Project Apollo: Anflyvning af Månen, landing og start

Sand Historie

O-D-I-N.org, PROJECT APOLLO fortsat

 

I dette afsnit sætter vi fokus på landingsfartøjet, Lunar Excursion Module (LEM el. LM) og dets muligheder for at lande på Månen og vende tilbage fra Månens overflade med besætningen i god behold.

Wikipedia indeholder de officielle oplysninger om LEM.

Det integrerede landingsfartøj bestod af et sokkelmodul med et startmodul på toppen. Både integreret og selvstændigt tjente startmodulet som cockpit og kontrolrum. Ved starten fra Månen ville startmodulet blive frigjort fra sokkelmodulet ved hjælp af sprængbolte, og sokkelmodulet ville dermed blive efterladt. Sokkelmodulet kan minde om en edderkop med kun 4 ben. Såvel sokkelmodulet som startmodulet indeholdt en enkelt kraftig, centralt placeret raketmotor i bunden. Den nederste motor var landingsmotoren og den øverste startmotoren. Startmotoren ville først blive afdækket umiddelbart inden starten fra Månen.

Det følgende billede fra Apollo Image Gallery er lavet af Apollo-tilbederen og kunstneren Ed Hengeveld og viser LEM på landingsstedet (hvor det så er). En sådan eksponering direkte mod Solen med åbne detaljerede skygger i samme negativ er en filmteknisk umulighed (vi taler om film i 1969), og selv om kredsen bag Apollo Image Gallery med dette billede implicit erkender, at de viser et ikke autentisk billede, undgår man ord som udfyldningslys eller digital ændring. I stedet kalder man billedet for en sammenkopiering (“composite”), og det får plads blandt de øvrige “autentiske” billeder:


Sammenkopieringen AS11-40-5863-69 fra Apollo Image Gallery viser Apollo 11-LEM, som landingsfartøjet skulle have set ud på Månen. Under sande lysforhold ville skyggesiden være lige så mørk som slagskyggen. Klik på billedet for at se en større udgave.

 

Denne røntgentegning viser indretningen af sokkelmodulet og startmodulet:


Bemærk den korte lodrette afstand (markeret som et rødt bælte) mellem startmotorens trykpunkt og klyngerne af positioneringsraketter. Klik på billedet for at se det i en større udgave. Foto: Internettet

 

Data for de to LEM-moduler

LEM opererede ifølge beskrivelserne som et integreret landingsfartøj indtil afgangen fra Månen. På det tidspunkt ville startmodulet (med Edwin Aldrin og Neil Armstrong) fungere som et selvstændigt fartøj indtil dokningen med kommandomodulet, der lå parkeret i kredsløb om Månen (pilot: Michael Collins).

Sokkelmodulet:
Højde: 3,8 m
Største diametre: 4,3 m (9,4 m over landingsstellet)
Totalvægt: 10.465 kg for H-serien (J-serien: 11.665 kg)
Drivmidlernes vægt: 8.355 kg (8.873 kg)

Landingsmotoren:
Tryk: regulerbart 4,67–43,90 kN
Drivmiddel: brændstoffet Aerozine-50 med iltningsmidlet NTO
(Aerozine-50 = en 1:1 blanding af Hydrazin, N2H4, med asymmetrisk dimetylhydrazin, H2NN(CH3)2;
NTO = nitrogentetraoxid, N2O4)*
Sammenhængende impuls: 311 s
Strømningshastighed: 2.470 m/s
Startstrøm og kraft: Ag-Zn batteries; 4 × 415 Ah hver, 28 V jævnstrøm; 48 kWh (H-serien)


Landingsmotoren udviklet af TRW Systems Group (fra Smithsonian Air and Space Museum). Klik på billedet for at læse om det mekaniske design. Af beskrivelsen fremgår, at motoren er næsten 2,3 meter høj.

 

Startmodulet:
Besætning: 2
Højde: 3,2 m
Største diameter: 4,3 m
Kommandorum/cockpit: liggende cylinder, 2,35 m i diameter og 1,07 m lang.
Beboelig plads: 4,5 m3
Totalvægt: 4.780 kg
Besætningens vægt: 144 kg
Drivmidlernes vægt: 2.375 kg

Positioneringsraketsystemet, Reaction Control System (RCS):
Små raketter, 4 i 4 klynger: 16 x 445 N
Drivmiddel: brændstoffet Monomethylhydrazine MMH med iltningsmidlet Dinitrogen tetroxide NTO = nitrogentetraoxid, N2O4.
Sammmenhængende impuls: 290 s

Startmotoren:
Tryk: 15,57 kN
Drivmiddel: brændstoffet Aerozine-50 med iltningsmidlet NTO
(Aerozine-50 = en 1:1 blanding af Hydrazin, N2H4, med asymmetrisk dimetylhydrazin, H2NN(CH3)2;
NTO = nitrogentetraoxid, N2O4)*
Sammenhængende impuls: 311 s
Strømningshastighed: 2.220 m/s
Startstrøm og kraft: Ag-Zn batteries; 2 × 296 Ah hver, 28 V jævnstrøm; 17 kWh; 115 V vekselstrøm.


Startmotoren RS-18 udviklet af Rocketdyne (fra Smithsonian Air and Space Museum). Klik på billedet for at læse om de senere tests fra 2009 under NASA-projektet Exploration Systems Architecture Study (ESAS, 2005).

 

LM-håndbogen fra NASA, 15. juni 1970, erstattede LMA 790-3-LM8.

Yderligere beskrivelse af indretningen af LEM findes her i NASA’s Apollo News Reference: Lunar Module, Quick Reference Data.

Bemærk, at den kombinerede højde af sokkelmodulet og startmodulet er 7 meter (stadig mindst 5 meter, selv når vi fraregner den del af landingsstellet, der rager ned under bunden af sokkelmodulet). Til sammenligning er landingsmotoren 2,3 meter høj. Dens løftepunkt ligger i toppen af kappen, der igen rager halvvejs ned under fartøjets bund, så skønsmæssigt ligger trykpunktet højst 1 meter oppe i den massive del af fartøjet. Vi kan uden omfattende videnskabelige argumenter påstå, at landingsmodulets tyngdepunkt må have ligget flere meter over trykpunktet, og dermed var hele systemet labilt. Det betyder, at en lille forskydning af trykretningen i forhold til fartøjets tyngdepunkt ville medføre en selvforstærkende ubalance. Problemet kan sammenlignes med at holde en bold i balance på spidsen af en finger. Det kan som bekendt kun lade sig gøre, hvis bolden roterer hurtigt om sig selv, eller med lynhurtige, præcise bevægelser i håndleddet. Men her med LM var der ingen stabiliserende gyrokræfter inde i billedet, og ingen hurtige korrektioner. Landingsmotorens kardanske ophæng var ½ sekund om at reagere.

Når der opstod ubalance i dette system, kunne balancen teoretisk genoprettes på følgende måder:

  • Under nedstigning og landing, ca. 15 km:
    Ved hjælp af landingsmotorens tryk og trykretning – og positioneringssystemets 16 raketter.
  • Under starten og opstigningen til dokning med kommandomodulet, ca. 111 km:
    Kun ved hjælp af positioneringssystemet.

Det emne vender vi tilbage til.

*) Hydrazin er et giftigt og kræftfremkaldende stof. Det bruges ikke kun i raketter, men også til efterbrænderen i militære jetfly. Hold afstand hvis et havari opstår.

Kredsløbet om Månen

NASA fortæller: “På Apollo 10, 11 og 12, forud for separationen mellem LM og CSM, placerede besætningen kommandomodulet med landingsmodulet i et koncentrisk kredsløb 111 km over måneoverfladen. Når landingsmodulets besætning (i dette tilfælde Edvin Aldrin og Neil Armstrong) var klar til nedstigningen mod Månen, koblede de sig fra kommandomodulet. Landingsmodulets besætning udførte derefter midt over den fjerne måneside en motorbremsning, Descent Orbit Insertion (DOI), der bragte dem ind i en 111 x 15 km bane om Månen (dvs. 111 km på det højeste punkt og 15 km på det laveste). Når det laveste punkt var nået, indledtes den motorstøttede nedstigning, Powered Descent Initiation (PDI).”

Her er det kronologiske hændelsesforløb, mens Apollo 11-missionen udspillede sig omkring eller på Månen (Apollo 11 Lunar Orbit Phase). Tidspunkterne er i Ground Elapset Time-format (GET: timer, minutter og sekunder siden sidste sekund på Jorden). Bemærk springet mellem 102 timer og 124 timer. der repræsenterer de 22 timer på Månen. (Der henvises til nautiske mil, 1 sømil er 1.852 meter. Hvert omløb om Månen tog ca. 2 timer.)

Her den officielle beskrivelse af Apollos baner for månelanding- og start (Apollo Lunar Descent and Ascent Trajectories) fra marts 1970. Da dokumentet blev forfattet, var også Apollo 12-missionen blevet afsluttet med succes og “endnu større præcision”, som det formuleres i slutningen.

 

Teksten omkring Figure 1. – Lunar module descent. “Planlægning af nedstigningen: LM’s nedstigning fra kommandomodulets (CSM’s) parkeringsomløb ca. 115–107 km over Månen er illustreret i figur 1. Efter at landingsmodulet (LM) og kommandomodulet er koblet fra hinanden og den indbyrdes afstand forøget med flere hundrede fod, udfører landingsmodulet indgangsmanøvren til nedstigningen, Descent Orbit Insertion (DOI); det er den 1. og mindst komplicerede af de to nedstigningsmanøvrer. DOI er en kort fartændring ved hjælp af landingsmotoren, hvor farten reduceres med omkring 23 m/s (ca. 83 km/t). Nedbremsningen udføres på en position i kredsløbet, der er 180 grader forskudt [diametralt modsat] fra indgangen til den 2. nedstigningsmanøvre – den motorstyrede nedstigning, Powered Descent Initiation (PDI). Formålet med den første manøvre er at reducere omløbshøjden betydeligt fra ca. 111 til ca. 15 km, så PDI kan udføres. At udføre PDI fra højder meget over ca. 15 km er ineffektivt, at gøre det fra under 15 km kan være risikabelt …”

Ifølge den tidligere viste hændelsesoversigt:
DOI varede 30 sekunder, fra 100.36.14,0 til 100.36.44,0 GET; farten blev reduceret med ca. 23 m/s eller ca. 83 km/t (fra 5.964,9 fps eller ca. 6.545 km/t til 6.463 km/t); banens form blev ændret til 108,3 x 14,5 km over Månen.
PDI varede 12 min og 36,39 sekunder, fra 100.33.05,01 til 102.45.41,40 GET, hvorunder fart og højde blev reduceret til nul.

PDI fremgår i detaljer af fig. 7 i Apollos baner for månelanding – og start.

Den teoretiske nedstigning til Månen

Landingen på Månen blev planlagt at foregå efter princippet “tyngde-retnings-styring” (Gravity turn steering):


T viser retning og størrelse af motoropbremsningen, V viser fartens retning og størrelse, F viser tyngdekraftens retning og størrelse. De stiplede vektorer viser den samlede virkning af tyngdekraft og opbremsning. Ill.: NASA

 

  1. Fartøjet er i en stilling, så motoren virker direkte modsat den øjeblikkelige fartvektor langs overfladen af det himmellegeme, der skal landes på. Fartøjet affyrer sin landingsmotor for at sætte farten ned med henblik på at lande.
  2. Når fartøjet mister horisontal fart, vil tyngdekraften fra himmellegemet begynde at trække fartøjet mere og mere ind mod et lodret fald.
  3. I en ideel manøvre mod et perfekt kugleformet legeme vil fartøjet kunne nå en lodret og vandret fart på nul og højden nul på samme tidspunkt og udføre en sikker landing på overfladen af kuglelegemet. Men fordi der i praksis kan påregnes sten og ujævnt terræn, indhentes et par grader af angrebsvinklen i slutningen af manøvren, så den lodrette fart bliver nul og den vandrette fart er minimal et lille stykke over overfladen. Denne procedure gør det muligt at blive hængende i lav højde uden vandret fart af betydning, og efter grundigt udkig kan der landes lodret og blødt på overfladen.
    Tyngde-retnings-styringen under startfasen tænkes at foregå i modsat orden.

I fase 3 er landingsfartøjet udsat for himmellegemets totale tyngdekraft og kan kun holdes svævende ved hjælp af en konstant lodret reaktionskraft fra motoren med sideværts støtte fra positioneringssystemet. I månelandingsfartøjets tilfælde skulle landingsmotoren modvirke en tyngde svarende til 1/6 af 15 tons på Jorden, altså ca. 22 kN. Landingsmotoren kunne angiveligt trykke fra ca. 4,5 til 44 kN regulerbart. Kravet til landingsmotoren var en brændetid på 1.000 sekunder, fordelt på 90 sekunder til opstarter og tests og 910 sekunder til arbejde. Den samlede periode skulle dække alle faktiske procedurer og manøvrer. Neil Armstrong har fortalt os, at Apollo 11 blev landet, umiddelbart inden brændstoffet slap op, dvs. med næsten tomme landingstanke i sokkelmodulet. Det emne vender vi tilbage til.

Det var teorien – hvordan har NASA så brugt den i praksis?

Man kan forestille sig et labilt system som to kugler, hvor den ene balancerer oven på den anden. Landingsfartøjets lavt placerede hovedmotor er den nederste kugle og den øverste del af landingsfartøjet er den balancerende kugle. Dette system er dømt til at kæntre ved den mindste påvirkning, og ubalancen forstærkes lynhurtigt.

Træningen på Jorden sidst i 60’erne foregik i et antal LLRV-fartøjer. De var opbygget med en central jetmotor og to mindre stabiliserende jetmotorer. Jordfartøjets stabilitet var i kraft af designet større end det egentlige månelandingsfartøjs. Alligevel var tyngdepunktet yderligere sænket i træningsfartøjet for at forhindre det i at kæntre. I to tilfælde måtte piloterne, den ene gang Neil Armstrong, skyde sig ud med katapultsædet under træningen, i Armstrongs tilfælde kun et år før Apollo 11-missionen.

Dette var de påregnelige udfordringer, når “Ørnen” for første gang skulle manøvreres i et fuldstændig ukendt miljø på Månen. Det er i øvrigt komplet ulogisk, at det kun var chefpiloterne, der trænede på Jorden, og ikke landingsmodulets formelle pilot. I Apollo 11-tilfældet burde det have været Edwin Aldrin sammen med Neil Armstrong, der trænede landing på Månen. Uanset om Aldrin måske kun var backup for Armstrong, er det påfaldende, at han aldrig havde træningstid i fartøjet på Jorden. Det styrker mistanken om iscenesættelse, når det åbenbart ikke var vigtigt for NASA, at begge astronauter kunne lande landingsfartøjet på Månen.


Et LLRV-træningsfartøj hænger over Dryden Flight Research Center, 1964.
LLRV står for Lunar Landing Research Vehicle. Foto: Internettet

 

Kilde: Foolish Earthling Productions

Start videoen og se Neil Armstrong flyve LLRV-træneren på Ellington Air Force Base nær Houston i 1968.
LLRV’en kan kun balancere på jetstrålen fra den lodrette hovedmotor med støtte fra positioneringssystemets jetdyser (det er dem, vi ser som “dampstråler” ud til siderne). Opstår der af en eller anden grund en pendulsvingning, vil den ikke kunne oprettes ved udsving over 30° fra lodret, hvor de horisontale kræfter overstiger positioneringssystemets. I alle vellykkede flyvninger med dette fartøj holdes udsvingene i den vertikale akse inden for snævre grænser. Systemets evne til at genoprette balancen fra større udsving blev aldrig demonstreret i praksis. Tværtimod.
I dette tilfælde blev den udløsende ubalance forklaret med en opstået fejl, men systemet er selv i optimal tilstand ekstremt ustabilt i stillinger, hvor kraften fra hovedmotoren ikke virker lodret gennem fartøjets tyngdepunkt.

Et nyere projekt fra 90’erne var Delta Clipper, et fartøj af Jens Lyn-agtigt tilsnit til lodret start og landing, men med 4 vertikale raketmotorer, en i hvert hjørne så at sige. Delta Clipper DC-X fungerede fra Jorden og et stykke op (kun “10.000 fod” hører vi i filmen), men havarerede desværre i 1996, fordi 1/4 af understellet svigtede. Derefter blev projektet lagt i mølpose, da midlerne angiveligt slap op. Delta Clipper omtales som var den et fremtidigt alternativ til rumfærgen, men den forbrændte i løbet af turens første 3 minutter 90 procent af sin startvægt. En god del af resten må have været til opbremsning og landing. Så hvor mange procent af dens startvægt kunne udnyttes? Måske en tilstrækkelig andel, hvis lasten i virkeligheden skulle tjene et andet formål end udforskningen af rummet. Uanset hvad hensigten med dette fartøj har været, kan vi med sikkerhed gå ud fra, at projektet gennem en årrække har holdt et betydeligt antal jøder og deres familiemedlemmer beskæftiget.

Et aktuelt projekt fra 2010 er Morpheus (klik på linket og vælg Videos). Formålet var at skabe et koncept for et raketdrevet fartøj til lodret start og landing, siges det. Det er åbenbart lykkedes at få et mindre fartøj, der primært består af motor og brændstoftanke til at flyve stabilt lodret op og ned på reaktionen fra en mindre raket; men den horisontale manøvredygtighed gøres der ikke meget ud af at demonstrere (formentlig er skaden uoprettelig, hvis fartøjets lodrette akse kommer til at afvige mere end 30° fra lodret). Hvis dette fartøj skaleres op til et 15-tons månelandingsfartøj, forøges de tekniske problemer eksponentielt. Der eksisterer næppe i USA i dag en raketmotor med tilstrækkelig kraft, der kan kontrolleres hurtigt nok til at udføre pålidelige manøvrer med et bare 5 tons tungt fartøj, der medbringer en besætning. Masse og inerti er essentielle faktorer i den sammenhæng.
Morpheus-landerens sidste flyvning var i december 2014, da midlerne til yderligere eksperimenter slap op. I februar blev landeren, efter det oplyste, returneret til Johnson Space Center. Om udviklingen af dette fartøj fortsætter er tvivlsomt, da hensigten med det angiveligt var at levere grundlag for andre eksperimenterende projekter. I mellemtiden har Morpheus-projektet haft karakter af udviklingen af et kontrolsystem til en mindre robot, der ikke i sig selv har nogen fremtid i rummet. Projektet har givetvis holdt en masse jøder beskæftiget, og vi behøver ikke at være i tvivl om, at det er USA’s skatteydere, der har betalt for deres eksperimenter, hvis formål et tvivlsomt.

Status for NASA i 2015 er, at agenturet endnu ikke råder over et eneste af de elementer, der er nødvendige for en rejse til Månen:

  1. En brugbar løfteraket, der kan sende en tilstrækkelig last ud i det ydre rum,
  2. et rejsefartøj, der kan beskytte sin besætning tilstrækkeligt mod stråling,
  3. et landingsfartøj, der kan landsætte sin besætning på Månen og bringe den sikkert derfra,
  4. et varmeskjold, der kan sikre besætningen på vejen tilbage til Jordens overflade.

Dermed er det på tide at stille spørgsmålet: Er NASA’s aktiviteter primært rettet mod udforskningen og erobringen af rummet, eller går bestræbelserne i virkeligheden på, at udvikle teknologi til overvågning og kontrol af Jordens befolkninger?

Vi burde ikke hælde yderligere malurt i bægeret hos hærskaren af NASA-tilbedere, men sitet MoonHoax har gjort en interessant observation:

“Månelanderens mærkelige fremdriftssystem”

En raketmotor har brug for et brændstof og et iltningsmiddel. I større moderne raketmotorer er komponenterne flydende. Dermed var der i landingsfartøjet behov for to tanke til hver af motorerne, og tegninger af sokkelmodulet viser to sæt af tanke omkring landingsmotoren, så vægten kunne fordeles ligeligt.
Derimod var tankene i startmodulet placeret asymmetrisk i forhold til fartøjets lodrette akse, og da startmodulet i den foreliggende beretning længe er en integreret del af landingsmodulet, vil en ubalance i startmodulet betyde ubalance i hele fartøjet.
Under nedstigningen til Månen vil asymmetrien ikke betyde så meget i begyndelsen, for landingstankene er større end starttankene, men mod slutningen, når landingstankene er næsten tomme, kan ubalancen blive et problem. Ubalance kunne kun korrigeres ved hjælp af landingsmotoren og de 16 raketter i positioneringssystemet (RCS).

Landingsmotoren kunne både kontrolleres med hensyn til tryk og trykretning. Den var ophængt kardansk omkring trykpunktet i forhold til den lodrette akse. Dermed kunne landingsmotoren bruges til at balancere fartøjet i Månens tyngdefelt, så tyngdepunktet under den nederste del af nedstigningen kunne holdes lodret over trykpunktet.
En krængnings- eller “næse” op/ned-korrektion med hovedmotoren ville imidlertid betyde, at de horisontale raketter i RCS-systemet ikke længere var horisontale, og hvis de blev affyret under en afvigelse i forhold til lodret stilling, ville de enten få fartøjet til at bevæge sig opad eller nedad i den pågældende side. Denne ændring i lodret fart ville igen skulle korrigeres med hovedmotoren. Reaktionstiden for styring med hovedmotoren var ca. ½ sek.

En konkret forskydning af tyngdepunktet i forhold til centeraksen bekræftes i dokumentet, “Apollo Progress Report” (vi har forgæves søgt efter dette udsagn, og dokumentet kan være fjernet, fordi det er belastende for NASA; hjælp modtages her), skrevet i 60’erne af ingeniøren David Hoagland. Bemærk, at en ingeniør “David G. Hoag” (antageligt samme ingeniør) her i et andet dokument fra april 1969 (kort før opsendelsen af Apollo 11) på siderne 19 og 20 under overskriften LM Ascent Powered Flight Control skriver følgende om starten fra Månen og startmotoren:
Startmodulets motorstart på autopilot modtager ved krængninger kun korrektion fra RCS-raketterne. Startmotoren er fikseret og kan ikke svinges … systemet estimerer en begyndende krængning på grundlag af hovedmotorens [horisontale] forskydning i forhold til fartøjets tyngdepunkt.

Hvis tyngdepunktet virkelig lå uden for fartøjets lodrette akse på grund af en uheldig vægtfordeling, ville de kombinerede kræfter fra motorens tryk og Månens tyngdekraft medføre en hældning, dvs. en begyndende rulning af startmodulet. Skulle startmodulet bevare sin tilsigtede retning, måtte hældningen korrigeres med en modsat bevægelse. (Her spiller den lodrette afstand mellem startmotorens trykpunkt og det vandrette plan gennem RCS-systemet ind, især i startfasen, hvor den er meget kort. Jo kortere denne arm er, desto hurtigere opstår der overkorrektion.)
Den eneste måde at korrigere på var ved at affyre de vertikale raketter i RCS-systemet og frembringe en kraft, der sendte startmodulet i modsat retning.

Trykket fra RCS-raketterne var ikke regulerbart; det var “alt eller intet” (445 N el. 45 kp i minimum 14 millisekunder). Ved et forskudt tyngdepunkt ville RCS-raketterne utilsigtet korrigere forkert, for når tyngdepunktet blev registreret lodret over motorens trykpunkt, var fartøjet endnu ikke lodret, eller havde lige været det. Dermed ville startmodulet kom til at beskrive en bane, hvor det skiftevis krængede til den ene eller anden side.

Tilbage til landingsmodulet: Nu kunne man tro, at landingsmodulet ville reducere sin højde langs en lodret akse og kun svinge omkring punkter på denne akse.


Kraften fra motoren, der i princippet virker gennem fartøjets tyngdepunkt, har en lodret og vandret komposant. Den vandrette kraft sender landingsmodulet i en horisontal retning. Når der korrigeres for denne bevægelse, bliver diagrammet ovenfor spejlet om den lodrette komposant, og fartøjet bevæger sig horisontalt i modsat retning. Dette medfører, at fartøjets bane vil forløbe langs en sinuskurve.

 

Men hver gang landingsmodulet hælder, påvirkes det også af en vandret kraft fra motoren, og den vandrette kraft medfører en horisontal bevægelse. Landingsmodulet vil først bevæge sig til den ene side, og en for sen [eller fejlbehæftet] korrektion, vil sende det i modsat retning, så fartøjet kommer til at bevæge sig langs en sinuskurve og ikke i en ret linje. Overordnet vil nedstigningen foregå langs en lodret linje; linjen er bare ikke ret. Bølgehøjden i kurven (fartøjets udsving) afhænger af reaktionstiderne for hovedmotoren (½ sek.) og for RCS-systemet.
Det sidste kan ifølge Verification Test Results of Apollo Stabilization and Control Systems during Undocking Operations (1974) levere repeterende impulser for hver 0,2 sek. Imidlertid leveres fuldt tryk på 445 N først efter en sammenhængende affyring på 1 sek. Det betyder, at kraften fra korrektion ændrer sig i løbet af doseringstiden, og at automatisk korrektion har haft karakter af en række korte impulser. Men uanset dette ville korrektionen senest svigte i startfasen, hvis fartøjets tyngdepunkt var forskudt. For selv om korrektionen indtraf hurtigt, ville den enten slutte for tidligt eller for sent. Eftersom startmotoren altid trykkede i længdeaksens retning, ville en hældning af fartøjet medføre svingninger under indflydelse af tyngdekraften (se illustrationen ovenfor).

Et overforbrug af brændstof i RCS-systemet, såvel i landingsfasen som i startfasen, kunne blive fatalt, hvis der manglede brændstof til den afsluttende dokning med kommandomodulet. Havde det været muligt at undgå at bruge RCS-systemet til at opretholde landingsmodulets stilling med? Absolut. Det ville have været oplagt også at opretholde balancen i startmodulet ved hjælp af en styrbar motor, og man kan undre sig over startmodulets oplagte mangel i den retning. De uforklarlige undladelser forstærker indtrykket af, at udviklingen af dette modul gik i stå, da man på et tidspunkt vidste, at det ikke skulle til Månen. Det kan samtidig være forklaringen på de katastrofale diagrammer over styringslogikken til RCS-systemet, som analyseres nedenfor.


Positioneringsraketternes placering på startmodulet.

 

Hver RCS-klynge har fire raketmotorer, to horisontale og to vertikale, hvilket i princippet tillod piloten at dreje landings- hhv. startmodulet i en hvilken som helst retning ved at aktivere en kombination af RCS-raketterne fra et joystick.


En enkelt af de 4 klynger af positioneringsraketter.

 

MoonHoax fortsætter med et review af styringslogikken for bl.a. RCS-systemets 16 raketmotorer (siden kan læses med udbytte, selv om man ikke er hjemme i logiske kredsløb).

Effektiviteten af disse motorer afhænger af, at der tilføres både brændstof og iltningsmiddel på samme tid, når motoren aktiveres. Men den følgende analyse viser, at der er betydelige fejl i logikken i flere af de kredsløb, der styrer brændstofventilerne, og de ville ikke have åbnet eller lukket som de skulle. Fejlene ville hver for sig have forhindret den korrekte funktion af den berørte motor.
En motor, der ikke starter, når der er brug for den, kan være fatalt, og derfor er det helt usandsynligt, at dette RCS-system, der angives at have været en integreret del af startmodulet, kunne have fungeret fejlfrit under i det mindste 2 landinger og starter på Månen, der ifølge dokumentationen var baseret på disse diagrammer.

Eksempel:


Klik på diagrammet for at se helheden.

 

De indcirklede kredsløb leverer to output fra styringsinput, der er komplementære (angivet med dobbelte pile), hvilket betyder, at når det ene er positivt, er det anden negativt og vice versa.
Af samme grund som forklaret tidligere**, er output fra OR-1, -2, og -3 altid logisk 1.
OR-4 modtager to input, som altid er 1, men bliver inverteret, inden det OR’es, hvilket betyder, at to nuller bliver OR’et og giver resultatet 0 (nul); output fra OR-4 er dermed altid 0.
Af samme grund er output fra OR-5 altid 0.
Output fra OR-4 inverteres, inden det bliver OR’et med andre input i OR-6; det inverterede 0 bliver igen 1, og output fra OR-6 vil altid blive 1; OR-6 styrer en OP amp. (operational amplifier, dvs. forstærker til det styrende kredsløb); med værdien 1 vil det tilsluttede elektromekaniske relæ altid være aktiveret.
Tilsvarende for OR-5: Da output fra OR-5 altid er 0, medfører det, at output fra OR-7, som det er forbundet med, altid bliver inverteret til 1; med værdien 1 aktiveres en OP-forstærker, som altid vil sætte spænding på det tilsluttede elektromekaniske relæ.

**) Tidligere blev det forklaret, at lederne med dobbeltpile altid er komplementære 1 og 0 eller 0 og 1. Forudsætter vi fx, at på et bestemt tidspunkt er Q2=0 og Q1=1, vil de, inden de når OR-2 og OR-3, blive inverteret (af de små bolle-symboler), så nu er Q1=0 og Q2=1. I OR-2 OR’es de, og når bare én af dem er 1 (sand), bliver resultatet af et logisk ELLER sandt, dvs. 1.
I OR-3 sker det samme, Q2=0, men inverteres til 1, så uanset om Q1, R1 og R2 er 1 eller 0, vil resultatet af OR-3 blive 1.


Klik på diagrammet for at se helheden.

 

Da de elektromekaniske relæer altid har spænding, vil kontakterne altid være i NED-position, som er jordet, hvilket betyder, at alle input, der er forbundet med disse kontakter, lige så godt kunne have været forbundet direkte til jord, hvilket igen betyder, at disse input er ubrugelige, og to input ville have været tilstrækkeligt til OP-forstærkerne.
Nu modtager den første OP-forstærker (den der er cirklet ind) alle input som 0 (fordi alle relæerne er fast jordet); det betyder, at de vertikale dyser B4U og A4D, som den styrer, aldrig vil blive aktiveret.
Det er i hovedsagen det samme for styringen af de horisontale dyser: I stedet for en overflødig sammenligning af de vertikale instruktioner, skulle der have være to input for hver vertikal instruktion, én for hver retning, og kun ét input sat til 1 ad gangen, og instruktionerne til de vertikale dyser ville dermed have været en logisk kombination af de parrede vertikale instruktioner (som det blev vist for de horisontale instruktioner).
Endnu engang møder vi et fantasidesign.


Illustrationen viser, hvilke dyser i RCS-systemet, der styrer fartøjets bevægelser omkring akserne
X: drejning (yaw), Y: stigning/dykning (pitch) og Z: krængning, rulning (roll).

 

Med denne logik har styrecomputeren, Apollo Guidance Computer (AGC), ikke kunnet kontrollere RCS-systemet korrekt.

De foreliggende diagrammer er fra den officielle dokumentation i LM-håndbogen, side 2. 1-133 fra NASA af 15. juni 1970. Dokumentationen er således yngre end Apollo 11, 12 og 13-missionerne, hvoraf de to første skulle have landsat 2/3 af besætningen på Månen ved hjælp af landings- og startmoduler, der efter påstanden fungerede problemfrit.

En usandsynligt dårlig affyringsrampe

Til sidste et spørgsmål, der rejses på Aulis Online.


Landingsmodulet uden startmodulet. En fuldstændigt flad og sammenhængende overside med en svag fordybning i midten.

 

Sokkelmodulets topdæk havde en ubrudt fast øvre overflade uden kanaler, hvorigennem trykket fra de varme gasser fra starmotoren kunne slippe væk, når motoren blev startet.

[Se fx videoerne Free flight 8 og -12 fra Morpheus-projected. De antyder hvor stort et tryk, der skal ledes væk fra rampen, selv med en forholdsvis lille raketmotor.]

Denne vigtige detalje af designet er potentielt fatalt for startmodulet og dets besætning, som sekunder efter tændingen (mens trykket fra udstødningsgasserne bygges op) [og idet sprængboltene udløses], sandsynligvis ville kæntre over den voksende tryksøjle fra startmotorens udstødningsflamme. Med andre ord, der var en betydelig fare for, at startmodulet ville tippe over, i samme øjeblik startmotoren blev aktiveret.

I sine memoirer erkender Thomas J. Kelly, der var chefingeniør på Apollo landingsmodulet, at “instabilitet i udstødningen fra startmotoren var et kronisk problem, der kun forsvandt langsomt og besværligt efter gentagne forsøg og fejlrettelser”, og først ansås for løst medio 1968.

Det er meget sandsynligt, at forsøg med startmotoren har beslaglagt lang tid, eftersom Kelly, trods sine betydeligt detaljerede beskrivelser af arbejdet med fuldskalamodeller af landingsfartøjet, ikke beskriver noget forsøg med en letvægts model af startmodulet, der starter i et jordisk tyngdefelt – selv om vi må gå ud fra, at den slags forsøg virkelig foregik.

Ifølge Kelly blev landingsfartøjet testet med succes ombord på Apollo 5 i kredsløb om Jorden, men kun i relation til startmodulets evne til at gennemføre en nød-afbrydelse i den “motorstøttede nedstigning til Månen”.

Kelly forklarer: “Startmotoren kunne starte mod toppen af sokkelmodulet som ved en start fra Månen, og udblæsningen ville i de første sekunder ramme den øverste overflade af sokkelmodulet og blive kastet tilbage, en hændelse, der blev kaldt “ild i hullet”**** eller FITH (fire in the hole). [Men som vi kan se, var der ikke noget “hul”, kun en svag sænkning, for de tomme brændstoftanke og landingsmotoren var kritisk til stede lige under dækket.]

****) Muligvis varsel om affyring af en kanon fra den tid, da ladningen blev tændt via et hul i toppen af kammeret. Det svarer til det danske varsel inden en sprængning: “Her sprænges!”.

“Der var visse bekymringer i retning af, at i en nødsituation, hvor nedstigningen blev afbrudt [og startmodulet var sprængt fri af sokkelmodulet] kunne de dynamiske kræfter fra FITH forårsage, at sokkelmodulet ville begynde at hvirvle rundt, eftersom det nu var adskilt fra positioneringssystemet. Et sokkelmodul, der hvirvlede rundt [i endnu vægtløs tilstand], kunne ved et uheld skade det afgående startmodul.”

Thomas Kelly beskriver disse forsøg som ækvivalente med de processer, der kunne forekomme ved start fra Månen, men i realiteten beskrev han kun de potentielle FITH-problemer, der var knyttet til separation i et vægtløst kredsløb.

FITH-konsekvenserne ved start fra Månens overflade er anderledes på grund af tyngdekraften og potentielt fatal for besætningens muligheder for at forlade Månen. Bemærkningen om, at denne Apollo 5-test i kredsløb om Jorden kvalificerede landingsfartøjet til en virkelig start fra Månen kan man gøre sig sine tanker om.

Anstændigvis skulle enhver ide om at designe landingsmodulet med startmotorens udstødningskappe så tæt på den flade top af sokkelmodulet med risiko for at forhindre det nødvendige flow at gasser og tryk, have været aflivet umiddelbart efter undfangelsen.

Eftersom NASA havde travlt med at slå Sovjetunionen efter den iscenesatte Apollo 8-mission, var det formodentlig uden betydning hvordan den overordnede systemkonfiguration blev videreudviklet (når den sandsynligvis alligevel ikke ville blive anvendt).

Interessante selvmodsigelser

Engelsk Wikipedia:
Marcus Allen er den britiske distributør og udgiver af Nexus, et magasin med alternative nyheder (det udkommer 2 gange om måneden). Hans publikation tilbyder “nyheder og information, der er blevet overset, ikke rapporteret eller ignoreret af mainstream medierne”. Han arbejdede som fotograf [og taxichauffør] i London i 60’erne og er fortaler for ideen om, at NASA forfalskede Apollo månelandingerne.

Marcus Allen, skønsmæssigt født i tidsrummet 1935–45, efterforsker flittigt i Apollo-eventyret og har holdt foredrag over emnet, ofte med vægt på den fotografiske side af sagen. Men i sine foredrag har han peget på andre interessante selvmodsigelser fra NASA og astronauterne.

En af dem handler om, hvor hørbar hovedmotoren ville være under landingsmodulets anflyvning af – og landing på Månen. Vi taler om en motor, der kunne udvikle “10.000 punds tryk”, mere præcist 43.900 N, eller 4.477 kp (kilopond) i sammenhængende impulser på 311 sekunder, eller 5 min og 11 sek.
I landingsfasens glidefase, som vi har set igen og igen i medierne (sidst under Neil Armstrongs afsluttende interview i Australien i 2011) høres ingen støj; kun den afslappede kommunikation mellem Edwin Aldrin og kontrolcenteret på Jorden, hhv. Neil Armstrong.
I den fase ville hovedmotoren udvikle en kraft, der var stor nok til at bære 1/6 af 15 tons, altså 2,5 tons. Hvis den kraft skulle holde landingsmodulet svævende i lodret stilling uden nogen særlig vandret fart, ville reaktionen være rettet lodret nedad mod Månens overflade; vi taler om cirka halvdelen af motorens maksimale kraft. Lyden fra en igangværende raketmotor på nært hold er infernalsk ofte iblandet både akustiske og strukturelle vibrationer. Den er så at sige en brølende og rystende genstand.

Så hvorfor kunne vil ikke høre den brølende landingsmotor, der befandt sig 2 meter under astronauterne fødder?

Det officielle svar er, at astronauterne var iført rumdragter, at der var vakuum omkring motoren og i cockpittet (der skal som bekendt et stof til at transportere lyden, i vakuum transporteres ingen lyd). Men dels sidder motoren fast forankret i en gennemgående metalkonstruktion, der sender såvel lyd som andre svingninger videre, dels er der allerede uenighed mellem astronauterne om dette. Mindst én fortæller, at cockpittet var under 1/3 atmosfæres tryk, i.e. ingen rumdragt (de fleste billeder på Internettet viser rumdragt uden hjelm og handsker, altså et cockpit indeholdende ilt) – andre astronauter bekræfter den officielle udlægning.

Hvis der var vakuum i cockpittet, og astronauterne således var iført tryktæt rumdragt under landingen, lad os da kigge på instrumenteringen i cockpittet. Bemærk størrelsen af drejeknapperne, tastaturet og joysticket (klik på billedet for at se en større udgave):


“Eagle”s instumentering ifølge spillet Eagle Lander, der kalder detaljerne autentiske. Vi tror dem, og under alle omstændigheder er de detaljer, som vi vil fremhæve, korrekte. Vi har valgt dette billede, fordi det viser instrumenteringen i forhold til navigationsruden.

 

Her er til sammenligning rumdragtens handske:


Apollo 11-missionens ydre afsluttende handske med “fingerspidser” af silikone. 

 

Det er umuligt, at der kunne eksistere den mindste fingerspidsfølelse i disse handskefingre. Konstruktionen vises altid uden tryk, også monteret på rumdragten med astronauterne i forskellige arbejdssituationer, præcis som om hænder og fingre kunne bevæges på normal vis.

Det er utænkeligt, at den viste instrumentering, der tydeligvis er udviklet til en ubehandsket hånd med frit bevægelige fingre, ville kunne betjenes gennem rumdragtens handsker, som de var konstrueret til Apollo 11-missionen. Trykket inde i handsken var efter producentens oplysning 0,3 atmosfære. Det ville gøre handsken og fingrene stive, sandsynligvis umulige at bøje i leddene. Forestil dig, at du skal betjene instrumenter, hvor forskellen mellem rigtig og forkert stilling kan betyde liv eller død, og din eneste mulighed for at overleve er at ramme rigtigt med en hånd, hvor fingrene er stive og spidserne ufølsomme silikonedutter. Billedet bliver endnu mere hasarderet, når der involveres et tastatur. Og hvordan var det nu med muligheden for at orientere sig ud ad hjelmen; har vi ikke fået at vide, at udsynet var begrænset nedad?

Tilbage er muligheden, at cockpittet var under tryk, og det er det scenarium, vi ser på alle træningsbillederne – en astronaut i rumdragt, men uden handsker og hjelm. Det ville imidlertid betyde, at lyden uomgængeligt kom med i optagelsen fra landingen. Selv om astronauterne anvende hovedtelefoner og læbemikrofon, ville motorens konstante brølen i den sidste fase have været et tydeligt element i baggrunden af lydbilledet, og vibrationerne ville sandsynligvis have påvirket astronauternes stemmeføring. Men vi hører intet i den retning! Det er som befinder vi os i en drømmeudgave af en månelanding***.

***) Kommentar til videoen: Bemærk at det, der i korte perioder kan opfattes som lyden af en raketmotor, er støj på transmissionen. Ca. 8 minutter inde i videoen lyder meldingen “seven minutes and thirty seconds into the burn” (7 min og 30 sek forløbet af motorsekvensen; hvis det var en sammenhængende “burn”, er tiden for motorens maksimale længde af en sammenhængende impuls godt og vel overskredet).
Men vi hører ingen motor. Højden oplyses på samme tid til “six thousand and three hundred feet” eller 1.920 meter (over Månens? overflade). Når “Ørnen” nærmede sig den støvede overflade, ville den i de sidste faser, 1–½ meter over månestøvet, trykke underlaget ud til siderne med en voldsom kraft, svarende til ca. 2,5 tons på et meget begrænset areal. Det ville have medført et tydeligt spor – som skulle have været synligt på alle billeder, der viser underlaget i nærheden af motorkappen. Ligeledes ville overfladestøvet, der i modsætning til det stof, vi ser på billederne – ikke kunne indeholde vand – have bredt sig som tætte skyer til siderne og have lagt sig som et tydeligt lag pudder overalt – ikke mindst på de guldfoliebeklædte fødder på landingsstellet, som på alle billederne er fuldstændigt fnugfri. Se fx Morpheus Free Flight 11.

Konklusion

Billedet af især et startmodul i betydelig risiko for at kæntre, når sprængboltede til sokkelmodulet udløstes, og i bedste fald ville forlade sokkelmodulet i en skrå bane, er påtrængende. Afgangen kunne i øvrigt aldrig blive mere lodret, end sokkelmodulet stod vandret. Startmodulet var bredere end det var højt. Den mindste afvigelse fra lodret i den første fase af banen ville medføre, at kraften fra motoren i Månens tyngdefelt ville bringe startmodulet ind i en horisontal bevægelse. Sandsynligheden for, at positioneringssystemet ville overkompensere til den modsatte side, var stor på grund af den korte arm mellem startmotorens trykpunkt og det tværgående plan gennem klyngerne af positioneringsraketter. Den resulterende slingrevals skulle efter historien have endt vellykket med sammenkoblingen til kommandomodulet 111 km højere oppe. Den sidste manøvre, dokningen, var kritisk afhængig af, at positioneringssystemet stadig havde brændstof og fungerede uden fejl.
Vi tror ikke på, at nogen har overdraget dette kolbøtte-system til levende mennesker i forventning om, at de ville overleve. Men vi mener, at alt blev fremstillet efter detaljerede forskrifter til de berammede tidspunkter, så det kunne bruges som dokumentation i eftertiden – og danne grundlag for de detaljerede missionsrapporter.

Retur til første side  Næste afsnit: Strålingen fra universet