 11031 m/sec:
E = 0,5 * 1 * 11031²
11031² = 121.682.960
121.682.960 * 0,5 = 60.840.000 Joule = 60,84 MegaJoule
Zur Berechnung der Reibungshitze wählt er als Stoff Beton, von dem 1kg durch 880 Joule
um 1° Celsius erwärmt wird.
Das Kilo Beton mit 60,84 MegaJoule kinetischer Energie könnte demnach erhitzt werden auf:
60.840.000 Joule : 880 = 69138 Grad Celsius (ohne Rundungen: 69136) ~ 70000° C
Björkman: „The unit kinetic energy (J/kg) at 11 031 m/s is 60.84 MJ/kg! It is a lot! It –
the energy of one kilogram moving at 11 031 m/s – is sufficient to raise temperature of 1
kg concrete (C = 880 J/kg°C) 69 138°C.“
(B) S. Marquardt
Marquardt, Siegfried: Die ganze Wahrheit über die Apollolüge : mathematisch-physikalische Re- und Dekonstruktion von Apollo 11. – Königs Wusterhausen: Siegfried Marquardt Verlag d. Wissenschaften 2014. – 100 S. – ISBN 978-3-00-046504-8
S. 96-97: 11.4 – Die Berechnung der Eintrittstemperatur.
Nennt als Quelle: Wolff, Waldemar: Raketen und Raketenballistik. 2. Aufl. Berlin: Deutscher Militärverlag 1966. 347 S. – Darin: 8.11: Die Eintauchbahnen (S. 300-305).
Für Flugkörper in der Atmosphäre sind in die folgenden Formeln einzusetzen:
– Geschwindigkeit v : Meter pro Sekunde
– Gamma-Wert für die Luft: 1,4
– R-Wert für die Luft: 285,9 J/kg*K
(1) Temperaturerhöhung Delta-T beim Abbremsen:
Delta-T = (gamma – 1)*v² : (2*gamma*R)
Delta-T ~ (v²:2000) K
(2) Brems- bzw. Eintrittstemperatur T(B):
– T ist die Stratosphärentemperatur: 222 K
– Korrekturfaktor r : liegt zwischen 0,75 und 0,85
T(B) = T + r*(v²:2000) K
Berechnungen von Marquardt, S. 97
Beispiel 1:
Raumflugkörper mit 6000 m/sec erhält die Bremstemperatur:
T(B) = 222 K + 0,75*(36.000.000:2000) K = 13722 Kelvin
Beispiel 2:
Raumflugkörper mit 11.000 m/sec würde theoretisch „mindestens“ die folgende Bremstemperatur erhalten:
T(B) = 222 K + 0,75*(121.000.000:2000) K = 45597 Kelvin
Anmerkung:
Die unterschiedlichen Bremstemparaturen bei den beiden Autoren für Rückkehrgeschwindigkeiten von ungefähr 11000 m/sec liegen alle immer noch bei mehreren Zehntausend Grad Celsius und bedeuten beide die zerstörerische Wirkung der auftretenden Temperaturen für die bemannten Raumfahrt. Interessant ist das Ergebnis von Marquardt durch die Berechnung der 2. Temperatur für die halbe Geschwindigkeit (6000 m/sec), die immer noch mehrfach höher liegt als alle Grenztemperaturen für irdische Stoffe.
Die divergierenden Temperaturwerte bei den Autoren resultieren aus den unterschiedlichen Ausgangsfaktoren: bei Björkman Beton mit 880 Joule pro Kilo für einen Grad Celsius Temperatursteigerung, bei Marquardt mit 285,9 Joule pro Kilo, ohne Materialangabe. Es könnte auch eine Rolle spielen, daß Marquardts Quelle W. Wolff in der Hauptsache Ballistische Raketen aus der Zeit des Kalten Krieges behandelt, die eine andere Bauform haben als die geplanten NASA-Raumschiffe.
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B., 31. Mai 2019
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Unwirkliche Wirklichkeiten 
