AS-202

Mitte 1966 flog das Apollo-Programm noch nicht bemannt, hatte aber bereits begonnen, seine Hardware in Etappen zu testen. Die Strategie bestand darin, unbemannte Flüge aneinanderzureihen, die den Schwierigkeitsgrad Schritt für Schritt steigerten: zunächst nachweisen, dass Rakete und Raumschiff gemeinsam standhielten, danach, dass das Raumschiff zurückkehren konnte. AS-202 markiert die Stufe, auf der das Gespann aufhörte, eine reine Strukturdemonstration zu sein, und zu einem vollständigen Systemtest wurde.

Der Flug war ausdrücklich als Erweiterung von AS-201 konzipiert. Jene Mission hatte die strukturelle Integrität des Gespanns und einen kurzen Wiedereintritt nachgewiesen; AS-202 sollte die Rakete höher bringen und das Raumschiff doppelt so lange in der Luft halten, wobei das Haupttriebwerk des Raumschiffs während des Flugs viermal zünden musste. Der Unterschied war kein gradueller: Erstmals waren das Lenk- und Navigationssystem von Apollo und das elektrische Brennstoffzellensystem des Servicemoduls an Bord – zwei Subsysteme, ohne die ein bemannter Flug schlicht unmöglich war.

Ein Kalenderdetail erklärt eine häufige Verwechslung. Obwohl die Nummerierung etwas anderes nahelegt, war AS-202 der dritte Testflug der Saturn IB: Die Verzögerung bei der Verfügbarkeit des Raumschiffs 011 schob seinen Start hinter AS-203, das im Juli 1966 mit einem ganz anderen Ziel flog – dem Verhalten des Restflüssigwasserstoffs in der Stufe S-IVB.

CSM-011 war im Wesentlichen ein serienmäßiges Block-I-Kommando- und Servicemodul, das grundsätzlich eine Besatzung an Bord hätte tragen können. Die Unterschiede zur „operationellen" Block-I-Konfiguration waren allesamt auf einen unbemannten Testflug ausgerichtet und wurden einzeln dokumentiert: Es wurde ein Block-I-Entwicklungshitzeschild eingebaut; Liegen, Raumanzüge und Vorräte der Besatzung entfielen; an der Stelle, die bei Mondmissionen die Mondlandefähre eingenommen hätte, wurde eine Verbindungsstange angebracht; die biomedizinische Instrumentierung wurde entfernt; bestimmte Anzeigen und Bedienelemente für den Betrieb durch Astronauten fielen weg; ein Steuerprogrammgeber für das Kommandomodul und ein Lagereferenzsystem wurden eingebaut, und zusätzliche Forschungs- und Entwicklungsinstrumente wurden geladen.

Das Raumschiff traf im April 1966 in Cape Kennedy ein. Sein Startgewicht betrug 56.900 Pfund, und das gesamte Raumfahrzeug wog beim Start 1.312.300 Pfund.

Auch die Saturn IB dieser Mission war kein Serienexemplar. Das Fahrzeug SA-202 wich in drei Punkten von der Standardauslegung ab: Es trug Forschungs- und Entwicklungsinstrumente, hatte Forschungs- und Entwicklungsstruktur in der ersten Stufe S-IB eingebaut und führte eine Fernsehkamera in der Instrumenteneinheit mit, um den Flugweg des Raumschiffs zu beobachten. Die Stufen trafen zeitversetzt am Cape ein: die zweite Stufe S-IVB im Januar 1966, die erste Stufe S-IB und die Instrumenteneinheit im Februar 1966.

Die Mission verfolgte sechs primäre Ziele. Erstens, die strukturelle Integrität und die Kompatibilität zwischen Trägerrakete und Raumschiff nachzuweisen und die Startlasten zu bestätigen. Zweitens, die Trennungen nachzuweisen: die des Verbunds aus S-IVB, Instrumenteneinheit und Raumschiff von der Stufe S-IB, die des Rettungsturms und seiner Schutzverkleidung während des Aufstiegs, die des Kommando- und Servicemoduls vom S-IVB und seinem Adapter sowie die des Kommandomoduls vom Servicemodul. Drittens, den Betrieb der Subsysteme der Trägerrakete – Antrieb, Lenkung und Steuerung, elektrisches System – sowie des Raumschiffs zu überprüfen: Hitzeschild, SPS mit Mehrfachzündung, Lenkung und Navigation, Umweltkontrolle, Kommunikation, Lagesteuerungssysteme von Kommando- und Servicemodul, Stabilisierungssteuerung, Landesystem und elektrisches System. Viertens, das Notabbruchsystem des Fahrzeugs in geschlossener Regelschleife zu bewerten. Fünftens, den Hitzeschild unter hoher thermischer Belastung bei einem Wiedereintritt mit rund 28.000 Fuß pro Sekunde zu bewerten. Sechstens, die für Start, Missionsführung und Bergung des Kommandomoduls nötigen Einrichtungen und Unterstützungsabläufe zu erproben.

Darunter hing eine Liste detaillierter Ziele von aufschlussreicher Genauigkeit: die Mehrfachzündung des SPS mit mindestens drei Zündungen von jeweils mindestens drei Sekunden im Abstand von zehn Sekunden nachzuweisen; die Triebwerksleistung bei einer langen Zündung von etwa 200 Sekunden zu bestimmen; Daten zur Verbrennungsstabilität zu gewinnen; den Hitzeschutz des Astrosextanten zu überprüfen; das S-Band in den Telemetrie- und Telemetrie-mit-Entfernungsmessung-Modi zu testen; und den Ablator des Hitzeschilds unter einer Belastung von 20.000 Btu pro Quadratfuß zu bewerten. Die NASA verbuchte alle Ziele, primäre wie detaillierte, als erfüllt.

AS-202 sammelte eine ungewöhnliche Zahl von Premieren. Es war der erste Apollo/Saturn-Flug, der Brennstoffzellen im Servicemodul einsetzte; der erste, bei dem das Notabbruchsystem in geschlossener Regelschleife flog, also mit echter Fähigkeit, einen automatischen Abbruch auszulösen; der erste, der die einheitliche S-Band-Kommunikation testete; der erste, der das Lenk- und Navigationssystem von Apollo mitführte, und der erste, dessen Raumschiff im Pazifik geborgen wurde. Hinzu kamen eine Wiederholung des Drucktests der gemeinsamen Trennwand der Stufe S-IVB und ein Kommunikationstest während des Funkausfalls beim Wiedereintritt.

Der Start erfolgte am 25. August 1966 um 12:15 Uhr Ostküstenzeit vom Startkomplex 34, mit einem Startazimut von 105 Grad. Die Aufstiegsphase verlief planmäßig. Die erste Stufe brannte etwas weniger als zweieinhalb Minuten und brachte die Rakete auf eine Höhe von 31,4 Seemeilen (58,2 km), bei einer Reichweite von 30,4 Seemeilen (56,3 km) von der Startrampe. Die zweite Stufe zündete anschließend für weitere siebeneinhalb Minuten und brachte das Raumschiff auf eine ballistische Flugbahn großer Reichweite – eine Bahneinschussphase war nicht vorgesehen. Die Trennung von Kommando- und Servicemodul erfolgte in einer Höhe von 419,8 Seemeilen (777,5 km).

Das SPS war für vier Zündungen programmiert. Die erste erfolgte wenige Sekunden nach der Trennung des S-IVB und dauerte drei Minuten und fünfunddreißig Sekunden: Sie hob das Apogäum des Raumschiffs auf 617,1 Seemeilen (1.142,9 km) bei einer Reichweite von 874,8 Seemeilen (1.620,1 km) an. Fünfundzwanzig Minuten später folgte die zweite Zündung mit einer Minute und achtundzwanzig Sekunden. Zehn Sekunden nach dem Abschalten zündete das Triebwerk zwei weitere Male, jeweils drei Sekunden lang, um seine Fähigkeit zur schnellen Wiederzündung zu prüfen. Diese Abfolge – eine lange Zündung, gefolgt von kurzen Impulsen im Abstand von zehn Sekunden – entsprach genau dem, was das detaillierte Ziel zur Mehrfachzündung verlangte, und beantwortete eine ganz konkrete Sorge: Bei einer Mondmission musste das SPS nach Tagen im Flug fehlerfrei starten, zunächst um in den Mondorbit einzutreten und danach, um ihn wieder zu verlassen.

Das Kommandomodul trat mit 28.512 Fuß pro Sekunde (8.690 m/s) in die Atmosphäre ein. Statt in einem Zug abzusteigen, führte es einen Wiedereintritt mit doppeltem Eintauchen durch: Es sank zunächst auf 36 Seemeilen (67 km), stieg dann wieder auf 44 Seemeilen (81 km) – nachdem es bis dahin 4.300 Fuß pro Sekunde (1.300 m/s) an Geschwindigkeit verloren hatte – und setzte den Abstieg erst danach fort. Dieses Profil war keine Laune: Eine verlängerte Flugbahn innerhalb der Atmosphäre vervielfacht die Zeit, in der der Hitzeschild die Hitze aushalten muss, und genau das wollte die Mission messen, bei einer thermischen Belastung von rund 260 Megajoule pro Quadratmeter. Die Gesamtreichweite des Flugs betrug 13.900 Seemeilen.

Die Hauptfallschirme öffneten sich bei 23.790 Fuß (7.250 m), und das Kommandomodul wasserte im Nordpazifik, an den Koordinaten 16°7' N, 168°54' E, 205 Seemeilen (380 km) vom vorgesehenen Landepunkt entfernt und rund 230 Seemeilen (430 km) südöstlich der Insel Wake. Die Wasserung erfolgte um 13:48 Uhr Ostküstenzeit, womit die Mission auf eine Flugdauer von einer Stunde und dreiunddreißig Minuten kam. Die Abweichung vom Zielpunkt zwang den Flugzeugträger USS Hornet, achteinhalb Stunden bis zur Kapsel zu fahren, die noch am selben 25. August 1966 um 22:10 Uhr Ostküstenzeit an Bord genommen wurde.

AS-202 war eine von drei unbemannten Apollo-Missionen – neben Apollo 4 und Apollo 6 –, bei denen Nahaufnahmen der Stufentrennung einer Saturn-Rakete gelangen. Die Technik stammte von der Saturn I: abwerfbare, am Fahrzeug montierte Kameras, die sich lösten und anschließend geborgen wurden. Bei AS-202 saß die Kamera an der ersten Stufe S-IB, nach vorn gerichtet, und filmte, wie sich die zweite Stufe S-IVB – aus der 200er-Serie – entfernte und ihr einziges J-2-Triebwerk zündete. Die Version der Stufe erkennt man an den Setztriebwerken: Die 200er-Serie feuerte drei ab, während die 500er-Serie, die auf der Saturn V flog, nur zwei besaß. Dieses Filmmaterial ist zu einem gängigen Archivbild in Dokumentationen über bemannte Flüge geworden – es wurde im Dokumentarfilm Apollo 11 verwendet – und wird häufig fälschlich bemannten Missionen zugeschrieben.

Das Ergebnis von AS-202 wirkte sich unmittelbar auf den Zeitplan des Programms aus: Mit einem für einen Wiedereintritt aus niedriger Erdumlaufbahn validierten Hitzeschild, im Flug erprobter Lenkung und Navigation, funktionsfähigen Brennstoffzellen und dem in geschlossener Regelschleife erprobten Notabbruchsystem hielt die NASA sowohl das Block-I-Raumschiff als auch die Saturn IB für bereit, bei der nächsten Mission, AS-204, Menschen in die Umlaufbahn zu bringen. Jene Mission ist es, die die Geschichte als Apollo 1 kennt.

Das Kommandomodul der Mission erlebte ein zweites öffentliches Leben: Es wurde im US-Pavillon der Expo 67 in Montreal ausgestellt und ist heute an Bord des Flugzeugträgers USS Hornet zu besichtigen, der als USS Hornet Museum in Alameda, Kalifornien, öffentlich zugänglich ist – genau das Schiff, das es seinerzeit aus dem Wasser geborgen hatte.