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Rund um die Mondlandung gibt es etliche Mysterien was daran liegt das die meisten nicht wissen, wie sie tatsächlich ablief. Ich will das heute mal erläutern. Dabei beginnen wir mit dem Abkoppeln des LM, das die Landung einläutete.
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![\"PDI\"](\"\/img\/pdi-apollo.png\")
Vor dem Ankoppeln waren die beiden Astronauten an Bord zuerst einmal beschäftigt, das LM nach Checklisten in Betrieb zu nehmen. Es flogen zwei der drei Astronauten zum Mond, der Lunar Module Pilot (LMP), wenn man die beiden von hinten betrachtet, steht er rechts, und der Kommandant (Cmdr) der entsprechend links stand. Nach dem Abkoppeln drehten sie das LM, während das CSM noch in der Nähe war. Das erlaubte dem dritten Astronauten, dem Command Module Pilot (CMP) es von außen zu inspizieren und dabei kamen auch tolle Film- und Fotoaufnahmen zu machen.<\/p>\n
Das Drehen erfolgte mit den RCS-Triebwerken, was und zu einem wichtigen Unterpunkt leitet, dem Antriebssystem des Mondlanders LM. Es bestand aus drei Triebwerken. Zum einen dem Triebwerk in der Aufstiegsstufe, das erst gebraucht wurde für den Rückstart vom Mond, dann dem Triebwerk in der Abstiegsstufe, das den Großteil der folgenden Arbeit verrichtete und den Reaction Controll-System RCS, das bei beiden Stufen aktiv war und sich in der Aufstiegsstufe befand.<\/p>\n
Das Abstiegstriebwerk (Lunar Module Decent Engine – LMDE) war ein im Schub regelbares Triebwerk. Das war damals bei einem so großen Triebwerk eine Neuerung. Allerdings hatte es eine Besonderheit. Es war zwar von 10 bis 100 % Schub regelbar, aber nicht im Bereich von 55 bis 100 % Schub. Dann wäre der Ablationsschutz in der Brennkammer zu schnell abgetragen worden. Die Treibstoffvorräte für das Triebwerk befanden sich in vier Tanks um das Triebwerk in der Mitte. Das RCS-System bestand dagegen aus 16 Triebwerken, angeordnet in vier Blöcken in Form eines Kreuzes. Jedes hatte 440 N Schub, etwa 1<\/sup>\/ 100<\/sub> des Maximalschubs des Abstiegstriebwerks. Die RCS-Triebwerke befanden sich an der Außenseite der Aufstiegsstufe und sind auf Fotos aus den Kabinenfenstern oft zu sehen. Das RCS-System hatte einen eigenen Treibstoff in einem separaten Bereich in der Aufstiegsstufe, die dadurch auch diese unsymmetrische Form hatte – benötigte ein System Platz so wurde es einfach an den kastenförmige Zentralteil angeflanscht. Das RCS-System war verantwortlich für Drehungen, das Neigen und Koppen des Mondlanders. Das RCS-System konnte von den Astronauten mit einem Joystick selbst betätigt werden. Alle Triebwerke verwandten die lagerfähigen, da bei Zimmertemperatur flüssigen Komponenten<\/a> Aerozin 50 und Stickstofftetroxid.<\/p>\n Wenn die Mondlandung begann, befanden sich CSM und LM in einem kreisförmigen 110 km hohen Orbit, der vorher durch Zündungen des Haupttriebwerk des Servicemoduls erreicht wurde. Die Landestellen der frühen Missionen lagen nahe des Mondäquators. Das hatte mehrere Gründe. Ein offensichtlicher ist das dort die „Mondmeere“, Mare<\/a> genannt lagen. Der Mond ist voller Krater, aber deren Dichte ist unterschiedlich. Als der Mond schon eine feste Kruste hatte, schlugen noch mehrere große Brocken ein, alle bis auf einen auf der Mondvorderseite. Sie waren so massereich, das sie die Kruste durchschlugen und Magma aus dem darunterliegenden Erdmantel stieg auf, füllte das Einschlagbecken auf und erkaltete. So wurden alle früheren Krater ausgelöscht. In den anderen Regionen des Mondes, den sogenannten Hochländern blieben sie dagegen erhalten, dadurch sind die Mare relativ kraterarm, denn es blieben nur die Krater, die seitdem dazu kamen. Für eine bemannte Landung ist das aber von Vorteil, denn es ist so leichter eine kraterfreie Stelle zu finden. Der zweite Grund lag darin, dass bei einem äquatornahen Landeplatz Apollo zuerst eine äquatoriale Umlaufbahn einschlagen kann. In dieser passiert sie den Landeplatz bei jedem Umlauf, der in 110 km Höhe 1 Stunde 58 Minuten dauert, erneut. Die meisten Maare liegen um den Äquator. Bei weiter nördlichen oder südlichen Plätzen muss die Bahn eine Neigung zum Mondäquator haben, die mindestens so hoch wie die geografische Breite des Landeplatzes ist. Dann wird dieser zwar auch beim ersten Überflug passiert, dann aber passiert das LM den Landeplatz mit jedem Umlauf weiter östlich. Die Verschiebung ist begründet durch die Rotation des Mondes. Die ist zwar verglichen mit der Erde langsam – der Mond rotiert in 28 Tagen einmal um die Achse und er ist auch mehr als dreimal kleiner als die Erde – trotzdem sind es 32 km am Mondäquator pro Umlauf. Eine kleine Verschiebung kann man ausgleichen, größere nicht. Kleinere Verschiebungen kamen vor, so bei Apollo 14, als eine elektrische Brücke entstand und der Abbruchschalter aktiv war<\/a>. Dann benötigte man für einen Workaround Zeit und solange blieb das LM im Orbit. Bei Apollo 11 wollte man kein Risiko eingehen. Die Bahn hatte daher nur eine Inklination von 1,25 Grad und auch der Landeplatz lag bei 0,8 Grad Nord.<\/p>\n Das erste Manöver des LM war das DOI, Decent Orbit Insertion. Dabei senkte die Besatzung mit einer Zündung des Triebwerks den mondnächsten Punkt auf eine Höhe von 15 bis 17 km ab. Bei den Missionen ab Apollo 13 erfolgte dies durch das CSM bei noch angekoppeltem LM. Das CSM musste nach dem Abkoppeln des LM mit dem eigenen Antrieb wieder das Perilunäum anheben, um einen kreisförmigen Orbit zu erreichen. Das man dieses Manöver vom CSM durchführen lies lag an der Forderung nach mehr Nutzlast bei der Landung. Man wusste von den vorhergehenden Missionen, dass das CSM noch große Reserven bei Missionsende hatte und so konnte man diese nutzen und der Mondlander konnte eine höhere Masse landen, da er weniger Treibstoff verbrauchte.<\/p>\n Die seltsame Höhe von 110 km und die Umlaufszeit ziemlich nahe 2 Stunden sind übrigens kein Produkt genauer Planung, sondern ein Ergebnis dessen, das man in Mission Control im imperialen System rechnete – das war ein Orbit in einer Höhe von 60 nautischen Meilen (1 nm = 1,852 km, 60 nm = 109,5 km). Im MIT als akademischem Institut hatte man zuerst alle Ausgaben des Bordcomputers im SI-System, wie es weltweit (auch bei uns genutzt wird) geplant und musste als die Astronauten dann nicht mit Metern und Newton zurechtkamen Konvertierungsroutinen für „Fuss“ und „Pounds of Force“ schreiben. Das Problem blieb den USA erhalten und führte 1998 zum Verlust der Raumsonde Mars Climate Orbiter<\/a>. Der Punkt, wo der Orbit sich der Mondoberfläche am stärksten nähert musste, 500 km vor dem Landegebiet liegen. Diese Strecke ergab sich durch den rund 11 Minuten dauernden Endabstieg. Da alle Landegebiete auf der Mondvorderseite lagen, sonst wäre kein direkter Funkkontakt mit der Erde möglich war aus himmelsmechanischen Gründen die Absenkung 180 Grad entfernt also auf der Mondrückseite nötig.<\/p>\n Sobald das LM auf der Mondvorderseite angekommen war, überprüfte Mission Control anhand der Dopplerdaten, ob der richtige Orbit erreicht war und überspielte einen Bandrekorder mit der Telemetrie um zu prüfen ob das Triebwerk, das nun zum ersten Mal arbeiten musste, auch keine Probleme hatte. Bei Abweichungen konnte man diese noch korrigieren.<\/p>\n Der Zwischenorbit hatte ein Perilunäum, das zwei Kriterien erfüllen musste. Zum einen sank es laufend während des Abstiegs ab, da bei der Abbremsung sich nicht mehr Fliehkraft und Mondgravitation die Waage hielten. Es musste so gewählt werden, dass die Resthöhe die nach der Abbremsung noch verblieb, nicht zu hoch war, denn das dann langsame Absteigen „Schweben“ verbrauchte natürlich um so mehr Treibstoff je höher der Mondlander dann noch war. Zum anderen dürfte es nicht zu tief liegen, dass der Orbit noch stabil ist – zum einen verändern ihn Dichteunterschiede im Mond laufend, innerhalb einer Schlafperiode sank das Perilunäum um rund 5 km, und zum anderen musste er so hoch sein, dass keine Gefahr bestand das man mit den höchsten Bergen kollidiert, die auf dem Mond bis 11 km hoch sein können (in den überflogenen Gebeiten waren diese Gebirge aber nicht vorhanden, die höchsten Erhebungen gab es bei Apollo 15 und 17 mit bis zu 5.000 m Höhe, man rechnete mit 6 km Höhe bei Erhebungen.<\/p>\n Da alle Astronauten (bis auf Harrison Schmidt) Testpiloten waren, gab es schon vorher eine Auseinandersetzung. Das Verfahren wurde von den MIT Instrumentation Labs, welche den Computer entwickelten und programmierten ausgearbeitet und die Testpiloten protestierten. Sie wollten wie sie es bisher gewohnt waren, das Vehikel selbst steuern. Das war so in Mercury<\/a> und Gemini<\/a>, wobei schon bei Gemini der Bordcomputer das Ankoppeln an die Agena durchführte. Die Erfahrung die vorlag war aber auch eindeutig. Steuerte ein Mensch, so war der Treibstoffverbrauch immer höher als bei einem automatischen System. Das führte fast zum Scheitern von Scott Carpenters Mission<\/a>. 10 % des Treibstoffes waren für die Interaktion der Besatzung vorgesehen. Also lies man einige Astronauten im Mondlandesimulator manuell eine Landung durchführen. Das Ergebnis war wie vom MIT prophezeit. Alle Astronauten verbrauchten zu viel Treibstoff, und als sie im Low Gate ankamen, hatten sie alle die Mindestreserve, bei der abgebrochen werden musste, unterschritten. Die Steuerung musste also weitestgehend automatisch erfolgen.<\/p>\n Für die Steuerung musste der Bordcomputer AGC<\/a> (Apollo Guidance Computer, beim LM auch LGS für Lunar Module Guidance Computer genannt) aber genau wissen, welchen Orbit das LM hatte und wie es im Raum ausgerichtet war. Dazu gab es zwei Systeme. Das eine war eine absolute Ausrichtung im Raum. Die Besatzung nutzte dazu ein kleines Teleskop und das Programm P52, mit dem der Bordcomputer die Fähre so drehte, das ein Stern im Sichtfeld war. Der LMP korrigierte nun mit dem Joystick, bis er in der Mitte des Fadenkreuzes war und bestätigte. Machte man das mit mehreren Sternen, so hatte man die genaue Orientierung im Raum. Für den Abstieg war das nicht einsetzbar, da fehlte die Zeit und das LM furfte auch nicht rotieren. Dazu hatte das LM ein Interialsystem (IMU: Inertail Measurement Unit) an Bord. Dies waren drei Kreisel, einer in jeder Raumachse. Sie wurden, nachdem die genaue Ausrichtung des LM festgestellt war, ausgerichtet und in Rotation versetzt. Jeder Kreis war kardanisch in einer Achse aufgehängt. Sobald sich das LM in einer Raumrichtung drehte, gibt ein schnell drehender Kreisel ein Drehmoment ab, das durch die kardanische Aufhängung gemessen wurde. Dadurch wusste der Computer, wie sich die Fähre von ihrer Ausgangsausrichtung in jeder der drei Raumachsen gedreht hatte. Die Geschwindigkeit und die Höhe über Grund lieferte ein Landeradar, dass jedoch erst unterhalb 10 km Höhe korrekte Werte lieferte. Auch es wurde vom Computer überprüft, der sobald es konstante Werte lieferte, die Lichter für Warnlichter Altitude und Velocity abschaltete.<\/p>\n Vor dem eigentlichen Abstieg (Powered Decent Injection, PDI) montierte der LMP an seinem Fenster eine 16-mm-Filmkamera. Er sah so weitaus weniger als sein Kollege. Die Kamera nahm den Abstieg auf, doch meistens mit 1, 6 oder 12 Bildern\/s um Film zu sparen, sodass die Bilder beim Start des Abstiegs deutlich ruckeln. Der Abstieg begann 500 km von der Landestelle entfernt 12 Minuten vor der Landung. Der Computer schaltete zuerst die RCS-Triebwerke an. Sie führten zu einer kleinen Beschleunigung und sammelten den Treibstoff am Boden der Tanks. War dies erfolgt, schaltete der AGC das Haupttriebwerk ein und betrieb es 26 Sekunden lang nur bei 10 Prozent Schub. In dieser Zeit trimmte er das Haupttriebwerk so, das sein Schubvektor durch den Schwerpunkt ging. Die Mondlandefähre war unregelmäßig aufgebaut und auch die Gewichtsverteilung war ungleichmäßig. Dann fuhr er es auf 100 % Schub herauf und es begann das Vernichten der Orbitalgeschwindigkeit, die bei 1632 m\/s lag. Das misslang bei dem ersten unbemannten Test des LM bei Apollo 5 in einem Erdorbit, da man bei diesem Test den Tank nur teilbefüllt hatte und so das Aufbauen des Schubs zu lange dauerte und der Computer stellte das Triebwerk wieder ab.<\/p>\n Während dieser Phase drehte er die Fähre, sodass die Astronauten die Oberfläche sehen konnten. Das Triebwerk feuerte gegen die Bewegungsrichtung, sodass die Längsachse grob parallel zur Mondoberfläche ausgerichtet war. Der Kommandant hatte an seinem Fenster eine fest eingraviere Skala von Linien. Der Computer gab für einige markante Landmarken, die man beim richtigen Kurs an einer bestimmten Linie sehen musste, einen Zeitindex aus. Der Kommandant konnte diesen mit der realen Zeit vergleichen und wusste so, ob er auf dem richtigen Kurs war. Das war nicht hochgenau, das die Fähre zu diesem Zeitpunkt noch 1,5 Kilometer pro Sekunde zurücklegte, gab Armstrong aber schon eine Vorstellung, dass der Computer jetzt schon eine Abweichung von mehreren Kilometern zum Kurs hatte. Die Ursache dafür waren die erwähnten Mascons.<\/p>\n Ab Apollo 12 verfolgte die Missionskontrolle während der ersten ein bis zwei Minuten den Kurs und bestimmte, wo die Fähre war und welche Abweichung sie zum Landgebiet hatten. Ein Computer bestimmte die Differenz und die Abweichung wurde hochgefunkt. Die Astronauten gaben sie im Bordcomputer ein, der dafür ein modifiziertes Abstiegsprogramm hatte. Bei Apollo 12 war dies nach 80 Sekunden der Fall, als der Capcom „Noun 69 plus 04200“ durchgab. Noun 69 teilte dem Computer mit, in wie weit er den Landepunkt verschieben sollte und 04200 stand für 4200 Fuss, rund 1280 m.<\/p>\n Während dieser Phase konnte die Besatzung nichts tun außer den Computer überwachen und in der Anzeige „(Display and Key Unit DSKY) Werte abfragen wie die Höhe oder Geschwindigkeit. Nach etwa sechseinhalb Minuten kommandierte der AGC das Triebwerk von 100 % Schub auf 55 % herunter und übersprang so den verbotenen Bereich von nun an regelte er den Schub langsam weiter herunter. Diese erste Phase, in der Programm P63 aktiv war, dauerte rund 9 Minuten.<\/p>\n P63 steuerte das LM zu einem Punkt genannt High Gate, der in 900 bis 2.400 m Höhe lag. Bei den ersten Missionen relativ hach, bei Apollo 11 z.B. in 2.200 m Höhe. Dieser Punkt war 8 km vom Landepunkt entfernt und die Fähre noch 180 m\/s (540 km\/h) schnell. Nun übernahm Programm P64. P64 drehte zuerst die Fähre, sodass sie nun fast senkrecht stand. Das Haupttriebwerk bremste den Fall ab, zuerst langsam dann immer mehr und die RCS-Düsen die Geschwindigkeit in der Horizontalen. Nun gab der Computer laufend einen Winkel aus. Der Winkel entsprach dem Winkel, unter dem der Kommandant den Landepunkt aus seinem Fenster sehen konnte. Dort waren Linien eingraviert mit einer Beschriftung rechts. Der Kommandant muste so nur den Winkel mit der Beschriftung vergleichen und korrigieren. Das geschah mit dem Joystick und war die erste Aktion, welche die Besatzung aktiv an der Steuerung beteiligte. Ein kleiner Schubs des Jocksticks (ein Klick) verschob in 2400 m Höhe den Landepunkt um 180 m, in 240 m Höhe um 27 m. Ein Klick nach links oder rechts verschob den Pfad um 2 Grad nach links oder rechts. Während der nächsten eineinhalb Minuten konnte so der Kommandant den Computer korrigieren, der weiter auf das Ziel zuflog. Der LMP hatte während der ganzen Landung einen wichtigen, aber nicht gerade erfüllenden Job. Damit der Kommandant aus dem Fenster schauen konnte, las er ihm die wichtigsten Werte wie Höhe und Geschwindigkeit vor.<\/p>\n Keiner der Modi, auch nicht P67, war ohne Computerunterstützung. Ohne diesen hätte jede Aktion des Joysticks bei einem unsymmetrischen Gefährt wie dem LM dieses gedreht oder gekippt. Die RCS-Düsen wurden vom Computer gezündet, um diese Störmomente auszugleichen.<\/p>\n Der Treibstoff konnte überwacht werden. Es gab dazu zwei Treibstoffmesssysteme an Bord. Im LM konnte man aber nur die Angaben eines der beiden anzeigen. Da man den Treibstoff nicht unterhalb einer bestimmten Schwelle sicher messen konnte, hatte man sich ein System ausgedacht, um der Besatzung trotzdem eine Rückmeldung zu geben. Eine Grenze war 5,6 % Resttreibstoff, sobald sie unterschritten war, leuchtete die Diode bei „Quantity“ auf. Bei der Bodenkontrolle begann nun ein Bingo-Countdown der 94 Sekunden lief. Nach 60 und 30 Sekunden wurde jeweils ein Ruf an die Besatzung durchgegeben. Erreichte der Countdown Null, so gab es noch für 20 Sekunden Treibstoff. Dann musste der Kommandant eine Entscheidung fällen. Die Missionsregeln sahen vor, das wenn er in 30 m Höhe oder höher war er abbrechen sollte, da die Zeit dann nicht mehr ausreichen würde, zu landen. Bei unterhalb von 15 m könnte er sicher in den 20 Sekunden landen. Dazwischen war es eine Ermessensfrage. Er musste landen oder beschleunigen, um 30 m Höhe zu erreichen. Diese Mindesthöhe war für den Start des Aufstiegstriebwerks im Flug nötig.<\/p>\n Apollo 11 landete mit dem geringsten Resttreibstoff, 698 Pfund, 316 kg. Der nicht nutzbare Rest wurde mit Unsicherheitsreserve<\/a> mit 306 Pfund, 138 kg angegeben. Der Rest war nutzbar Der reichte für rund 36 bis 37 s (da der Schub des Triebwerks langsam fällt, nicht genau angebbar. Das entspricht 16-17 s vor Ende des Bingo-Calls. Armstrong hat in einem Interview gesagt, das er 21 m für sich als Grenze festgelegt hatte. Selbst wenn dann der Treibstoff dann aus gewesen wär, wäre das LM durch die geringe Mondgravitation mit nur 17,5 km\/h gelandet, was sie aushalten sollte (das entspricht auf der Erde einem Fall aus 1,2 m Höhe).<\/p>\n Das Triebwerk wurde automatisch abgeschaltet, sobald eine der der drei Fühler an den Beinen den Boden berührt. Sie haben eine Länge von 172 cm. Das LM fällt dann noch etwa einen Meter, was aber bei der Mondgravitation von 1<\/sup>\/ 6<\/sub> der irdischen nicht wirklich tragisch ist. Danach wird der Bordcomputer angewiesen, Programm 68 auszuführen. Es signalisiert ihm das man gelandet ist und er bereitet die Systeme nun für einen Rückstart vor – entlässt z. B. den Treibstoff. Nach der Landung gab es ein 90 Sekundenfenster in dem Mission Control entscheiden musste, ob die Fähre sicher gelandet war und alle Systeme funktionierten. Wartete man länger, so konnte sie beim Aufstieg nicht mehr in einem Orbit das CSM erreichen. Danach gab es Rückstartmöglichkeiten alle 118 Minuten.<\/p>\n Wie beschrieben hätte ein Lunar Module automatisch landen können. Dabei hätte es sogar weniger Treibstoff verbraucht als die Astronauten. Man bemühte sich in dem Rechner mit nur geringer Geschwindigkeit sogar eine Kompensation des Geländeprofils unterzubringen, das er anhand der Radardaten erkennen konnte. Bei der Auswertung der Apollo 12 Mission machte man sich die Mühe die Eingriffe der Besatzung herauszurechnen, um festzustellen, wohin der Computer die Fähre gesteuert hätte. Bei Apollo 12 war dies besonders gut möglich, da die Zielmarke die Raumsonde Surveyor 3 war, sie war auch auf Orbitaufnahmen deutlich ausmachbar. Apollo 12 landete 535 m von Surveyor 3<\/a> entfernt. Der Computer hätte die Fähre in 610 m Distanz abgesetzt. Diese Sicherheit einer automatischen Landung bedeutete auch, das es möglich war, ein LM unbemannt zu landen. Notwendige Eingaben konnte auch das Kontrollzentrum über eine Konsole des AGC, die dort installiert war an diesen durchgeben. Das war wichtig, weil erweiterte Missionen vorhersahen, dass man ein LM unbemannt landet und dieses dann als Wohnung nutzt, da für längere Aufenthalte das LM doch sehr beengt war. Dazu hätte man ein LM entweder einfach ausgeweidet oder die Aufstiegsstufe durch ein Wohnmodul ersetzt. Da alle erweiterten Missionen gestrichen wurden, kam es nie dazu.<\/p>\n How Apollo flew to the moon<\/a><\/p>\n Digital Apollo<\/a><\/p>\n The Apollo Guidance Computer<\/a><\/p>\n Apollo 11 Mission Report<\/a><\/p>\n Apollo 11 Press Kit<\/a><\/p>\n Apollo 11 Flight Plan<\/a><\/p>\n Mechanical Design of the Lunar Module Decent Engine<\/a><\/p>\n![\"Schub\"](\"\/img\/decenttimeline.png\")
Man ging kein Risiko ein und berechnete alle Bahnen vorher mit dem Computer und anstatt dann bei Abweichungen neue Bahnen zu berechnen berechnete man die nötigen Korrekturen für das Erreichen der Vorgaben. So konnte die Missionskontrolle vor dem Start den Zeitpunkt der Landung angeben: 102 Stunden, 47 Minuten 11 Sekunden. In der Realität landete Apollo 11 bei 102:45:43, also 88 Sekunden früher.<\/p>\n![\"Endteil](\"\/img\/high-gate-landing.png\")
Die allgemeine Strategie war ein computergesteuerter Abstieg, wobei es drei Programme gab, die in unterschiedlichen Phasen aktiv waren:<\/p>\n\n
![\"Pete](\"\/img\/conrad-surveyor.jpg\")
Nach weiteren eineinhalb Minuten war das Low Gate erreicht. Ein Punkt in rund 160 bis 180 m Höhe bei einer Restgeschwindigkeit von rund 9 m\/s (33 km\/h). Nun ging der Computer in Programm P66 über. Das konnte die Besatzung auch schon vorher manuell über einen Switch tun. In P66 steuerte der Computer nicht mehr aktiv einen Landepunkt an, sondern hatte die Aufgabe die Fähre weich aufzusetzen. Die Besatzung hatte mittels Schalter mehrere Eingriffmöglichkeiten. Zum einen konnte sie den Computer anweisen, automatisch zu landen. Dann wäre er in Programm P65 übergangen (über einen Schalter wäre eine Rückkehr zu P66 jederzeit möglich gewesen). Lovell wollte dies ausprobieren, doch seine Mission scheiterte vorher. Der Kommandant konnte auch P67 aktivieren, indem er mit dem Steuerknüppel dann die komplette manuelle Kontrolle über das Raumschiff hat. Das machte keiner der Astronauten, sodass bei den J-Missionen die Programme P65 und P67 einfach gestrichen wurden. Im Programm P66 gab es zwei Modi. Im einen verringerte der Computer langsam die Höhe, bis die Fähre aufsetzte. Mit dem Steuerknüppel konnte nun der Kommandant die Fähre in den vier Himmelsrichtungen verschieben und somit den Landepunkt. War er weit vor Kurs abgekommen, wie dies bei Apollo 11 der Fall war, so wurde der zweite Modus „altiutde hold“ aktiviert. Ein Schalter aktivierte den Modus und nun betätigte der Astronaut zuerst den Steuerknüppel um eine neue Höhe anzustreben, hatte er diese erreicht, so lies er los und nun hielt der Computer diese Höhe, was ein Schweben bedeutete. Währenddessen konnte der Astronaut in dieser sicheren Höhe die Fähre zu einem neuen Landepunkt manövrieren. Bei Apollo 11 gab es nominell 73 Sekunden Treibstoff für ein solches Schwebemanöver.<\/p>\nEmpfehlenswerte Literatur:<\/h3>\n
Links:<\/h3>\n