Diskussion:Saturn (Rakete)

Aussprache

"Saturn Fünf"? "Saturn Vau"? Oder völlig egal? (nicht signierter Beitrag von 2003:F3:F708:7200:EDCD:97F2:B061:E822 (Diskussion) 20:44, 22. Mär. 2021 (CET))

Saturn Fünf. Siehe einen Abschnitt unter diesem hier. --Asdert (Diskussion) 22:39, 22. Mär. 2021 (CET)

Geschichte

Gab es eigentlich auch Saturn II, III und IV? 193.171.121.30 13:39, 14. Aug 2004 (CEST)

Nein, Saturn 2 bis 4 gab es so nie.

Im zweiten Halbjahr 1959 wurden verschiedene Möglichkeiten untersucht, wie eine neue, sehr starke Rakete zusammengesetzt sein könnte. Der Name "Saturn" stand da schon fest.

Es gab drei prinzipielle Möglichkeiten, die mehr oder weniger auf existierende Raketen basierten: Saturn A, Saturn B und Saturn C. Davon gab es noch acht Untertypen: A-1, A-2, B-1, und C-1 bis C-5.

Man entschied sich für die Variante C-5, entwickelte aber parallel die Version C-1, die zwar nicht so leistungsfähig war, aber schneller zur Verfügung stehen würde. 1962 wurde entschieden, dass man auch eine stärkere Version der C-1 benötigt, die C-1B. 1963 wurden das C aus den Bezeichnungen gestrichen, und die drei Raketen in Saturn-I, Saturn-IB und Saturn-V umbenannt.

Eigentlich könnte man die Entwicklungsgeschichte auch noch in den Artikel bringen, aber wird er dadurch nicht zu lang? --Asdert 15:29, 21. Sep 2004 (CEST)

Aufgenommen von --W.Wolny - (X) 11:53, 16. Nov 2004 (CET)

ist es nicht so das saturn V DAS leistungsstaerkste jemals gebaute traegersystem ist? nicht eines der staerksten wie in satz 1 behauptet. Harlen 08:56, 16. Nov 2005 (CET)

Siehe dazu N1 und Energija. Es kommt darauf an, wie man Stärke misst: Anfangsschub oder Nutzlast im LEO. --Ayacop 20:00, 27. Jan. 2007 (CET)

Artikel durch Tabelle zu lang?

Ich habe eine Tabelle mit allen 32 Saturn-Starts eingefügt, allerdings die Daten noch nicht verlinkt. Diese Tabelle nimmt jetzt etwa die Hälfte des Artikels ein. Ist das zu viel? Allerdings finde ich die Aufzählung auch nicht wichtig genug, um einen Artikel "Liste der Saturn-Flüge" zu erstellen, und Kürzen ist auch nicht in meinem Sinne. Meinungen dazu? --Asdert 15:32, 21. Sep 2004 (CEST)

Tabelle ist OK und von mir verlinkt worden. Gruß von --W.Wolny - (X) 11:53, 16. Nov 2004 (CET)

Stimmt die Geschwindigkeit?

Mir kommt die im Abschnitt "Einschuss in die Mondbahn" genannte Endgeschwindigkeit von 39.400 km/h zu hoch vor. Mit der Geschwindigkeit hätte der Mondflug (ohne Orbits) nur knappe zehn Stunden gedauert. Vielleicht kann das ja noch einmal jemand prüfen? --Joscho 22:47, 27. Jun 2005 (CEST)

Die Angabe stimmt ungefähr. Im Buch Apollo By The Numbers hat die NASA Daten über den Mondeinschuss veröffentlicht. Für Apollo 11 finden wir eine Geschwindigkeit von 35,545.6 Fuß pro Sekunde, relativ zur Sonne. Das sind 10834.3 m/s oder 39003.5 km/h. Dass die Reise zum Mond dann doch einige Tage dauert, liegt daran, dass die Geschwindigkeit sich ständig verringert, weil das Raumschiff ja immer noch im Bereich der Erdanziehung ist. Woher die Zahl 39400 kommt, weiß ich auch nicht. Sie ist wohl einen Tick zu hoch. Wenn man die Geschwindigkeit nicht relativ zur Sonne, sondern relativ zur Erde misst, verringern sich die Zahlen noch ein wenig (Apollo 11: 37522 km/h). --Asdert 11:12, 28. Jun 2005 (CEST)

Die Geschwindigkeit ist relativ zur Erde (geozentrisch), in Mondnähe wird die auf den Mond bezogene (selenozentrische) Geschwindigkeit angegeben, ohne dass dies besonders gekennzeichnet würde. Andere Angaben ergeben aber keinen Sinn. Um zum Mond zu gelangen, genügt etwas weniger als die Fluchtgeschwindigkeit von der Erde, die aus einem Parkorbit von 185 km Höhe (wie bei Apollo verwendet) etwa 11,0 km/s beträgt. Die genaue Geschwindigkeit hängt vom Flugprofil und von der jeweiligen Mondentfernung ab und war bei jeder Mission anders. Relativ zur Sonne (heliozentrisch) bewegt sich ein die Erde verlassendes Raumfahrzeug erheblich schneller, da die Kreisbahngeschwindigkeit der Erde um die Sonne etwa 30 km/s beträgt, dies ist aber nur für einen Fluchtkurs aus dem Sonnensystem bzw. für einen Flug zu den äußeren Planeten von Belang. Leider sind auch die NASA-Angaben nicht immer ganz korrekt, teils sogar falsch umgerechnet, bzw. aus verschiedenen Quellen. Raumfahrtingenieur 12:35, 13. Mär. 2010 (CET)

Ich dachte, Apollo 11 hätte deshalb solange bis zum Mond gebraucht, weil die Flugbahn keine gerade Linie war, sondern es darum ging, erst eine Umlaufbahn mit einigen Umkreisungen der Erde zu erreichen und so per Gravitationszwille (gravitational slingshot, wo die Gravitation eines Planeten ausgenutzt wird) eine Menge Treibstoff auf dem endgültigen Mondkurs einzusparen? Und hatten die Erdumkreisungen vor dem endgültigen Abbiegen in Mondrichtung damals nicht auch mit dem vorausberechneten Weltraumwetter in Form von Strahlung im Van-Allen-Gürtel zu tun, die so umgangen wurde? --2.241.112.140 22:05, 20. Jun. 2014 (CEST)

Nein und nein. --Asdert (Diskussion) 16:23, 21. Jun. 2014 (CEST)

Das hat etwas mit der zweiten kosmischen Geschindigkeit zu tun, also der Fluchtgeschwindigkeit aus dem Gravitationsfeld der Erde.--Thmsfrst (Diskussion) 17:04, 22. Jan. 2020 (CET)

Verhältnis Zeit Strecke und Geschwindigkeit

Ich komme mit folgendem Teil nicht zurecht:

S-IC-Sequenz Die Apollo-Missionen begannen ihre Reise zum Erdtrabanten vom Startkomplex 39 des John F. Kennedy Space Centers. Nach erfolgtem Start brannte die erste Stufe der Saturn V für 2,5 Minuten und brachte die Rakete so auf eine Höhe von 61 Kilometern. Die Geschwindigkeit betrug bei Brennschluss 8.600 km/h. Es wurden in diesen 2,5 Minuten ca. 2.000 t Treibstoff verbrannt.

Die Beschleunigung der Rakete errechnet sich mit a=dv/dt = 2389 m/s / 150 s zu 15,9 m/s² Die damit zurückgelegte Strecke errechne ich aus s= ½ * a * t² = 0,5 * 15,9 * 150 * 150 = 178875 m Das passt aber nicht zu den angegebenen 61 km.

Wo liegt der Fehler?

Der Fehler liegt erstens darin, dass Du die Höhe mit der zurückgelegten Entfernung gleichgesetzt hast. Die Rakete fliegt aber nicht senkrecht nach oben, sondern geht schon kurz nach dem Start in einen Schrägflug über. Insofern wäre es möglich, dass man sich nach 178 km zurückgelegter Strecke in 61 km Höhe befindet. Der zweite Fehler (bzw. Deine Vereinfachung) liegt darin, dass Du die Beschleunigung als konstant angenommen hast. Im Laufe des Flugs verliert aber die Rakete an Masse (verbrannter Treibstoff), so dass die Beschleunigung zunimmt. Wenn Du Dich nicht scheust, mit Seemeilen und Füßen zu rechnen findest Du im NASA-Buch "Apollo By The Numbers" die Daten aller Apollo-Flüge, zum Beispiel zum Start von Apollo 8. --Asdert 19:56, 8. Feb 2006 (CET)

Instrumenteneinheit

Die Instrument Unit (IU) wird überhaupt nicht erwähnt. Wer wagt sich ran? --Asdert 13:53, 22. Feb 2006 (CET)

Stufenbezeichnungen

In der Tabelle Technische Daten der Saturn I werden die beiden Stufen mit S-IB und und S-IVB bezeichnet, sie müßten jedoch entsprechend dem vorangegangenen Text S-I und S-IV heißen. --Obi-Wahn 01:00, 19. Sep 2006 (CEST)

Arabische oder römische Ziffern bei den Stufenbezeichnungen?

Es ist ein bischen gemixt, je nach Artikel, in der die Saturn erwähnt wird, oder, im aktuellen Artikel sogar in einem, werden manchemal römische, manchmal arabische Ziffern verwendet, also S-4B oder S-IVB (oder S-IV-B?). Hat man das schon mal ausdiskutiert und sich auf eine Form geeinigt? --Kucharek 15:07, 25. Dez. 2006 (CET)

S-IC-Sequenz 2000t Treibstoff?

Soweit bekannt ist, verwendete die Saturn V Kerosin und flüssigen Sauerstoff in der 1. Stufe. Bei der Verbrennung von C10H16 werden anteilig 23% Kerosin und 77% Sauerstoff benötigt. Demnach hat sie nur ca. 465 Tonnen Treibstoff verbraucht. Was einem Energiegehalt von 10 MJoule pro Kilogramm Treibstoffgemisch entspricht. --Glaubichnicht 17:45, 5. Jan. 2007 (CET)

Kannst Du mal erläutern, was Du da wie rechnest und was das ganze soll? --Kucharek 01:38, 6. Jan. 2007 (CET)

Ich glaube er will nur darauf aufmerksam machen, dass wenn man nicht genau darüber nachdenkt, zu dem Ergebnis kommt, dass man mit der angegebenen "Treibstoffmenge" von 2000t ja hätte bis zum Mars und zurück fliegen können. Bin da auch schon drüber gestolpert. --FALC 20:56, 15. Jan. 2007 (CET)

Dichte der Saturn V

Kann mal jemand klären, warum die Saturn V nur eine durchschnittliche Dichte von ca. 330 kg/m^3 hat? Die Ariane I sowie auch die Ariane V haben dagegen eine Dichte von ca. 600 kg/m^3, was im Groben der Treibstoffdichte und den sonstigen Aufbauten entspricht. Man hätte die Saturn V offensichtlich nur halb so groß bauen brauchen um den Treibstoff u.s.w. unterzubringen. Oder sollte sie nur ein riesiger, beindruckender Hohlkörper sein?

Ich denke, da machen die Feststoffbooster der Ariane einiges aus. Die Saturn V hatte ja nur in der ersten Stufe kerosin, ansonsten flüssiger Sauerstoff und Wasserstoff.

Welches Volumen legst du zugrunde? Die Saturn V hatte ja einige Zwischenstufenringe, also viel Luft mit wenig Gewicht... Ohne genauere Angaben, wie Du zu den Zahlen kommst, lassen sich Deine Ergebnisse kaum diskutieren. --Kucharek 01:05, 25. Jan. 2007 (CET)

Bescheidene (volumenmäßig) 2/3 nämlich 2.010.000 kg der Gesamtmasse der Saturn bestand aus dem Treibstoffgemisch LOX/RP-1. (2,5:1)Hinzukommen 520.500 kg LOX/LH2 (4:1) der zweiten und dritten Stufe. Die Ariane 1 hat keine Feststoffbooster. Und bei der Ariane 5 ist es eine Treibstoffmasse mit ca. 640.000kg, davon 155.000 kg LOX/LH2. LOX hat eine Dichte von 1130 Kg/m^3, Kerosin 750 kg/m^3, UDMH 790 kg/m^3 N2O4 1400 kg/m^3 und LH2 70 kg/m^3. Die IP hat schon recht mit der leeren Blechbüchse. Und wieso schleppt man eigentlich mehrere Tonnen Luft so sinnlos ins ALL, wo doch jedes transportierte Kilo so hundeteuer ist? --Glaubichnicht 21:13, 25. Jan. 2007 (CET)

Was soll das?

Der große "Trick" der hier gemacht wird, ist folgender: Die Aufbauten des Triebwerks sowie der Tankhüllen können natürlich, auf Grund konstruktiver Gegebenheiten, nicht dem Ideal entsprechen. Auch mußte der Statik beschleunigter Systeme Rechnung getragen werden. Richtig gefährlich beim Aufbau der Saturn V waren vor allem die 2. und die 3. Triebwerksstufe. Also LOX/LH2. Beide werden zwar mit erheblichem Aufwand gekühlt, dennoch gasen sie aus. D.h. man hat während der Phase des Betankens und des Count down erhebliche Mengen LOX/LH2 die den Tanks entweichen. Um die Gefahrensituation zu entschärfen wird das ausgasende LOX nach aussen und das LH2 in die (technisch bedingten) Zwischenräume geleitet. So wirkt es innerhalb des Gesamtsystems als Schutzgas (wie beim Schweißen). Innerhalb der Aufbauten befand sich damit keín Oxydationsmittel!, die Explosionsgefahr wurde erheblich verringert. Und jetzt kommt ein zusätzlicher physikalischer Effekt zum tragen. LH2 bei normalen Umgebungstemperaturen und Umgebungsdrücken (also Wasserstoff in Gasform) hat nur eine Dichte von 70 g/m^3. Damit unterlag die Saturn V sogar einer erheblichen Auftriebskraft, welche in Summe ca. 4 t Masse kompensierte. Die "leere Blechbüchse" hatte also eher positive als negative Effekte. --Melmac 00:42, 2. Feb. 2007 (CET)

Klingt so, als ob man mit aller Macht die Mondlandung belegen will. Die Saturn V ist ein Hohlkörper, wie oben erwähnt. An der Stelle im Orbit, wo die Dichte eh nur noch 70 g/m³ dreht sich der Effekt um. Sind die Amis mit dem Prinzip Heißluftballon zum Mond geflogen? --Glaubichnicht

Ja!!! --WIKITROLL

Man oh man! Die Saturn V wog knapp 3000 Tonnen und bewegte ca. 45 Tonnen zum Mond (angeblich). Ein Spaceshuttle wiegt 2000 Tonnen und könnte somit entsprechend dem Äquivalenzprinzip 30 Tonnen zum Mond befördern. Macht es aber nicht! Mit viel Glück und Gottes Gnaden kommen diese Dinger gerade mal zur ISS! Den Rest müssen dann die, ach so blöden Russen, übernehmen. Wer glaubt, daß eine Saturn V (Hohlkörper!!!) eine Apollokapsel samt LEM zum Mond befördert hat, hat ein Ding an der Waffel!!! Glauben gehört in die Kirche und nicht in die Wikipedia!!! Jeder Gläubige (ich gehöre zu denjenigen die nicht an einen Gott glauben - ist auch nur ein Glauben) glaubt an etwas Wahrscheinlicheres als diejenigen, die an eine bemannte Mondlandung glauben. Galillei hat nicht Gott geleugnet, er hat Blödsinn abgelehnt! Und er hatte offensichtlich Recht. Auch wenn einige glaubten er leugnet Gott! Dann hätte dieser sicher mit aller Macht zurückgeschlagen. Der sitzt im Himmel und lacht sich ein Loch in den Bauch - über die Affen, die Galillei enthaupten wollten und über die, die an die Mondlandung glauben. Was soll's glaubt weiter! Glaubichnicht

LOL! Wie wäre es, wenn Du hier mal wie ein Ingenieur und nicht wie ein Milchmädchen rechnen würdest? Nach Deinem "Äquivalenzprinzip" müsste man mit einer nur 3 Tonnen schweren Rakete 45kg zum Mond schießen können. Warum baut niemand sowas? Wenn hier jemand "glaubt", dann wohl nur Du. --Kucharek 11:29, 25. Mär. 2008 (CET)

Du hast Recht! Wenn man mit einer 3 Tonnen schweren Rakete keine 45 kg Nutzlast zum Mond befördern kann, kann man auch nicht mit einer 3000 Tonnen Rakete (die in allen Teilen proportional zur 3 Tonnen Rakete ist) 45 Tonnen zum Mond buggsieren. Weil die Energiedichte des Treibstoffes zur jeweiligen Nutzlast, der Graviationseinfluß und auch der Luftwiderstand proportional ist. Ganz ruhig... Mal nachdenken... Mit ca. 10 Joule kann man 1 kg 1 Meter hochheben mit ca. 100 Joule kann man 10 kg auch nur 1 Meter hochheben. Mit 2000 Tonnen Treibstoff kann man 45 Tonnen auf die gleiche Geschwindigkeit beschleunigen wie 45 kg mit 2 Tonnen Treibstoff. Um Messergebnisse vom Mond zur Erde übertragen zu können bräuchte man tatsächlich nur wenige Kilogramm Nutzlast ('ne Solarzelle zur Stromerzeugung, eine Miniaturkamera, ein Gravimeter, ein Thermometer, ...). Schau dir mal dein Handy (150 g) oder deinen Laptop(1,5 kg) an, die könnten das alles. Nur mit der Rakete hapert es. Warum, hast du wie gesagt richtig erkannt. Glaubichnicht

Dachte auch immer das Raketen nur der Raketengrundgleichung folgen. @Kucharek kannst du das mal begründen, warum eine kleine Rakete mit proportional kleinerer Endmasse das nicht schaffen sollte? 212.122.61.132 14:14, 28. Mär. 2008 (CET)

Tut mir leid, aber das ist komplett falsch. Längst nicht alle Größen lassen sich so einfach skalieren. Wenn es nur darum ginge, eine bestimmte Strecke in Schwerelosigkeit und im Vakuum zurückzulegen, hättest Du Recht. Aber eine Mondrakete muss dummerweise erstmal durch die Atmosphäre, und die wird nicht zehnmal dünner, nur weil Du eine tausendmal kleinere Rakete nehmen willst. Sie muss im Schwerefeld der Erde starten. Die Gravitation nimmt mit dem Quadrat des Abstandes ab, also wird sie im Abstand von zehn Erdradien hundertmal kleiner. Der Erdradius skaliert aber ebenfalls nicht mit der Größe Deiner Rakete, sondern ist konstant. Was mit einer 2000t-Rakete möglich ist, geht deshalb noch lange nicht mit einer 2t-Rakete. Es ist Dein gutes Recht, an der bemannten Mondlandung zu zweifeln, aber such Dir bessere Argumente! Naclador 09:17, 28. Okt. 2009 (CET)

Man kann das Equivalenzprinzip in diesem Fall auch recht einfach wiederlegen. Für die Beschleunigung einer Rakete ist nämlich gar nicht so sehr das Verhältnis von Gewicht zu Schub veranwortlich, sondern deren Differenz. Man nehme mal an, der Schub der Rakete ist von Start bis Brennschluss Konstant um es bisschen zu vereinfachen. Bei der Saturn V wären dies also 3420t Schub. Bei Brennschluss der ersten Stufe, hatte die Saturn V ca. 2000t Treibstoff verfeuert. Damit ergibt sich ein Restgewicht von ca. 930tonnen. Das Gewicht zu Schubverhältniss ist damit 3.68 und die Schub-Gewichtsdifferenz 2490t. Jetzt das selbe mit einer 10 mal kleineren Rakete. dann wäre das Gewicht bei Brennschluss noch 93tonnen und der Schub bei 342 tonnen. Eigentlich sieht man den Unterschied jetzt schon deutlich aber ich rechne es mal noch vor. Gewicht zu Schub verhältniss ist wieder 3.68, aber die Schub-Gewichtsdifferenz beträgt nur noch 249tonnen. Dies ist gleichbedeutend mit einer wesentlich kleineren Beschleunigung und damit auch insgesamt einer kleineren Geschwindigkeit bei Brennschluss der kleineren Rakete.

Und jetzt mal ehrlich, würde irgendwer erwarten, dass beispielsweise ein Spaceshuttlemodell im Massstab 1:1000 mit Funktionierenden Teilen bis zur ISS fliegen kann? (nicht signierter Beitrag von 83.77.91.146 (Diskussion | Beiträge) 22:39, 19. Mär. 2010 (CET))

Das Problem ist, dass man eigentlich gar keine Massstabsgetreue Rakete bauen kann, bei der auch die Masse Massstabsgetreu ist. Mal ein ganz simples Beispiel. Ich nehme einen Kreisrunden Tank der einen Innendurchmeser von 1m hat und 1m hoch ist. Rein rechnerisch passt da ja 785.4 Liter rein. Ein Tank der dazu einen Massstab von 1:1000 hat, hat aber eben nicht mehr ein Volumen das auch 1:1000 entspricht sondern nur noch 0.0000007834 Liter. Und das ist eben die Krux an der Sache weil Tankvolumen bedeutet gleichzeitig Energieinhalt. Mache ich die Rakete 1000 mal kleiner kann ich nur noch einen Milliardstel der Energie mitführen. Das uralte Problem, dass sich das Volumen oder auch die Fläche bei Massstabsänderungen stärker verändern als die äusseren Abmessungen. Das Schubgewichtsverhältniss definiert zwar die Beschleunigung, der absolute Tankinhalt definiert aber die Brennzeit bei gegebenem Energieoutput. Was wirklich wichtig ist, ist der Treibstoffmassenanteil der Rakete und der steigt mit grösseren Raketen immer weiter, weil die Konstruktion weniger schnell an Masse zulegt als die Tanks an Volumen zulegen.--2A02:120B:2C2B:6840:D058:CE06:FC33:7DBF 02:17, 21. Aug. 2014 (CEST)

Problem!

Ich habe ein kleines Verständnisproblem! Die Saturn V verbrauchte 2.000 Tonnen Treibstoff um ca. 45 Tonnen Nutzlast zum Mond zu befördern. Für den Rückflug wurde eine Apollokapsel verwendet. Diese mußte einen Teil ihres Treibstoffes dafür aufwenden sich selbst und das LEM (insgesamt bestehend aus der Apollokapsel, der DS- Abstiegsstufe und der AS- Aufstiegsstufe) von etwa 2300 m/s auf die Orbitgeschwindigkeit von ca. 1500 m/s abzubremsen, nach Rückkehr der AS-Stufe in den Orbit das Rondevouzmanöver auszuführen, Fluchtgeschwindigkeit relativ vom Mond ( < 2300 m/s) erreichen und vor Eintritt in die Erdatmosphäre von ca. 11200 m/s auf ca. 7000 m/s abzubremsen um im Idealwinkel in die Erdatmosphäre einzutauchen, damit sie weich am Fallschirm landen konnte. Dazu standen maximal 14 Tonnen Treibstoff und 22,6 Tonnen Oxidationsmittel zur Verfügung. Die Apollokapsel wiegt (leer) 5,9 Tonnen. Die Apollokapsel ist nur mit Hydrazin betankt. Gegenüber der 2. und 3. Stufe der Saturn V ein minderwertiger Treibstoff. Wenn ich von Hamburg nach München mit 30 PKW (a. 1,5 Tonnen) fahre brauche ich ca. 1,450 Tonnen Benzin und muß zusätzlich ca. 4,320 Tonnen Sauerstoff (also ca. 21,5 Tonnen Luft) durch die Motoren jagen. Auf dem Rückweg wären es bei nur 3 PKW 192 kg Benzin, 576 kg Sauerstoff (also 2880 kg Luft). Wenn ich also mit den PKW's 400.000 Kilometer fahren würde bräuchte ich 6.234 Tonnen Treibstoff. Bitte baut mir ein Raketenauto, was mich 3 mal die Woche von Hamburg nach München (und zurück) fährt, da sind meine Spritkosten mindestens 1/3 geringer. Wie ein Spaceshuttle landet steht hier. --MfG

Haaaaallo! Das ist ja ein echt klasse Diskussionsbeitrag! Den Inhalt sollte man glatt in den Artikel einarbeiten. Da hat man in etwa einen Vergleich zu herkömmlichen Verkehrsmitteln (Bahn- Bus oder ebend PKW). Also, wenn das mal jemand recherchieren kann, wie der Treibstoffbedarf für ein Flugzeug oder eine Bahn gegenüber einer Rakete und einer gegebenen Entfernung ist. Das würde die Leistungkraft einer Saturn V sehr anschaulich darlegen. Glaubichnicht

Also hier steht etwas über den Treibstoffbedarf der Concord. Und hier etwas über die Saturn V. Wer im letzten Artikel mitrechnet und diesen Artikel zweimal liest weiß wer nach Meinung des Autors Spinner sind. --MfG

Na ja, wenn dein PKW keinen Luft und Reibungswiederstand und der Motor nicht nur ca. 33% Wirkungsgrad hätte, würdest du tätsachlich wohl etwa nur noch nen drittel soviel Sprit brauchen. Die Bedingungen im Weltraum und auf der Erde sollte man prinzipiel nicht miteinander Vergleichen. wenn du beispielsweise reinen Sauerstoff als Oxidationsmittel im Motor verwenden würdest, wäre die Leistung einen Moment lang auch viel höher, bis sich wegen der viel höheren Verbrennungstemperatur dann die Kolben verabschieden. (nicht signierter Beitrag von 83.79.42.182 (Diskussion | Beiträge) 02:28, 19. Mär. 2010 (CET))

Ich habs mal vor Jahren durchgerechnet. Die kommen nicht mal aus der Mondschwerkraft raus mit dem bisschen verbliebenen Treibstoff, das ihnen verblieben ist. Zudem stellt sich ja die Frage, warum man auf der Erde riesige Anlagen braucht, um eine Rakete in die Umlaufbahn zu bekommen, während da plötzlich auf dem Mond das die Astronatuen alleine bewerkstelligen können. Außerdem gibt es dort keine Atmosphäre, um die labile Auslegung eines Antriebs (Rückstoß am Heck= Schub) durch Steuerflossen ausgleichen zu können!(Man kann sich das so vorstellen, dass man einen Bleistift auf seiner Spitze jongliert und dabei in seine Längsrichtung beschleunigt!) Solche Aktionen erfordern noch heute leistungsstarke Computer.--88.133.26.116 20:55, 4. Mär. 2017 (CET)

Ich habe den Eindruck, hier führt jemand Selbstgespräche. Schon im ersten Beitrag ist der Satzteil "und vor Eintritt in die Erdatmosphäre von ca. 11200 m/s auf ca. 7000 m/s abzubremsen" völliger Unsinn. Niveauvolles kann ich nicht erkennen und auch nichts, was den Artikel verbessern hilft. Ich finde, wir sollten den kompletten Diskussionsstrang löschen. Und 88.133&Co empfehle ich ein Raumfahrtforum. Z.B. https://www.raumfahrer.net/forum/smf/index.php oder http://21253.foren.mysnip.de/list.php?7537 . Susanne Walter (Diskussion) 14:08, 5. Mär. 2017 (CET)

Ich stimme zu. Hier geht es offenbar nicht um ein Verständnisproblem, sondern einfach darum, Unsinn abzulassen. Ernsthafte Fragen sind natürlich willkommen. --Raumfahrtingenieur (Diskussion) 20:59, 5. Mär. 2017 (CET)

Wie gross ist die Strecke beim Flug um den Mond?

Auto

• Zum Fahren eines Autos mit 100 Kilometer in der Stunde braucht man zirka 5 Liter Benzin auf 100 Kilometer.

Im Wikipediaerdmondartikel steht ein Erdumkreisung des Mondes mit einem Erd-Mondradius von Periapsis 363.300 Kilometer und Apoapsis 405.500 Kilometer

• In diesem Artikel stehen zwei Raketenbeschleunigungsgeschindigkeiten in Kilometer pro Stunde:
• 8.600 km/h.
• 24.600 km/h.

Bei einer Geschwindigkeit von 8600 Kilometer pro Stunde fliegt die Rakete nach 60 Stunden am Mond vorbei.

Bei einer Geschwindigkeit von 24600 Kilometer pro Stunde fliegt die Rakete nach 20 Stunden am Mond vorbei.

Die Rakete braucht also nur 120 Stunden (6 Tage) bzw. 40 Stunden (2 Tage) von der Erde zum Mond und wieder zur Erde.

• Wie ist es Chemiekalisch (Stoff lehrer Raum) moeglich eine, zweifellos auf sehr hohe Geschindigkeit, beschleunigte Rakete (130 Tonnen) ueber eine Strecke von maximal 811.000 Kilometer durch das Sonnensystem, durch das Energiefeld der Sonne und durch die beiden Energiefelder der Erde und des Mondes zu schicken?
• Wissen die Deutschen Nobelpreistraeger Chemie, die Chemische Industrie, die Professoren Chemie, die Chemielehrer darauf eine Chemische mathematische Antwort?

194.66.226.95 16:49, 26. Jun. 2008 (CEST)

Abend! Hört sich alles recht logisch an, ist aber wohl ein Trugschluss. Du musst von der Fluchtgeschwindigkeit ausgehen, die erforderlich ist, damit der Flugkörper aus der Erdumlaufbahn kurz Richtung Mond nehmen kann. Danach verringert sich die Geschwindigkeit, bis der Flugkörper in den Anziehungsbereich des Mondes gelangt. Die Geschwindigkeit ist also nicht konstant. Die Mondraketen starteten übrigens nicht direkt zum Mond, sondern umkreisten die Erde, um dann auf den entsprechenden Kurs eingeschossen zu werden. Gruß -- Sinix 17:57, 26. Jun. 2008 (CEST)

Abend! Stoff im leeren Raum! Als Treibstoff wurde Sauerstoff und Kerosin verwendet, welche bei der Verbrennung gemischt wurden. Gruß -- Sinix 18:00, 26. Jun. 2008 (CEST)

Ich denke, daß die Frage darauf abziehlt, warum eine Rakete für eine Strecke x -> y weniger Treibstoff benötigt als ein Auto für die gleiche Strecke. Vorgerechnet wurde dies ja weiter oben in der Diskussion. Da komme ich nämlich auch ins Grübeln. (MfG)

Weil ein ziemlch grosser Anteil des Energieverbrauches eines Autos ( oder eines Flugzeuges oder irgendeines anderen Gefährtes auf der Erde ) für die permanente Überwindung des Luftwiderstandes draufgeht. Bei einem Flugzeig kann z.B. nur das ausgefahrene Fahrwerk den Treibstoffverbrauch verdoppeln. Es kam schon zu sehr unschönen Unfällen dadurch. Bei einem Fahrradfahrer geht auch mehr als die Hälfte der Energie nur für den Luftwiderstand drauf. (nicht signierter Beitrag von 91.96.130.96 (Diskussion | Beiträge) 22:33, 7. Dez. 2009 (CET))

Abend! Es ist doch recht einfach zu verstehen. Für Start und Fluchtgeschwindigkeit werden wohl recht große Mengen Treibstoff benötigt. Danach kommt die Anziehung des Mondes zu tragen. Bei der Rückkehr die Anziehungskraft der Erde. Gemessen an der Reisedauer und der Entfernungen sind die Triebwerke extrem wenig in betrieb! Gruß -- Sinix 23:35, 7. Aug. 2008 (CEST)

Und was ist mit der Anziehung durch die Sonne? Immerhin unterliegt der Mond einer doppelt so großen Anziehung durch die Sonne als durch die Erde. Will eine Saturn (wie am 16.07.1969 geschehen, aufgehender Mond (Vollmond war am 24.07.69) - Mond weiter weg von der Sonne als die Erde) von der Erde zum Mond, muß sie neben der Erdanziehung die nahezu 0,005 m/s² * Masse Saturn V = Kraft (sind nach 48 h ca. 864 m/s Geschwindigkeitsverlust) überwinden. Im Übrigen gilt für ein Auto: Für's Beschleunigen wird Treibstoff benötigt, danach kommt die Anziehung der Erde zum tragen. Was verursacht den Roll- und den Luftwiderstand? Doch wohl, daß das Auto wie die Luft auf die Erdoberfläche gepresst wird. Und ohne Rollwiderstand fährt kein Auto und ohne Luftwiderstand fliegt kein Flugzeug. Ganz so einfach ist es halt nicht - Schönen Abend noch! (MfG)

Abend! Allmählich ist es müssig darüber zu diskutieren. Natürlich wirkt der Impuls auch auf der Erde, aber der unbekannte Schreiber hat die Antwort selbst gegeben, warum das nicht funktionieren kann: Rollwiderstand, Luftreibung und der Umstand, dass die Erde keine perfekte Kugel, sondern eher einer schrumpligen Kartoffel gleicht. Wenn ein Raumfahrzeug auf den Mond eingeschossen wird, mögen Sonne und Saturn möglicherweise den Kurs beeinflusse (darum wurden Kurskorrekturen gemacht), das Ziel wird aber kaum verfehlt, da jene Einflüsse vorher berechnet werden. Die Entfernung ist ebenfalls bedeutend. Saturn uns Sonne sind halt weit weg. Studiere einfach Keppler, Newton und Einstein, dann wird einiges klarer. -- Sinix 21:17, 30. Sep. 2008 (CEST)

Wie? Kepler, Newton und Einstein? O.k.: 3.Keplersches Gesetz und das Gravitationsgesetz passen gar nicht zusammen. Wieso? Dann lies mal die Originalschrift (Harmonika Mundi) von Kepler und versuch mal diese Aussage mit dem Gravitationsgesetz zu vereinbaren. Geht nicht! Deshalb steht auch in fast allen Lehrbüchern ein 3.Keplersches Gesetz (was er so gar nicht formuliert hat) was kurzerhand an Newtons Gravitationsgesetz angepasst wurde. Newton spricht übrigens immer von Kräften - Einstein aber von einer Raumzeitkrümmung, da gibt es gar keine Kraft. Passt also auch nicht zusammen. Oder welche Raumzeitkrümmung gilt, wenn ich mit meinem Eisen einen Golfball flitzen lasse? Auch passt Einstein nicht zu dem originalem 3.Keplergesetz. Lesen bildet! Es ist sicher und ganz bestimmt... <- so fängt übrigens Keplers Aussage zu seinem 3. Gesetz an. (MfG)

Autsch!

DFTT! Naclador 17:14, 30. Okt. 2009 (CET)

Ja, Autsch: diese Diskussion gehört nun wirklich nicht mehr zur Saturnrakete. Hat jemand einen Vorschlag, wo es besser hinpasst oder kennt eine entsprechende Selbsthilfegruppe? Liebe Grüsse --Volker Paix 19:10, 30. Okt. 2009 (CET)

Flüge der Saturn-Raketen

Ich würde gerne die leeren Bemerkungen-Felder der Tabelle mit kurzen Erklärungen bereichern.

Gibt es dazu Bedenken? --Volker Paix 20:05, 21. Jan. 2009 (CET)

Konstruktive Mitarbeit ist immer gern gesehen, also nur zu. Bitte aber keine Details zu den Mondlandungen etc. Es geht hier ja nur um die Saturn. --Asdert 10:33, 22. Jan. 2009 (CET)

• Ich hab die Bemerkungen um das Warum und womit die Saturn gestartet sind ergänzt und versucht nicht langatmig zu werden.
• Bei Apollo 17 letzter Flug von Menschen zum Mond hab ich einen Link zu Bemannter Mondflug nach Apollo gesetzt, damit auch dieser Eintrag auch in Zukunft aktuell gehalten wird. Gibt es da sinnvollere Lösungen?
• Bei SA-2 steht "Die mit Wasser gefüllten zweite und dritte Stufen wurden.." ?? Hat die Saturn I eine dritte Stufe? Oder ist da das Nutzlast-Modul (wie heißt das Trum eigentlich korrekt?) gemeint?
• Bei SA-208 stand Saturn I, Ich hab´s mal auf Saturn IB geändert in der Annahme, es war ein Tippfehler. OK?

Lasst was hören, das war mein erster Eintrag - Danke --Volker Paix 18:40, 23. Jan. 2009 (CET)

Ich frage mich, was "Apollo 1" in dieser Tabelle zu suchen hat - das war doch gar keine Mission, sondern nur eine Simulationsübung am Boden. Ich würde die Zeile einfach streichen. (nicht signierter Beitrag von 84.151.127.224 (Diskussion) 15:05, 28. Dez. 2014 (CET))

Hallo IP, ich habe Deinen Eintrag weiter nach unten gesetzt, sonst sieht es so aus, als ob Volker 2009 eine Antwort auf Deinen Frage von 2014 gibt. Zu Apollo 1: nein, das sollte man nicht streichen. Die Übung war zwar am Boden, das Apollo-Raumschiff war aber auf einer Rakete montiert. Stimmt, es war kein Flug, aber der Flug war geplant. In der Tabelle steht genau das "kein Start. SA-204 geplant". Das halte ich für eine wichtige Information. Zwei Zeilen weiter unten sieht man dann, dass SA-204 ein Jahr später dann doch gestartet ist. --00:01, 29. Dez. 2014 (CET)

LeistungsVergleich Saturn V mit AKWs und Weltenergieverbrauch

Stimmt folgende Rechnung?

Die chemische Energie der ersten Stufe einer Saturn 5 ->beläuft sich auf 89,691 TJ.

Bei einer Brenndauer von 160 sec werden also

89.691 GJ / 160 sec = 560 GJ/sec = 560 GW frei.

Das ist das 1,5fache der Leistung aller AKWs weltweit

(deren 439 Kernreaktorblöcke leisten 370 Gigawatt)

oder 22 % des Weltenergieverbrauchs).

So viel? --Wally 18:06, 29. Jul. 2009 (CEST)

Ich hab es mal nachgerechnet und staunend zu Kenntnis genommen, ich komme auf die gleiche Grössenordnung:

Heizwert Kerosin 43 MJ/kg * 2.000.000 kg / 150 s = 573 GW, Liste der Kernkraftwerke: 372 GW Gesamt

Man sollte jedoch betonen, dass das der Energieverbrauch der Saturn V während der Brenndauer ist und nicht die nutzbare Triebwerksleistung. Ich bin zwar echt raumfahrtbegeistert, in der heutigen Zeit beunruhigt mich der Energieverbrauch doch sehr. Besonders ärgert mich, dass man zunehmend kommerzielle Raumflüge anbietet - x Tonnen von CO2-Ausstoss für 5 Minuten Schwerelosigkeit zum Gaudium. Und andererseits soll man mit Energiesparlampen jedes Gramm CO2 einsparen. Klingt nach verarsche - sorry, aber dazu sollte man auch einen Artikel schreiben: ökologische Aspekte der Raumfahrt --Volker Paix 21:35, 3. Aug. 2009 (CEST)

Ohne die Zahlen jetzt nachzurechenen: Erstens: Immer sauber Energie und Leistung auseinderhalten. Zweitens vergleichst Du die rein thermische Leistung des Treibstoffs mit der elektrischen Leistung eines Kraftwerks. Da liegt der Wirkungsgrad bei ungefähr 30%. Die thermische Lweistung der Reaktoren dürfte also ungefähr drei mal so hoch sein wie die angegebenen 370 GW, also rund 1TW. Dann hätte die Saturn die Hälfte der Leistung der Kraftwerke. Zurück zur Leistung: Die mag so hoch sein, ist aber nur für 160sec und das war es dann. Es gibt ja auch Laseranlagen u.ä., deren Leistung höher ist als alles zusammen, mit was wir hier sonst noch Energie umwandeln. Das hält dann aber nur für ein paar winzige Augenblicke, so dass die Energie relativ gering ist. Die Leistung einer Saturn ist heftig, aber über die Zeit zwischen zwei Starts verteilt nicht signifikant. --Kucharek 07:35, 4. Aug. 2009 (CEST)

Danke Kucharek, ich hab den kursiven Text der Korrektheit wegen nachgebessert. Sicher will der Beitrag nicht die Welt-Energieprobleme lösen, sondern soll sesibilisieren, welch ungeheurer Energiebedarf (Umweltbelastung) notwendig ist um eine Nutzlast in den Orbit oder wie o.a. zum Mond zu bringen. Bzl. "das war´s dann",- nicht ganz, dann kommt die 2. Stufe, die locker wie ein ganzes AKW brummt ;-) Mir ist auch klar, dass da Äpfel mit Birnen verglichen werden, nur Obst (Energie) ist doch beides. --Volker Paix 12:33, 4. Aug. 2009 (CEST)

@Kucharek:"Immer sauber Energie und Leistung auseinanderhalten."

O.k., also kann man sagen:

In der ersten Stufe einer Saturn V wird eine chemische Energie von 90 Terajoule in 160 sec freigesetzt; ihre thermische Leistung beträgt damit 560 GW.

Nun kann man die Nutzleistungen vergleichen, also thermische Leistung ungefähr gleich Beschleunigung bei der Rakete mit elektrischer AKW-Leistung.

160sec sind viel länger als ein Laserschuss, was das Bild ermöglicht:

Auf Cape Canaveral wird knapp 3 min lang mehr (Nutz-)Leistung freigesetzt als in 439 AKWs--Wally 18:59, 4. Aug. 2009 (CEST)

Tja das ist immer so eine Sache mit den energetischen Betrachtungen, vielleicht ein paar Anmerkungen meinerseits dazu:

Zunächst, in obiger Rechnung die auf 573 GW kommen steckt ein Fehler.

Es wird die Gesamtreibstoffladung der ersten Stufe mit dem Heiwert von Kerosin multipliziert. Richtigerweise muss natürlich diese Multiplikation mit der Masse des Kerosin durchgeführt werde. Nehmen wir die im Artikel angegebene Menge von 810.700 l und das spezifische Gewicht von 0,8kg/l so haben wir insgesamt 648.560 kg Kerosin. Multipliziert mit dem Heizwert von 43*10^6 J/kg ist also der Gesamtenergieinhalt 648,56 *10^3*43*10^6 = 27890*10^9 J also 27890 GWs. Dieses dividiert durch 160 sec Brennzeit ergibt 174,3 GW, anstatt der zitierten 573.

Desweiteren glaube ich nicht, daß a priori der Heizwert hier herangezogen werden kann, denn die Definition und auch Ermittlung des Heizwertes geht von einem Standardverbrennungsprozess aus, bei dem der Oxidator (enthalten in der Verbrennungsluft) als Gas bei 25 °Celsius vorliegt (meines Wissens). Jedenfalls ist LOX mit 77 Kelvin davon ein schönes Stück entfernt. Die Aufheizung des LOX auf Verbrennungstemperatur frisst schon mal ein gutes Stück (prinzipiell) vom Heizwert.

Nähern wir uns der Thematik mal sozusagen anders rum. Die Grundstufe besaß 5 F1 Triebwerke deren jeweiliger Massendurchsatz bei 2578 kg/s lag. Der spezifische Impuls (Vakuum) ist 2980 m/s. (Ich weiss eigentlich Ns/kg) (der in Wikipedia für das F1 angegebene Impuls von 2550m/s ist der Bodenimpuls, nicht der Vakuumimpuls). also jetzt ist die theoretische (Prüftstands)Leistung dann gemäß der Musik mpunkthalbemalvauquadrat gleich 0,5*2,578+2,980^2 * 10^9 W --> = 11,5 GW bei 5 Triebwerken sind das dann 57,5 GW. Das ist von den oben erwähnten 560 GW dann nen bissl entfernt, auch noch von den 174 GW.

Nun brennt die Stufe 160 sec, allerdings nicht alle 5 Triebwerke durchgängig, da nach einer gewissen Zeit die Beschleunigung zu hoch wurde hatte man das fünfte (zentrale) Triebwerk abgeschaltet (25 sec vor Stufenbrennschluß). Deshalb nehme ich jetzt mal die 11,5 GW und multipliziere mit 4,85 Triebwerken und 160sec und komme dann auf eine Energieabgabe von 11,5*4,85*160*10^9 = 8924*10^9 Ws (J). = 8924 GWs

Betrachten wir jetzt energetisch die Rakete. Das Startgewicht der Saturn 5 liegt bei 2945 to, das Gewicht der ersten Stufe betankt bei 2286 to und ihr Trockengewicht bei 135 to. Somit hat die Saturn 5 bei Brennschluss der ersten Stufe ein Gewicht von 2945 - 2286 + 135 = 794 to. Die Brennschlußgewschwindigkeit ist 8600 km/h was einer Geschwindigkeit von 2,389 km/sec entspricht. Die Höhe der Rakete beträgt dann 61 km. Der Energieinhalt ist dann als kinetisch und potentiell zusammen 0,5*794*10^3*(2,389*10^3)^2 (kinetische Energie) + 9,81*794*10^3*61*10^3(potentielle Energie) = 2265*10^9 Ws + 475*10^9 Ws also insgesamt bei 2740 GWs, also nur etwa 30 % der gelieferten Triebwerksleistung. Der Rest ist dissipiert, im wesentlich steckt er in der Beschleunigung der Massen der Rakete inklusive des zum jeweiligen Zeitpunkt noch nicht verbrannten Treibstoffes der Grundstufe.

Noch ernüchternder werden diese Zahlen, wenn man dann wirklich mal den Energieinhalt eines kg das sich wirklich im Erdorbit befidet, ausrechnet. Nehmen wir mal 300 km Höhe bei einer Geschwindigkeit von 7.9 Km/s (Zahlen sind jetzt mal ganz überschläglich). Dann wird E = 0,5*1*7.900^2+9,81*300.000*1 = 31,21*10^6 Ws + 2,94*10^6 Ws = 34,15 MWs oder 34150 kWs, oder aber eben 34150 kJ. Butter hat einen Energieinhalt von etwa 3000 kJ. Um aber das kg in den Orbit zu bekommen muss ich eben vielmehrfaches an Energie aufwenden, als letztlich wirklich in dem Satelliten steckt.

--CaptainFuture (Diskussion) 13:30, 28. Aug. 2013 (CEST)

Hallo CaptainFuture, Du hast den Faktor 10 bei dää Butta vergessen, es wäre schön wenn Butter nur 3100kJ (üblicherweise ohne Angabe der Menge in kg^-1) beinhaltete, leider ist dass aber der Brennwert von 100g, wie es üblicherweise in der Lebensmittelwirtschaft angegeben wird.--141.89.46.95 18:52, 15. Sep. 2020 (CEST)

Ja, das ist prinzipiell richtig, der äußere Wirkungsgrad eines Raketentriebwerks ist leider bescheiden. Physik müssen wir in Kauf nehmen und darum brauchen wir so große Tanks, weil wir einfach entsprechend viel Brennstoff benötigen. --Raumfahrtingenieur (Diskussion) 23:49, 30. Aug. 2013 (CEST)

Skylab Flug

Beim Start von Skylab wurde die Saturn V einmal nur mit den beiden ersten Stufen eingesetzt. Was soll das bedeuten? --Palli 19:49, 14. Nov. 2009 (CET)

Eine Saturn V besteht ja aus 3 Stufen, wobei die 3. (also oberste) identisch ist mit der 2. der kleinern Saturn Ib. Und die Raumstation wurde in eine solche, umgebaute Stufe eingebaut; guckst du Skylab. Also blieben noch 2 aktive Stufen über, um dieses Wohnmobil in die Umlaufbahn zu schiessen. Das einmal braucht man nicht betonen, weil nur es ein Skylab gab, das aber dreimal besucht wurde. OK? Liebe Grüße --Volker Paix^blabla? 21:31, 14. Nov. 2009 (CET)

Einheiten beim Schub überprüfen

Kann es sein, dass jemand beim Umrechnen des Schubes der Raketen pound-force mit pound-mass verwechselt hat (http://de.wikipedia.org/wiki/Saturn_%28Rakete%29#Datenblatt)? Beim Startschub der Saturn 5 (7610000 lbs (force)) komme ich auf 33'850 kN. Bin mir unsicher; wär nett, wenn das mal jemand checken könnte, der mehr im Stoff steht. -- Christoph (nicht signierter Beitrag von 92.116.68.189 (Diskussion | Beiträge) 12:29, 28. Mär. 2010 (CEST))

Stimmt, ich hab es auf 33851 geändert (wohl Rundungsfehler) --Asdert 16:04, 28. Mär. 2010 (CEST)

S-II-Sequenz

Der Abwurf des Stufenadapters erfolgte nach der Zündung der Triebwerke, nicht davor.

Begründung: Außen am Stufenadapter befanden sich Feststoffraketen zum Anpressen der flüssigen Brennstoffe an den Tankboden der zweiten Stufe ("Ullage Rockets"). Erst wenn unter dieser Beschleunigung die Gefahr von Gasblasen in den Zuleitungen verhindert ist, können die Haupttriebwerke gezündet werden. Nach dem Ausbrennen der Feststoffraketen, also bei schon voll laufenden Haupttriebwerken, kann der Stufenadapter abgeworfen werden.

-- Metronaut 11:45, 29. Jul. 2010 (CEST)

Zweck der schwarz-weißen Färbung?

Zumindest bei der Saturn-V fällt die großflächige Zeichnung in schwarz und weiß auf. Ich könnte mir vorstellen daß diese den Sinn hatte Ort und Lage der Rakete auch visuell besser verfolgen zu können, solange sie beim Aufstieg noch in (Fernrohr-)Sichtweite war. Kann das jemand bestätigen? --Morgentau 11:03, 31. Okt. 2010 (CET)

Richtig, genau das ist der Sinn. Insbesondere Rollbewegungen (Rotation um die Raketenachse) lassen sich ohne dieses Muster praktisch nicht erkennen. --Raumfahrtingenieur (Diskussion) 16:07, 12. Jan. 2013 (CET)

Deutsche Wissenschaftler?

Hallo,

müsste es nicht korrekterweise "...deutschstämmigen..." oder "...ehemals deutschen..." heissen? Viele der Mitarbeiter an dem Projekt waren zu dem Zeitpunkt ja schon Eingebürgert. "Sie wurden hauptsächlich von deutschen Wissenschaftlern und Technikern unter Leitung Wernher von Brauns für die amerikanische Raumfahrtbehörde NASA im Rahmen des Apollo-Programms entwickelt." Ansonsten ein toller Artikel! Gruss --Mikered 15:01, 21. Sep. 2011 (CEST)

Ob Einbürgerung oder nicht, sie bleiben doch wohl Deutsche, oder nicht?!.. deutschstämmig sind die, die deutsche Vorfahren haben, aber nicht die, die auch in Deutschland geboren wurden. Also bitte wieder ändern!... es waren Deutsche! (nicht signierter Beitrag von 93.219.37.161 (Diskussion) 03:02, 4. Mär. 2013 (CET))

Kam mir beim durchlesen gerade, auch sehr komisch vor. Es waren "hauptsächliche Deutsche" ist ja wohl richitg. Die Leute wurden im deutschen Reich geboren, sind dort zur Schule gegangen, haben dort studiert/ ihren Beruf gelernt und haben ihre Familien dort gegründet... Nur weil sie von den US-Amerikanern abgeworben(o.ä.) wurden und 15 Jahre oder länger dort gearbeitet haben, macht sie das doch nicht zu deutschstämmigen US-Amerikanern. Von mir auch: Bitte wieder ändern! --5.56.211.93 19:56, 1. Apr. 2013 (CEST)

Das ist ziemlich extrem formuliert und wird im ganzen Artikel nicht erklärt. --94.247.218.126 10:05, 25. Aug. 2015 (CEST)

Das ist ziemlich extrem formuliert und wird im ganzen Artikel nicht erklärt.--94.247.218.126 17:33, 21. Apr. 2017 (CEST)

Wer in anderen Artikeln nachliest liest von sicher weniger als 200 Deutschen. Beim Übergang zur Nasa redet man dann von einem Braun-Team vom 2000 statt der gewesenen 5000. Die paar Deutschen darunter hier in der Einleitung zu erwähnen ist in realitätsfremder Art selektiv.--94.247.218.126 17:36, 21. Apr. 2017 (CEST)

Zudem ist es im ganzen Artikel nicht erläutert und kann so wichtig nicht sein. Wäre schön, wenn man das mal diskutieren könnte. --94.247.218.126 17:26, 11. Aug. 2017 (CEST)

Bitte Begründung angeben im Artikel für Erzeugung künstlicher Wolke

16.Nov.1962 "High Water I." in 167 km Höhe wurde das mitgeführte Wasser zur Explosion gebracht. Wozu? Wo man doch unbedingt Nutzlast sparen muß, da man mindestens das 100 fache für jedes kg- Nutzlast dann als Treibstoffmasse braucht! 18.6.2012, Dr.No

Bei den ersten Flügen ging es nicht darum, Nutzlasten zu transportieren, sondern die erste Stufe zu testen, auch wenn die zweite und die dritte Stufe noch nicht einsatzbereit waren. Um die gleichen Bedingung wie später beim tatsächlichen Einsatz zu haben, mussten die Oberstufen die richtige Masse haben. Statt Treibstoff hat man beim ersten Flug einfach Wasser transportiert. Beim zweiten und dritten Flug ist man einen Schritt weiter gegangen und hat dem bisher unnützen Ballast noch einen wissenschaftlichen Nutzen abgewonnen. Dadurch dass man in großer Höhe eine große Menge Wasser freisetzte, erzeugte man eine künstliche Wolke von mehreren Kilometern Durchmesser, die vom Boden aus per Funk, Radar und optisch untersucht wurde. Details gibt es unter anderem hier (PDF, 127 Seiten, 16 MB). Im Vordergrund stand natürlich der Test der S-I, aber diese Flüge waren durchaus auch eine wissenschaftliche Mission. --Asdert (Diskussion) 10:26, 19. Jun. 2012 (CEST)

Besichtigung

Hier sollte evtl. erwähnt werden, dass nur Deutschland gemeint ist oder auch die ganzen Saturn V in Cape Caneveral usw. erwähnt werden. Nach meiner Erinnerung steht auch ein J2 im Deutschen Museum. Steht sonst noch wo Hardware in Deutschland? Gruß Sopwith12 (Diskussion) 14:38, 12. Jan. 2013 (CET)

Saturn Rakete in Mittweida

Die einzige vernünftige Quelle die ich gefunden habe ist diese hier: http://www.deutschesfachbuch.de/info/detail.php?isbn=3896855069&part=1&word=operative Vielleicht stimmt es ja doch? --91.66.134.161 17:10, 21. Mär. 2013 (CET)

Klar steht es dort. Ein J-2-Triebwerk der S-II-Stufe--Ulf 23:55, 25. Jan. 2022 (CET)

...und nun auch wieder im Artikel erwähnt, Quelle nicht ausreichend?, fragt Tasillo, und irgendein halbwegs blickiger Medienstudent in Mittweida wird das Ding mit kleiner Hilfestellung erkennen und sicher auch gerne für hier fotografieren. Problem ist der Aufstellort im Foyer, denn ein Ganzfoto ist nicht möglich ohne blöden Mensabau.--Ulf 11:30, 26. Jan. 2022 (CET)

Geschichte vor 1945

Ich denke, man sollte noch etwas genauer auf die Geschichte verweisen, daß das Raumfahrtprogramm im Grunde eigentlich auf der ebenfalls von v. Braun entwickelten und schon die Grenze zum Weltraum (Kármán-Linie) überwindenden V2 und ihren Nachfolgeprojekten beruht; die Trägerstufe der Saturn I hatte v. Braun eigentlich schon Mitte der 30er in Peenemünde unter der Bezeichnung Aggregat 12 geplant (wobei die geplanten Vorgänger A9 und A10 bereits gemeinsam die zwei Stufen einer Intekontinentalrakete darstellen sollten), weshalb der 1938 errichete Prüfstand VII, also das Gerüst, von dem aus die Raketen abgeschossen wurden, schon den Dimensionen der geplanten A12 entsprach, die dann später als erste Stufe der Saturn I Verwendung fand. --2.241.112.140 22:52, 20. Jun. 2014 (CEST)

da hast du Recht. Dies müßte eigentlich kurze Erwähnung finden im Artikel. 178.11.184.46 06:09, 6. Jan. 2015 (CET)

Datenblatt

Im Datenblatt der Saturn V wird die Höhe mit 110,60m angegeben, in der schematischen Darstellung rechts daneben mit 101,60m. Liegt da ein Zahlendreher vor?--Wikilaser (Diskussion) 01:28, 18. Jan. 2017 (CET)

Hallo Wikilaser! Ja, das ist tatsächlich ein Zahlendreher und bemerkenswerterweise seitens der NASA. Die 363 Fuß = 110,6 Meter finden sich hier, da und dort sogar zweimal. Das Schema mit dem Zahlendreher stammt aus dem Buch Stages to Saturn des NASA History Office. Eigentlich ist das eine sehr zuverlässige Quelle, aber der Fehler in der Meterzahl ist den fuß- und zoll-gewohnten Amerikanern wohl durchgerutscht. Ich habe das in der Bildbeschreibung vermerkt. Danke für den Hinweis! --Asdert (Diskussion) 19:46, 19. Jan. 2017 (CET)

Tatsache! Well spotted, Wikilaser, 110,6 m ist in der Tat richtig - und danke fürs richtig stellen! --Raumfahrtingenieur (Diskussion) 21:14, 19. Jan. 2017 (CET)

Die Zeichnung scheint aus den ersten Jahren der S5-Entwicklung zu sein. Sieht alles recht eigenartig aus, z.B. die Interstages und das LES. Allerdings ist in dieser Zeichnung 107,7m angegeben (oben rechts). Hmmm ... Susanne Walter (Diskussion) 01:04, 20. Jan. 2017 (CET)

Das liegt wohl daran, dass das "Bottom of Engine" 2,9m unter Null ist. --94.247.218.126 17:49, 27. Apr. 2017 (CEST)

Details zur Antriebstechnik?

Ich vermisse ein paar Details zur Antriebstechnik.

Bei Aggregat 4 ist beschrieben, wie die Treibstoffkomponenten durch Hochleistungspumpen in die Brennkammer gepumpt wurden, wobei die Pumpen durch eine Dampfturbine angetrieben wurde, die Dampf aus einem Gemisch von Kaliumpermanganat und Wasserstoffperoxid bekam.

Bei welchen Triebwerken wurde diese Technik weiterhin eingesetzt? Und wie funktioniert der Treibstofftransport in modernen Triebwerken? --Plenz (Diskussion) 17:04, 3. Okt. 2017 (CEST)

Dieses Prinzip (im englischen als gas generator cycle bezeichnet) ist nach wie vor aktuell und wird verwendet, ist aber im Abschnitt über Raketentriebwerke mit flüssigen Brennstoffen besser aufgehoben. --Raumfahrtingenieur (Diskussion) 18:58, 18. Sep. 2018 (CEST)

Anzahl der Saturn V zum Mond

Im Abschnitt zur Saturn V steht "Zwischen Dezember 1968 und Dezember 1972 brachten neun Saturn-V-Raketen 24 Astronauten zum Mond". Das ergibt für mich keinen Sinn. Am Mond gelandet sind 12 Astronauten, zum Mond geflogen sind (bei Apollo 8 und 10 bis 17) mit den genannten 9 Raketen 27 Astronauten, auf 24 komme ich aber nicht...

Stimmt trotzdem. Neun Flüge ergeben 27 Plätze, aber es waren nur 24 Astronauten. Drei von ihnen waren zwei Mal unterwegs: Lovell (Apollo 8 und 13), Young (Apollo 10 und 16) und Cernan (Apollo 10 und 17). --Asdert (Diskussion) 12:55, 17. Sep. 2018 (CEST)

US-Präsident Obama verlieh 2016

Margaret Hamilton die Presidential Medal of Freedom.

Ohne ihre Leistungen hätte afaik die Saturn V die Austronauten nicht zum Mond und zurück befördern können. --88.153.240.29 21:16, 30. Jan. 2024 (CET)

Belege für diese Einschätzung, dass niemand sonst ihre Aufgabe hätte übernehmen können, und dass es auch keine technische Alternative gab? --PM3 21:37, 30. Jan. 2024 (CET)

Hersteller der 1. Stufe

Die Sidebar gibt als Hersteller der 1. Stufe (S-IC) "North American Rockwell (NAR)" an; die englischsprachige Wikipedia nennt stattdessen "Boeing"; leider habe ich keine Primärquellen auftreiben können, welche die eine oder andere Variante bestätigen - wohl aber eine Sekundärquelle auf der NASA-Website, die ebenfalls Boeing als den Vertragsnehmer nennt:

https://www.nasa.gov/image-article/saturn-v-s-ic-t-stage-heads-test-stand/

2A0A:A546:5B0:0:F10A:1B2E:EB90:C2BF 11:51, 8. Mär. 2024 (CET)