Mein besonderer Dank geht
an die beiden Korrekturleser
Joachim Uhlig
und
Mario Remler
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© 2018: Bernd Leitenberger
http://www.raumfahrtbuecher.de
Herstellung und Verlag: Books on Demand GmbH, Norderstedt
1. Auflage 2018
ISBN-13: 978-3-75280-003-6
Dieser zweite Band über die Chronik der Erforschung des Sonnensystems mit Raumsonden schließt zeitlich an Band 1 (ISBN: 978-3-74603-680-9) an. Beide Bücher sind eine Gesamtausgabe, die aus praktischen Gründen (die Gesamtseitenzahl übersteigt die mögliche Maximalzahl) in zwei Bände aufgeteilt wurde. Daher kann ich mich in diesem Vorwort kurz fassen und verweise auf das Vorwort von Band 1.
Sie finden in Band 1 eine Einleitung über die Funktionsweise von Instrumenten, Himmelsmechanik und Steuerung der Sonden, die ich hier nicht wiederhole. Sie ist aber nötig zum Verständnis, wofür ein Instrument genutzt wird.
Eine Abweichung gibt es bei dem Aufbau des Buchs. Im ersten Band unterschied ich nach Nationen. Das war sinnvoll, weil es Programme mit mehreren Sonden gab und sonst Starts der USA und Russland kunterbunt durcheinander gewürfelt wären. Das macht im zweiten Band keinen Sinn. Zum einen gibt es Russland als Counterpart nicht mehr – nur zwei Starts anstatt über Hundert im ersten Band. Zum anderen ist die Zeit der großen Programme vorbei. Heute gibt es nur noch Einzelmissionen. Jede Mission kann daher in einem Kapitel abgehandelt werden. Die Ordnung ist streng chronologisch. Wie im Band 1 liefert der Anhang noch eine Kurzzusammenfassung der Starts und weitere nützliche Fakten.
Analog enthält dieses Buch nicht alle Körper, die das Erdgravitationsfeld verließen. Zur Diskussion, was aufgenommen wurde, verweise ich auf das Vorwort von Band 1. Das Kriterium ist, das sie entweder einen Körper des Sonnensystems außer Erde und Sonne erforschen oder das interplanetare Medium. Das schließt Sonnenobservatorien (SOHO, Stereo), Weltraumwetterfrühwarnsatelliten (ACE, Wind, DSCOVR) oder in eine Sonnenumlaufbahn oder Librationspunkte gelangte astronomische Satelliten (Kepler, Spitzer, Herschel, Planck) aus.
Ruit, im Januar 2018.
Bernd Leitenberger
Die Periode von 1994 bis 2018 ist von mehreren Faktoren geprägt. Seitens der USA ist es eine Periode der Renaissance der planetaren Raumfahrt, nach einem drastischen Rückgang der Starts ab 1978 durch Regierungen, die wenige Raumsonden bewilligten. Dies lag auch am neuen Kurs der NASA, die unter Daniel Goldin das Discovery Programm initiierte, mit dem Ziel, mehr und dafür preiswertere Missionen zu starten. Es sollte der Prozess verschlankt werden und nicht zu jeder Tonne Raumsonde auch eine Tonne Papier (Dokumentationen und Testprotokolle) erstellt werden. Das Discoveryprogram gibt es bis heute. Die finanzielle Ausstattung der Projekte ist nach dem spektakulären Verlust von mehreren Raumsonden aber wesentlich besser als in den ersten Jahren. Seit 1979 gibt es nur noch Einzelmissionen, keine Doppelmissionen oder gar Kleinserien wie bei Ranger, Surveyor oder Lunar Orbiter.
Russland, das von 1958 bis 1988 die meisten Starts durchführte – über 100 Sonden – hat sich vom Zusammenbruch der Wirtschaft nach dem Ende der Sowjetunion bis heute nicht erholt. In 25 Jahren wurden gerade einmal zwei Missionen gestartet. Beide Missionen scheiterten schon, bevor sie die Erde verließen.
Dafür rückten ESA und JAXA auf. Sie starteten nun erheblich mehr Raumsonden als in den Achtzigern, in denen beide Raumfahrtagenturen mit den Starts begannen.
Neue Nationen kamen hinzu. Indien mit seinen ersten beiden Raumsonden und China, das sich vor allem auf die Erforschung des Mondes konzentriert. Mit den Vereinigten Arabischen Emiraten wird 2020 die nächste Nation hinzukommen.
Ein zweiter Gesichtspunkt, den es schon in den Achtzigern entwickelte, ist die internationale Zusammenarbeit. Heute ist es normal, das eine Raumsonde Experimente aus mehreren Ländern trägt. Auch die Sonden werden teilweise in mehreren Ländern gefertigt, so BepiColombo als Europäisch-Japanische Mission.
Redaktionsschluss für alle Angaben war der 1. Januar 2018.
Die allerersten fünf Raumsonden der USA wurden vom Militär entwickelt: Pioneer 0 bis 2 von der Air Force, Pioneer 3 und 4 von der Army. Seitdem ist die NASA für das wissenschaftliche Programm verantwortlich. Mit der Geburt des SDI-Programms kam es wieder zur Zusammenarbeit der zivilen Weltraumbehörde mit dem Militär. Ziel von SDI war es anfliegende Interkontinentalraketen zu zerstören, bevor sie die USA erreichten. Das überstieg die zur Verfügung stehende Technologie bei Weitem. Es musste vieles erst entwickelt und getestet werden, darunter auch Annäherungssensoren. Das Militär fand heraus, das man diese Sensoren anstatt mit einer Rakete auch mit einem Himmelskörper testen könnte. Ebenso sollten die SDI-Satelliten fähig sein, autonom zu navigieren. Dies konnte man beim Vorbeiflug an einem Asteroiden testen. So kam es zur Zusammenarbeit mit der NASA. Die NASA stellte ihr Deep Space Network für die Kommunikation zur Verfügung und durfte im Gegensatz auf der Raumsonde Experimente installieren.
Offiziell hieß die Sonde „Deep Space Program Science Experiment (DSPSE)“. Der Name Clementine kam von der Ballade „My Darling Clementine“. Clementine ist ein Vorläufer des Disoveryprogramms. Sie wurde in nur 22 Monaten mit Kosten von 75 Millionen Dollar entwickelt. Clementine hatte die Form eines achteckigen Prismas. Die Instrumente und die Hauptgewinnantenne waren fest montiert. Das Fehlen von beweglichen Teilen senkte die Kosten bei der Entwicklung. Die Sonde erprobte neue Technologien, so neben dem bewährten MA 1750A Prozessor einen R3081-Prozessor von MIPS mit höherer Rechenleistung, die Komprimierung von Daten nach der Methode der Diskreten Cosinus-Transformation (DCT, Grundlage des JPEG-Standards). Sie erlaubte im Mittel eine Komprimierung um den Faktor 5,5, verglichen mit maximal 2, bei verlustfreier Komprimierung. Als erste Raumsonde nutzte Clementine Star-Tracker-Kameras, um ihre Lage im Raum zu erfassen. Das sind Weitwinkelkameras, die den Sternenhimmel aufnehmen, im Bild die hellsten Sterne suchen und ihre relativen Positionen mit einem Katalog vergleichen. Damit weiß Clementine, wohin die Kamera schaut und dadurch, wie sie ausgerichtet ist. Neu war die Verwendung von Halbleiterbausteinen für den Massenspeicher anstatt einem Bandlaufwerk. Der Speicher von 2 GBit Kapazität bestand aus 4 Mbit RAM-Bausteinen. Er ist potenziell zuverlässiger, da ohne die Mechanik eines umgespulten Bandes die Ausfallwahrscheinlichkeit viel geringer ist.
Neben den geheimen Sensoren des SDI-Programms führte Clementine ein Strahlenmessgerät mit, um die Strahlenbelastung im Van-Allen-Gürtel zu messen. Von verschiedenen Halbleiterelementen, wie EPROMS, wurde das Verhalten bei Strahlenexposition geprüft. Dieses Experiment befand sich auf der letzten Stufe, die häufiger als Clementine den Van-Allen-Gürtel passiert.
Die Experimente spielten bei der Mission nicht die Hauptrolle, so war die instrumentelle Nutzlast nur 7,62 kg schwer. Es gab vier Kameras. Eine empfindlich im sichtbaren Bereich mit fünf Filtern, eine zweite im nahen Infraroten und eine dritte im langwelligen Infrarot. Sie hatten keine hohe Auflösung. Die IR-Aufnahmen waren die Ersten, die man vom Mond in diesem Spektralbereich anfertigte. Eine vierte, hochauflösende Kamera war Bestandteil des Zielsuchprogramms, wurde aber auch beim Mond zur Kartierung eingesetzt.
Ein LIDAR (Laser Image Detection and Ranging) Experiment nutzte einen Laser als Abstandsmesser. Damit wurden Höhenprofile des Mondes gewonnen und die Bahn der Sonde genauer vermessen.
Mit den Sendern der Sonde wurde experimentell ein bistatisches Radar-Experiment durchgeführt. Dabei sandte die Sonde Impulse auf die Mondoberfläche. Radarstationen auf der Erde erfassten die reflektierten Signale. Man vermutete in tiefen Katern nahe der Pole Wassereis. Es würde sich durch die Reflexion verraten.
Gestartet wurde Clementine mit einer Titan II. Das US-Militär hatte begonnen, die ICBM aus den frühen Sechzigern auszumustern und nutzte sie nun als Trägerraketen. Sie wurde durch einen Star 37FM Feststoffantrieb ergänzt, da die Sonde sonst nicht den Mond erreicht hätte. Der Start wurde vom US-Militär durchgeführt. Clementine war die erste Raumsonde, die von der Vandenberg Air Force Base gestartet wurde.
Die Oberstufe brachte Clementine nicht ganz bis zum Mond, da die Oberstufe in einer Erdumlaufbahn verblieb. Die an dem Star 37FM angebrachten Strahlenmessgeräte maßen während eines Jahres bei mehrfachen Durchläufen des Van-Allen-Gürtels die Strahlenbelastung. Nach einem Umlauf hob Clementine mit ihrem Haupttriebwerk die Bahn an. Nach einem weiteren Umlauf schwenkte sie in den Mondorbit ein. Die elliptische Mondumlaufbahn wurde gewählt, um den Mond mit möglichst geringem Treibstoffverbrauch wieder verlassen zu können.
Es gab drei Kartierungszyklen von je einem Monat (Mondtag) Dauer. Im ersten Zyklus lag der mondnächste Punkt der Bahn bei 30 Grad Nord, im Zweiten bei 30 Grad Süd. Nur nahe des Perilunäums konnten Bilder gemacht werden. Um möglichst viel der Mondoberfläche zu kartieren, musste daher der mondnächste Punkt verschoben werden. Im dritten Zyklus wurden Lücken geschlossen, die es nach den ersten beiden Zyklen noch gab. Zusätzlich wurden jetzt die bistatischen Radarexperimente durchgeführt. In drei Monaten hatte Clementine so das Gebiet zwischen 60 Grad Nord und Süd erfasst, rund 86 % der Mondoberfläche.
Am 3.5.1994 zündete Clementine erneut ihr Haupttriebwerk und schwenkte in eine 24.326 × 384.400 km Erdumlaufbahn ein. Geplant waren nun zwei Bahnkorrekturen, um eine 19.134 × 554.000 km Bahn zu erreichen. In dieser Bahn hätte Clementine am 27.5.1994 den Mond in 7.342 km Entfernung passiert. Der Mond hätte sie beschleunigt und Clementine wäre auf eine Sonnenumlaufbahn gelangt.
Am 31.8.1994 sollte Clementine den Asteroiden Geographos, ein 5 × 2 × 1,5 m großer Asteroid, der regelmäßig die Erdbahn kreuzt, in einem Abstand von 100 km passieren und dabei die Annäherungssensoren erproben. Doch bei der ersten Bahnkorrektur gab es einen Computerfehler, den man dem neuen R3081 Prozessor zurechnete. Ein Triebwerk schaltete nicht ab. Bis man es durch ein Bodenkommando stoppen konnte, hatte Clementine nahezu den ganzen Treibstoffvorrat verbraucht und rotierte mit 80 U/ Min um ihre Achse.
Ein Weiterflug zu Geographos war mit dem verbliebenen Treibstoff nicht mehr möglich. Man nutzte den Mondvorbeiflug, um Clementine in eine lang gestreckte Erdumlaufbahn zu bringen. Schon im Juni 1994 fiel die Leistung der Solarpaneele aus unbekanntem Grund stark ab und man musste alle Experimente abschalten. Am 20.7.1994 versagte schließlich der Hauptcomputer und Clementine verstummte. Es gab Pläne, die Sonde nachzubauen und als Sekundärnutzlast mit einer Ariane 4 zu starten, ebenso Ideen für eine SDI-Nachfolgemission, bei dem man zwei Asteroiden nutzen wollte, um Projektile auf sie abzuschießen. Der frühe Ausfall der Sonde bewirkte aber, dass man diese Projekte nicht weiter verfolgte. Das SDI-Programm wurde schon 1993, vor dem Start, von Präsident Clinton beschnitten und dann in ein rein bodengestütztes Programm umgewandelt. So blieb Clementine die einzige Sonde des US-Militärs.
| Datenblatt Clementine | ||
| Start: | 25.1.1994 mit Titan II (23G-11) in eine 277 × 126.608 km Bahn mit einer Inklination von 66,67 Grad | |
| Ankunft: | 19.2.1994 in einem 429 × 2.924 km Mondorbit 5.5.1994 Verlassen des Mondorbits 27.5.1994 Mondvorbeiflug in 7.342 km Entfernung 31.8.1994 Vorbeiflug an Geographos (geplant) |
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| Missionsende: | 20.7.1994 | |
| Mission: | Mondkartierung Tests von SDI-Technologien |
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| Gewicht: | Startgewicht: 430 kg, Trockengewicht: 228 kg | |
| Abmessungen: | 1,14 m Durchmesser, 1,88 m Höhe | |
| Instrumente: | Sechs Experimente und ein Technologieexperiment im Gesamtgewicht von 7,62 kg: |
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| • | Clementine Charged Particle Telescope: Misst die Energie. Fluss und Verteilung von Protonen und Elektronen im Magnetschweif der Erde. Gewicht 0,21 kg. |
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| • | Clementine Ultraviolett / Visible CCD Camera (UV/Vis): Objektiv mit 46 mm Durchmesser f/2. Blickfeld: 4,2 × 5,6 Grad. Detektor: 288 × 288 Pixel CCD. Auflösung: 25 m aus 100 km Entfernung. Fünf Filter zwischen 415 und 1.000 nm Wellenlänge. Gewicht 0,41 kg. |
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| • | Clementine Near-Infrared CCD Camera (NIR): Teleskop mit 29 mm Durchmesser, f/3.33. Blickfeld 5,6 × 5,6 Grad. Detektor 256 × 256 Pixel CCD. Auflösung 40 m auf 100 km Entfernung. Sechs Filter zwischen 1.100 und 2.800 nm Wellenlänge. Gewicht 1,92 kg. |
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| • | Clementine Long-Wavelength Infrared Camera (LWIR): Teleskop mit 29 mm Durchmesser, f/2,67. Blickfeld 1,1 × 1,1 Grad. 128 × 128 Pixel FPGA HgCdTe-Detektor. Empfindlich zwischen 8.000 und 9.500 nm Wellenlänge. Auflösung 14,3 m aus 100 km Entfernung. Gewicht 2,1 kg. |
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| • | Clementine High-Resolution Camera (HIRES): Teleskop mit 131 mm Durchmesser, f/9,5. Blickfeld 0,3 × 0,4 Grad. Detektor S2-Photokathode mit 288 × 384 Pixeln. Auflösung 1,8 m aus 100 km Entfernung. Vier Filter zwischen 415 und 750 nm Wellenlänge. Gewicht 1,3 kg, |
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| • | Clementine Laser Image Detection and Ranging: Laser mit Impulsen bei 523 und 1064 nm Wellenlänge. Höhengenauigkeit 40 m, Durchmesser des Lasers auf dem Mond 100 m. Eine Messung alle 1 bis 2 km. Gewicht 2,37 kg. |
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| • | Bistastisches Radar: Nutzt den 6 W Transmitter der Sonde als Radarsender. |
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| • | Startracker-Kameras: technologisches Experiment: Nehmen ein Bild des Sternenhimmels von 28,9 × 43,4 Grad auf und bestimmen die Position von Sternen bis zur 6-ten Größenklasse. Gewicht je 0,29 kg (zwei Kameras). | |
| Ergebnisse: | Kartierung von 86 % der Mondoberfläche mit 108 bis 325 m Auflösung, im Mittel 200 m. 0,4 % der Oberfläche mit Auflösung von 7 bis 20 m erfasst 70.000 LIDAR-Messungen Wasservorkommen von 120.000 m3Volumen an den Polen entdeckt. |
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| Bilder: | 1,9 Millionen Bilder von UVVis/LIR, davon 1 Million für die Kartierung 620.000 Bilder von HIRES 320.000 Bilder von LWIR |
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| Kosten: | 113 Millionen Dollar, davon 75 Millionen Dollar Raumsonde, 5 Millionen Dollar Missionsdurchführung, 33 Millionen Dollar Start | |
1. Abbildung: Nachbau von Clementine mit Star 37FM Oberstufe
2. Abbildung: Fotomosaik der Mondrückseite aus Clementine-Bildern
Near (NEAR Earth Asteroid Rendezvous) war die erste Sonde des von NASA Administrator Daniel Goldin 1992 ins Leben gerufenen Discoveryprogramms. Schon früher gab es in der NASA die Vision von kleineren Raumsonden mit kürzeren Entwicklungszeiten und geringeren Kosten. Der Verlust des Mars Observers (Band 1, S. 198) forcierte diese Entwicklung. Das Discovery Programm unterscheidet sich von den letzten Missionen nicht nur im Preis, sondern auch im Zeitrahmen. NEAR sollte in 36 Monaten mit einem festen Budget von 150 Millionen Dollar (nur Raumsonde) umgesetzt werden. In gewisser Weise war dies eine Renaissance des Pioneer-Programms, das parallel zum Marinerprogramm lief. Daniel Goldin gab die Devise aus: „Faster, Better, Cheaper“.
NEAR ist ein positives Beispiel für eine Raumsonde des Discoveryprogramms. Natürlich kann man eine Raumsonde billiger als Galileo oder dem Mars Observer bauen, wenn diese weniger leistet und eine kleinere Trägerrakete braucht. NEAR sollte den erdnahen Asteroiden 433 Eros besuchen. Ein Asteroid hat keine Atmosphäre. Instrumente, die diese untersuchen, können entfallen. Ebenso erwartet man kein Magnetfeld, sodass NEAR auch keine Instrumente zur Untersuchung der Plasmaumgebung benötigt. Damit fielen die meisten Instrumente, die größere Missionen trugen, weg. Man beschränkte sich auf das Sinnvolle und Notwendige. Damit war ein Asteroidenorbiter finanziell umsetzbar. Die NASA hätte wohl kaum 1 Milliarde Dollar nur für die Untersuchung eines Asteroiden ausgegeben.
NEAR ist ein Beispiel für den Trend, der sich durch den ganzen zweiten Band zieht: Nachdem bisher die Planeten untersucht wurden, rücken nun die kleineren Körper ins Rampenlicht der Forschung. Galileo hatte schon Asteroiden passiert, doch bei der geringen Größe dieser Körper dauert die „heiße Phase“ der Begegnung nur Minuten bis Stunden und entsprechend wenige Daten werden gewonnen. NEAR sollte daher einen Asteroiden umrunden. 13 der 56 Raumsonden in diesem Band passierten oder umrundeten einen oder mehrere Kometen oder Planetoiden. Im europäischen Sprachgebrauch ist die Bezeichnung Planetoid (kleiner Planet) üblich. Im Amerikanischen, wo alles größer ist, dagegen Asteroid (kleiner Stern). Ein Meteorit ist ein sehr kleiner Planetoid, der auf der Erde niedergeht und dabei meist verglüht.
Das Konzept von NEAR gab es seit Längerem. Es lief unter der Bezeichnung ACE (Advanced Comet Explorer) und wurde bereits 1989 erarbeitet. ACE sollte allerdings Kometen anfliegen. Als die NASA zu Eingaben für die erste Discovery-Runde einlud, war ACE zu teuer. Die Ausschreibung ist ebenfalls eine Neuerung: Eine Mission wird nicht vom JPL vorgeschlagen, sondern es gibt eine förmliche Ausschreibung mit festem Budget und verschiedene Gruppen können Vorschläge einreichen. Die NASA selektiert in der ersten Runde die aussichtsreichen Kandidaten aus. Sie erhalten eine Vorabförderung, um das Konzept weiter auszuarbeiten. Danach selektiert man in einer zweiten Runde eine bis zwei Missionen. ACE sollte nun Asteroiden anfliegen, was die Kosten deutlich senkte. NEAR wurde gemeinsam vom Goddard Zentrum der NASA und der John Hopkins-Universität entwickelt.
NEAR ist, um die Kosten zu reduzieren, eine leichte Sonde. Sie wiegt beim Start nur ein Drittel des Mars Observers. Um das Risiko zu reduzieren, wurde, wo es ging, auf bewegliche Teile verzichtet. So ist die Hochgewinnantenne fest eingebaut, die Instrumente ebenfalls. Die Solararrays müssen daher um bis zu 40 Grad gedreht werden, damit sie zur Sonne zeigen, wenn die Sonde mit der Antenne auf die Erde ausgerichtet wird. Die Hälfte der Masse der Sonde entfällt auf das Antriebssystem. Es verwendet Hydrazin und Stickstofftetroxid. Das Hydrazin wird auch zur Lageregelung verwendet. NEAR hat die Form eines sechseckigen Prismas von 1,8 m Höhe und Durchmesser. Die Sendeleistung ist mit 5 Watt nur gering. NEAR verwendet zwei Solid-State-Rekroder aus 16 Mbit DRAM-Bausteinen, um Daten abzulegen.
Die Instrumente sind auf die Fernerkundung spezialisiert. Die Kamera besitzt einen relativ kleinen CCD-Sensor. Sie basierte auf einem Experiment, das für das SDI-Programm entwickelt wurde. Dazu kommt ein Infrarotspektrometer, dass ein Spektrum aus 64 Messpunkten anfertigt, ein Laser-Abstandsmesser zur Ermittlung der Form von Eros, ein Röntgen- und Gammastrahlenspektrometer zur Feststellung der mineralogischen Zusammensetzung durch Bestimmung der abgegebenen Gammastrahlung und Röntgenfluoreszenzstrahlung. Ein Magnetometer war an der HGA als entferntestem Punkt der Sonde montiert. Es war damit nicht empfindlich genug für schwache Magnetfelder, doch sollte Eros ein starkes Magnetfeld besitzen, so würde es das Magnetometer detektieren.
Es wurden eine Reihe von Zielen untersucht. Ursprünglich gab es den Plan, zwei Asteroiden über eine Dekade zu besuchen. Doch eine so lang dauernde Mission war mit dem Budget nicht finanzierbar. Primäres Ziel war ursprünglich der Asteroid 4660 Nereus. Ein Vorbeiflug am Kometen Encke war auch im Gespräch. Schließlich wechselte die Missionsplanung auf den Asteroiden 433 Eros. Er war deutlich größer als die anderen Ziele. Damit gab es die Möglichkeit, in einen Orbit einzuschwenken. Bei den kleineren Asteroiden erfordert das wegen der geringen Schwerkraft eine sehr aufwendige Verfolgung und Nachjustage der Bahn. Nereus und Encke sollten nur begleitet werden, ohne in einen Orbit einzuschwenken.
Eros gehört zur Klasse der Armor-Asteroiden, dies sind Marsbahnkreuzer. Eros befindet sich immer außerhalb der Erdbahn. Er ist leicht erreichbar. NEAR musste trotzdem ein Swing-By Manöver durchführen. Der Grund war, dass Eros Bahn um 10,8 Grad zur Erdbahn geneigt ist. Die nötige Inklinationsanpassung konnte die Delta-Trägerrakete nicht leisten. Die Delta schickte NEAR auf eine Bahn mit einer Entfernung von 2,17 AE, deutlich außerhalb des Orbits von Eros, der sich maximal 1,78 AE von der Sonne entfernt. Die Bahn hatte eine Umlaufszeit von 2 Jahren. Sie führte zwei Jahre nach dem Start zurück zur Erde. Ein erstes Manöver legte den Passagezeitpunkt etwas früher und sorgte für die richtige räumliche Position, um Eros zu erreichen. Der Vorbeiflug an der Erde hob die Inklination an und senkte den sonnenfernsten Punkt ab. Mit den eigenen Triebstoffvorräten musste NEAR dann den sonnennächsten Punkt auf 1,14 AE anheben. Auf der Abfangbahn näherte sich NEAR Eros, bremste nach und nach ab, um schließlich in eine Umlaufbahn um Eros einzuschwenken.
Schon vor dem Start konnte die NASA eine Erfolgsmeldung verkünden: NEAR wurde in nur 29 Monaten anstatt 36 gebaut und kostete nur 124,9 anstatt 150 Millionen Dollar. Nach dem erfolgreichen Start passierte NEAR am 27.8.1997 den Asteroiden 253 Mathilde. Es gab Diskussionen, ob man an diesem Asteroiden vorbeifliegen sollte, da dies zusätzlichen Treibstoff kostete und Mathilde nahe des sonnenfernsten Punkts der Bahn passiert wurde. In dieser Distanz reichte der Strom nur für den Betrieb eines Experiments aus. Man entschied sich für die Kamera und machte Aufnahmen beim Vorbeiflug in 1.200 km Entfernung. Mathilde war mit 66 × 48 × 46 km Größe der bisher größte von einer Raumsonde passierte Asteroid. Wenige Tage später senkte NEAR durch eine Zündung der Triebwerke am 3.7.1997 das Perihel von 0,99 auf 0,95 AE ab. Damit würde NEAR am 22.1.1998 in minimal 540 km Abstand an der Erde vorbeifliegen. Als NEAR die Erde passierte, nutzte man die Experimente für Erdbeoachtungen, um sie zu kalibrieren. Das Infrarotspektrometer wies in der Antarktis Wasser und Eis nach. Die Kamera konnte in der saudi-arabischen Wüste kreisrunde Flächen aufnehmen – in großem Maßstab bewässerte Regionen, die dunkler als der Sand sind. Damit gelang NEAR zum ersten Mal der Beweis, dass es auf der Erde hoch entwickeltes Leben gibt. Wenige Jahre vorher war ein ähnlicher Versuch mit der Raumsonde Galileo (Band 1, S. 188) noch gescheitert.
Die Erde erhöhte die Bahnneigung von 0,5 auf 10,2 Grad und das Aphel wurde auf 1,77 AE abgesenkt. Durch ihr Perihel in 0,95 AE Entfernung war NEAR nun auf einer Abfangbahn zu Eros, dessen Perihel in 1,14 AE Distanz liegt. Am 5.11.1998 nahm die Kamera zum ersten Mal Eros auf. Am 20.12.1998 sollte NEAR die Geschwindigkeit um 965 m/s steigern und damit das Perihel auf 1,15 AE anheben. Damit reduzierte sich die Relativgeschwindigkeit zu Eros drastisch und am 10.1.1999 sollte die Raumsonde in einen Orbit einschwenken. Doch die Zündungssequenz wurde abgebrochen. Die Sonde geriet in einen Safe-Mode, doch auch der war nicht stabil. NEAR versuchte über 24 Stunden vergeblich, sich korrekt auf die Sonne auszurichten. Sie verbrauchte dabei 29 kg Treibstoff. Erst nach einem Tag konnte die Lage stabilisiert werden. Durch die nahezu entladene Batterie und den Zeitverlust war an ein Einschwenken in einen Orbit um Eros nun nicht mehr möglich. Am 23.12.1998 passierte NEAR Eros in 3.827 km Entfernung. Man aktivierte Kamera und das IR-Spektrometer und erfasste in 1.026 Aufnahmen 60 % der Oberfläche. Der Auslöser des Ausfalls wurde nie dingfest gemacht. Ein Computer- oder Softwarefehler gilt als wahrscheinlichste Ursache.
Es wurde ein Alternativplan erarbeitet und NEAR durch eine Triebwerkszündung auf eine Bahn gebracht, die sie nach 13 Monaten erneut zu Eros führte. Am 14.2.2000 schwenkte der Späher als erste Raumsonde in einen Orbit um einen Asteroiden ein. Der anfängliche Orbit von 327 × 366 km Höhe wurde, nachdem mit den Instrumenten die Gestalt von Eros genauer erfasst war, sukzessive abgesenkt. Am 30.4.2000 erreichte NEAR einen kreisförmigen Orbit in 50 km Höhe. Dies war der Kartierungsorbit. Er wurde am 14.7.2000 auf 35 km Distanz für bessere Gravitationsfeldmessungen abgesenkt und danach mehrfach angehoben und abgesenkt. Der minimale Abstand zum Zentrum wurde am 25.10.2000 mit 21 km, das sind 5,4 km über der Oberfläche, erreicht. In den tiefen Orbits war NEAR nur einige Tage, da die Navigation durch die unregelmäßige Form von Eros aufwendig und riskant war.
Von den Instrumenten fiel das IR-Spektrometer schon am 30.5.2000 aus, es erfasste nur 70 Prozent der Oberfläche. Dagegen lieferte die Kamera über 160.000 Aufnahmen. Eine Änderung gegenüber bisherigen Programmen war, dass die Finanzierung keine Verlängerung vorsah. Bisher betrieb man Missionen solange, wie dies technisch möglich war. Bei NEAR lief nach Ende der Primärmission, einem Jahr im Orbit, die Finanzierung aus. Durch die Verlängerung der Mission um 13 Monate waren die Missionskosten bereits von 46,2 auf 60,8 Millionen Dollar angestiegen. So brachte die Missionskontrolle NEAR gezielt zum Absturz. Am 12.2.2001 zündet man die Lagekorrekturdüsen ein letztes Mal und NEAR stürzte zur Oberfläche. Die Gelegenheit nutzte man, um beim Abstieg noch 69 weitere Bilder aufzunehmen, die aus einer Distanz gewonnen wurden, die NEAR bisher nicht erreicht hatte. Das letzte, allerdings unvollständige, Bild stammt aus 120 m Höhe.
Bedingt durch die schwache Gravitation des nur 13 × 13 × 33 km großen Eros landete NEAR mit nur 1,6 bis 1,9 m/s. So wurde sie nicht beschädigt, ihre Hauptantenne schaute aber nicht mehr zur Erde. NEAR konnte jedoch noch mit der Rundstrahlantenne mit niedriger Bitrate senden. Die NASA bewilligte die Mittel für eine Verlängerung der Mission um 14 Tage. Dies wurde genutzt, um drei Spektren mit dem XRGS aufzunehmen, das beim direkten Kontakt mit der Oberfläche viel genauere Messungen durchführen konnte als vom Orbit aus. Am 14.2.2001 benannte man die Sonde in NEAR-Shoemaker um. Eugene Shoemaker war in den Sechzigern und Siebziger Jahren stark an den Raumsonden der NASA beteiligt. Er war Leiter des Teams, das die Kameradaten der Voyagers auswertete und wissenschaftlicher Leiter des Apollo-Programms. Er starb am 18.7.1997. Die NASA hatte schon andere Raumsonden nach der Landung umbenannt, so Pathfinder und die beiden Viking Lander.
Am 28.2.2001 war die Anschlussfinanzierung ausgelaufen und NEAR-Shoemaker wurde in einen Standby-Modus versetzt, in dem er auf weitere Instruktionen wartet. Bedingt durch die Umlaufbahn von Eros näherte sich NEAR-Shoemaker am 10.12.2002 wieder bis auf 86 Millionen km der Erde. Man nutzte die größten Antennen des DSN um die Sonde zu aktiveren, doch sie antwortete nicht mehr. Es wäre auch Zufall gewesen, da man nach der Landung die Solarzellen nicht mehr der Sonne nachführen konnte, dadurch entlud sich die Batterie.
| Datenblatt NEAR | ||
| Start: | 17.2.1996 mit Delta 7925 (D232) in eine 0,99 × 2,17 AE Sonnenumlaufbahn | |
| Ankunft: | 27.6.1997 Vorbeiflug an Asteroid Mathilde in 1.200 km Entfernung 23.1.1998 Vorbeiflug an der Erde in 540 km Entfernung 23.12.1998 Vorbeiflug an Eros in 3.827 km Entfernung 14.2.2000 Einschwenken in einen Orbit um Eros. 12.2.2001 Landung auf Eros |
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| Missionsende: | 28.2.2001 | |
| Mission: | Asteroidenorbiter | |
| Gewicht: | 805 kg beim Start, 468 kg ohne Treibstoffe | |
| Abmessungen: | 1,8 m Durchmesser | |
| Instrumente: | Fünf Experimente im Gesamtgewicht von 56 kg: | |
| • | MSI: Multispektralkamera. Kamera mit einem 50-mm-Objektiv und 168 mm Brennweite. Gesichtsfeld 2,26 × 2,90 Grad. CCD-Detektor mit 244 × 537 Pixel. Gewicht 7,7 kg. | |
| • | NIS: Nahinfrarotspektrometer: Empfindlich zwischen 0,806 und 2,732 μm. 96 Messpunkte pro Spektrum. Gesichtsfeld 0,37 × 0,74 Grad. Räumliche Auflösung 1,3 km. Gewicht: 17,5 kg. | |
| • | NLR: Laser-Abstandsmesser. Laser mit 1,064 μm Wellenlänge mit einer Bodenauflösung von 12 m in 50 km Entfernung. Gewicht 5,0 kg. | |
| • | XGRS: Gamma-/Röntgenspektrometer misst Gammastrahlen zwischen 0,1 und 10 MeV und solare / von Eros abgegebenen Röntgenstrahlen zwischen 0,5 und 10 keV Energie. Detektiert radiogene Elemente und stellt die chemische Zusammensetzung der Oberfläche mit einer Auflösung von 2 km fest. Gesichtsfeld Röntgenspektrometer: 5 Grad. Gewicht 24,0 kg. | |
| • | MAG: Magnetometer. 13 Verschiedene Messbereiche von 4 bis 65.536 nT, Auflösung je nach Meßbereich: 0,000125 bis 2 nT. Maximal 20 Vektoren/s. Gewicht 2,0 kg. | |
| • | RS: Radioscience: Bestimmt die Geschwindigkeit der Sonde auf 0,1 mm/s genau. | |
| Ergebnisse: | NEAR erfasste die Oberfläche von Eros mit mindestens 5 m Auflösung, stellenweise bis 3 m. Aus 5,4 Millionen Messungen des Laserabstandmessers entstand ein topografisches Modell mit 500 m Auflösung. Auffällig war, dass Eros nur wenige Krater hat und von einer 100 m dicken Schuttschicht bedeckt wird. Mathilde hat eine Dichte von 1,3 g/cm3, er enthält Hohlräume und gehört zum C-Typ der Asteroiden. NIS fällt nach Erfassung von 70 % der Oberfläche aus. | |
| Bilder: | 160.000 | |
| Kosten: | 124,9 Millionen Dollar Raumsonde, 43,5 Millionen Dollar Trägerrakete, 60,8 Millionen Dollar Überwachung. Gesamt 224 Millionen Dollar (Wert 1992) | |
3. Abbildung: Künstlerische Darstellung von NEAR bei Eros
4. Abbildung: Vier Ansichten von Asteroid Eros
Obwohl der Mars Global Surveyor (MGS) nicht zum Discoveryprogramm gehört, ist er im Geist des Programms entstanden. Nachdem der Mars Observer 1993 kurz vor dem Einschwenken in den Marsorbit verloren ging (Band 1, S. 198), stellte sich die Frage, wie es weiter gehen sollte. In den Instrumenten steckte viel Geld, sie waren die modernsten ihrer Zeit. Die Kamera z. B. hatte eine höhere Auflösung als jeder zivile Erderkundungssatellit. Die NASA hatte aber nicht die Mittel, die Mission erneut durchzuführen. 170 Millionen Dollar gab es vom Start weg, das war das Geld, das für die Missionsdurchführung des Mars Observers vorgesehen war.
Die Lösung war es, einen neuen Marsorbiter aus den Bauteilen zu bauen, die man noch vom Mars Observer übrig hatte. Der MGS bestand zu 80 Prozent aus diesen Teilen. Die Instrumente waren Reserveexemplare oder wurden nachgebaut. Nur so war die Raumsonde in der kurzen Frist von 26 Monaten fertigzustellen. Verwendet wurden unter anderem Bordcomputer und Hochgewinnantenne. Die wichtigste Änderung war, dass der MGS nur genügend Treibstoff hatte, um in einen elliptischen Orbit einzuschwenken. 60 Prozent der Startmasse des Mars Observers war Treibstoff. Den größten Teil benötigte er, um die anfängliche Ellipsenbahn in eine 360 km hohe Kreisbahn umzuwandeln. Der MGS würde dazu Aerobraking verwenden: Wenn ein Satellit in die obere Atmosphäre eintaucht, so bremst ihn die Reibung ab. Dabei sinkt der marsfernste Punkt, da der Satellit Energie verliert. Gleichzeitig erhitzt sich der Satellit. Diese Technik erprobte Magellan (Band 1 S. 180) in der erweiterten Mission. Für das Aerobraking wurden die zwei Solarpaneele um eine rechteckige Sektion erweitert, damit sie eine größere Fläche zum Abbremsen bieten.
Als Folge wiegt der MGS beim Start nur noch 1.062 kg anstatt der 2.573 kg des Mars Observers. Allerdings kann er nicht alle Experimente des Vorgängers transportieren, dazu ist er zu klein. Die beiden Schwersten, das IR-Spektrometer PMIRR und das Gammastrahlenspektrometer GRS, würden mit zwei weiteren Sonden zum Mars gelangen. Diese beiden Experimente wogen mehr als die fünf, die der MGS trug.
Die Reduktion der Masse bedeutete, dass der Mars Global Surveyor eine kleinere Trägerrakete für den Start benötigt. Beim Mars Observer war es eine Commercial Titan die alleine 293 Millionen Dollar kostete. Für den MGS reichte eine Delta II mit Startkosten von 52,6 Millionen Dollar aus. Insgesamt kostete der MGS 247 Millionen Dollar, ein Viertel der Kosten des Mars Observers. Geplant war eine Kartierungsmission über ein Marsjahr bis zum Januar 2000.
Die Experimente untersuchten verschiedene Fragestellungen der Geologie und Geochemie. Das Kamerasystem bestand aus zwei Kameras, einer Weitwinkelkamera und einer Telekamera. Die Weitwinkelkamera nahm einmal am Tag den ganzen Mars auf und untersuchte Wetterphänomen. Ihr Fischaugenobjektiv hatte eine starke Verzerrung zum Rand hin. Die Telekamera verwandte ein 35-cm-Teleskop und hatte die hohe theoretische Auflösung von nur 1,4 m/Bildpunkt, sechsmal besser als die besten Viking-Aufnahmen. Beide Kameras setzten Zeilen-CCD ein. Begrenzt war die Größe des Streifens nur durch den Speicher der Kamera.
Der Laserhöhenmesser sollte über ein Marsjahr eine topografische Karte des Mars erstellen. Ein Laserstrahl beleuchtete ein Gebiet von 160 m Durchmesser. Die Laufzeit des reflektierten Signals wurde gemessen. Man erhielt die Höhe dieses Gebietes mit 30 m Auflösung. Pro Sekunde werden 10 Impulse abgegeben.
Nachdem russische Sonden ein schwaches Magnetfeld beim Mars detektierten, führte man ein leistungsfähiges Magnetometer mit. Bedingt durch die marsnahe Bahn, sollte das Magnetometer ein Magnetfeld erkennen können, wenn es eines gibt. Das JPL erwartete kein durchgehendes Magnetfeld, sondern lokale Restmagnetisierungen. Um die Empfindlichkeit zu steigern, wurde es mit einem Ausleger 6 m von der Elektronik, die ein eigenes Magnetfeld erzeugte, entfernt.
Das Spektrometer TES bestand aus drei Einzelinstrumenten. Ein im mittleren Infrarot empfindlichen Spektrometer, einem hochempfindlichen Temperaturmessgerät und einem Gerät, das die Albedo, also die Menge des reflektierten Lichtes mit hoher Genauigkeit misst. Die Auflösung aller drei Instrumente betrug 3 km. Erfasst wurde mit einer Messung ein Gebiet von 9 × 6 km.
Dazu kam eine UHF-Antenne, um Daten der zeitgleich gestarteten Landapparate von Mars 96 zu empfangen. Die Antenne sollte auch die Daten des Mars Polar Landers (S. →) übertragen. Sie erlaubt je nach Entfernung Datenraten von 8 bis 128 Kbit/s. Die Daten werden im Puffer der Kamera von 12 MByte Größe abgelegt. Der im selben Startfenster gestartete Mars Pathfinder (S. →) kommunizierte dagegen direkt mit den Bodenstationen auf der Erde.
Um die Kräfte beim Aerobraking zu messen und dieses Manöver (das für die folgenden Missionen ebenfalls vorgesehen war) zu optimieren, gab es hochempfindliche Beschleunigungsmesser, die unterhalb 200 km Höhe die Kräfte maßen, die auf den Orbiter einwirkten.
Nach dem Start gab es ein Problem. Die Solarpaneele wurden entfaltet. Dabei werden sie von Federn in die Endposition gedrückt, in der Sie einrasten. Eines der beiden Paneele tat dies nicht. Es blieb in einem Winkel von 20,5 Grad stecken. Man untersuchte die Situation und führte Versuche an einem Flugmodell durch. MGS, so ergaben die Versuche, würde mit dem teilweise entfalteten Paneel arbeiten können und die Stromversorgung wäre nicht beeinträchtigt.
Nach dem Einschwenken in den Übergangsorbit von 258 × 54.021 km Entfernung stand das Aerobraking an. Gemäß Plan sollte es vier Monate dauern, in denen der Mars Global Surveyor 400-mal in die Atmosphäre eintaucht. Dafür wurde der planetennahe Punkt auf 120 km Höhe abgesenkt. Das aus der Achse gedrehte Paneel machte aber Probleme. Es drehte sich zuerst weiter Richtung Nullpunkt, dann induzierte es aber unerwünschte Bewegungen des Orbiters. Man vermutete, dass ein Element, das es in der Nullposition fixieren sollte, gebrochen war oder verloren ging. Als Folge könnte sich das Paneel über den Nullpunkt hinausdrehen oder sogar abbrechen. Die Flugkontrolle hob den marsfernsten Punkt auf 170 km an, um die Situation zu untersuchen. Sie beschloss dann, das Aerobraking weiter durchführen, sich aber Mars nicht so stark zu nähern (im Mittel 132 anstatt 105 km), sodass die beim Abbremsen auftretenden Kräfte geringer waren. Dafür dauerte die Aerobrakingphase dreimal länger bis Mai 1999.
Eine nützliche Entdeckung war, dass man die Drehung des Orbiters durch die Kräfte nutzen konnte, um ihn in eine gewünschte Richtung zu drehen, indem man ihn um 16 Grad vor dem Eintauchen nach hinten drehte. Das reduzierte den Verbrauch an Lageregelungstreibstoff für diese Phase um 800 Prozent.
In den eineinhalb Jahren im Übergangsorbit betrieb man bereits einige Instrumente. Die MOC-Kamera konnte in diesem Orbit größere Gebiete erfassen, als später im kreisförmigen Orbit. Das Magnetometer konnte das Magnetfeld untersuchen und entdeckte einige Gebiete mit eingefrorenem Magnetismus.
Am 19.2.1999 wurde das Aerobraking beendet. Am 9.3.1999 wurde der endgültige Orbit erreicht. Nun wurde die Hochgewinnantenne ausfahren. Dies wurde bisher nicht riskiert. Dabei entdeckte man ein neues Problem. Die Hauptgewinnantenne war an einem drehbaren Mast angebracht, doch der ließ sich nur wenig drehen. Man vermutete, dass sich eine Schraube gelöst hatte. Als Folge musste man während der zwei Stunden dauernden Kommunikationsverbindung, die es jeden Tag zur Erde gab, die Sonde langsam drehen, jeweils 25 Minuten in eine Richtung. Gut, dass man in der letzten Phase Treibstoff eingespart hatte.
Am 4.4.1999 begann der erste Zyklus der Kartierungsmission. Der Orbit des MGS ist ein sonnensynchroner Orbit. Er hat die Eigenschaft, dass die Marsoberfläche immer zur gleichen lokalen Uhrzeit (14:00) überflogen wird. Damit sind die Beleuchtungsverhältnisse und der Schattenwurf konstant, eine Voraussetzung für gute Bilder. Nach 26 Tagen ist der Mars Global Surveyor wieder an der Ausgangsposition.
Am 30.6.2001 fiel der Oszillator des Laserhöhenmessers aus. Er musste abgeschaltet werden. Er hatte 640 Millionen Messungen durchgeführt und eine globale Höhenkarte mit einer räumlichen Auflösung von 1 × 0,3 km Größe angefertigt.
Ursprünglich war geplant, den Orbiter nach einer zweijährigen Primärmission bis zum Verbrauch des Treibstoffs oder dem 1.1.2003 zu betrieben, je nachdem, was zuerst eintrat. Danach sollte er nur noch als Relais für die Marslander genutzt werden. Da allerdings der nächste Orbiter MCO (S. →) beim Einschwenken in den Orbit verloren ging, wurde die Mission mehrfach verlängert. Man nutzte dafür die für den MCO bewilligten Gelder. Weil der übernächste Orbiter, Mars Odyssey 2001, über kein leistungsfähiges Kamerasystem verfügte, war ein Betrieb bis zum Ankunft des MRO geplant. Die Drehung durch die Atmosphäre, die beim Aerobraking entdeckt wurde, hatte den Treibstoffvorrat, der nach den Planungen nur bis zum April 2003 reichte, deutlich gestreckt, sodass man die Mission verlängern konnte.
Ab 2003 setzte die Missionskontrolle eine Bewegungskompensation bei der Kamera ein. Inzwischen hatte man gelernt, die Kamera in Nord-Süd-Richtung genauer an die Bewegung des MGS anzupassen. Die Kamera hat bedingt durch die Bewegung um den Mars eine Auflösung, die es erlaubt, Objekte von 4 bis 5 m Größe zu erkennen. Durch die verbesserte Technik steigt diese auf 1,7 m an. Dazu rotiert man die Sonde mit der Marsoberfläche. Während eines Scans bewegt sich so die Oberfläche nur um 1,7 m weiter und man bekommt ein schärferes Bild. Indem man mehrere Zeilen kombiniert, war in der Nord-Süd Richtung eine Auflösung von 0,5 m erreichbar. Man scannte dazu die Oberfläche mehrmals, während die Bewegung der MOC relativ zur Oberfläche nahezu gestoppt wurde. In der Ost-West-Richtung bleibt die Auflösung von 1,5 m bestehen, da dies die Pixelgröße der Kamera ist. Diese aufwendige Technik wurde nur selten eingesetzt, z. B. um die Spuren der Mars Exploration Rover aufzunehmen. Etwa ein bis zwei Prozent der MOC-Bilder entstanden mit dieser Technik. Der Einsatz ist limitiert, weil dabei erheblich mehr Daten erzeugt werden und die Bilder aufwendig nachbearbeitet werden müssen.
Am 20.5.2005 übertraf die Betriebsdauer von MGS im Marsorbit die von Viking 1 Lander, der bisher die am längsten betriebene Marssonde war. Nach der Ankunft des MRO im Kartierungsorbit, Ende September 2006, hatte der MGS nur noch die Funktion als Relay und die Fotografie des Mars mit der Weitwinkelkamera. Kurz danach verlor man am 2.11.2006 den Kontakt zum MGS. Am 5.11.2006 empfing die Bodenstation noch kurz das Trägersignal, doch dann drehte sich MGS von der Erde weg. Am 21.11.2006 wurde das offizielle Ende der Mission bekannt gegeben. Bei einer nachfolgenden Untersuchung zeigte sich, dass in einer Befehlssequenz, die schon vor fünf Monaten zum Orbiter gesandt wurde, ein Fehler war und sich der MGS in eine falsche Richtung drehte. Dies führte zum Überhitzen einer Batterie und damit zum Totalausfall beider Batterien, die nach 10 Jahren Betrieb schon deutlich gealtert waren. Ohne die Batterien war der Orbiter auf der Nachtseite ohne Strom und damit ohne Steuerung und Stabilisierung seiner Lage.
| Datenblatt Mars Global Surveyor | ||
| Start: | 7.11.1996 mit einer Delta 7925 (D239) | |
| Ankunft: | 12.9.1997 Einschwenken in ersten Marsorbit von 258 × 54.021 km Höhe × 93,26 Grad Bahnneigung 9.3.2000 Endorbit in kreisförmigen Marsorbit in 378 km Höhe erreicht. | |
| Missionsende: | 2.11.2006 | |
| Mission: | Marsorbiter | |
| Gewicht: | 1.062 kg, Trockengewicht: 674 kg | |
| Abmessungen: | Zentralkörper: 3 × 1,5 × 1,5 m. 12 m Spannweite | |
| Instrumente: | Sechs Experimente im Gesamtgewicht von 75,8 kg: |
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| • | MOC: Weitwinkelkamera 140 Grad Blickwinkel, 2.048 Pixel Zeilenbreite, Auflösung 250 m bis 2 km. Telekamera 0,4 Grad Blickwinkel, 3.456 Pixel Zeilenbreite, theoretische Auflösung 1,4 m/Pixel. Bildgröße 2,8 × 2,8 bis 2,8 × 25,2 km. Gewicht 21,0 kg. |
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| • | MOLA: Laserhöhenmesser 10 Messungen pro Sekunde von je 160 m Durchmesser am Boden mit 30 m Höhenauflösung. Gewicht 25,9 kg. |
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| • | MAG/ER: Magnetometer / Elektron-Reflektometer 16 Vektoren/s mit einer Auflösung von 0,08 nT. Messung freier Elektronen mit einer Energie von 0,1 eV bis 10 keV in einem Bereich von 14 × 360 Grad. Gewicht 5,4 kg. |
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| • | TES: Gewicht 14,1 kg. Gesichtsfeld: 9 × 6 km. |
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| • | Mars Relay Experiment: UHF-Empfänger. Maximale Datenrate 128 kbit/s. Transfer der Daten von Mars 96, Mars Polar Lander. Gewicht 2,5 kg. |
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| • | RS: Radio Science: Suche nach Massenkonzentrationen, Durchleuchten der Atmosphäre nahe des Pols. Erstellung einer Gravitationskarte des Mars. | |
| Ergebnisse: | Entdeckt Restmagnetisierung der Marsoberfläche, Beobachtung von jahreszeitlichen Veränderungen über neun Jahre. Erstellt topografisches Höhenmodell des Mars, zahlreiche Detailaufnahmen unter anderem von Veränderungen durch Wasser und Eis. | |
| Bilder: | 250.000, dazu etwa 300.000 Spektren und 671 Millionen Höhenmessungen | |
| Kosten: | 247 Millionen Dollar für die Primärmission 148 Millionen Dollar Entwicklung, 52,6 Millionen Dollar Start, 46,4 Millionen Dollar Betrieb Primärmission (1996). 20 Millionen Dollar/Jahr während der Primärmission, danach 7,5 Millionen Dollar/Jahr Zusammen circa 319 Millionen Dollar. |
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5. Abbildung: Der Mars Global Surveyor vor dem Start
6. Abbildung: Rand des Valles Marineris auf einer MOC-Teleaufnahme
7. Abbildung: MOC-Weitwinkelaufnahme der Polkappe
Von 1958 bis 1988 startete Russland über hundert Mond- und Raumsonden, fast doppelt so viele Sonden wie die USA. Auch danach gab es ehrgeizige Pläne. Schon als Phobos 1 und 2 zum Mars aufbrachen, kündige die Sowjetunion ein Programm namens „Mars 2000“ an. Die bei den Raumsonden Vega und Phobos begonnene internationale Zusammenarbeit sollte erweitert werden. Im Kolumbusjahr 1992 sollten zwei Marssonden Landesonden und Ballone absetzen. 1998 sollten Bodenproben zur Erde gebracht werden. 2001 sollte ein Marsmobil abgesetzt werden.
Es gab für diese Projekte internationale Unterstützung. Neben den Staaten des Ostblocks wollten sich westeuropäische Länder, wie Frankreich, die BRD, Schweden, Finnland und die ESA beteiligen. Für sie gab es die einmalige Chance, moderne, leistungsfähige und schwere Instrumente zum Mars zu entsenden. Es sollten französische Ballone und vor dem großen 2001-er Marsmobil ein weiteres, kleineres auf der 96-er Mission mitfliegen.
Die rapide verschlechternden wirtschaftlichen Verhältnisse der Sowjetunion und die Aufteilung in unabhängige Staaten zwangen zuerst zu einer Verschiebung der 1992-er Mission auf 1994, dann auf eine Aufteilung der Doppelmission in eine Mission 1994 und eine 1996. Zuletzt wurde die 1994-er Mission ganz gestrichen, genauso wie die folgenden Missionen. Es blieb von vier Missionen noch Mars 96 übrig.
Die CNES lieferte, um Mars 96 zu ermöglichen, kostenlos Hardware wie den Bordcomputer. Die finanzielle Situation verschlimmerte sich trotzdem weiter. Schließlich zahlte die ESA 80 Millionen Dollar, damit die Mission noch 1996 starten konnte. Das Geld war für ausstehende Löhne beim Hersteller Lawotschkin und die Beschaffung der Proton Trägerrakete nötig. Die gesamte Beteiligung der ESA-Staaten betrug 290 Millionen Dollar, vor allem für die Entwicklung eigener Instrumente (so steckten 200 Millionen DM Entwicklungskosten in den beiden deutschen Kameras). Die Gesamtkosten von Mars 96 schätzte die NASA auf 1 Milliarde US-Dollar. 20 Länder, auch die USA, waren an der Mission beteiligt.
Wie bei den Phobos-Raumsonden wurde nicht gekleckert, sondern geklotzt. Mars 96 trug, da er auch die Experimente von Mars 94 mitführen musste, nicht weniger als 25 Experimente, dazu kamen zwei Penetratoren und zwei miniaturisierte Lander. Mit einer Startmasse von 6.180 kg war er nach Phobos 1 und 2 die zweitschwerste jemals gebaute Raumsonde. Wie Phobos war er zu schwer für die Trägerrakete – der eigene Antrieb würde nach der Abtrennung von der letzten Stufe Mars 96 beschleunigen, sodass nur etwa 5.160 kg die Erde verlassen. Es gibt noch höhere Massenangaben von 6.640 bis 6.827 kg Startgewicht. Die Letztere stammt vom Hersteller Lawotschkin.
Im Aufbau basiert Mars 96 auf dem bei Phobos eingeführten Bus, der jedoch deutlich leichter wurde. Er wurde um eine Mittelgewinnantenne und eine UHF-Empfangsantenne ergänzt, um mit den abgesetzten Landesonden kommunizieren zu können. Eine wichtige Änderung gegenüber früheren russischen Raumsonden war die Einführung von zwei Instrumentenplattformen. Eine für die Kameras mit hoher Ausrichtungsgenauigkeit mit eigenem Bordcomputer (der CNES) samt Massenspeicher und einer Zweiten für die Spektrometer. Russische Raumsonden hatten meist fest installierte Instrumente und die Sonden drehten sich für die Beobachtung. Die USA hatten dagegen bisher meist schwenkbare Plattformen und gingen, als Mars 96 gestartet wurde, zu fest installierten Instrumenten über.
Vergrößert wurden gegenüber Phobos die Solarpaneele und Kommunikationsantenne. Mars 96 sollte Daten im Mittel mit 65 kbit/s, maximal 130 kbit/s übertragen. Pro Tag wurden 500 Mbit Daten erwartet. Nicht adäquat für eine Raumsonde dieser Größe und Kosten, war die kurze primäre Missionsdauer von nur einem Jahr.
Die Instrumente von Mars 96 deckten zahlreiche Fachgebiete ab. Auf dem Weg zum Mars wären einige astrophysikalische Instrumente aktiv. Zahlreiche Spektrometer untersuchen die Marsoberfläche, Atmosphäre und Ionosphäre und bestimmen Temperaturen. Andere Instrumente untersuchen das solare Plasma und die Interaktion mit dem Mars. Die chemische Zusammensetzung der Atmosphäre und Oberfläche wurde mit Massenspektrometern, Gammastrahlenspektrometern und Neutronendetektoren bestimmt.
Undenkbar bei einer US-Mission jener Zeit war, dass die beiden Kameras, die einzigen Instrumente, die auch für Laien verständliche Resultate (Bilder) liefern, nicht von Russland stammten, sondern von Deutschland: die Weitwinkelkamera WAOSS, deren Entwicklung in der DDR begann und die Telekamera HRSC. Letztere lieferte nicht nur Farbaufnahmen mit 12 m Auflösung, sondern indem man neun Scanzeilen in unterschiedliche Richtung schauen lies, auch erstmals Stereoskope Bilder. Am stärksten von den europäischen Ländern war Frankreich bei den Instrumenten engagiert. Sechs der Instrumente wurden von Frankreich entwickelt, an weiteren sechs war das Land beteiligt.