1 obserwujący
32 notki
21k odsłon
588 odsłon

Loty kosmiczne wykluczają Heliocentryzm?

Wykop Skomentuj34

                                                                                                                                                                                             7.11.2019


                                                                     Spis treści.


       1.  Wstęp.
       2. Opis techniki lotów kosmicznych.
       3. Ocena istniejącej techniki lotów.
       4.  Loty w Kosmos w Teorii Heliocentrycznej.
       5. Obliczenia matematyczno- fizyczne  potwierdza-
             jące przyjętą tezę.
       6.Wyprowadzenie wzoru na przyspieszenie rakiety.
       7.Obliczenie czasu podróży na orbitę Księżyca.
       8.Obliczenie czasu potrzebnego do dotarcia rakiety
           na orbitę Marsa.
       9. Droga i prędkość rakiety.
     10. Podróże pomiędzy planetami.
     11. Wnioski.
                                                               1. Wstęp.

      Zmęczony  już nieco astronomią, postanowiłem powrócić do zaniechanych  od kilku lat badań nad fizyką materii.
Najłatwiejszy do rozpatrzenia wydawał mi się problem powstawania siły odśrodkowej. Ze zdziwieniem spostrzegłem, że w międzyczasie pojawiły się w nim zupełnie nowe wątki, których wcześniej nie zauważyłem.
Jest to nowy sposób przeprowadzenia dowodu na wielkość siły odśrodkowej powstającej  w ciałach obracających się wokół stałego punktu obrotu.
Drugim jest spostrzeżenie, że loty rakiet na orbitę są przeprowadzane tak, jakby Teoria Heliocentryczna nie obowiązywała w tej materii.
    W tym opracowaniu  zajmę się  tym drugim wątkiem.

                                                           2. Opis techniki lotów kosmicznych.

  Wszystkie loty w przestrzeń kosmiczną odbywają się w niezmienny sposób od chwili startu pierwszych rakiet. Po odpaleniu silników rakieta wznosi się pionowo w górę. Po osiągnięciu około 10 kilometrów wysokości , odchyla swoją oś od kierunku pionowego tak, żeby na wysokości powyżej 170 km. ustawić się  do lotu poziome-go.                                                                                Kierunek pochylenia rakiety nie jest jednak dowolny.
Jest on zgodny z kierunkiem wirowania planety wokół własnej osi. Dzięki takiemu podejściu osiąga ona dodatkową prędkość liniową pochodzącą od prędkości obrotowej Ziemi.
W  tej pozycji kontynuuje lot, ciągle zwiększając swoją prędkość, aż do osiągnięcia właściwej orbity.

                                                            3. Ocena istniejącej techniki lotów.

     Wydawać się może, że to co zaprezentowałem jest oczywiste i nie należy dopatrywać się w tym niczego niestosownego. Jest to jednak tylko pozornie logiczne.
Głównym problemem lotów kosmicznych na orbitę jak
i na Księżyc oraz na pozostałe planety jest ilość energii, która jest potrzebna do ich zrealizowania. Im bardziej lot jest odległy od powierzchni naszej planety, tym więcej wymaga paliwa i utleniacza. Cała ta technika jest oparta na silnikach rakietowych, które pod tym względem są mało wydajne.
Koszty budowy takich pojazdów są niebotyczne, dlatego mogą sobie na nie pozwolić jedynie największe mocarstwa.
    Kiedy jednak poddamy logicznej analizie ten problem
to okaże się, że będziemy mieli do roztrzygnięcia jeszcze poważniejszy dylemat.
Czy sytuacja ta jest efektem kardynalnego błędu uczonych zajmujących się tematyką lotów kosmicznych, czy też wynika z ukrywanej prawdy o budowie naszego świata?                                                                                                                                                 Jestem przekonanych, że jest to zamierzone działanie wynikające z chęci zafałszowania prawdy o naszej Ziemi.


                                                                4.Loty w Kosmos w Teorii Heliocentrycznej.

     W tej części zmierzę się zagadnieniem lotów kosmicznych w przypadku, kiedy odbywałyby się one na planecie funkcjonującej zgodnie z teorią zaprezentowaną przez Mikołaja Kopernika.
     Rakieta po wystartowaniu  pionowo w górę powinna również odchylić swą oś od kierunku pionowego zgodnie z kierunkiem obrotu Ziemi.
Powinna zwiększać swą prędkość aż do chwili kiedy osiągnie wysokość np. 40 km na d powierzchnią planety.
W tym momencie powinna ponownie powrócić do pozycji pionowej i poruszać się w górę  do wysokości około 50 kilometrów nad jej powierzchnią.
 Po osiągnięciu tej przykładowej wysokości astronautom pozostaje tylko  wyłączyć silniki i poddając się działaniu siły odśrodkowej i cierpliwie czekać, aż ta wyniesie ją na dowolną orbitę.
Tą dowolną orbitą może być dalsza orbita Ziemi jak również Księżyca, lub dowolnej planety naszego układu słonecznego.
     Ponieważ nie ma rozwiązań doskonałych, to również ta metoda je posiada. Jest  nią przerwanie nieustannego oddalania się od Ziemi i zatrzymanie tego ruchu na konkretnej odległości od planety. Będzie to wymagało zużycia dodatkowej energii.
   
                                               5.Obliczenia matematyczno- fizyczne potwierdza-
                                                            jące przyjętą tezę.


        Obliczenie prędkości obiegowej rakiety na wysokości 40 kilometrów nad powierzchnią Ziemi.

                         F = GM m2 / r2
         F- siła z jaką przyciągają się dwa ciała  [ N ]
      G – stała grawitacji – 6.67259 x 10-11  [ m3/(kg s2)
      M – masa Ziemi  5.976 x 1024  [ kg ]
      m –  masa rakiety   1000  [ kg ]
      r  - promień po którym krąży ciało [ m ]
                            Fo = ( m v2 ) / r
      Fo – siła odśrodkowa [ N ]
      v – prędkość ciała krążącego po orbicie [ m / s ]
   r1 – promień orbity na wysokości 40 km- 6411221 [m]
   r2  - promień orbity na wysokości 50 km - 6421221 [m]
                                F = Fo                      
             GM m / r21  = ( m v2 ) / r1
                 v = ( GM/ r1 )0,5
    v = (6.67259x 10-11 x 5.976 x 1024 / 6411221)0,5
           v = 7886,46  [m/s]
      Na tej orbicie siła odśrodkowa i siła grawitacji równoważą się. Gdyby Ziemia była pozbawiona atmo-sfery, to ruch ten mógłby trwać wiecznie.
 Kolejny manewr będzie polegał na ponownym ustawieniu kierunku lotu prostopadle do powierzchni Ziemi.
Odległość  jaką pokona rakieta będzie wynosiła jedynie
10 km. Jej odległość do środka globu wzrośnie do 6421221 metrów. W tej chwili można już wyłączyć napęd rakietowy.
     Obliczę siłę grawitacji z jaką Ziemia na tej wysokości przyciąga rakietę, jak również siłę odśrodkową działającą na rakietę. Obie siły posiadają ten sam kierunek, lecz przeciwne zwroty.
              F = GM m / r22
      F = 6.67259x 10-11 x 5.976 x 1024 x 1000/64212212
             F = 9670,96 N
                  Fo = ( m v2 ) / r2
               Fo =  (1000 x 7886,462 )/ 6421221
                Fo  =  9686,05 N
          Obliczę różnicę pomiędzy siłami.
                   Δ F = F0 - F 
                   Δ F = 9686,05 -9670,96 
                   Δ F = 15,09  N

      Obliczę przyśpieszenie jakie osiągnie rakieta pod wpływem tej siły.
                      Δ F = m a0
       a0– przyśpieszenie odśrodkowe  [m/s2]
                        a0 = Δ F/ m
                a0 = 15.09/ 1000
                a0 = 0,01509  [m/s2]
     Dla zobrazowania sensu takiego podejścia obliczę na jaką orbitę wzniesie się rakieta pod wpływem tego przyspieszenia po godzinie lotu.
                       s = 0,5 a0 t2
          
      s – droga jaką przybędzie rakieta pod wpływem siły
            odśrodkowej [m]
      t -  czas – 3600 [s]
                        s = 0,5 x0,01509  x 36002
                         s = 97783,2 [m] = 97,78 [km]
Bez wykorzystywania dodatkowego napędu , po godzinnym locie rakieta wzniesie się na orbitę wyższą  prawie o 100 km.

     6.Wyprowadzenie wzoru na przyspieszenie rakiety.

     Wzór ten uprości obliczanie przyśpieszenia rakiety na dowolnej orbicie.
                             a = Δ F/m
                 Δ F = F0 - F 
              a = [( m v2 ) / r )- (GM m / r2 )] / m
              a = ( v2  / r ) -  (GM  / r2 )        [m/s2 ]

      7.Obliczenie czasu podróży na orbitę Księżyca.

        r – średni promień orbity Księżyca – 384400 [km.]
    aok = [(7886,462 /384400000) – (6.67259x 10-11 x 5.976 x 1024  / 3844000002 ]
              aok = 0,1592  [m/s2]
                       aokśr = (aok + a0 )/ 2
          aokśr = ( 0,1592 + 0.01509 ) / 2
                       aokśr = 0,0871  [m/s2]
                           s = 0,5 aokśr  t2
            t – czas  [s]  
                        t = ( 2 s / aokśr   )0,5  [s]
                  s = 384400 – 6421,221
                    s = 377978779  [m]
                   t = ( 2 x 377978779 / 0,0871)0,5
                    t = 93162,2 [s]
                    t = 25,88  [h]
 Po prawie 26 godzinach rakieta dotrze do orbity Księżyca. Efekt jest wręcz spektakularny, ponieważ zużyje jedynie tyle energii, ile jest potrzebne do wyniesienie rakiety na wysokość 50 km. nad powierzchnią Ziemi.

                                                            8.Obliczenie czasu potrzebnego do dotarcia rakiety
                                                                   na orbitę Marsa.


      Ponieważ średnia różnica pomiędzy orbitą Ziemi i Marsa w ich obiegu wokół Słońca wynosi 78,3 miliona kilometrów to należy rakiecie nadać większe przyśpieszenie odśrodkowe.
W tym celu po osiągnięciu przez startującą rakietę wysokości 40 km. nad powierzchnią Ziemi ustawiamy ją prostopadle do jej powierzchni i wznosimy się na  wysokość około 10000 km. Promień tej orbity będzie wy-nosił 16411km.
    Obliczam różnicę pomiędzy przyspieszeniem grawitacyjnym a odśrodkowym na tej wysokości.
                ao1 = ( v2  / r ) -  (GM  / r2 )        [m/s2 ]
    ao1  =  (7886,462 /16411000) – (6.67259x 10-11x 5.976 x 1024  / 164110002  ) 
                 ao1 = 2,31  [m/s2 ]
     Obliczam różnicę  pomiędzy przyspieszeniem odśrodkowym a grawitacyjnym na orbicie Marsa.
        aom = ( v2  / rm ) -  (GM  /  rm2 )
               rm = 78300000000 [m]
    aom = (7886,46 2 / 78300000000)- (6.67259x 10-11 x 5.976      x 1024  / 783000000002 ) 
                           aom =  0,000794 [m/s2 ]
                    aomśr = (a + a0 )/ 2
                    aomśr= (2,31 + 0,000794)/ 2
                    aomśr=1,1554  [m/s2 ]
            s= 78300000000 – 16411000
            s =  78283589000  [m]
            t = ( 2 s /  aomśr 
            t = ( 2x 78283589000 / 1,1554)0,5  
            t = 368115,6  [s]
            t = 368179,3  [s]
            t = 102,25   [ h ]
     Jak widzimy czas ten jest niewyobrażalnie mały.
Współczesne loty rakiet bezzałogowych na Marsa, przy najkorzystniejszym położeniu planet,  nie są krótsze od połowy roku.
Przy moim podejściu do tego zagadnienia nie trzeba by było czekać na najkorzystniejsze ustawienie się obu planet względem siebie.  Nawet przy najodleglejszym ich ustawieniu czas ten nie wydłużyłby się nadmiernie.
      Obliczę jeszcze prędkość jaką osiągnęłaby rakieta po dotarciu do orbity Marsa.
                    v = aomśr x t  [m/s]
                   v = 1,1554 x 368179,3  
                    v = 425394,4  [m/s]
                    v = 425,4 [km/s]
Współczesne rakiety osiągają maksymalną prędkość wynoszącą  11,1 km/s.

                                                               9. Droga i prędkość rakiety.

Wykop Skomentuj34
Ciekawi nas Twoje zdanie! Napisz notkę Zgłoś nadużycie

Więcej na ten temat

Salon24 news

Co o tym sądzisz?

Inne tematy w dziale Technologie