SEITE  RAUMFAHRT > APOLLO 11 > MISSIONSDATEN

  <  zurück

Missionsdaten

 

Missionszweck:

 

Beweis der Möglichkeit einer bemannten Mondlandung und erstmalige Durchführung einer solchen Landung

 

 

NASA-Bezeichnung des Missionstyps:

 

G-Mission

 

 

Nutzlast:

 

3 Astronauten

 

Block II CSM (Command and Service Module = Kommandokapsel mit Serviceteil) samt Ausrüstung

 

LM (Lunar Module = Mondlandefähre) mit Ausrüstung

 

LES (Launch Escape System = Rettungsturm auf dem Command-Module während der Startphase)

 

Adapter zwischen 3. Stufe der Startrakete und CSM

 

Mannschaften

 

 

Flugmannschaft:

 

Kommandant der Mission (CDR): Neil Alden Armstrong / Alter zum Zeitpunkt des Starts: 38

Status: Zivilist

Aufnahmejahr in das NASA-Astronautencorps: 1962 / Vorherige Weltraumflüge: 1 (GEMINI GT-8)

 

 

Pilot des Kommandomoduls (CMP): Michael Collins / Alter zum Zeitpunkt des Starts: 38

Status: Oberstleutnant US Air Force

Aufnahmejahr in das NASA-Astronautencorps: 1963 / Vorherige Weltraumflüge: 1 (GEMINI GT-10)

 

 

Pilot der Mondlandefähre (LMP): Edwin Eugene Aldrin, Jr. / Alter zum Zeitpunkt des Starts: 39

Status: Oberst US Air Force

Aufnahmejahr in das NASA-Astronautencorps: 1963 / Vorherige Weltraumflüge: 1 (GEMINI GT-12)

 

 

Ersatzmannschaft:

 

Kommandant der Ersatzmannschaft: James Arthur Lovell, Jr. / Status: Kapitänleutnant US Navy

 

Ersatzpilot des Kommandomoduls: William Alison Anders / Status: Oberstleutnant US Air Force

 

Ersatzpilot der Mondlandefähre: Fred Wallace Haise / Status: Zivilist

 

 

Unterstützungsmannschaft:

 

Thomas Kenneth Mattingly II / Status: Lt. Commander, US Navy

 

Ronald Ellwin Evans / Status: Lt. Commander, US Navy

 

William Reid Pogue / Status: Major US Air Force

 

John Leonard Swigert, Jr. / Status: Zivilist

 

Startzeitpunkt:

 

16. Juli 1969 / 09:32:00 Uhr vormittags EDT: Ortszeit Kennedy Space Center

(EDT: Eastern Daylight Time = Sommerzeit östliche Zeitzone USA-Festland)

 

entspricht

16. Juli 1969 / 13:32:00 Uhr GMT

(GMT: Greenwich Mean Time = seinerzeitige Weltzeit; heute UTC)

 

Genauer Zeitpunkt des Abhebens von der Startrampe:

16. Juli 1969 / 13:32:00,63 Uhr GMT

 

 

Startort:

 

USA, Florida, Brevard County, Kennedy-Space-Center (KSC), Startrampe 39 A

 

Geodätische Breite: 28,608422° N

Geozentrische Breite: 28,4470° N

Länge: -80,604133° O

 

Dauer des Aufstiegs in die Erdumlaufbahn: 709,33 Sekunden

 

Dauer des Fluges im Erdorbit:  002:38:23,70 (Stunden:Minuten:Sekunden)

 

Anzahl Erdumkreisungen: 1,5

 

Dauer des Fluges zum Mond:  073:05:34,87

 

Verweildauer im Mondorbit:  059:30:25,79

 

Verweildauer auf der Mondoberfläche:  021:36:21

 

Anzahl Mondumkreisungen: 30

 

Zeit, in der CSM und LM voneinander abgekoppelt waren:  027:51:00,0

 

Dauer des Rückfluges zur Erde:  059:36:52,0

 

Dauer der Wiedereintrittsphase des CM in die Erdatmosphäre:  929,3 Sekunden

 

Missionsdauer:  195:18:35

 

Zeitpunkt der Rückkehr zur Erde (Aufsetzen des CM):

 

24. Juli 1969 / 12:50:35 Uhr EDT

 

entspricht

24. Juli 1969 / 16:50:35 Uhr GMT

 

 

Ort der Landung (Wasserung):

 

Pazifischer Ozean

 

von der NASA im nachhinein geschätzte Breite: 13,30° N

geschätzte Länge: 169,15° W

 

 

Landung erfolgte 3,15 Kilometer vom vorausgeplanten Zielpunkt und

24,1 Kilometer entfernt vom Bergungsflugzeugträger "USS Hornet"

Massengewichte beim Start:

 

1. Stufe (S-1C): 2.278.688,4 kg vollbetankt

 

Adapterring (Zwischenstufe) zwischen S-1C und S-2: 5.205,9 kg trocken

 

2. Stufe (S-2): 479.964,2 kg vollbetankt

 

Adapterring (Zwischenstufe) zwischen S-2 und S-4B: 3.663,2 kg trocken

 

3. Stufe (S-4B): 119.119,3 kg vollbetankt

 

Instrumenteneinheit (IU; Ring zwischen S-4B und Adapter): 1.939,1 kg

 

Adapter zwischen S-4B / IU und CSM: 1.792,1 kg

 

Raumschiffkombination LM / CSM / LES: 47.942,4 kg

 

GESAMT-STARTMASSE SATURN 5 (Apollo 11): 2.938.314,7 kg

Für obige und folgende Gewichts-/Massentabellen gilt:

Das Ergebnis der rechnerischen Addition von Einzelposten muß nicht ganz genau der abschließend dann angegebenen Gesamtsumme entsprechen, da Angaben für Einzelposten jeweils hinter dem Komma gerundet sein können. Das ist insbesondere dem Umstand geschuldet, daß die Gewichts-/Massenangaben in den offiziellen NASA-Dokumenten aus den sechziger und siebziger Jahren über die Apollo-Missionen in der Regel nicht in Kilogramm oder metrischen Tonnen verfaßt sind, sondern in pounds (lbm bzw. lbs.). Derartige Angaben mußten für den Zweck dieser Website erst in Kilogramm umgerechnet werden, was z. T. zu Werten mit mehreren Stellen hinter dem Komma führte. Das englische Pfund (pound) als Bestandteil des angloamerikanschen Maßsystems entspricht - wo es, wie hier, als Avoirdupois Weight gebraucht wird und nicht als Apotheker- und Feingewicht - genau 0,453 592 37 Kilogramm.

 

Zum Vergleich zu Apollo 11: Die letzte Apollo-Mondmission (Apollo 17) brachte beim Start 2.961.860,2 kg auf die Waage,

war also um 23,5 Tonnen schwerer. Die Saturn 5-Mondraketen wurden mithin bei den Nachfolgemissionen von Apollo 11,

namentlich für die Missionen Apollo 15 bis Apollo 17, die jeweils einen Rover und auch mehr wissenschaftliches Gerät

für Experimente mitführten, darauf optimiert, schwerere Nutzlasten transportieren zu können,

was bedeutete, daß sie beim Start mehr Treibstoff mitführen mußten.

 

Denn: Für jedes Kilogramm Nutzlast mehr, das man von der Erde weg zum Mond befördern wollte,

wurden beim Start zusätzliche rund 200 Kilogramm Treibstoff in den Raketentanks benötigt!

 

Massengewicht der einzelnen Komponenten des Raumschiffs beim Start:

 

LES: 4.041,5 kg

 

CSM: 28.806,3 kg

 

LM: 15.094,6 kg

 

Bezeichnungen:

 

NASA-Funkrufnamen:

 

Command Module (CM / Kommandokapsel): "Columbia"

Lunar Module (LM / Mondlandefähre): "Eagle"

 

 

Typenbezeichnungen / Laufende Seriennummern:

 

Raumschiff inkl. Trägerrakete: "AS-506" ("AS" steht für Apollo-Saturn;

die Ziffer 5 für einen Saturn 5-Träger aus der Saturn-Familie)

 

Trägerrakete: "SA-506" ("Saturn-Apollo")

 

Trägerraketentyp: Saturn 5 (damals in der Regel "Saturn V" geschrieben:

das "V" steht für die römische Schreibweise der Ziffer 5)

 

1. Stufe: "S-IC-6" (das "I" steht für 1; lies also: S-1C-6)

 

2. Stufe: "S-II-6" (S-2-6)

 

3. Stufe: "S-IVB-506" (S-4B-506)

 

Instrumenteneinheit: "S-IU-506" ("IU" = Instrument Unit)

 

Adapter zwischen S-4B / IU und CSM: "SLA-14"

 

Command Module (CM): "CM-107"

 

Service Module (SM): "SM-107"

 

Lunar Module: "LM-5"

 

Raumschiff und Trägerrakete wurden zusammengebaut (integriert)

in der Hochbucht Nr. 1 des Vehicle Assembly Building (VAB) am Kennedy Space Center.

 

Transport zur Startrampe mit der Mobilen Startplattform Nr. 1

("MLP-1" / Mobile Launcher Plattform 1)

 

Start wurde gesteuert und überwacht vom "Firing Room Nr. 1"

 

 

Computerprogramme:

 

CSM: "Comanche 55"

LM: "Luminary 99"

 

 

Internationale Bezeichnungen der "Apollo 11":

 

CSM: "1969-059A"

S-4B: "1969-059B"

LM-Aufstiegsstufe: "1969-059C"

LM-Abstiegsstufe: "1969-059D"

 

 

NORAD-Bezeichnungen:

 

CSM: "04039"

S-4B: "04040"

 

 

Brennzeiten, Brenndauer und Treibstoffverbrauch:

 

 

S-1C

 

Brennzeit: Von Sekunde -6,4 bis Sekunde 161,63; Brenndauer 168,03 Sekunden

(Sekunde: Lift Off)

 

Treibstoffmenge (RP-1, auch als "Kerosin" bezeichnet) bei Zündung: 646.318,8 kg

verbleibende Treibstoffmenge bei Brennschluß: 13.953,6 kg

 

Menge an Oxydator (Flüssiger Sauerstoff  / LOX) bei Zündung: 1.499.479,3 kg

verbleibender Oxydator bei Brennschluß: 18.040,3 kg

 

 

 

S-2

 

Brennzeit: Von Sekunde 164 bis Sekunde 548,22; Brenndauer: 384,22 Sekunden

 

Treibstoffmenge (Flüssiger Wasserstoff / LH2) bei Zündung: 71.720,2 kg

verbleibende Treibstoffmenge bei Brennschluß: 4.907 kg

 

Menge an Oxydator (Flüssiger Sauerstoff  / LOX) bei Zündung: 371.514,8 kg

verbleibender Oxydator bei Brennschluß: 1.603,9 kg

 

 

 

S-4B

 

1. Brennphase (bis EOI: Earth Orbit Insertion = Einschuß in die Erdumlaufbahn):

Von Sekunde 552,20 bis Sekunde 699,33; Brenndauer: 147,13 Sekunden

 

Treibstoffmenge (Flüssiger Wasserstoff / LH2) bei Zündung: 19.780,3 kg

verbleibende Treibstoffmenge bei Brennschluß: 14.395,2 kg

 

Menge an Oxydator (Flüssiger Sauerstoff  / LOX) bei Zündung: 87.315,2 kg

verbleibender Oxydator bei Brennschluß: 61.300,3 kg

 

 

 

2. Brennphase (bis kurz vor TLI: Einschuß in die Flugbahn zum Mond):

Von Sekunde 9.856,20 bis Sekunde 10.203,03; Brenndauer: 346,83 Sekunden

 

 

Treibstoffmenge (Flüssiger Wasserstoff / LH2) bei Zündung: 13.301,1 kg

- Die Differenz zur Treibstoffmenge nach Brennschluß der 1. Phase

erklärt sich aus zwischenzeitlichen Verdampfungsverlusten. -

 

verbleibende Treibstoffmenge bei Brennschluß: 958 kg

 

 

Menge an Oxydator (Flüssiger Sauerstoff  / LOX) bei Zündung: 61.152 kg

- Hinsichtlich der Differenz zur Menge an Oxydator nach der 1. Brennphase s. o. -

 

verbleibender Oxydator bei Brennschluß: 2.426,7 kg

 

 

Flugdirektoren:

 

 

Schicht 1:

 

Clifford E. Charlesworth

Gerald D. Griffin

 

 

Schicht 2:

 

Eugene F. Kranz

 

 

Schicht 3:

 

Glynn S. Lunney

 

CapComs:

 

 

Charles Moss Duke, Jr.

 

Ronald Ellwin Evans

 

Bruce McCandless II

 

Owen Kay Garriott

 

James Arthur Lovell, Jr.

 

William Alison Anders

 

Fred Wallace Haise

 

Thomas Kenneth Mattingly

 

Don Leslie Lind

 

Harrison Hagan Schmitt

 

 

- Die CapComs (= Capsule Communicators) waren diejenigen Astronauten,

die während des Fluges vom Missionskontrollzentrum in Houston aus

in der Regel mit den Astronauten an Bord sprachen.

 

In Einzel- oder Ausnahmefällen bzw. bei besonderen Gelegenheiten kommunizierte

während der Apollo-Ära auch einmal ein Arzt oder der Chef des Astronautenbüros

(zum Zeitpunkt der Mission Apollo 11 war dies Donald K. Slayton) mit der Flugcrew.

 

Die bei Apollo 11 eingesetzten CapComs waren die in der obigen Liste

zuerst genannten 4 Astronauten. Die anderen dienten als Ersatz;

Lovell, Anders und Haise hielten sich als Mitglieder der Backup-Crew

ohnehin während eines Großteils des Fluges im Missionskontrollzentrum auf. -

 

Einschuß in die Flugbahn zum Mond (TLI = Trans Lunar Injection)

 

 

Zeitpunkt:

 

002:50:13,03 GET

(= Ground Elapsed Time: Seit dem Abheben von der Startrampe vergangene Flugzeit in Stunden:Minuten:Sekunden)

 

16. Juli 1969 / 16:22:13 Uhr GMT

 

entspricht

16. Juli 1969 / 12:22:13 Uhr EDT (am Kennedy Space Center)

 

 

 

Höhe über Erdoberfläche: 334,44 Kilometer

 

 

 

Auf die ruhende Erdoberfläche bezogene Geschwindigkeit:

10.422,82 Meter / Sekunde  =   37.522,152 Kilometer / Stunde

 

Raumbezogene Geschwindigkeit:

10.834,30 Meter / Sekunde  =  39.003,48 Kilometer / Stunde

 

 

 

TLI erfolgte über (Koordinaten, auf Erdoberfläche projiziert):

 

Geodätische Breite: 9,983° N

Geozentrische Breite: 9,9204° N

Länge: -164,8373° O

 

Massen CSM / CM / SM / LM zu ausgewählten Missionszeitpunkten:

 

 

CSM und LM (plus Adapter) zusammengenommen bei EOI  :  45.702,3 kg

 

zusammengekoppelte Kombination CSM-LM auf dem Weg zum Mond vor MCC-1

(MCC: Midcourse Correction = Kurskorrektur-Manöver unterwegs):

43.734,6 kg

 

zusammengekoppelte Kombination CSM-LM auf dem Weg zum Mond nach MCC-1:  43.637,5 kg

 

CSM-LM unmittelbar vor LOI-Brennphase

(LOI: Lunar Orbit Insertion = Einschuß in die Umlaufbahn um den Mond):

43.572,8 kg

 

CSM-LM unmittelbar nach LOI-Brennphase:

32.675,7 kg

 

CSM-LM unmittelbar vor Zündung zur Zirkularisation des Orbits um den Mond

(Umlaufbahn wird von einer stark elliptischen mehr einer Kreisform angenähert):

32.667,7 kg

 

CSM-LM unmittelbar nach Brennschluß zur Zirkularisation des Orbits:

32.162,4 kg

 

CSM bei Abtrennung des LM zur Mondlandung  :  16.817,8 kg

LM bei Abtrennung von CSM zur Mondlandung  :  15.278,6 kg

 

LM unmittelbar vor DOI

(DOI: Descent Orbit Insertion =

Einschuß in die stark elliptische Annäherungsbahn an die Mondoberfläche):

15.272,3 kg

 

LM unmittelbar nach DOI:

15.150,7 kg

 

 

LM im Augenblick der Landung auf dem Mond:

7.327 kg

(entspricht einem Massengewicht auf der Mondoberfläche von 1.209 kg)

 

 

Aufstiegsstufe des LM beim Abheben vom Mond  :  4.888,2 kg

 

Aufstiegsstufe des LM beim Ankoppeln an das CSM in der Mondumlaufbahn:

2.602,7 kg

 

CSM beim Ankoppeln der LM-Aufstiegsstufe in der Mondumlaufbahn:

16.713,7 kg

 

CSM-LM unmittelbar nach Zusammenkoppeln in der Mondumlaubahn  :  19.316,4 kg

 

Aufstiegsstufe des LM nach Abwurf von CSM in der Mondumlaufbahn  :  2.477,7 kg

 

CSM unmittelbar vor TEI-Brennphase

(TEI: Trans Earth Injection =

Einschuß aus der Mondumlaufbahn in die Rückkehr-Flugbahn zur Erde):

16.767,4 kg

 

CSM unmittelbar nach TEI-Brennphase:

12.153 kg

 

 

Service Module (SM) nach Trennung von Kommandokapsel (CM) in Erdnähe:

6.599,3 kg

 

CM nach Trennung von SM in Erdnähe:

5.491,8 kg

 

 

CM bei Eintritt in die Erdatmosphäre  :  5.486,4 kg

 

CM bei Entfalten der Hauptfallschirme  :  5.134,2 kg

 

CM bei Landung  :  4.931,9 kg

 

Von dem gesamten Raumschiff-Raketenturm, der sich mit einer Masse

von rund 2.938 Tonnen auf den Weg zum Mond gemacht hat,

sind am Ende der Mission gerade einmal rund 0,17%,

nämlich etwas weniger als 5 Tonnen, zur Erde zurückgekehrt.

 

Und die eigentliche Nutzlast für die Mondlandung (die Apollo-Raumschiffkombination

aus CSM und LM) wies auch schon nach dem Einschuß in die Flugbahn zum Mond -

also nach der Trennung von der letzten Saturn 5-Stufe (der S-4B) - nur noch

annähernd 1,5% der Gesamtmasse der ursprünglichen Mondrakete auf.

 

Der gesamte Rest war somit bereits rund 3 Stunden nach dem Start dafür

aufgebraucht worden, um das Raumschiff aus dem Schwerkraftschacht der Erde

so weit hoch zu "werfen", daß es bis in Mondentfernung gelangen konnte.

 

(Zwar befand sich auch die S-4B, nach Brennschluß ihres Triebwerks, auf dem Flug

in Richtung Mond; aber das war eben ein Nebeneffekt, der sich dadurch ergab,

daß die eigentliche Missionsnutzlast zum Mond beschleunigt werden sollte.)

Über Hawaii war gerade die Sonne aufgegangen, als die dritte Stufe der Saturn 5-Rakete, der "Lokomotive zum Mond",

über dem Pazifik zum TLI-Manöver zündete, Apollo 11 aus der Erdumlaufbahn herausschob und in eine Flugbahn

zum Erdtrabanten einschoß. Auf den folgenden beiden Graphiken habe ich die Stelle der Triebwerkszündung mit einem

roten und die Koordinaten des Brennschlusses der S-4B mit einem gelben Punkt gekennzeichnet. Die Richtung der

Apollo 11-Flugbahn um die Erde im 2. Erdumlauf, hin zur TLI-Stelle über dem Ozean, ist durch den roten Pfeil markiert.

Im oberen Bild wird die Erde gleichmäßig beleuchtet gezeigt, um die Kontinente und Meere deutlich sichtbar zu zeigen,

in der unteren Graphik sind die tatsächlichen Beleuchtungsverhältnisse während der Brennphase dargestellt (Apollo 11

flog durch die momentane Nacht- in die Tagseite der Erde hinein, in die aufgehende Sonne).

©    2018  A. Heidel - heidel2001.eu