Mars Reconnaissance Orbiter

Der Mars Reconnaissance Orbiter (engl. 'Mars-Umkreiser Erkundung, - Überblick'), kurz MRO, ist eine NASA-Raumsonde zur Erforschung des Planeten Mars, die am 12. August 2005 um 13:43 MESZ zum Roten Planeten aufgebrochen ist und am 10. März 2006 ihr Ziel erreichen soll. Dies ist vorerst der letzte große Orbiter, der zum Mars geschickt wurde, da alle Mars-Missionen der nächsten Jahre als Landestationen geplant sind. Die Sonde ist von Lockheed Martin gebaut worden; die meisten Instrumente stammen vom Jet Propulsion Laboratory (JPL). Die Sonde ist seit den Viking-Sonden von 1975 die schwerste US-Amerikanische Mars-Sonde, die zudem über eine sehr umfangreiche Instrumentierung verfügt. Beim Start wog sie (mit Antrieb und Treibstoff) über 2 Tonnen. Der Gesamtpreis der Mission beträgt etwa 720 Millionen US-Dollar, davon entfallen 450 Millionen auf die Sonde und ihre Instrumente, 90 Millionen auf die Trägerrakete sowie 180 Millionen auf die Missionsdurchführung der 5,5 Jahre lang dauernden Primärmission. Bei seiner Ankunft am Mars wird MRO nach Mars Global Surveyor, Mars Odyssey und Mars Express der vierte aktive Orbiter sein, der den Planeten umkreist, vorausgesetzt, die restlichen drei sind zu dem Zeitpunkt noch funktionsfähig.

Missionsziele

Mit dem Mars Reconnaissance Orbiter wird die bisher höchstauflösende Kamera in eine Mars-Umlaufbahn gebracht. Das primäre Ziel der Sonde ist die Kartografierung der Mars-Oberfläche, wobei eine Auflösung von bis zu 1 Meter pro Pixel erreicht wird. Da das Kartografieren der kompletten Oberfläche aufgrund der dabei zur Erde zu übermittelnden riesigen Datenmenge unmöglich ist, können nur ausgewählte Teile des Mars mit der höchsten Auflösung erfasst werden. Diese Auflösung übersteigt die Auflösung der bisherigen Mars-Fotos, die bei einigen Metern pro Pixel liegt. Dadurch können kleinere geologische Strukturen, wie z.B. heiße hydrothermale Quellen, in deren Nähe Leben vermutet wird, gefunden werden. Damit sind die Fotos der Sonde ideal, um nach interessanten Landestellen für zukünftige Mars-Missionen, wie 2007 eine Sonde namens Phoenix oder 2009 das Mars Science Laboratory zu suchen. Außerdem wird mit Hilfe eines Radars nach dicht unter der Mars-Oberfläche auftretenden Wasser- und/oder Eisvorkommen gesucht und die Wasservorkommen an den Polkappen werden untersucht und kartografiert. Darüber hinaus soll die Sonde für zukünftige Landemissionen als Relaisstation dienen.

Technik

MRO in einem Größenvergleich mit früheren NASA-Marssonden

Ursprünglich sollte der Mars Reconnaissance Orbiter mit einer Atlas III Rakete gestartet werden und eine Startmasse von 1.975 kg haben. Doch nachdem die neuere Atlas V Rakete 2002 ihren Erstflug erfolgreich absolviert hatte, entschied man sich dafür, die Sonde mit ihr zu starten, da sie zum Preis einer Atlas III mehr Nutzlast erlaubt. Dadurch stieg die Startmasse der Sonde auf 2.180 kg, wobei die Leermasse der Sonde 1.031 kg beträgt (davon sind 139 kg Instrumente) und 1.149 kg auf den mitzuführenden Treibstoff entfallen. Die tragende Struktur der Sonde ohne jegliche Geräte wiegt 220 kg und besteht aus leichten aber festen Werkstoffen wie Titan, Kohlenstofffaser-Verbundwerkstoffen und Aluminium in Honigwabenbauweise. Die Struktur muss Startbeschleunigungen von 5 g standhalten können, was dem fünffachen Eigengewicht der Sonde (also 10.900 kg) entspricht.

Energieversorgung

Solarpanels des MRO in der Montagehalle

Die Stromversorgung des Orbiters erfolgt allein durch zwei jeweils 5,35 m lange und 2,53 m breite Solarpanels. Die Solarpanels können unabhängig voneinander sowohl hoch und runter bewegt, als auch um die eigene Achse rotiert werden. Auf der Vorderseite jedes Solarpanels sind 9,5 m² Fläche jeweils mit 3.744 einzelnen Solarzellen bedeckt. Die sehr effizienten triple junction Solarzellen haben einen Wirkungsgrad von 26 %, d.h. sie können 26 % der Energie des einfallendes Sonnenlichts in Elektrizität umwandeln. Die Solarzellen sind so angeschlossen, dass sie eine konstante Spannung von 32 V liefern, auf die die Instrumente der Sonde ausgelegt sind. Die gesamte Energieausbeute der beiden Solarpanels im Mars-Orbit beträgt rund 2.000 Watt (im Erdorbit läge die Energieausbeute bei 6.000 Watt).

Der Mars Reconnaissance Orbiter führt zwei wiederaufladbare Nickelmetallhydridbatterien an Bord. Die Batterien werden zur Stromversorgung während der Flugphasen genutzt, in welchen die Solarpanels keine Sonnenenergie liefern. Dies geschieht beispielsweise beim Start, beim Einschwenken in die Marsumlaufbahn, bei den Aerobraking-Manövern oder wenn die Sonde in den Marsschatten eintritt. Jede Batterie hat eine Kapazität von 50 Amperestunden. Da die zur Verfügung stehende Spannung mit dem fortschreitenden Entladen der Batterie fällt und bei einem Absenken der Spannung auf etwa 20 V der Bordcomputer sich abgeschaltet, kann die Sonde nur etwa 40 % der Batteriekapazität nutzen.

Elektronik

Das Herz des MRO-Bordcomputers ist ein 133 MHz schneller, aus 10.4 Millionen Transistoren bestehender, 32-bit RAD-750 Prozessor. Der Prozessor ist im Grunde ein gegen Strahlung gehärteter PowerPC-750 G3 und ist der Nachfolger des RAD6000-Prozessors, der beispielsweise in den Mars-Rovern Spirit und Opportunity Verwendung findet. Obgleich die Geschwindigkeit des Prozessors mit 133 MHz im Vergleich zu heutigen Home-PCs als sehr niedrig erscheint, ist das zur Zeit der schnellste Prozessor, der im strahlungsübersäten und von Sonnenstürmen heimgesuchten Weltraum, fernab des schützenden Magnetfeldes der Erde zuverlässig arbeiten kann.

Zur Datenspeicherung verfügt der MRO über 160 Gbit (20 GB), die auf mehr als 700 einzelne Flash-Speicherchips mit einer Kapazität von je 256 Mbit verteilt sind. Die Speicherkapazität der Sonde ist im Vergleich zu einem Bild der HiRISE-Kamera, das bis zu 28 Gbit groß sein kann, nicht besonders hoch.

Der Bordcomputer setzt ein VxWorks Echtzeitbetriebssystem ein, das für seine Schnelligkeit und Zuverlässigkeit bekannt ist und bereits in vielen Raumfahrtmissionen, wie z.B. in Spirit und Opportunity zum Einsatz kam.

Kommunikation

Hochgewinnantenne des MRO

Zur Kommunikation mit der Erde verfügt der MRO über eine Hochgewinnantenne (High-Gain-Antenna – HGA) mit einem Durchmesser von drei Metern, mit der Datenübertragungsraten von bis zu 6 MBit/s erreicht werden können. Die Antenne ist beweglich und kann punktgenau auf die Erde ausgerichtet werden. Die Sonde sendet im X-Band auf einer Frequenz von 8 GHz mit einer Leistung von 100 Watt, außerdem ist eine experimentelle Kommunikation in dem Ka-Band mit 32 GHz und 35 Watt geplant. Mit der höheren Sendefrequenz kann eine höhere Datenübertragungsrate erreicht werden. Sollte sich die Kommunikation im Ka-Band bewähren, werden zukünftige Raumsonden mit der neuen Übertragungstechnologie ausgestattet. Die Sonde verfügt über zwei Verstärker für das X-Band (der zweite ist für den Fall, dass der erste versagt) und einen Verstärker für das Ka-Band. Nach dem Ende der primären Mission sollen mit der Antenne etwa 34 Terabit an wissenschaftlichen Daten zur Erde übertragen worden sein (dies ist mehr, als die Datenmenge aller bisherigen planetaren Raumsonden zusammen), wobei pro Tag rund 10-11 Stunden lang Datenübertragung mit einer durchschnittlichen Datenrate von 0,5 bis 4 Mbit/s stattfindet.

Datenmenge des MRO im Vergleich zu früheren Raumsonden

Für den Fall, dass die Hochgewinnantenne nicht eingesetzt werden kann, verfügt der MRO über zwei Niedriggewinnantennen (Low-Gain-Antenna – LGA). Die Antennen befinden sich auf der HGA-Schüssel, eine auf der Vorderseite und eine auf der Rückseite. Um mit der Erde zu kommunizieren, brauchen die Niedriggewinnantennen nicht darauf ausgerichtet zu werden, erreichen dafür aber auch nur niedrige Datenraten. Da die Sonde über zwei dieser Antennen verfügt (jeweils eine deckt einen vollen Halbkreis ab), kann sie aus einer beliebigen Lage Signale sowohl senden als auch empfangen. Die Antennen werden während des Starts und beim Eintreten in die Marsumlaufbahn verwendet, dienen aber auch einer Absicherung der Kommunikation in einem Notfall.

Außerdem verfügt der MRO über eine Electra-UHF-Kommunikationsanlage, mit deren Hilfe die Sonde mit anderen Marssonden kommunizieren soll, wie dem 2008 am Mars ankommenden Phoenix-Lander oder 2010 dem Mars Science Laboratory. Dadurch können die Daten der Landemissionen durch den MRO zur Erde weitergeleitet werden. Außerdem kann durch die Messung von Signallaufzeiten die genaue Position der Lander auf der Marsoberfläche bestimmt werden.[1]

Antriebssystem

Der MRO verwendet ein Antriebsystem, das katalytisch zersetztes Hydrazin als einzigen Treibstoff verbrennt und daher keinen Oxidator mitführt. Der aus Titan bestehende Tank der Sonde mit einem Volumen von 1.175 Liter kann maximal 1.187 kg Treibstoff aufnehmen, wobei jedoch nur 1.149 kg Treibstoff mitgeführt werden, um die maximale Nutzlast der Trägerrakete nicht zu überschreiten. Diese Treibstoffmenge würde ausreichen, um die Geschwindigkeit der Sonde um 1.400 km/s zu ändern. Über 70 % des Treibstoffs wird beim Einschwenken in die Marsumlaufbahn verbraucht, da hier die Sonde stark abgebremst werden muss, um von der Anziehungskraft des Mars eingefangen zu werden. Um den Treibstoff unter Druck zu setzen, wird Helium-Gas verwendet, das in einem externen unter Hochdruck stehendem Tank gelagert wird.

Das Antriebssystem der Sonde besteht aus 20 Triebwerken, in drei verschiedenen Größen:

Sechs große Triebwerke, die jeweils 170 N Schub erzeugen (insgesamt 1.020 N). Diese Triebwerke werden für den Einschuss in die Marsumlaufbahn verwendet.
Sechs mittelgroße Triebwerke, die jeweils 22 N Schub erzeugen. Diese Triebwerke werden zur Korrekturen der Flugbahn eingesetzt und um die Sonde beim Einschuss in die Marsumlaufbahn auf dem richtigen Kurs zu halten.
Acht kleine Triebwerke, die jeweils 0,9 N Schub erzeugen. Sie werden für die Lageregelung des MRO während der normalen Operationszeit, als auch während des Eintritts in die Marsumlaufbahn und während Flugbahnkorrekturen eingesetzt.

Außerdem werden zur präzisen Lageregelung vier Drallräder eingesetzt, insbesondere bei hochauflösenden Aufnahmen, wo bereits die kleinste Bewegung eine Unschärfe in dem Bild hervorruft. Jedes Rad wird für jeweils eine Bewegungsachse verwendet, das vierte Rad gilt als Reserve, sollte eins der übrigen drei ausfallen. Ein einzelnes Drallrad wiegt 10 kg und kann mit bis zu 6.000 Umdrehungen pro Sekunde rotieren.

Navigationssystem

Navigationssysteme und Sensoren liefern Informationen zur Position, Kurs und Ausrichtung der Sonde während des Flugs. Diese Daten sind entscheidend, um genaue Manöver auf dem Weg zum Mars ausführen zu können, um die Solarpanels auf die Sonne und um die Antenne auf die Erde ausgerichtet zu halten. Außerdem muss die Lage der Sonde sehr genau kontrolliert werden, um unverschwommene hochauflösende Aufnahmen der Marsoberfläche machen zu können. Für diese Zwecke verfügt das Navigationssystem über mehrere Sensoren und Instrumente:

16 Sonnensensoren (acht davon sind als Reserve gedacht) sind auf allen Seiten der Sonde angeordnet. Die Sensoren sind sehr einfach aufgebaut und liefern als Antwort nur ob sie die Sonne sehen oder nicht. Aus den Daten einzelner Sensoren errechnet der Computer dann die ungefähre Position der Sonne. Sollte die Sonde die Orientierung verlieren, sind diese Sensoren ausreichend, um die Solarpanels auf die Sonne auszurichten und damit die Stromversorgung zu gewährleisten. Allerdings können sie nicht zu einer genauen Ausrichtung der Sonde auf die Erde und auf den Mars genutzt werden.
Zwei Star Tracker (eins dient als Reserve) zur genauen Ausrichtung sowohl auf die Sonne, als auch auf die Erde und den Mars. Ein Star Tracker ist eine kleine Kamera, die Digitalbilder der Sterne aufnimmt. Diese Bilder werden mit den im Bordcomputer gespeicherten Daten Tausender von Sternen verglichen. Hat der Star Tracker die Sterne auf dem Bild identifiziert, weiß der Computer sehr genau, wo und in welcher Ausrichtung sich die Sonde befindet. Der Star Tracker nimmt zehn Bilder pro Sekunde auf.
Zwei Inertial Measurement Units (eins dient als Reserve), bestehend aus jeweils drei Gyroskopen und drei Beschleunigungsmesser. Dabei wird je ein Gyroskop und ein Beschleunigungsmesser pro Bewegungsachse verwendet. Die Gyroskope werden zur Messung der Drehgeschwindigkeit der Sonde eingesetzt (z.B. bei der Drehung zur Lageregelung) und die Beschleunigungsmesser zur Messung der Beschleunigung (z.B. beim Feuern von Triebwerken). Zudem wird bei dem Experiment Atmospheric Structure Investigation Accelerometers mit Hilfe der Beschleunigungsmesser die Bremswirkung der oberen Atmosphärenschichten während des Aerobrakings gemessen. Dies gibt Aufschluss über die Dichte und Struktur der oberen Atmosphäre.

Außerdem verfügt der MRO mit der Optical Navigation Camera über ein Experiment zur optischen Navigation für einen genaueren Einschuss in die Marsumlaufbahn. Dazu werden die Mars-Monde Phobos und Deimos 30 bis zwei Tage vor der Ankunft der Sonde am Mars fotografiert, um so die genaue Position der Sonde festzustellen. Die Optical Navigation Camera ist zum sicheren Eintreten des MRO in die Umlaufbahn nicht notwendig. Sollte dieses Experiment jedoch positive Ergebnisse liefern, wird diese Art von Navigation bei zukünftigen Landemissionen eingesetzt, die mit einer sehr hohen Präzision am Mars ankommen müssen, um die sehr genau festgelegten Landestellen nicht zu verpassen.[2]

Instrumente

HiRISE Kamera (NASA)

HiRISE Kamera bei den Startvorbereitungen

Vergleich der HiRISE-Kamera mit der MOC-Kamera des Mars Global Surveyors

CRISM Experiment (NASA)

An Bord des MRO befinden sich sowohl sechs wissenschaftliche Instrumente, als auch einige technische Experimente, wie die Ka-Band Kommunikation, Electra-Kommunikationsanlage und optische Navigationskamera. Die technischen Experimente wurden in dem Abschnitt Technik beschrieben, hier sollen die wissenschaftlichen Instrumente vorgestellt werden.

High Resolution Imaging Science Experiment (HiRISE): Das größte und wichtigste Instrument an Bord von Mars Reconnaissance Orbiter ist das HiRISE, das aus einer hochauflösenden Fotokamera von 1,40 m Länge, mit einem Durchmesser von 50 cm besteht und einem Blickwinkel von 1,15°. Die Kamera wiegt etwa 65 kg und vermag aus 300 km Höhe Aufnahmen mit einer maximalen Auflösung von 20-30 cm pro Pixel zu liefern. Die Kamera verfügt über einen internen 28 GBit Speicher, um die Aufnahmen zwischenzuspeichern, bevor sie an den Bordcomputer weitergegeben werden. Die Entwicklungskosten für das HiRISE lagen bei etwa 35 Millionen Dollar.[3]

Context Camera (CTX): CTX ist ebenfalls eine Kamera, die jedoch mit einer geringeren Auflösung von etwa sechs Metern arbeitet. Sie soll dazu dienen, Teile vom Mars zu kartografieren, aber vor allem die Daten der hochauflösenden HiRISE Kamera richtig in den globalen Kontext einfügen zu können.[4]

Mars Color Imager (MARCI): MARCI besteht aus einer Weitwinkelkamera und einer Telekamera, die überwiegend zur Untersuchung der Mars-Atmosphäre eingesetzt werden. MARCI ist eine Kopie der mit dem Mars Climate Orbiter 1999 verlorengegangenen Kamera. Die Kameras verfügen über sieben Spektralkanäle, mit deren Hilfe die Atmosphäre nach verschiedenen Elementen durchsucht wird. Außerdem wird die Kamera eingesetzt, um tägliche Wetterberichte vom Mars zu liefern.[5]

Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars (CRISM): CRISM ist ein Spektrometer, mit dem die komplette Mars-Oberfläche nach Vorkommen von unterschiedlichen Mineralien gescannt wird. Dafür verfügt CRISM über 560 verschiedene Spektralkanäle, womit gezielt nach bestimmten Mineralien gesucht werden kann. Dabei geht es vor allem um die Mineralien, die bei einem Kontakt mit Wasser entstehen können, wie z.B. Hematit. CRISM soll zunächst die gesamte Mars-Oberfläche mit einer Auflösung von 100-200 m scannen, um dann Gebiete auswählen zu können, die mit einer höheren Auflösung erfasst werden (maximal bis 18 m). Die Entwicklungskosten für dieses Instrument betragen 17,6 Millionen Dollar.[6]

Mars Climate Sounder (MCS): MCS ist ein Experiment zur Untersuchung der Mars-Atmosphäre. Im Gegensatz zu anderen Instrumenten, die alle senkrecht nach unten schauen, sind die Kameras von MCS auf den Horizont ausgerichtet. MCS verfügt über neun Spektralkanäle und soll die Verteilung von Staub und Wasserdampf in der Atmosphäre studieren. Außerdem wird die Veränderung der Lufttemperatur und des Luftdrucks erfasst. Aus den Daten des MCS soll eine dreidimensionale Karte der Mars-Atmosphäre mit Staub, Wasserdampf, Druck und Temperaturverteilungen bis in 80-100 km Höhe entstehen.[7]

Shallow Radar (SHARAD): Das SHARAD-Experiment wird von der Italian Space Agency (ASI) bereitgestellt und soll mit Hilfe eines Radars nach unter der Marsoberfläche auftretenden Wasser- und/oder Eisvorkommen suchen. SHARAD ist der Nachfolger des auf der 2003 gestarteten europäischen Mars Express Raumsonde eingesetzten MARSIS-Experimentes. Da es jedoch mit Frequenzen von 15-25 MHz in einem etwas anderem Frequenzbereich arbeitet, können sich die Ergebnisse beider Geräte gegenseitig ergänzen. SHARAD kann bis zu einem Kilometer tief in die Marskruste eindringen, hat eine horizontale Auflösung von 0,3 bis 3 km und eine vertikale Auflösung von 15 m. Das bedeutet, dass das Objekt mindestens diese Dimensionen haben muss, um beobachtbar zu sein. Mit SHARAD sollen sich Wasservorkommen unter der Marsoberfläche bis in 100 m Tiefe finden lassen.[8]

Ablauf der Mission

Start des Mars Reconnaissance Orbiters

MRO während des Aerobraking-Manövers (künstlerische Darstellung)

Der Mars Reconnaissance Orbiter sollte am 10. August 2005 mit einer Atlas V(401) Rakete von Cape Canaveral aus gestartet werden. Aufgrund technischer Probleme mit der Trägerrakete wurde der Start zunächst auf den 11. August verschoben. Auch dieser Starttermin konnte aufgrund von Problemen mit der Centaur-Oberstufe nicht gehalten werden. Der Start erfolgte dann im dritten Versuch am 12. August um 13:43 Uhr MESZ. Die Raumsonde wurde 57 Minuten und 54 Sekunden nach dem Start von der Centaur-Oberstufe abgetrennt, drei Minuten später konnte über eine japanische Antenne im Uchinoura Space Center der Kontakt zu der Sonde aufgebaut werden. 14 Minuten nach dem Abtrennen wurde das Ausfahren der großen Solarpanels erfolgreich beendet.

Der etwa 500 Millionen Kilometer lange Weg zum Mars soll ungefähr sieben Monate dauern, die Ankunft ist für den 10. März 2006 geplant. Um die Raumsonde auf ihrem Weg zu steuern, sind fünf Kurskorrekturmanöver geplant. Das erste Manöver erfolgt 15 Tage nach dem Start unter Verwendung der großen 170 N Triebwerke. Die restlichen Kurskorrekturen nutzen die kleineren 22 N Triebwerke, wobei das zweite Kurskorrekturmanöver am 17. November, das dritte 40 Tage vor der Ankunft und das vierte zehn Tage vor der Ankunft stattfindet. Das fünfte Kurskorrekturmanöver ist optional und kann 24 bis sechs Stunden vor dem Eintritt in die Marsumlaufbahn erfolgen.

Beim Eintritt in die Marsumlaufbahn werden die großen Triebwerke der Sonde für circa 25 Minuten gezündet. Es ist geplant in einen elliptischen 300 × 44.500 km Orbit einzuschwenken. Etwa eine Woche nach der Ankunft am Mars sollen die Aerobraking-Manöver in der Mars-Atmosphäre beginnen, wobei die Umlaufbahn sukzessiv zu einer etwa 255 × 320 km hohen nahezu polaren sonnensynchronen Bahn mit einer Umlaufszeit von 112 Minuten reduziert wird. Die Manöver dauern etwa sechs Monate und müssen vor der Sonnenkonjunktion am 7. Oktober 2006 beendet sein, die noch bis zum 8. November 2006 andauert. In diesem Zeitraum befindet sich die Sonne direkt zwischen dem Mars und der Erde, so dass nur eine eingeschränkte Kommunikation des Orbiters mit der Erde stattfinden kann. Anschließend wird der Mars Reconnaissance Orbiter nach weiteren kleineren "Checks" für wissenschaftliche Arbeiten zur Verfügung stehen.

Die primäre Mission der Sonde am Mars dauert vier Jahre, davon soll zwei Jahre lang vom November 2006 bis Dezember 2008 sowohl der Mars mit der HiRISE-Kamera kartografiert, als auch mit den übrigen Instrumenten untersucht werden. Die nächsten zwei Jahre soll der Orbiter als eine Plattform zur Kommunikation zwischen zukünftigen Landemissionen und der Erde dienen. Die Primärmission endet am 31. Dezember 2010. Sollte die NASA die Sonde nach dem Ende der Primärmission weiter einsetzen wollen, sollte der bordeigene Treibstoff ausreichen, um MRO mindestens weitere fünf Jahre als Kommunikationsplattform betreiben zu können.

Weblinks

Siehe auch: Liste der unbemannten Raumfahrtmissionen