Benutzer:Nova13/Baustelle 1

Bei Cassini-Huygens handelt es sich um eine Mission zweier Raumsonden zur Erforschung des Planeten Saturn und seines Mondes Titan. Bei Cassini handelt es sich um einen Orbiter, der von der NASA gebaut wurde und die Objekte aus einer Umlaufbahn heraus untersucht. Aufgrund der dichten und schwer zu durchdringenden Atmosphäre wurde Huygens (konstruiert von der ESA) als Lander konzipiert, der von Cassini abgekoppelt wurde, auf Titan landete und den Mond so mittels direkten Messung in der Atmosphäre und Oberfläche erforschte.

Die beiden Sonden, welche aneinander gekoppelt waren, wurden am 15. September 1997 vom Launch Complex 40 auf Cape Canaveral mit einer Titan-IVB-Rakete gestartet. Am 1. Juli 2004 schwenkte Cassini in die Umlaufbahn von Saturn ein und am 14. Januar 2005 landete Huygens drei Wochen nach der Trennung von Cassini auf Titan und sandte 72 Minuten lang Daten.

Vorgeschichte

Eine Mission zu Saturn und Titan wurde schon kurz nach dem Erfolg der beiden Voyger-Sonden in Betracht gezogen. Im Jahre 1983 wurde eine Studie des ‘‘Solar System Exploration Committee‘‘ vorgestellt, die vier Planetenmissionen bis zum Jahr 2000 vorsah. Neben der Cassini-Mission (damals noch als ‚‚Saturn Orbiter/Titan Probe‘‘-Programm bezeichnet) entstanden so auch die Magellan-Raumsonde und Mars Observer. Zu beginn des Projekts strebte man eine standardisierte und modularisierte Konstruktionsweise an, um so später kostengünstig weitere Sonden für das äußere Sonnensystem bauen zu können. Aufgrund des schrumpfenden Budgets konnten spätere Missionen allerdings nicht mehr finanziert werden, so dass der zusätzliche Aufwand für die Standardisierung der Sonde die späteren Einsparungen nicht mehr rechtfertigen konnte. Verschärft wurde das Problem durch immer neue notwendige Änderungen an der Konstruktion, so dass man wieder zur konventionellen, maßgeschneiderten Bauweise überging. Die Notwendigkeit der Cassini-Mission selbst wurde mehrfach in Frage gestellt, woraufhin die NASA ausländische Partner in das Projekt brachte um kosten zu sparen. Im Jahre 1986 erhielt die Sonde dann den Namen Cassini, benannt nach Giovanni Domenico Cassini, der die Saturnmonde Iapetus, Rhea, Dione, Tethys entdeckte. 1988 entschied sich die ESA dann zur Teilnahme an dem Projekt, indem sie die Landesonde für Titan beisteuerte, welche nach Christian Huygens benannt ist, der den Mond entdeckte und die Saturnringe erstmals korrekt verstand.

Kosten

Die Kosten werden von der NASA wie folgt in US-Dollar angegeben^[1]:

Entwicklung vor dem Start: 1,422 Mrd. $
Missionsunterstützung: 710 Mio. $
Missionsverfolgung: 54 Mio. $
Trägerplattform: 442 Mio. $
Zahlungen der ESA: 500 Mio. $ (davon ca. 120 Mio. € aus Deutschland^[2])
Zahlungen der ASI: 160 Mio. $

Gesamtkosten: 3,288 Mrd. $

Technik des Cassini-Orbiters

Hinweis: Dieser Abschnitt befasst sich nur mit dem Cassini-Orbiter. Informationen zur Technik von Huygens befinden sich in einem separaten Abschnitt.

Mit einer Startmasse von 5364 kg (davon 3132 kg Treibstoff) ist Cassini die schwerste US-amerikanische Raumsonde die jemals gebaut wurde. Ihre zylinderförmige 6,7 Meter hohe und 4 Meter breite Zelle besteht hauptsächlich aus Aluminium und ist in verschiedene Ebenen eingeteilt (von unten nach oben: Antrieb , untere Ausrüstungsebene plus Energieversorgung, obere Ausrüstungsebene, Kommunikation). Aufgrund der Flugbahn der Sonde kommt ist ein komplexes Klimasystem integriert worden, das die Einsatzfähigkeit sowohl bei Venus als auch bei Saturn sicherstellt. Während des Swing-by-Manövers bei Venus muss die Cassini aufgrund der geringen Distanz zur Sonne gekühlt werden, was durch goldbeschichtete Mylar-Folie^[3] auf der sonnenzugewandten Seite und Radiatoren auf der sonnenabgewandten Seite der Sonde realisiert wurde. Bei Saturn ist die Sonnenstrahlung allerdings so gering, dass eine Beheizung der Elektronik und der wissenschaftlichen Instrumente notwendig wird. Dies geschieht primär durch die Nutzung der Abwärme der drei Radionuklidbatterien, sekundär durch kleine Heizwiderstände.

Auf der anschließenden Grafik sind einige Komponenten von Cassinis nicht-wissenschaftlichen Systemen hervorgehoben. Durch anklicken der Bezeichnung oder der markierte Region gelangt man zum entsprechenden Textabschnitt.

Energieversorgung

Aufgrund der großen Distanz zur Sonne bei Saturn wurden bei Cassini drei Radionuklidbatterien (Bezeichnung: „GPHS RTG“) zur Energieversorgung eingesetzt, da Solarzelle deutlich ineffektiver gewesen wären. Befüllt sind die 56 kg schweren Batterien mit je 12,2 kg Plutoniumdioxid (davon 9,71 kg Pu²³⁸), welches durch seinen radioaktiven α-Zerfall (Halbwertzeit: 87 Jahre) pro Batterie 4400 Watt Wärmeenergie freisetzt^[4]. Diese Wärme wird mittels Silizium-Germanium-Thermoelementen mit einer Effizienz von 7% in elektrische Energie umgewandelt^[5]. Die elektrische Leistung pro Batterie betrug beim Start 285 Watt und nimmt seit dem pro Jahr um 3,1%^[4] ab, da die Aktivität des Plutoniums stetig abnimmt und die Thermoelemente durch Abnutzung immer ineffizienter werden.

Um eine Kontamination der Umwelt mit radioaktivem bei einem ungeplanten Wiedereintritt in die Erdatmosphäre, zum Beispiel nach dem Versagen der Trägerrakete, zu verhindern wurde ein mehrschichtiges Sicherheitssystem implementiert. So ist das Plutonium in eine Keramikmatrix eingebettet^[5], welches bei mechanischer Belastung kaum in feinen Staub zerfällt, sondern eher in größere Bruchstücke, das sich nicht in der Lunge anlagern könnte. Außerdem kann das Material der Hitze beim Wiedereintritt widerstehen ohne zu verdampfen und reagiert chemisch kaum mit anderen Stoffen wie Luft oder Wasser. Innerhalb der Batterie ist die Plutonium-Keramik in 18 einzelnen Kapseln untergebracht, die alle über ein eigenes Hitzeschild und aufprallsicheres Gehäuse verfügen^[5]. Innerhalb dieser Kapsel ist die Keramik von mehreren Lagen unterschiedlicher Materialien umgeben (darunter Iridium und Graphit), die durch ihren hohen Schmelzpunkt und ihre große Resistenz gegenüber Korrosion den Austritt radioaktiver Stoffe nach einem Aufschlag verhindern sollen^[5]. Die Äußerste Schutzbarriere besteht aus einer Kohlefaserummantelung und dem Aluminiumgehäuse.

Für die Energieverteilung ist das Power and Pyrotechnic Subsystem (PPS) zuständig. Es sorgt für die Erzeugung der Bordspannung von 30 Volt Gleichstrom und initiiert pyrotechnische Vorgänge, zum Beispiel die Abtrennung von der Centaur-Oberstufe. Der Strom wird über ein Kabelsubsystem (Cabling Subsystem, CABL) verteilt, das aus über 20000 Kabelverbindungen besteht und ca. 1630 Verbindungsknoten besitzt^[6]. Insgesamt wurden über 12 Kilometer an Kabelsträngen im Cassini-Orbiter verbaut. Die Verkabelung ist elektrisch vollständig passiv und besitzt keine Leistungselektronik oder Komponenten zur Datenverarbeitung, womit es ausschließlich der Stromführung und dem Datentransfer dient.

Elektronik

Die beiden wichtigsten Elemente der Elektronik sind die zwei SSD-Massenspeicher und der Engineering Flight Computer (EFC) von IBM^[7], welcher für alle Steuerungsaufgaben innerhalb der Sonde zuständig ist. Er verfügt über insgesamt 58 Mikroprozessoren^[8], darunter einer vom Typ MIL-STD-1750A. Dieser Prozessor wurde bereits in mehreren Militärsystemen (u.a. Northrop B-2, General Dynamics F-16 und Hughes AH-64) zum Einsatz und wurde das erste mal für eine Raumfahrtmission genutzt. Er basiert auf einer 16-Bit-Architektur, weisteine Rechenleistung von 1,7 MIPS auf und verfügt intern über 8 KBit Speicher^[9]. Der Arbeitsspeicher ist 32 Mbit groß und besteht aus SRAM-Speicherzellen, die gegenüber konventionellen SDRAM-Zellen zwar wesentlich weniger Kapazität aufweisen, jedoch strahlungsresistenter sind und höhere Datenraten erlauben.

Die beiden Massenspeicher (Solid State Recorder, SSR genannt) basieren zum ersten mal in der Raumfahrtgeschichte nicht auf Magntebändern, sondern auf DRAM-SSD-Technologie^[10]. Gegenüber den Magnetbändern weist die eingesetzte SSD-Architektur folgende Vorteile auf^[10]:

Höhere Zuverlässigkeit (keine beweglichen Teile)
Simultanes lesen und schreiben
Geringere Zugrisszeiten
Höhere Datrenrate
Geringerer Energiebedarf

Jeder Rekorder besitzt eine Speicherkapazität von 2,56 GBit, wobei 560 Mbit zur Speicherung von Prüfsummeen reserviert ist^[10]. Aufgeteilt sind die Rekorder in jeweils 640 DRAM-Zellen mit je 4 Mbit Speicherplatz, welche simultan mit einer Datenrate von 2 Mbit ausgelesen und beschrieben werden können^[10]. Aufgrund der intensiven Strahlung im offenen Weltraum und im Jupitersystem sind Fehler in den Speicherzellen unvermeidlich, weswegen hardwareseitig ein Fehlererkennungs- und Korrektursystem integriert wurde, dass fehlerhafte Speicherbereich erkennt, soweit wie möglich Daten wiederherstellt und die Speicherstelle als defekt kennzeichnet^[10]. Die Gate Arrays verfügen über eine Logik für den Boundary Scan Test um Übertragungs- und Formatfehler mit einer Wahrscheinlichkeit von über 99% erkennen. Bei dem Systementwurf wurde eingeplant, dass bis zum Ende der Mission ca. 200 Mbit an Speicherplatz durch Strahlung und Abnutzung verloren gehen wird. Jeder SSR wiegt 13,6 kg ist 0,014 m groß und verbraucht 9 Watt Strom^[10].

Die SSR- und EFC-Komponenten sind zusammen mit anderen elektronischen Bauteilen im zylinderförmigen Electronic Packaging Subsystem (EPS) untergebracht, welches sich in der oberen Ausrüstungsebene direkt unter der Antennensektion befindet. Das EPS ist in 12 standardisierte Module unterteilt, welche die enthaltenen elektrischen Systeme vor Strahlung und Störausstrahlung der benachbarten Elektronik schützt. Außerdem sorgt es mit einem Temperaturkontrollsystem dafür, dass die Komponenten innerhalb ihrer Temperaturspezifikationen arbeiten und keinen Schaden durch Unterkühlung oder Überhitzung nehmen.

Kommunikation

Die Radiosignale zur Kommunikation mit Cassini werden von dem Radio Frequency Subsystem (RFS) erzeugt. Kern des Systems sind zwei Wanderfeldröhren-Verstärker mit einer Leistung von je 20 Watt. Die können gleichzeitig eingesetzt werden um die Sende- und Empfangsleistung zu erhöhen, können aber auch alleinstehend arbeiten, wenn ein Verstärker defekt ist (Prinzip der Redundanz)^[11]. Doppelt vorhanden sind auch die Baugruppen Telemetriekontrolle, Signalverarbeitung und Transponder^[11]. Weitere Komponenten sind ein hochstabieler Oszillator, ein Diplexer und eine Schaltung zur Ansteuerung der Antennen^[11].

Übertragen werden die erzeugten Signale anschließend über das Antenna Subsystem (ANT). Wichtigster Bestandteil ist die Hochgewinnantenne (HGA) auf der Spitze der Sonde die als Cassegrain-Parabolantenne ausgeführt ist. Sie misst im Durchmesser 4 Meter und wurde von der italienischen Raumfahrtagentur "Agenzia Spaziale Italiana" bereitgestellt^[12]. Des Weiteren sind zwei Niedriggewinnantennen (LGA) vorhanden, die an der Spitze des HGA-Subreflektors und am anderen Ende der Sonde angebracht sind, so dass bei jeder Fluglage Daten übertragen werden können. Da die Datenrate aufgrund der kompakten Antennenkonstrukrion nur sehr gering ausfällt ist sie hauptsächlich als Notfalllösung gedacht, wenn die HGA nicht auf die Erde Ausgerichtet werden kann. Während der Marschflugphase wurden die Antennen auch zur planmäßigen Kommuniaktion genutzt, da für die kurzen routinemäßig durchgeführten Systemchecks keine hohen Datenraten nötig waren. Hierdurch sparte man den Treibstoff, der nötig gewesen wäre um die Hauptantenne auf die Erde auszurichten.

Da die HGA-Antenne neben der Kommunikation auch Kapazitäten für einige wissenschaftliche Radioexperimente bieten muss, ist deren Aufbau wesentlich komplexer als bei anderen Raumsonden. Es folgt eine Übersicht der verwendeten Frequenzen und Systeme.

Antenne	Frequenzband	Mittenfrequenzen	Bandbreite / Antennengewinn	Übertragungs- richtung	Assoziertes System	Aufgaben
HGA
	S-Band
		2040 MHz	10 MHz / 35 dBi	Empfang	RFS	Kommunikation mit Huygens
		2098 MHz		Empfang	RFS	Kommunikation mit Huygens
		2298 MHz		Senden	RSS	Radiotechnische Atmosphärenforschung
	X-Band
		7175 MHz	50 Mhz / 47 dBi	Empfang	RFS	Kommuniaktion mit der Erde
		8425 MHz		Senden	RFS	Kommuniaktion mit der Erde
		Unbekannt; wieder- sprüchliche Quellen		Senden	RSS	Radiotechnische Atmosphärenforschung
	K_u-Band	13776 MHz	200 MHz / 51 dBi	Senden, Empfangen	RADAR	SAR-Radarbilder
	K_a-Band
		32028 MHz	200 MHz / 57 dBi	Senden	RSS	Radiotechnische Atmosphärenforschung
		34316 MHz	200 MHz / 57 dBi	Empfang	RSS	Radiotechnische Atmosphärenforschung
LGA
	X-Band
		7175 MHz	50 MHz / k. A.	Emfang	RFS	Kommuniaktion mit der Erde (nur technische Telemetrie)
		8425 MHz	50 MHz / k. A.	Senden	RFS	Kommuniaktion mit der Erde (nur technische Telemetrie)

Quelle: ^[12]

Im Zentrum der HGA-Parabolantenne befindet sich eine Konstruktion, welche die Transmitter für das X-Band und K_a-Band, da an dieser Position der beste Antennengewinn erzielt werden kann. Das K_u-Band Radarsystems besitzt ein völlig anderes Aufgabengebiet als die anderen Radioinstrumente, weswegen ein komplexer Aufbau nötig ist: Neben dem Transmitter in der Mitte sind noch insgesamt 100 Wellenleiter vorhanden, die in 4 Modulgruppen um diesen Bereich herum angeordnet sind. Der S-Band Transmitter befindet sich im Subreflektor hinter einer speziellen Oberfläche, die für die anderen Frequenzbänder undurchlässig ist und so als Reflektor wirkt, und strahlt die Parabolantenne direkt an. Die Hochgewinnantenne wurde während des Marschfluges auch als Hitzeschild gegen die Wärmestrahlung der Sonne verwendet, solange diese weniger als 2,7 AE entfernt war^[7].

Zusammen mit den erdgebunden Antennen des Deep Space Networks wurden folgende Senderaten erreicht:

Bei Jupiter 249 KBit/sec mit 70 m-Antenne, ca. 62 KBit/sec mit 34 m-Antenne^[8]
Bei Saturn 166 KBit/sec mit 70 m-Antenne, ca 42 Knit/sec mit 34 m-Antenne^[8]
Über die Niedriggewinnantenne werden, je nach Entfernung zur Erde, Datenraten von bis zu 948 Bit/sec erreicht^[13]
Die geringstmögliche Datenrate liegt bei 5 Bit/sec^[14].

Zur Kommunikation mit der Huygens-Sonde kam die Hochgewinnantenne in Kombbintation mit dem S-Band Transmitter zum Einsatz^[15]. Empfangen wurde auf zwei Kanälen mit je 8 KBit/sec, wobei ein Kanal aufgrund eines Designfehlers ausfiel (Details siehe Missionsverlauf)^[15].

Flugsteuerung

Cassini verfügt über ein Antriebssystem (Propulsion Module Subsystem, PMS) und ein Lagekontrollsystem (Attitude and Articulation Control Subsystem, AACS) um seine Flugbahn und Ausrichtung im Raum kontrollieren zu können. Beide Sektionen befinden sich am unteren Ende der Sonde. Das AACS verfügt über einen eigenen Computer, der ebenfalls auf einem MIL-STD-1750A Prozessor basiert und über 8 MBit RAM verfügt^[8]. Seine Primäraufgabe ist die Berechnung von Korrekturmanövern auf Basis der Daten der beiden Sternsensoren die vier bis fünf besonders helle Sterne in ihrem 15°-Gesichtsfeld als Leitsterne auswählen. Neben diesen Sensoren kommen zur Lagebestimmung noch drei inertiale Navigationssysteme zum Einsatz.

Cassini verfügt über zwei Haupttriebwerke mit je 440 Newton Schub, welche für alle größeren Flugbahnkorrekturen zuständig sind. Der Treibstoff besteht aus den Komponenten Distickstofftetroxid (1130 kg) und Monomethylhydrazin (1870 kg), welche sich bei Kontakt sofort entzünden (Hypergol)^[8]. Für Manöver zur Lageänderung kommen 16 kleinere Triebwerke zum Einsatz, die je 0,5 Newton Schub liefern und in vierer-Gruppen an vier Auslegern befestigt sind^[8]. Als Treibstoff dient hier Hydrazin. Die Ausrichtung der Sonde im Raum wird mittels vier Reaktionsrädern vorgenommen, die sich in der Nähe der Haupt- und Lagekontrolltriebwerke befinden.

Der große Tank für den Zwei-Komponenten Treibstoff der Haupttriebwerke fasst 1130 kg Distickstofftetroxid und 1870 kg Monomethylhydrazin, wobei beide Stoffe durch ein internes Schott voneinander getrennt sind^[8]. Der Tank nimmt den allermeisten Platz im inneren der Raumsonde ein, um den die elektrischen und wissenschaftlichen Module ringförmig angeordnet sind. Der Treibstoff wird mittels Helium-Druckgas in die Brennkammern der beiden Haupttriebwerke gefördert^[8]. Der entsprechende zylinderförmige Tank fasst 9 kg Helium und ist seitlich an der Sonde befestigt. Der kugelförmige Hydrazin-Tank für die Lagekontrolltriebwerke befindet sich auf der gegenüberliegenden Seite und fasst 132 kg^[8]. Alle Tanks werden beheizt um zu verhindern, dass der Treibstoff gefriert.

Technik der Huygens-Sonde

Die Huygens-Landesonde dient der Erforschung des Saturnmondes Titan und wurde von der Europäische Weltraumorganisation (ESA) bereitgestellt. Sie ist mittels eines Adapters an dem Cassini-Orbiter angebracht, wiegt 318 kg und misst 1,6 Meter im Durchmesser^[16]. Ihre Zelle besteht Hauptsächlich aus Aluminium, welches in verschieden dicken Honeycomb-Flächen verwendet wurde (25 - 72 mm). Die Flächen werden in den meisten Fällen durch mehrere Titan-Streben im inneren verbunden und versteift^[17].

Huygens ist während des Marschfluges fest mit Cassini verbunden. Über einen 19-poligen Stecker findet neben Kommunikation auch die Energieversorgung (bis 210 Watt) der Huygens-Landesonde statt, damit diese nicht ihre Batterien für Funktionstests belasten muss^[18]. Die Abtrennung findet mittels drei kleinen Sprengladungen 22 Tage vor der Landephase statt. Den nötigen Impuls erhält Huygens durch drei Stahlfedern, die eine Kraft von je 500 Newton aufbringen können^[18]. Führungsrollen sorgen für eine Rotation der Sonde um die eigene Achse mit sieben Umdrehungen pro Minuten. Sie entfernt sich nach der Trennung mit ca. 0,3 Meter pro Sekunde von Cassini^[18].

Für die Energieversorgung von Huygens sind fünf Batterien zuständig. Jede Batterie besteht aus zwei Modulen mit je 13 in Serie geschaltete LiSO₂-Zellen und besitzt 15,2 Ah elektrische Energie^[19]. Somit stehen der Sonde insgesamt 76 Amperestunden bei einer Spannung von 28 Volt zur Verfügung. Während des Marschfluges sind fast alle elektrischen Systeme deaktiviert um Energie zu sparen. Es werden lediglich einige rudimentäre Funktionstests periodisch durchgeführt. Während der Primärphase steigt der Energieverbrauch dann auf bis zu 351 Watt, wobei das Energiesystem maximal 400 Watt liefern kann. Der geplante Verbrauch der einzelnen Missionsphasen gestaltet sich wie folg^[18]:

Missionsphase	Verbrauch	Dauer	Gesamtverbrauch
Marschflug nach der Abtrennung	0,3 Watt	22 Tage	5,66 Ah
Phase vor dem Eintritt	125 Watt	18 min	1,34 Ah
Erste Abstiegsphase	339 Watt	80 min	16,14 Ah
Zweite Abstiegsphase	351 Watt	73 min	15,25 Ah
Oberflächenmission	351 Watt	45 min	9,40 Ah

Gesamt	-	22,15 Tage	47,79 Ah
Reserve	-	-	28,21 Ah (37%)

Für die Steuerung der Sonde ist das Command & Data Management Subsystem (CDMS) zuständig. Da nach dem Abtrennen von Cassini keine Kommandos mehr zur Sonde geschickt werden können ist die Elektronik in einem sehr hohen Maß auf Ausfallsicherheit ausgelegt^[20]. Daher ist der CDMS-Hauptcomputer doppelt Redundant ausgelegt. Jeder Computer verwendet einen MIL-STD1750A Prozessor mit einem 1 MBit EPROM für die Speicherung der Software, die neu Programmiert werden kann, solange die Sonde mit dem Cassini-Orbiter verbunden ist^[18]. Folgende Systeme sind ebenfalls redundant^[20]:

Mission Timer Unit (dreifach, Zeitgeber)
Central Acceleration Sensor Unit (dreifach, Beschleunigungssensor)
Radarhöhenmesser (zweifach)
Solid State Recorder (zweifach, Datenspeicherung)
Probe Data Relay Subsystem (zweifach, Kommunikation)

Das redundante Kommunikationssystem besteht aus jeweils einem 10 Watt S-Band Sender und einer omnidirektionalen Antenne^[18]. Die Datenrate zur Hochgewinnantenne von Cassini beträgt 1 bis 8 KBit/sec. Beide Sendeanlagen arbeiten zur Sicherheit gleichzeitig, sie senden die gleichen Daten (mit Ausnahme von Bildern) um sechs Sekunden zeitversetzt hintereinander^[18]. Da Cassini je nach Position und Ausrichtung keine Daten von Huygens empfangen kann und die Datenrate direkt zur Erde sehr gering ist können Daten auf den zwei redundanten Solid State Recordern zwischengespeichert werden^[20].

Da sie in die dichte Atmosphäre des Mondes eintreten muss wird sie von einem 79,3 kg Hitzeschild vor den hohen Temperaturen (bis zu 1500°C) geschützt^[18]. Das vordere Hauptschild ist kegelförmig, weist einen Durchmesser von 2,75 Meter auf und besteht hauptsächlich aus Keramik-Hitzeschutzkacheln mit einer Dicke von 17 bis 18 Zentimeter^[18]. Die tragende Struktur besteht aus kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff in Honeycomb-Bauweise^[21]. Auch die Oberseite der Sonde wird durch ein Schild geschützt. Dieser wiegt bei einem Durchmesser von 1,6 Meter nur 11,4 kg, da auf der Rückseite bedeutend weniger Hitze zu bewältigen ist und entsprechend weniger Hitzeschutz verbaut werden musste. Als Material wurde eine Konstruktion aus versteiften Aluminiumblech und einer dünnen Schicht aus aufgesprühten Silizium-Kügelchen verwendet^[21].

Nachdem die Sonde den beanspruchensten Teil des Eintritts überstanden hat muss sie stark abgebremst werden um bei der Landung auf der Oberfläche nicht zu zerschellen. Hierzu kommen hintereinander drei Fallschirme zum Einsatz^[17]. Der erste wird in einer Höhe von ca. 160 km ausgebracht, kurz nachdem eine kleine Abdeckung im oberen Hitzeschild abgesprengt wurde. Er besitzt einen Durchmesser von 2,59 Meter und hängt an einem 27 Meter langen Seil und dient dem herausziehen des 8,3 m-Hauptschirmes^[17]. Da ein solch großer Schirm die Sinkgeschwindigkeit zu stark senken würde (die Batterien zur Energieversorgung besitzen nur eine stark begrenzte Lebensdauer) wird dieser Schirm kurz nach dem Abwurf des vorderen Hitzeschilds bei Mach 0,6 abgetrennt^[17]. Der letzte Fallschirm misst im Durchmesser 3,03 Meter und übernimmt die Geschwindgkeitskontrolle des restlichen Fluges. Alle Schirme bestehen aus einem Kevlar-Nylon-Material und sind an zwei reibungsarmen Lagern befestigt, damit sie von der Drehbewegung der Sonde entkoppelt werden^[17].

Wissenschaftliche Instrumente von Cassini

Überblick

Hinweis: Die Namen der Instrumente in den folgenden Grafiken sind mit ihrem jeweiligen Abschnitt verlinkt.

Folgende Grafik zeigt die Position der meisten wissenschaftlichen Instrumente von Cassini. Das Radio Science Subsystem und der Cosmic Dust Analyzer sind nicht zu sehen, da sich diese auf der Rückseite des Orbiters befinden.

Folgende Grafik bietet einen Überblick über die abgedeckten elektromagnetischen Spektren der optischen Instrumente von Cassini.

Folgende Grafik zeigt das Gesichtsfeld von Cassini's optischen Instrumenten.

Ultraviolet Imaging Spectrograph (UVIS)

Das UVIS ist das Primärinstrument für die Forschung im Ultraviolett-Spektrum. Zu den Forschungsschwerpunkten gehört die Untersuchung der Zusammensetzung von Atmosphären und Oberflächen von Saturn sowie dessen Monden und Ringen. Im Fokus stehen hierbei die Elemente Wasserstoff, Stickstoff und Kohlenstoff^[22]. Das Instrument wird außerdem zur Untersuchung von Lichterscheinungen und Auroras eingesetzt die durch Magnetfelder entstehen^[22]. Um alle wissenschaftlichen Anforderungen zu erfüllen beherbergt das UVIS vier verschiedene Teleskopkonstruktionen mit entsprechenden Detektoren: das EUV für den extremen UV-Bereich, das FUV für den fernen UV-Bereich, das HSP für breitbandige Intensitätsmessungen und das HDAC um die Konzentration von Wasserstoff und Helium zu ermitteln. Das gesamte Instrument wiegt 14,46 kg, verbracht maximal 11,83 Watt Strom und erreicht eine Datenrate von bis zu 32 Kilobit pro Sekunde^[23].

Den ersten Kanal bildet das Far Ultraviolet Spectrograph-Instrument (FUV) misst die Strahlung im fernen UV-Bereich bei einer Wellenlänge von 110 bis 190 Nanomter^[22]. Es verwendet ein Teleskop mit einer Brennweite von 100 Milimetern bei einem Durchmesser von 20 mm^[22]. Durch drei Schlitze vor dem mit Magnesiumfluorid/Aluminium beschichteten Spiegels können folgende horizontale Gesichtsfelder ausgewählt werden (vertikal fest bei 3,6 Grad): 0,043°, 0,086° und 0,34°^[24]. Das einfallende UV-Licht wird anschließend durch eine Gitterkonstruktion in insgesamt 1024 Spektren aufgeteilt, welche dann von 64 linaer angeordneten Caesiumiodid-Photokathoden gemessen werden, die eine Quantenausbeute von 8% erreichen^[22]. Der gesamte Detektor misst 25,6×6,4 Milimeter, wobei ein einzelnes Pixel 25×100 Mikrometer misst^[22]. Um die Messergebnisse nicht zu verfälschen wird in dem Raum um den Sensor mittels einer Pumpe ein künstliches Vakuum-erzeugt^[22].

Das Extreme Ultraviolet Spectrograph-Instrument (EUV) bildet den zweiten Messkanal und erfasst Strahlung im extremen UV-Bereich bei 56 bis 118 nm^[22]. Es benutzt die selbe Teleskopkonstruktion wie das FUV, besitzt aber einen anderen Spiegel (hier mit Borcarbid beschichtet) und einen Detektor, der im extremen UV-Spektralbereich empfindlich ist. Seine Abmessungen gleichen dem des FUV, allerdings basieren die Photokathoden auf Kaliumbromid und weist eine wesentlich höhere Quantenausbeute von 25% auf^[22]. Dem EUV-Sensot fehlt außerdem die Vakuum-Pumpe und kommt mit dem offenen Weltraum direkt in Kontakt.

Ein völlig anders Aufgebautes Instrument ist das High Speed Photometer (HSP). Es soll die Ringe von Saturn untersuchen, in dem es das UV-Licht analysiert, welches bei einer Okkultation eines Sterns durch die Ringe diese passiert^[22]. Hierzu kommt ein Teleskop mit einer Brennweite von 200 mm, einem Durchmesser von 135 mm und einem Gesichtsfeld von 0,35 Grad zum Einsatz^[24]. Der Spiegel konzentriert die UV-Strahlung auf eine Magnesiumfluorid-Linse, die sich kurz vor dem Detektor befindet. Dieser basiert auf Caesiumiodid und ist im Bereich von 115 und 190 nm empfindlich^[22]. Ein besonderes Merkmal des Sensors ist seine extrem kurze Belichtungszeit von nur 2 Millisekunden^[22]. Dies ist nötig um während der realtiv kurzen Okkultation-Phase möglichst viele, fein aufgelöste Messungen durchführen zu können.

Den vierten un letzten Kanal bildet das Hydrogen-Deuterium Absorption Cell Channel-Instrument (HDAC). Da es nur die Spektren von Wasserstoff und Helium (die überwiegenden Bestandteile von Saturns Atmosphäre) messen soll müssen mehrere Absorptionsschichten verwendet werden. Diese bestehen aus drei Kammern die mit Wasserstoff, Sauerstoff und Deuterium gefüllt sind und durch Fenster aus Magnesiumfluorid getrennt sind^[22]. Die Sauerstoff-Zelle musste vor dem Start entlüftet werden, da sich dort Wasser niedergeschlagen hat, womit diese Absorptionsschicht wirkungslos geworden ist^[22]. In den Wasserstoff- und Deuterium-Zellen befinden sich Wolfram-Glühwendel, die durch hohe Temperaturen die Absorptionseigenschaften dieser Stoffe verändern können und so differentielle Messungen des UV-Spektrums ermöglichen^[22]. Als Detektor dient ein Kanalelektronenvervielfacher, der die Wasserstoff- und Deuterium-Spektren der Lyman-Serie bei 121,53 und 121,57 nm misst^[22].

Imaging Science Subsystem (ISS)

Dieses optische Instrumentensystem dient zur Anfertigung von Bildern im sichtbaren Spektrum, sowie im nahen Infarot- und Ultraviolettbereich. Es ist in eine Weitwinkel- und eine Telekamera unterteilt, die beide fest an der Struktur der Sonde angebracht sind. Um ein Objekt zu fotografieren muss also die gesamte Sonde entsprechend ausgerichtet werden. Das System führt eine breite Palette von wissenschaftlichen Missionen durch, hauptsächlich im Bereich Atmosphärenforschung, Oberflächenanalyse und die Untersuchung von Saturns Ringen^[25]. Sekundär dient das System auch zur optischen Navigation^[25]. Das ISS wiegt 57,83 kg und verbraucht maximal 55,90 Watt Strom^[25].

Beide Kamerasysteme verwenden eine weitestgehend gleiche Elektronik, deren Kernstück ein MIL-STD-1750A Prozessor bildet und pro Sekunde bis zu 366 kBit an Daten generiert^[24]. Der strahlungsgeschützte CCD-Bildsensor besitzt eine Auflösung von 1024×1024 Pixeln und ist im Spektrum von 200 bis 1050 Nanometern empfindlich^[24]^[25]. Die UV-Empfindlichkeit wird durch eine dünne Phosphorbeschichtung auf dem Sensor ermöglicht^[25]. Pro Pixel werden Helligkeitsinformationen mit 12 Bit erfasst, wobei diese zur Verringerung der Datenrate auch auf bis zu 8 Bit herunter gerechnet werden kann. Die Belichtungsdauer ist in 64 Schritten von 0,005 bis 1200 Sekunden wählbar^[24]. Nachdem die Elektronik die Bilddaten aus dem jeweiligen Sensor ausgelesen hat werden diese Komprimiert um Speicherplatz und Übertragungsvolumen zu sparen. Hierzu gibt es sowohl verlustbehaftete und verlustfreie Verfahren. Letzteres halbiert in den meisten Fällen die Bildgröße, ohne das die Qualität beeinträchtig wird^[24]. Bei sehr detailreichen Aufnahmen nimmt die Effizienz des Algorithmus allerdings stark ab^[24]. Das verlustbehaftete DCT-Verfahren (Basis der JPEG-Kompression) erreicht höhere Kompressionsraten, führt allerdings zu deutlichen Artefakten und wird daher nur selten eingesetzt^[24]. Eine weitere Kompressionsmethode ist das zusammenrechnen von Pixeln. Hierbei können 2×2 oder 4×4 Pixel zu einem einzigen zusammengefasst werden, was die Auflösung und damit die Dateigröße um das 4- bzw. 16-fache reduziert^[24].

Die Weitwinkelkamera (WAC - Wide Angle Camera) dient zur Beobachtung von großen Raumbereichen und weist daher ein verhältnismäßig großes Gesichtsfeld von 3,5° auf^[25]. Die Optik basiert auf der Konstruktionsweise der Voyager-Sonden, misst 57,15 mm im Durchmesser und weist eine Brennweite von 200 mm auf^[24]^[25]. Insgesamt sind 18 Filter verfügbar, welche mittels eines zwei-rädrigen Mechanismus vor den Bildsensor geschaltet werden können. Die beweglichen Komponenten dieses Systems basieren auf Erfahrungen mit der WFPC-Kamera des Hubble-Weltraumteleskops^[25]. Aufgrund der speziellen Transmissions-Eigenschaften der Optik ist die Weitwinkelkamera nur im Bereich von 400 bis 700 nm hochempfindlich, wobei eine geringe Empfindlichkeit noch bis ca. 1000 nm gegeben ist.

Die Telekamera (NAC - Narrow Angle Camera) besitzt ein um den Faktor 10 engere Gesichtsfeld, was zu 10-mal höheren Auflösungen führt. Daher wird das NAC primär zur Detailierten Untersuchung einzelner Raumgebiete verwendet. Die Brennweite liegt bei 2002 mm bei einem Teleskop-Durchmesser von 190,5 mm^[24]. Auch dieses Kamera verfügt über ein zweirädriges Filtersystem, mit insgesamt 24 Filtern. Um das Bildrauschen zu vermindern ist der CCD-Sensor mit einem kombinierten Heiz- und Kühlsystem ausgestattet, welches vom Rest der Kamera isoliert ist^[25]. Aufgrund besserer Transmissionseigenschaften kann die Telekamera im gesamten Spektralbereich des Sensors hochempfindlich arbeiten.

Visible and Infrared Mapping Spectrometer (VIMS)

Ähnlich wie das ISS ist das VIMS primät zur Untersuchung von Atmosphären und Ringen gedacht, wobei es auch in der Lage ist Titans Oberfläche abzubilden^[26]. Es arbeitet im Bereich des nahen UV-Spektrums über das sichtbare Licht bis hin zum mittleren Infrarot-Spektrum. Viele organische Moleküle besitzen hier ihr Absorptionsspektrum, wodurch diese mittels des VIMS-Instruments besonders gut erfasst werden können^[24]. Dieses gegenüber dem ISS bessere Kontrastvermögen hat allerdings eine verhältnismäßige niedrige Auflösung zur Folge, so dass beide Instrumente sich ergänzen, statt sich zu ersetzen^[24]. Das VIMS ist in zwei separate Teleskop aufgetielt, die lediglich durch eine gemeinsame Ausleseelektronik miteinander verbunden sind: dem VIMS-V für den sichtbaren Spektralbereich und das VIMS-IR für den infraroten Bereich. Das gesamte VIMS-Instrument wiegt 37,14 kg, verbraucht bis zu 27,20 Watt Strom (nominal: 21,83 W) und produziert bis zu 183 kBit Daten pro Sekunde^[25].

Das im sichtbaren Bereich arbeitende VIMS-V Instrument besitzt ein Teleskop mit einer Brennweite von 143 mm bei einem Durchmesser von 45 mm und einem Gesichtsfeld von 1,83 Grad^[27]. Der CCD-Sensor besteht aus 256×512 Pixeln und ist in 96 Spektren im Bereich von 0,30 bis 1,05 µm (nahes Ultraviolet bis nahes Infrarot) empfindlich^[27]. Die Silizium-basierten Pixelelemente sind 24 µm² groß, erreichen eine Quantenausbeute von 13 bis 41 Prozent und liefern je 12 Bit Helligkeitsinformationen^[27]. Zur Kalibrierung kommen zwei spezielle Leuchtdioden und Referenzsterne zum Einsatz.

Das VIMS-IR verfügt über ein Teleskop mit einer Brennweite von 426 mm und einem Gesichtsfeld von 1,83°. Der CCD-Sensor auf Indium-Antimon-Basis besteht aus 256 linear angeordneten Pixeln un erreicht eine Quantenausbeute von über 70%^[27]. Er ist in 256 Spektren im Bereich 0,85 bis 5,1 µm empfindlich und ein Pixelelement mist 103×200 µm^[27]. Die Kalibrierung erfolgt mittels einer Laserdiode, Helligkeitsinformationen werden pro Pixel mit 12 Bit erfasst. Im Gegensatz zum VIMS-V wird das Instrument aufwändig gekühlt, da bereits die Eigenwärme der Elektronik zu deutlichen Störungen führen würde. Der Sensor selbst ist direkt an einen Radiator angeschlossen um Wärme abzuführen und ist vom Rest des Instruments, insbesondere von der Elektronik, hochgradig isoliert^[27]. Im Bereich des Teleskops kommen spezielle Materialien zum Einsatz, die bei Erwärmung nur ein Minimum an Infrarotstrahlung im Spektralbereich des VIMS-IR emittieren. Das gesamte Instrument ist zum Weltraum und zur Sonde selbst zusätzlich Isoliert, wobei auch spezielle Kabel zum Einsatz kommen, die weniger Wärme leiten als konventionelle Kupferkabel^[27]. Durch diese Maßnahmen kann der Sensor bis auf 60 Kelvin (-213°C) heruntergekühlt werden, während die Elektronik bei der für sie optimalen Temperatur von 288 K (+15°C) gehalten wird^[27].

Die gemeinsame Elektronik verwendet einen 80C86-Prozessor zur Datenverarbeitung, wobei dieser auf 64 KByte RAM und 96 KByte PROM zugreifen kann^[27]. Ein 4 Mbyte Puffer speichert die Daten vor der übertragung zum Bussystem von Cassini zwischen. Die Bilddaten der VIMS-Instrumente können durch auch verlustfrei Komprimiert werden um nötigen Speicherplatz und Übertragungsvolumen zu sparen. Hierzu kommt ein separater RISC-Koprozessor vom Typ ADSP 2100 zum Einsatz der mit 9 Megahertz getaktet ist und auf der Harvard-Architektur basiert^[27]. Für die Kompression stehen 8 KByte RAM zur Verfügung, das Zeitsignal wird durch einen 24 MHz Oszillator-Baustein erzeugt. Der Prozessor benötigt 1,76 Millisekunden um einen Spektralkanal zu komprimieren, wobei die Kompression meist eine verlustfreie Dateigrößenreduktion um das 2,5- bis 3-fache erreicht^[27]. Wie beim ISS ist auch das zusammenrechnen von Pixeln möglich (konkret in den Modi 3-zu-1 und 5-zu-1).

Composite Infrared Spectrometer (CIRS)

Mit dem im Infrarotbereich arbeitenden CIRS sollen primär Oberflächen- und Atmosphärentemperaturen sowie deren Zusammensetzung erforscht werden. Es besteht aus einem Teleskop, dessen gesammeltes Licht auf einen von drei unterschiedlichen Detektoren gelenkt wird. Diese werden alle von einer gemeinsamen Elektronik ausgelesen. Diese produziert pro Sekunde bis zu sechs kBit Daten pro Sekunde^[28]. Das Teleskop besitzt eine Brennweite von 304,8 mm bei einem Durchmesser von 50,8 mm^[28]. Ein Sonnenschutz vermindert Störeinflüsse und dient gleichzeitig als Kühlelement. Das CIRS wiegt 39,24 kg und verbraucht maximal 32,89 Watt Strom, wobei im Normalbetrieb ein Bedarf von ca. 26 Watt vorliegt^[28].

Das erste Spektrometer arbeitet im Bereich von 7,16 bis 9,09 µm und besitzt eine Auflösung von 0,237 mrad^[24]. Der Detektor basiert auf Cadmiumtellurid (CdTe) und besteht aus zehn linear angeordneten Pixeln^[24]. Das zweite Spektrometer gleicht im wesentlichem dem ersten, arbeitet allerdings im Bereich von 9,09 bis 16,7 µm. Um eine ordnungsgemäße Kalibrierung zu ermöglichen ist ein weiteres Spektrometer vorhanden, dass die Referenzstrahlung aus einer LED-Infrarotquelle auswertet^[24]. Das dritte Spektrometer besitzt ein Gesichtsfeld von 0,25° und ist im Spektralbereich von 16,67 bis 1000 Mikrometern empfindlich^[28]^[24]. Dieser Bereich ist auf die Wärmestrahlung von Saturns Monden und Ringen abgestimmt, weswegen dieses Spektrometer primär für Temperaturmessungen genutzt wird.

Radar

Da Titan über eine sehr dichte Atmosphäre verfügt kann dessen Oberfläche durch passive optische Instrumente nur sehr begrenzt untersucht werden. Als Lösung wurde bei Cassini ein abbildendes Radar eingebaut, das die Atmosphäre ohne nennenswerte Qualitätseinbußen durchdringen kann und dreidimensionale Geländeprofile der Oberfläche erstellen kann. Um den Konstruktionsaufwand zu reduzieren verwendet das System die Kommunikationsantenne mit, was allerdings gleichzeitige Datenübertragung und Radaraufnahmen unmöglich macht. Das Instrument verfügt über drei Subsysteme: ein Radarhöhenmesser, ein Synthetic Aperture Radar zur Erstellung von 3D-Geländeprofilen und ein passives Radiometer. Das gesamte Instrument wiegt 41,43 kg, verbraucht maximal 108,40 Watt Strom und erzeugt eine Datenrate von bis zu 365 kBit pro Sekunde^[29].

Das Synthetic Aperture Radar ist das wichtigste Subsystem, da es 3D-Geländeprofile mit verhältnismäßig hoher Genauigkeit erzeugen kann. Der Sender erreicht eine Abstrahlleistung von ca. 46 Watt, wobei zu Verstärkung eine Wanderfeldröhre mit einer Betriebsspannung von 4000 Volt zum Einsatz kommt^[30]. Je nach Betriebsmodus arbeitet das System mit einer Impulsfolgefrequenz (PRF) von 1,8 bis 6,0 kHz und einer Sendezeit (auch Pulsbreite) von 200 bis 400 Millisekunden bei einer Bandbreite von 0,43 oder 0,85 MHz^[30]. Für die Abbildung kann zwischen hoher und niedriger Auflösung gewählt werden. Im hochauflösenden Modus liegt die Entfernungsauflösung, je nach Orbitalposition und Entfernung, bei 0,48 bis 0,64 km und die horizontale Auflösung bewegt sich im Bereich von 0,35 bis 0,41 km^[30]. Der niedrig auflösende Modus bietet eine Entfernungsauflösung von 0,48 bis 2,70 km und eine horizontale Auflösung von 0,41 bis 0,72 km. Beide Modi bilden pro Messung unter 1,1% der Titanoberfläche ab^[30].

Bei der Energieversorgung ergaben sich während der Entwicklung Probleme, da das Radar wesentlich mehr Energie für die geforderte Auflösung benötigte, als die Radionuklidbatterien zu Verfügung stellten^[30]. In den ersten Entwürfen waren daher Batterien als Puffer vorgesehen, die während der inaktiven Phase geladen werden und dann bei Radaroperationen zusätzliche Energie zur Verfügung stellen. Allerdings bereiteten die Abnutzungsproblematik, welche durch die Strahlung im offenen Weltraum noch verschärft wurde, und die Größe der Batterien den Ingenieuren sorgen, weswegen schließlich eine Lösung auf Basis von Kondensatoren als Energie-Puffer implementiert wurde^[30]. Da der Tastgrad des Radars bei maximal 10% liegt können sich die Kondensatoren während der restlichen 90% mit 34 Watt aufladen und die gespeicherte Energie in einem 90 bis 3000 Millisekunden langen Sendeimpuls mit einer Leistung von bis zu 200 Watt komplett abgeben^[30]. Dieser Komplex wird als Energy Storage Subsystem (ESS) bezeichnet und konnte den Spitzenenergiebedarf bei etwa gleichbleibender Leistung deutlich senken.

Um die Entfernung der Sonde zur Oberfläche von Titan exakt zu bestimmen wird ein Radarhöhenmesser verwendet. Es ist nicht abbilden und misst die Entfernung mit einer Auflösung von 60 Metern^[30]. Die Impulsfolgefrequenz liegt bei 4,7 bis 5,6 kHz und die Sendezeit beträgt 150 ms bei einer Bandbreite von 4,25 MHz^[30]. Wenn der Höhenmesser mit verringerter Auflösung arbeitet kann die Rückstreuung der Oberfläche gemessen werden. Die gewonnen Daten werden auf der Erde mit den SAR-Aufnahmen kombiniert, da diese aufgrund der variierenden Radarquerschnitte der Oberfläche sonst an Qualität einbüßen würden^[30]. Die Impulsfolgefrequenz liegt bei 1 bis 3 kHz und die Sendezeit beträgt 500 ms bei einer Bandbreite von 0,11 MHz^[30]. Es können 20% der Titanoberfläche in einem Messdurchgang erfasst werden, die horizontale Auflösung liegt bei 55 bis 140 km.

Das Radarsystem kann auch in einem passiven Modus arbeiten, wo es die Radiostrahlung bei 13,78 GHz misst, die von Titan oder anderen Objekten abgestrahlt werden. In einem Messdurchgang kann 40% der Titan-Oberfläche mit einer horizontalen Auflösung von 6 bis 600 km erfasst werden, wobei ie Bandbreite bei 135 MHz liegt^[30]. Durch die gewonnen Daten können bei der Auswertung Rückschlüsse auf die Temperatur (bis auf 5 Kelvin genau) und auf die Photochemie von Titan und anderen Monden^[31].

Radio Science Subsystem (RSS)

Mit dem RSS sollen die Atmosphäre und die genauen Masse von Saturn und seinen Monden untersucht werden. Auch die Erforschung des Ringsystems und die Verbesserung Ephemeriden-Daten gehören zum Einsatzspektrum. Hierzu kommen drei Sende/Empfangsanlagen zum Einsatz, welche die Veränderung von Radiowellen messen wenn diese Atmosphären oder Ringsysteme durchqueren um so deren Temperatur, Dichte und Zusammensetzung zu ermitteln^[32]. Je nach Frequenzband werden die Signale durch Cassini selbst oder durch die Anlagen des Deep Space Network (DSN) ausgewertet.

Im Bereich des S-Bands sendet Cassini eine hochstabile Trägerwelle in Richtung des DSN, ohne das selbst Signale empfängt^[32]. Hierbei wird der Sender der Kommunikationsanlage verwendet, der die Trägerwelle mit zehn Watt abstrahlt. Analog wird auch im X-Band gesendet, wobei auch abgestrahlte Signale vom DSN empfangen und ausgewertet werden können.

Für Messungen im K_a-Band (bei 32028 MHz und 34316 MHz) verwendet das RSS einen eigenen Transmitter, der speziell für die Erfordernisse des Instruments konstruiert wurde^[32]. Es kann sowohl Signale zum DSN senden, als auch empfangen. Zur Verstärkung kommt eine Wanderfeldröhre zum Einsatz, wobei die Trägerwelle mit sieben Watt abgestrahlt wird^[32]. Der Transmitter wiegt 14,38 kg und das gesamte Instrument verbraucht bis zu 80,70 Watt Strom^[32].

Radio and Plasma Wave Science Instrument (RPWS)

Die Antennenanlage (ohne Ausleger) des RPWS

Das RPWS soll primär die Wechselwirkung von interplanetaren Plasma mit den Magnetfeldern und oberen Atmosphärenschichten von Saturn und seinen Monden erforschen. Hierzu wertet es das niederfrequente Radiowellen mit großer Wellenlänge aus, da diese hauptsächlich bei den genannten Wechselwirkungen entstehen.

Es kommen drei verschiedene Detektoren zum Einsatz: eine Langmuir-Sonde, ein Empfänger für magnetische- und einer für elektrische-Wellen. Letzerer verwendet zum Empfang drei Y-förmig angeordnete 10 m-Stab-Antennen, die aus einer Beryllium-Kupfer-Legierung gefertigt sind und sich aufgrund ihrer Größe erst nach dem Start entfalten^[31]. Die drei Antennen für magnetische Wellen sind mit 25 cm lang und weisen einen Durchmesser von 2,5 cm auf. Sie verfügen über einen Vorverstärker und stehen jeweils senkrecht zueinander, so dass dreidimensionale Messungen möglich sind^[31]. Die Langmuir-Sonde besitzt einen Auslgerarm mit einer Länge von einem Meter, an dessen Ende eine Kugel mit einem Durchmesser 5 cm angebracht ist. Sie kann Elektronendichten von 5 bis 10000 Elektronen/cm³ und Energiespektren von 0,1 bis 4 Elektronenvolt erfassen^[31].

Alle von den Antennenanlagen aufgefangenen Wellen können mit Hilfe einer Schaltlogik in eine von fünf Empfängeranalagen geleitet werden^[33]:

Hochfrequenz-Empfänger: 440 Kanäle im Bereich von 3,5 bis 16 MHz. Nur elektrische Antennen.
Mittelfrequenz-Empfänger: 80 Kanäle im Bereich von 0,024 bis 16 kHz. Eine magnetische oder elektrische Antenne.
Niederfrequenz-Empfänger: 28 Kanäle im Bereich von 1 bis 26 Hz. Zwei Antennen aller Art.
5-Kanal-Wellenform-Empfänger: Empfindlich in den Bereichen 1 bis 26 Hz und 3 bis 2,5 kHz. Fünf Antennen aller Art parallel.
Breitband-Empfänger: Empfindlich in den Bereichen 60 bis 10,5 kHz und 0,8 bis 75 kHz. Eine Antennen beliebigen Typs.

Die Elektronik des RPWS besteht im wesentlichen aus drei Verarbeitungseinheiten: Dem low-rate Prozessor (LRP), dem high-rate Prozessor (HRP) und dem Kompressions-Prozessor (DCP)^[33]. Kernstück aller drei Komponenten ist ein 16-Bit 80C85-Mikroprozessor, der mit 3 Megahertz getaktet ist und auf 64 bis 96 KByte RAM zugreifen kann^[33]. Das gesamte Instrument wiegt 37,68 kg, verbraucht bis zu 16,38 Watt Strom und generiert bis zu 366 kBit Daten pro Sekunde^[33].

Dual Technique Magnetometer (MAG)

Der V/SHM-Detektor (Teil des MAG-Instruments)

Dieses Instrument soll den Aufbau der Magnetfelder im Saturn-System untersuchen und ihre Veränderung durch die Sonnenaktivität beobachten. Hierzu kommen zwei Subsysteme zum Einsatz, die an einem 11 Meter langen nicht-magnetischen Ausleger befestigt sind: das Vector/Scalar Helium Magnetometer (V/SHM) für die Feldrichtungs- oder Stärkemessung und das Fluxgate-Magnetometer das gleichzeitig Richung und Stärke eines Magnetfeldes messen kann. Beide Systeme werden von einer zentralen Elektronik gesteuert. Deren Kern stellt ein doppelt-redundanter PRozessor vom Typ 80C86 dar, der mit 4 MHz getaktet ist und auf 128 kByte RAM für Programmcode zugreiden kann^[34]. Zusätzlich sind 32 kByte PROM und 16 MB RAM für wissenschaftliche Daten angebunden^[34]. Die zentrale Elektronik kann pro Sekunde 16 bis 250 Messungen auslesen (Abtastung), wobei jedes Datenpaket 16 bis 19 Bit groß ist. Die Daten werden in einem strahlungstolleranten 64 kByte Speichermodul gepuffert und übermittelt im Standardmodus alle vier Sekunden 136 Messungen an den Cassini-Bordcomputer^[34]. Das gesamte Instrument wiegt 3 kg, verbraucht 3,10 Watt Strom und produziert bis zu 3,60 kBit Daten pro Sekunde^[35].

Das Vector/Scalar Helium Magnetometer arbeitet entweder im Magnetfeldstärke- oder Richtungsmodus. Bei letzterem kann das Instrument entweder im Stärkebereich von ±32 Nanotesla mit einer Auflösung von 3,9 Pikotesla arbeiteten oder Messungen im Bereich ±256 nT bei einer Genauigkeit von 31,2 pT durchführen^[36]. Im Stärkemodus können Magnetfelder mit einer Stärke 256 bis 16384 nT erfasst werden.

Parallele Richtungs- und Stärkemessungen können mit dem Fluxgate-Magnetometer durchgeführt werden. Es stehen vier Messbereiche mit unterschiedlichen Eigenschaften zur Verfügung^[37]:

Bereich: ±40 nT Auflösung: 4,9 pT
Bereich: ±400 nT Auflösung: 48,8 pT
Bereich: ±10000 nT Auflösung: 1,2 nT
Bereich: ±44000 nT Auflösung: 5,4 nT

Cassini Plasma Spectrometer (CAPS)

Das CAPS misst den Ionen- und Elektronen-Fluss anhand der Funktionen Masse pro Ladung (nur für Ionen) und Energie pro Ladung, sowie den Auftreffwinkel dieser Teilchen. Es soll primär die Zusammensetzung von geladenen Teilchen feststellen, die aus der Atmosphäre von Titan un Saturn entweichen, sowie deren Wechselwirkungen mit den Magnetfeldern im Saturn-System. Hierzu kommen drei Instrumente zum Einsatz: ein Ionen-Massenspektrometer (IMS), ein Elektronen-Massenspektrometer (ELS) und ein Ionenstrahl-Spektrometer (IBS), dass die dreidimensionalen Vektrodaten liefert. Alle Instrumente werden über eine gemeinsame Elektronik angesteuert, deren Kernstück zwei fast identischen Leiterplatten sind. Diese sind mit eigenem RAM, ROM und einem 16-Bit Prozessor vom Typ PACE 1750A ausgestattet, welcher auf Basis des MIL-STD-1750A arbeitet^[38]. Alle Messinstrumente des CPAS werden durch einen Motor kontinuierlich mit unterschiedlicher Geschwindigkeit über einen Bereich von 216° bewegt, wodurch auch der Herkunftsort von auftreffenden Teilchen ermittelt werden kann. Das gesamte System wiegt 12,5 kg, verbraucht 14,50 Watt Strom und generiert 8 kBit Daten pro Sekunde^[31]

Das CAPS-Instrument. Links zu sehen ist das IBS, rechts (Öffnung dem Betrachter zugewand) das IMS und oben das ELS

Das Ionenspektrometer (IMS) besteht aus einem torusförmigen, elektrostatischen Filter, der nur positiv geladene Teilchen mit einem bestimmten Energiespektrum zum Flugzeitmassenspektrometer durchlässt. Der Filter misst darüber hinaus auch die Energie pro Teilchen und verringert den Öffnungswinkel, was zu einer besseren örtlichen Auflösung führt. Das Spektrometer misst dann anschließend die Masse pro Ladung. Damit dieses auch Teilchen mit geringen Ladungen von bis zu 1 eV erfassen kann, werden diese vor dem Eintritt in das Instrument durch eine Anordnung von 8 dünnen Kohlenstoff-Folien beschleunigt, die ein lineares elektrisches Feld mit einem Potential von 15 kV aufbauen^[38]. Bei dem passieren der Folien werden des Weiteren große Moleküle in ihre atomaren Bestandteile zerlegt. Nach der Beschleunigung treffen die Teilchen auf zwei Mikrokanalplatten, welche aus Bleiglas bestehen und ca. 300 Elektronen pro Teilcheneinschlag erzeugen, welche dann zur Ermittlung des Spektrums gemessen werden^[38].

Das Elektronenspektrometer (EMS) misst ausschließlich den Fluss und den Auftreffwinkel der negativ geladenen Elektronen. Sonst arbeitet es mit den selben Prinzipien, wie das Ionenspektrometer, allerdings besitzt es keine Kohlenstoff-Folien zur Beschleunigung der Elektronen^[38].

Das Ionenstarhl-Spektrometer (IBS) ähnelt ebenfalls dem Ionenspektrometer in seinem Aufbau, jedoch fehlt auch ihm die Kohlenstoff-Folien, wodurch auch große ionisierte Moleküle messbar sind. Des Weiteren verarbeitet es 100-mal mehr Elektronen pro Zeiteinheit, wobei allerdings keine Messungen der Masse pro Ladung durchgeführt wird^[38].

Magnetospheric Imaging Instrument (MIMI)

Ähnlich dem CAPS soll dieses Instrument das Plasma im Saturn-System untersuchen, allerdings in einem höheren Energiebereich. Es besteht aus drei Detektoren mit unterschiedlichen Aufgaben: das „Low-Energy Magnetospheric Measurments Systems“ (LEMMS) zur Messung von Ionen, Protonen und Elektronen, das „Charge-Energy-Mass Spectrometer“ (CHEMS) zur Ladungsmessung und die „Ion an Neutral Camera“ (INCA), welche die dreidimensionale Verteilung und die Zusammensetzung von Ionen abbilden kann. Das gesamte Instrument wiegt 28,11 kg, verbraucht durchschnittlich 20,3 Watt Strom und erzeugt im 1 - 4 kBit Daten pro Sekunde^[39].

Das LEMMS kann folgende Energiespektren messen: Elektronen mit 0,015 bis 10 MeV, Protonen mit 0,015 bis 130 keV und Ionen mit 0,02 bis 130 MeV^[40]. Zur Messung passieren treffen die Teilchen auf verschiedene Folien, wobei aus den Stromimpulsen deren Energie errechnet wird. Das Instrument besitzt zwei Öffnungen, davon eine mit einem Gesichtsfeld von 15° für Teilchen mit niedriger Energie und eine für hochenergetische Teilchen mit einem 30° Gesichtsfeld^[40]. Um auch Winkel messen zu können rotiert das LEMMS um 360°. Das Instrument wiegt 6,27 kg und nominal verbraucht 5,2 Watt elektrischen Strom^[40].

Das CHEMS analysiert das Plasma in der Nähe von Saturn. Das Energiespektrum liegt bei 10 bis 220 keV^[41]. Das Gesichtsfeld beträgt 160°, Zur Messung kommt ein Flugzeitmassenspektrometer und ein zusätzlicher Detektor zum Einsatz^[41]. Das CHEMS wiegt 6,66 kg und benötigt im Mittel 3,5 Watt Strom^[41].

Das INCA-Instrument zeichnet sich durch seine Fähigkeit zur Erstellung von dreidimensionalen Karten der Verteilung von Ionen- und heißem Neutronen-Plasma. Letzeres wird anhand seiner thermischen Strahlung erfasst, dass Spektrum liegt reicht von 7 keV pro Nukleon bis MeV pro Nukleon^[42]. Das Gesichtsfeld misst 120 x 90 Grad^[31]. Das INCA wiegt 6,92 kg und verbraucht im Normalbetrieb 3 Watt Strom^[42].

Ion and Neutral Mass Spectrometer (INMS)

Beim INMS handelt es sich um ein weiteres Spektrometer zur Untersuchung von Titans oberer Atmosphäre sowie deren chemischen Zusammensetzung. Hierzu werden Ionen und Neutronen eingefangen und untersucht. Das gesamte Instrument wiegt 9,25 kg, verbraucht im Schnitt 27,70 Watt Strom und generiert nominal 1,5 kBit/sec^[43].

Das INMS besitzt eine geschlossene und eine offene Ionenquelle. Hierdurch ergeben sich drei mögliche Betriebsmodi für das Instrument:

Geschlossene Ionenquelle: Detektion von Neutralen Molekülen
Offene Quelle: Erfassung von freien Radikalen
Ofenne Quelle plus Ionisierung: Nachweis von positiv geladenen Ionen mit einer Energie von unter 100 eV.

Die eingefangenen Teilchen werden zuerst mittels eines Quadrupol-Massenspektrometers nach ihrer Masse getrennt und anschließend auf die Ionendetektoren der beiden Quellen geleitet. Diese sind als Sekundärelektronenvervielfacher ausgelegt und besitzen zwei Messbereiche für Atommassen von 1 - 12 u und 12 - 199 u^[31]. Die untere Nachweisgrenze im geschlossenen Modus liegt bei 70.000 Teilchen pro Kubikzentimeter, im offenen Modus liegt die Grenze bei 700.000 Teilchen pro Kubikzentimeter^[31]. Zusätzlich sind noch zwei weitere Detektoren für die Erfassung von Spurengasen, die bis zu zwei Millionen Teilchen pro Sekunde messen und Stoffmengenverhältnisse bis hinunter zu 100 piko-mol detektieren^[31].

Cosmic Dust Analyzer (CDA)

Hauptartikel: Cosmic Dust Analyzer

Das CDA soll die Eigenschaften von Interplanetarem Staub innerhalb des Saturn-Systems untersuchen. Des Weiteren sollen Partikel aus dem interstellaren Raum und Meteoriten nahe der Ringe erforscht werden. Das Instrument, welches sich um bis zu 270 Grad frei schwenken lässt, besitzt eine Öffnung von 41 Millimetern mit der Staub eingefangen wird und anschließend durch vier Gitter geleitet wird^[31]. Das erste und letzte Gitter ist geerdet, so dass sich die beiden anderen, elektrisch geladenen Gitter in einem Farradyschen Käfig befinden. Trifft nun eine elektrisch geladenes Staubteilchen, welche im Saturn-System sehr häufig anzutreffen sind, auf die Gitter, so kann deren Ladung auf ein billiardstel Coulomb genau bestimmt werden. Die beiden Gitter sind außerdem auch um je 9 Grad gegen die Achse geneigt, so dass auch ein Einfallswinkel mit einer Genauigkeit von 10 Grad gemessen werden können^[31].

Nach der Passage der Gitter treffen die Partikel auf zwei baugleiche 16 mm große Rhodium-Platten^[31]. Durch den Einschlag werden die Atome der Platte ionisiert und streuen in den Raum. Diese Ionen werden nun mit einer Spannung von 1000 Volt beschleunigt, um anschließend auf einer Strecke von 230 mm in einem Flugzeitmassensektrometer anhand ihrer Geschwindigkeit getrennt werden^[31]. Zuletzt treffen die Ionen auf Elektronenmultiplikatoren und Ionencolliminatoren, welche deren Masse und Energie messen. Pro Sekunde kann maximal ein Partikel analysiert werden.

Zwar können mit dem beschriebenen Verfahren alle wichtigen Parameter von Staubpartikeln bestimmt werden, allerdings kann das System bei einer hohen Anzahl von auftreffenden Partikeln, zum Beispiel in der unmittelbaren nähe der Ringe, nicht mehr zuverlässig arbeiten. Daher besitzt das CDA noch den „High-Rate Detector“ (HDR), der auch bei hohen Einschlagsraten effizient arbeiten kann. Er basiert auf zwei 50 cm² großen Polyvinylidenfluorid-Folien mit einer Dicke von je 6 und 28 Mikrometern^[31]. Bei einem Partikeleinschlag kommt es zu einem Stromstoß aus dem die kinetische Energie errechnet werden kann. Diese Messung ist zwar nur rudimentär, allerdings können so bis zu 10000 Einschläge pro Sekunde verarbeitet werden. Das gesamte Instument wiegt 16,36 kg, benötigt durchschnittlich 11,38 Watt Strom (maximal 18,38 W) und produziert pro Sekunde bis zu 524 Bit Daten.

Wissenschaftliche Instrumente von Huygens

Folgende Grafik bietet einen Überblick über Huygens Instrumente und Systeme.

Descent Imager / Spectral Radiometer (DISR)

Das DISR-System mit seinen unterschiedlichen Komponenten

Bei dem DISR handelt es sich um das komplexeste Instrument an Bord von Huygens. Es dient der Untersuchung der Atmosphäre mittels Bildern und Spektrum-Messungen während des Abstieges und dem Oberflächenaufenthalt. Das DISR ist in zwei Sektionen geteilt: eine richtet ihre Instrumente hauptsächlich nach oben in Richtung Himmel und die andere nach unten in Richtung Boden. Insgesamt sind drei nach unten oder zur Seite gerichtete Kameras, sechs Spektrometer und mehrere Fotodioden vorhanden. Diese Instrumente verfügen zwar alle über eine eigene Optik, allerdings wird das aufgefangene Licht mittels Faseroptiksträngen auf einen zentralen CCD-Bildsensor geleitet, der wiederum in verschiedene Bereiche aufgeteilt ist. Vor dem Senden der Bilddaten werden diese in zwei Stufen komprimiert. Zuerst wird die Farbtiefe auf 8-Bit reduziert, was 256 Graustufen entspricht^[18]. Anschließend werden 16 × 16 Bit-Blöcke mit Hilfe der diskreten Kosinustransformation komprimiert, was die Datenmenge um das 3- bis 8-fache senken soll. Trotzdem war diese noch so groß, dass beide zur Verfügung stehenden Sender zum senden von Bildern genutzt werden mussten, so dass man die doppelte Redundanz bei der Übertragung verlor. Der gesamte Gerätekomplex wiegt 8,1 kg, verbraucht 13 - 70 Watt Strom (insgesamt 48 Wh während des Abstieges) und produziert pro Sekunde 4,8 kBit Daten und beansprucht so ca. die Hälfte der Übertragungsbandbreite^[18].

Die hochauflösende Kamera (HRI) blickt in einem Winkel von 25,6° nach unten, der zugeordnete CCD-Chipteil besitzt eine Auflösung von 160 × 256 Pixeln und ist im Bereich von 660 - 1000 nm Empfindlich (von Rot bis in den nahen Infrarotbereich)^[44]. Da sich die Sonde beim Abstieg um die eigene Achse dreht sind Aufnahmen mit einer Breite von bis zu 21,5° möglich. Das vertikale Sichtfeld beträgt 9,6°, das horizontale 15°. Die Kamera für mittlere Auflösungen (MRI) besitzt sowohl in der Vertikalen als auch in der Horizontalen ein größeres Gesichtsfeld (21,1° bzw. 30,5°) als die HRI, produziert aufgrund des nur unwesentlich größeren Chips (179 × 256 Pixel) nur halb so hoch aufgelöste Bilder^[44]. Die seitlich blickende Kamera (SRI) liefert gegenüber der MRI nochmals um etwa ein drittel niedriger aufgelöste Aufnahmen. Dies ist bedingt durch das noch größere Gesichtsfeld (vertikal 25,6° und horizontal 50,8°) bei einer noch kleineren Chipgröße von 128 × 256 Pixeln^[44]. Durch die Drehung der Sonde kann die SRI-Kamera ein aus 30 Einzelbilder bestehendes Panorama im Bereich des Horizonts anfertigen.

Neben den Kameras sind drei Spektrometer für das sichtbaren, ultravioletten und infraroten Spektrum jeweils nach oben und nach unten gerichtet. Alle nach oben gerichteten Spektrometer besitzen ein Gesichtsfeld von 170° in der Horizontalen und 3° in der Vertikalen, unterscheiden sich aber sonst nicht von den nach unten gerichteten Sensoren. Die gemeinsamen Charakteristika sehen wie folgt aus:

UV-Spektrometer: 350 - 480 nm Messbereich, 1 Pixel Detektor
Licht-Spektrometer: 480 - 960 nm Messbereich, 8 × 200 Pixel Detektor, 2,4 nm Auflösung
IR-Spektrometer: 870 - 1700 nm Messbereich, 132 Pixel Detektor (linear angeordnet), 6,3 nm Auflösung

Um die Messungen in Bodennähe zu verbessern ist eine nach unten ausgerichtete Lampe installiert, die beim Unterschreiten der 100 Meter Höhenmarke aktiviert wird. Sie verbraucht 20 Watt Strom, besitzt einen Glühdraht aus Wolfram dessen Emissionen mithilfe eines 5 cm messenden Reflektors in Richtung Boden gelenkt werden.

Der dritte Messkomplex trägt die Bezeichnung „Solar Aureolen Experiment“ und dient der Bestimmung des Brechungs- und Absorptionsverhalten der Atmosphäre Titans bei 500 nm und 939 nm. Die Detektoren messen je 6 × 50 Pixel und weisen eine Bandbreite von 50 nm auf. Außerdem ist ein Sonnensensor vorhanden zur Ermittlung von Navigationsdaten vorhanden.

Aerosol Collector and Pyrolyser (ACP)

Dieses Instrument führt keine wissenschaftlichen Messungen durch, da es nur zum sammeln und aufbereiten von Aerosol konstruiert wurde. Es sammelt in zwei Höhenregionen von 140 bis 32 km und 22 bis 17 km in exakten Zeitspannen mehrere Aerosol-Proben und presst diese Anschließend mittels einer Pumpe durch einen dreistufigen Filter^[45]. Die einzelnen Stufen sind jeweils unterschiedlich stark erhitzt (20°C, 250°C und 650°C) um verschiedene Moleküle und Verbindungen durch Verdunstung oder Pyrolyse zu trennen^[18]. Insbesondere wird nach Folgenden Elementen und Verbindungen gesucht^[18]:

Nach der Aufbereitung wird das Gas dem GCMS zur Analyse zugeführt. Das ACP wiegt 6,3 kg, benötigt zwischen 3 und 85 Watt Strom (während des Abstieges werden insgesamt 78 Wh verbraucht) und arbeitet mit einem Datenstrom von 128 Bit/sec^[18].

Gas Chromatograph and Mass Spectrometer (GCMS)

Das GCMS untersucht die Zusammensetzung der Atmosphäre unterhalb von 170 km und bestimmt das Isotopenverhältnis der häufigsten Gas-Arten auf Titan. Das Instrument wiegt 17,3 kg (das schwerste der gesamten Sonde), verbraucht 28 bis 79 Watt Strom und generiert Daten mit durchschnittlich 960 Bit pro Sekunde^[18]. Das System ist in ein Quadrupol-Massenspektrometer und einen vorschaltbaren Gaschromatographen aufgeteilt.

Letzteres dient hauptsächlich der Trennung und Voranalyse des einströmenden Gases, um die Daten, welche anschließend vom Massenspektrometer generiert werden, besser einordnen zu können. Hierzu kommen drei Kapillarsäulen mit Wasserstoff als Trägergas zum Einsatz. Die getrennten Gase werden anschließend in den Massenspektrometer eingespeißt, wo die Atome ionisiert und anschließend analysiert werden. Das Spektrometer kann in einem Spektrum von 2 bis 146 u mit einer Auflösung von ca. einem µu Messungen durchführen^[46], wobei Edelgase bis hinunter zu 10 bis 100 Teilen pro Milliarde detektiert werden können^[47]. Der Spektrometer besitzt mehrere Gas-Eingänge, welche Situationsabhängig geöffnet und geschlossen werden können: Ein Kanal für direkte, nicht aufgearbeitete Messungen, drei Verbindungsstücke zu den Kapillarsäulen des Gaschromatographen und ein Kanal zum ACP-Instrument, so dass dessen gesammelte und aufbereitete Aerosole analysiert werden können^[47].

Doppler Wind Experiment (DWE)

Das DWE dient der Untersuchung von Titans Winden und Turbulenzen. Dies geschieht mit Hilfe eines kleinen Radars, das über einen sehr stabilen Oszilator verfügt, welcher Radiosignale mit einer Frequenz von 10 MHz generiert^[48]. Die Abweichung beträgt während des gesamten drei stündigen Einsatzes nur 0,014 Hz, wodurch hochpräzise Messungen der Winde durch den Dopplereffekt möglich sind^[48]. Die Erzielte Geschwindigkeitsauflösung liegt bei nur einem Millimeter pro Sekunde^[18]. Das System wird beim Unterschreiten von 160 km Höhe aktiviert und arbeitet bis zum Aufschlag auf der Oberfläche. Es wiegt 1,9 kg, verbraucht bis zu 18 Watt Strom (insgesamt 28 Wh während des Abstiegs) und generiert 10 Bit Daten pro Sekunde^[18].

Huygens Atmosphere Structure Instrument (HASI)

Dieses Instrument soll die physikalischen Eigenschaften und Aufbau von Titans Atmosphäre untersuchen. Hierzu verfügt es über vier unabhängige Sensorpakete: ein Beschleunigungssensor (ACC), ein Druckmesssystem (PPI), zwei Temperaturmesser (TEM) und ein Komplex zur Ermittlung von Leitfähigkeit, Wellenbildung und Höhe über Grund (PWA). Das HASI ist das erste System, was aktiviert wird und arbeitet bereits ab einer Höhe von 1300 km, noch zehn Minuten vor Öffnung der Fallschirme^[18]. Das komplette Instrument wiegt 6,3 kg, verbraucht 15 bis 85 Watt Strom (insgesamt 38 Wh während des Abstiegs) und liefert pro Sekunde 896 Bit Daten^[18].

Der Beschleunigungsmesser misst die Beschleunigung der Sonde in allen drei Achsen mit einer Genauigkeit von einem Prozent und einer Auflösung von unter einem mikro-g^[49]. Das Druckmesssystem besteht aus einem Pitotrohr, und drei Druckmessgeräten mit den Messbereichen 0 - 400 hpa, 400 - 1200 hpa und 1200 - 1600 hpa^[18]. Die beiden Platin-Temperatursensoren arbeiten mit einer Genauigkeit 0,5 Kelvin bei einer Auflösung von 0,02 Kelivn^[49]. Die Leitfähigkeit der Atmosphäre wird mit zwei Sensoren gemessen, welche die wechselseitige Impedanz und schwache elektrische Wechselspannung mit einer Genauigkeit von 10 Prozent untersuchen^[49]. Hiermit können auch Blitze innerhalb der Atmosphäre aufgefasst und gemessen werden. Ein anderer Sensor misst elektrische Gleichspannung und die Leitfähigkeit der vorhandenen Ionen. Zur Messung von Geräuschen kommt ein Mikrofon zum Einsatz, das eine Genauigkeit von 5 Prozent aufweist und Geräusche mit einem Druck von mehr als 10 mPa detektieren kann^[49]. Zuletzt gibt es noch einen Radarhöhenmesser, der ab 60 km Höhe zu arbeiten beginnt und eine Auflösung von 40 Meter in einer Höhe von 24 km aufweist^[18]. Die Genauikeit liegt hier bei 1,5 dB.

Surface Science Package (SSP)

Das SSP soll die Beschaffenheit des Bodens von Titan direkt an der Landestelle untersuchen, wobei auch Vorkehrungen für das eventuelle Landen in einem Methansee getroffen wurden. Das System verfügt über neun Sensorpakete um eine breite Palette an Eigenschaften der Oberfläche untersuchen zu können. Alle direkt messende Instrumente sind an der Unterseite der Sonde montiert und haben entweder direkten Kontakt zum Boden oder befinden sich unmittelbar über ihm. Das SSP wiegt 3,9 kg, benötigt 11 Watt Strom (während des Abstiegs insgesamt 30 Wh) und produziert im Schnitt 704 Bit Daten pro Sekunde^[18].

Zwar arbeitet das System im wesentlichen direkt auf der Oberfläche, einige Sensoren werden aber schon wesentlich früher während des Abstieges aktiviert. Hierzu gehört ein Beschleunigungssensor, der mit zwei Piezoelementen arbeitet um Beschleunigungen während des Abstieges und beim Aufschlag zu messen^[50]. Letzteres ermöglicht Rückschlüsse auf Härte und Dicht der Oberfläche am Landeort. Der Sensor wird zusammen mit dem Neigungsmesser bereits in einer Höhe von 153 km aktiviert. Die Neigung wird mittels einer mit Methanol-gefüllten Röhre mit einem Platindeckel ermittelt. Je nach Neigungswinkel verändert sich die Kontaktfläche mit dem Platin und damit die Leitfähigkeit des Systems. Hierdurch können Neigungswinkel bis 47° ermittelt werden^[18]. Ab 120 km Höhe wird eine Gruppe aus mehreren Keramik-Piezoelementen aktiviert, die solchen aus Sonargeräten ähnlen^[50]. Zwei Elemente arbeiten jeweils im Sende- oder Empfangsmodus um die Schallgeschwindigkeit zu messen, ein weiteres ist als Transmitter ausgelegt und untersucht die Oberfläche mittels Ultraschall^[50]. Sollte die Sonde in einem Methansee landen arbeitet dieser als Sonar und kann die Strömungsgeschwindigkeit messen^[18]. Ab 18 km Höhe werden Temperatursensoren und Refraktometer aktiviert. Letzteres ermittelt die optische Brechzahl von Oberflächen und Flüssigkeiten. Hierzu senden zwei Leuchtdioden Licht durch ein speziell konstruiertes Prisma in Richtung Boden^[50]. Das reflektierte Licht wird anschließend auf ein Feld aus Photodioden gelenkt um die Brechzahl zu ermitteln.

Kurz vor dem Aufschlag auf der Oberfläche werden die verbleibenden Sensoren aktiviert. Hierzu gehört unter anderem ein Komplex zu Ermittlung der Wärmeleitfähigkeit, Temperatur und Wärmekapazität des Bodens. Zur Messung kommen zwei 5 cm lange Platindrähte mit einem Durchmesser von 10 bzw. 25 Mikrometer zum Einsatz^[50]. Diese stehen im direkten Kontakt zur Oberfläche und werden unter Strom gesetzt. Aus dem elektrischen Widerstand lassen sich dann Rückschlüsse auf die thermischen Parameter des umgebenden Materials ziehen. Ein anderes Instrument misst mittels einer Elektrode die elektrische Kapazität des Bodens. Sollte die Sonde in einem See landen, so kann es das Vorhandensein von polaren Molekülen feststellen^[18]. Als letzte Sensoren sind noch zwei gekoppelte Dichtemesser vorhanden, die mit Hilfe des archimedischen Prinzips die Dichte des Materials unter Huygens messen können^[18].

Missionsverlauf bis Saturn

Start und Marschflug

Cassini-Huygens startete am 15. September 1997 um 4:04 EST vom Launch Complex 40 auf Cape Canaveral. Als Trägerrakete kam eine Titan IVB mit einer Centaur-Oberstufe zum Einsatz, welche die Sonde zunächst mit einer Geschwindigkeit von 8 km/s auf eine Flugbahn in Richtung Venus brachte. Dies war nötig, da die Rakete die benötigten 15,1 km/s für einen direkten Flug nicht aufbringen konnte (es handelte sich bei der Titan IVB zu dieser Zeit bereits um die stärkste verfügbare Trägerrakete)^[51]. So sammelte die Sonde durch zwei Swing-by-Manöver im April 1998 und Juni 1999 zusätzliche Energie, was zu einer Geschwindkeitserhöhung auf 13,6 km/s führte^[51]. Vor dem Aufbruch zu den äußeren Planeten führte die Sonde am 18. August 1999 noch ein weiteres Swing-by-Manöver an der Erde durch um die Geschwindigkeit auf 19,1 km/s zu erhöhen und Kurs auf Jupiter zu nehmen. Während der gesamten vergangenen Missionsphase wurde die Hochgewinnantenne auf die Sonne ausgerichtet um als Hitzeschutz für die empfindliche Elektronik zu fungieren. Erst am 1. Dezember 1999 war die Intensität der Sonnenstrahlung gering genug um die Antenne wieder von der Sonne abzuwenden. Am 23. Januar 2000 kam zu einer Annährung an den Asteroiden (2685) Masursky, welcher aber aufgrund seiner geringen Größe und der großen Entfernung von ca. 1,5 Mio. km nur als kleiner Punkt auf den Aufnahmen der Telekamera zu sehen war^[51].

Defekt in der Kommuniaktionsanlage

Während des insgesamt fünften Routineprüfung der Sondensysteme zeigte sich im Februar 2000 eine massive Fehlfunktion in Cassinis Kommunikationsanlage. Der Test erfolgte über das Deep Space Network-System auf der Erde, welches simulierte Daten der Huygens-Sonde zu Cassini sandte^[52], von denen dann 90% verloren gingen^[51]. Als Ursache wurde nach einigen Monaten schließlich der "Bit Loop-Detector" im Empfangssystem ausgemacht, der den Dopplereffekt nicht verarbeiten konnte. Zwar war besaß der Empfänger auf den ersten Blick eine ausreichende Bandbreite um die Frequenzverschiebungen kompensieren zu können, allerdings galt dies nur für die reine Trägerwelle und nicht für die Seitenbänder, die den modulierten Datenstrom enthielten^[52]. Somit befand sich das Signal mit den Daten zu großen Teilen außerhalb der Bandbreite des Empfängers und ging verloren. Diese Tatsache wurde während der gesamten Entwicklungs- und Konstruktionsphase von keiner der beteiligten Agenturen bemerkt. Ein Kompletttest, der den Fehler hätte entdecken können, fand aufgrund des hohen Aufwands ebenfalls nicht statt^[52]. In anderen Funktionstest viel der Fehler ebenfalls nicht auf, da es keine Spezifikation für den modulierten Datenstrom gab, auf die man hätte zurückgreifen können. Schlussendlich war auch eine Umprogrammierung der Software zur Kompensation des Designfehlers nicht mehr möglich, da dies nur vor dem Start der Sonde hätte geschehen können^[52].

Bis zum Dezember 2000 wurden mehrere Pläne zur Rettung der Huygens-Teilmission entwickelt, von denen die meisten darauf abzielten den Dopplereffekt so weit wie möglich zu reduzieren und so größere Teile der Seitenbändern in den Frequenzbereich des Empfängers zu bringen^[52]. Dies würde dann im Endeffekt die Menge an auswertbaren Daten erhöhen. Im Juli 2001 entschloss man sich die Fly-by-Höhe von Cassini an Titan zu vergrößern, wodurch die Sonde weniger stark beschleunigt werden würde. Dies reduziert gegenüber dem originalen Flugplan die relative Geschwindigkeit zu Huygens, wodurch die Frequenzverschiebung durch den Dopplereffekt verringert wurde und somit ein wesentlich größerer Teil des Seitenbandes mit den Daten innerhalb der Bandbreite des Empfängers lag. Der neue Plan erforderte in den folgenden zwei Jahren eine kontinuierliche Modifikation der Flugbahn^[51].

Vorbeiflug an Jupiter

Audioaufnahme vom RPWS, welches die Interaktion von Sonnenwind mit der Magnetosphäre von Jupiter hörbar macht

Nach dem passieren der Erde befand sich Cassini auf einem Kurs zu Jupiter, dem größten Planeten des Sonnensystems. Ursprünglich waren aus Kostengründen keine Beobachtungen des Planeten vorgesehen, was allerdings zu Protesten bei den beteiligten Wissenschaftlern führte. Sie argumentierten, dass der Fly-by an Jupiter ideal wäre um die Instrumente zu eichen und mit ihnen Messungen mit bis dahin unerreichter Genauigkeit durchzuführen^[51]. Der Bitte wurde schlussendlich stattgegeben und am 1. Oktober 2000 machte die Telekamera in einer Entfernung von 84,3 Mio. km die ersten Aufnahmen.

Cassini konnte während der nächsten 5 Monate die ebenfalls im Jupitersystem aktive Raumsonde Galileo bei den Beobachtungen des Planeten ergänzen, da diese entgegen der ursprünglichen Planung hauptsächlich die Monde untersuchte. Dies war ein Resultat eines schwerwiegenden Defekts der entfaltbaren Antenne, die sich nach dem Start nicht öffnen ließ. Hierdurch war man gezwungen alle wissenschaftlichen Daten über die Niedriggewinnantennen von Galileo zu übertragen, die um mehrere Größenordnungen weniger Daten übertragen konnte als die ausgefallene Hochgewinnantenne^[51]. Infolge dessen konzentrierte man sich auf die Erforschung der Monde und die Einstellung der meisten fotografischen Aktivitäten, da diese eine hohe Datenrate benötigten.

Während des Aufenthaltes im Jupitersystem fertigte Cassini viele hochauflösende Aufnahmen von Jupiter an und übernahm damit für einige Zeit einen Teil der ursprünglichen Aufgaben von Galileo. Im laufe des Missionsabschnitts wurde auch die bis heute hochauflösendste Aufnahme des Planeten aus mehreren Einzelaufnahmen angefertigt (siehe Bild rechts). Das ISS-System machte insgesamt 26287 Aufnahmen, wobei auch eine Vielzahl der zur Verfügung stehenden Filter verwendet wurden um die Gasverteilung in Jupiters Atmosphäre zu untersuchen^[51].

Mitte Dezember ergab sich für Cassini die Gelegenheit auch Aufnahmen von einigen Monde anzufertigen. Allerdings kam es am 17. Dezember zu einem größeren Zwischenfall im Bereich der Reaktionsräder, welche die Orientierung der Sonde im Raum kontrollierten. Als das Rad mit der Nummer drei zur Lageänderung von 50 auf 208 Umdrehungen pro Minute beschleunigte wurde stellte man eine deutliche Temperaturerhöhung an dessen Lager fest^[51]. Der Bordcomputer interpretierte dies als Zunahme der Reibung und schaltete die Reaktionsräder ab, woraufhin die Lage über die Schubdüsen geregelt wurde. Da dies jedoch viel Treibstoff verbrauchte deaktivierte man vom Boden aus die Instrumentenplattform vom 19. bis 27 Dezember und ließ nur die lageunabhängigen Instrumente (z. B. RPWS oder MAG) weiterlaufen. Beim erneuten anfahren des Rades stellte man eine ungleichmäßige Verteilung der Schmierflüssigkeit fest. Dieses Problem verschwand jedoch mit zunehmender Betriebsdauer schließlich ganz und so konnten die wissenschaftlichen Beobachtungen unverändert fortgesetzt werden^[51]. Während der achttägigen Ruhephase wurde allerdings die Gelegenheiten für geplante Aufnahmen einiger Jupitermonde verpasst, so dass nur von Himalia einige Bilder gemacht werden konnten. Diese konnten aufgrund der großen Entfernung von 4,4 Mio km den kleinen Mond nur in wenige Pixel auflösen. Dies war jedoch bereits wesentlich besser als die früheren Aufnahmen, die Himalia nur als einfachen Punkt zeigten. Somit ließ sich zum ersten mal die längliche Form und die Größe (ca. 120 km × 150 km) bestimmen^[51]. Durch das MIMI-Instument konnten auch zum ersten mal dreidimensionale Aufnahmen von Jupiters Magnetfeld gemacht werden. Am 22. März endeten dann die Beobachtung von Jupiter und Cassini befand sich auf dem Weg zu Saturn, wo die Primärmission starten sollte.

Primärmission bei Saturn

Vorbeiflug an Phobe

Mit dem finalen Kurskorrekturmanöver am 30. Juni 2004 schwenkte Cassini-Huygens in einen Orbit um Saturn ein, womit die Primärmission der Sonden begann^[53]. Viele Instrumente wurden schon vor diesem Datum aktiviert (die ersten bereits im März) und schon am 12. Juni wurde Phobe bei einem Fly-By untersucht. Die Sonde nährte sich dem Mond bis auf 2000 Kilometer an und fertigte Bilder von damals unerreichter Qualität an. Man fand einen sehr alten Himmelskörper vor, der im wesentlichen aus Eis besteht und mit einer mehrere hundert Meter dicken Schicht aus dunklerem Material bedeckt ist^[54]. Die Oberfläche von Phoebe weist eine große Zahl von Einschlagkratern auf, was von einigen Wissenschaftlern als Hinweis darauf gesehen wird, dass der Mond ein Überbleibsel aus der Entstehungszeit des Sonnensystems vor ca. 4,5 Milliarden Jahren ist^[54]. Manche Krater besitzen einen Durchmesser von bis zu 50 Kilometern und haben die Oberfläche massiv umgestaltet. Durch die Rotation von Phobe konnte die gesamte Oberfläche erfasst werden, wobei sehr hohe Auflösungen bis hinunter zu 12 Meter pro Pixel erreicht werden konnten^[55].

Flug durch die Ringe

Auf dem Weg zum ersten Fly-by an Saturn musste Cassini-Huygens durch die Saturnringe hindurchfliegen, wodurch sehr hoch aufgelöste Aufnahmen ihrer Struktur aus nächster Nähe möglich waren. Allerdings war das Manöver aufgrund der unzähligen Gesteinsbrocken nicht ungefährlich, so dass man eine Lücke zwischen dem E- und F-Ring anvisierte, der auf den Aufnahmen der Voyager-Sonden als materiefreier Raum zu erkennen waren^[55]. Wären man auf den Aufnahmen des ISS doch Hindernisse zu erkennen gewesen, hätte man zum Ausweichen den Orbit anheben können. Dies hätte allerdings zusätzlichen Treibstoffverbrauch zur Folge gehabt und erwies sich schlussendlich als nicht nötig. Während des Durchfluges wurde die Sonde allerdings so gedreht, dass die Hochgewinnantenne als improvisiertes Schutzschild gegen kleinere Partikel diente^[55]. Die Ringe wurden primär mit den Instrumenten ISS und UVIS untersucht, die viele neue Erkenntnisse über den Aufbau und die Zusammensetzung der Ringe lieferten. So bestanden diese nicht primär aus Eis, wie früher angenommen, sondern überwiegend aus Staub, der dem auf der Oberfläche von Phobe sehr ähnelt^[56]. Darüber hinaus wurde auch eine ungewöhnlich hohe Konzentration von atomarem Sauerstoff am Rand der Ringe entdeckt. Da die Bestandteile von innen nach außen immer jünger werden (ähnlich den Jahresringen bei Bäumen) nimmt man an, dass der Sauerstoff aus einer Kollision im Januar desselben Jahres stammen könnte.

Saturnvorbeiflug und neue Monde

Bei dem ersten und engsten Fly-by der Mission flog Cassini-Huygens in einer Distanz von nur 18000 Kilometer an der Wolkengrenze von Saturn vorbei, um danach wieder die Ringe zu passieren. Bei der Auswertung aller Bilder konnte man schließlich zwei sehr kleine und noch nicht bekannte Monde indentifizieren, die man provisorisch als „S/2004 S1“ und „S/2004 S2“ bezeichnete^[57]. Ersterer misst drei Kilometer im Durchmesser, der zweite vier Kilometer. Beide Monde sind etwa 200000 Kilometer von Saturn entfernt und ihr Orbit befindet sich zwischen denen von Mimas und Enceladus. Die Monde wurden auf stark langzeitbelichteten Aufnahmen entdeckt, wobei S/2004 S1 eventuell schon bei der Voyager-Mission gefunden wurde, ein ähnliches Objekt erhielt bereits 1981 die Bezeichnung „S/1981 S14“. Später wurden die Monde in Methone (S1) und Pallene (S2) umbenannt.

Erster Titan Fly-by

Am 26. Oktober 2004 fand der erste Vorbeiflug an Titan in einer Entfernung von 1174 Kilomter statt. Dabei wurde die Oberfläche mit einer bis dahin unerreichten Präzision erfasst. Zur Beobachtung wurden 11 von 12 Instrumente zur Beobachtung genutzt, wobei ein Softwarefehler im CIRS eine genauere Untersuchung im Infrarot-Spektrum verhinderte^[58]. Von besonderem Interesse waren die Aufnahmen des Radar-Systems, da die Oberfläche mit optischen Instrumenten aufgrund der dichten Atmosphäre von Titan nur schwer zu untersuchen sind. Bei dem Vorbeiflug konnte etwa ein Prozent der Oberfläche mit einer Auflösung von bis zu 300 Meter pro Pixel erfasst werden^[59]. In Kombination mit anderen Instrumenten konnte die Oberfläche Titan's als verhältnismäßig jung charakterisiert werden, wobei auch dynamische Vorgänge zu beobachten waren. Dies wurde als Hinweis auf fließende, eventuell organische Materialien gesehen. Auch gab es Indizien die auf das Vorhandensein von Gletschern und Seen hindeuteten. Während des Vorbeiflugs konnte auch ein Eis-Vulkan entdeckt werden (siehe Bild rechts).

Die Huygens-Mission

Abtrennung und Marschflug

Flugprofil von Cassini-Huygens vier Wochen vor der Landung

Die Huygens-Mission begann mit der Abtrennung von Cassini am 25. Dezember 2004 um 3 Uhr mitteleuropäischer Zeit. Die drei kleinen Sprengladungen trennten Huygens erfolgreich ab und beschleunigten die Sonde auf 0,35 Meter pro Sekunde (relativ zu Cassini) bei einem Spin von 7,5 Umdrehungen pro Minute^[60]. Die Messung der Rotation wurde erst durch das schwache, gerichtete Magnetfeld der Sonde ermöglicht. Dieses konnte mit dem hochempfindlichen Magnetometer von Cassini erfasst werden, wobei Huygens eigentlich nicht magnetisch hätte seien dürfen, um eben dieses Instrument nicht zu stören. Das Magnetfeld wurde erst nach der Fertigstellung bemerkt, wobei es so schwach war, dass es nicht als kritisches Problem für die Mission eingestuft wurde. 12 Stunden nach der Abtrennung machte Cassini mit der Telekamera des ISS eine Aufnahme von Huygens, die nach eingehender Vermessung bestätigte, dass sich die Sonde auf einem korrekten Kurs befand^[61]. Dem Flugplan zufolge sollte Huygens nach der Abtrennung Titan nach 21 Tagen erreichen.

Landung auf Titan

Künstlerische Darstellung von Huygens während des Abstieges

Datei:Huygens descent.gif

Die Landesquenz von Huygens

Am 14. Januar, drei Wochen nach der Abtrennung, begann die wissenschaftliche Mission für Huygens. Im folgenden sind die Ereignisse chronologisch (MEZ) geordnet aufgezählt^[62]. Huygens sendet alle gewonnen Daten verzugslos mit 1 bis 8 KBit/sec an Cassini, die dort zwischengespeichert werden, um sie in den Tagen nach Ende der Huygens-Mission zur Erde zu übertragen.

6:51 Die interne Uhr aktiviert die Elektronik der Sonde und versetzt die Transmitter in den Niedrigenergiemodus, um auf den Beginn der Datenübertragung zu warten.

11:13 Huygens tritt in einer Höhe von 1720 Kilometer in die Atmosphäre von Titan ein.

11:17 Die Sonde hat eine Geschwindigkeit von 400 Meter pro Sekunde unterschritten, was in einer Höhe von ca. 180 Kilometer die Öffnung des ersten Fallschirmes initiiert. Dieser trennt durch seinen Wiederstand das obere Hitzeschild ab und entfaltet 2,5 Sekunden später den Hauptfallschirm.

11:18 In einer Höhe von etwa 160 Kilometer wird das große untere Hitzeschild abgetrennt. Hierdurch konnte das DISR aktiviert werden, dass nun einen freien Blick nach unten besaß und die ersten Bilder und Spektren anfertigte.

11:32 Der Hauptfallschirm trennt sich in einer Höhe von ca. 125 Kilometer, woraufhin sich der dritte und letzte Fallschirm entfaltete.

11:49 In einer Höhe von 60 Kilometer wird der Radarhöhenmesser des HASI aktiviert, wodurch Huygens Bordcomputer weitere Entscheidungen auf Basis der Höhe treffen konnte, statt durch die interne Uhr gesteuert zu werden.

12:57 Das GCMS wird als letztes Instrument aktiviert.

13:30 Die Lampe des DISR wird aktiviert, um nach der in kürze bevorstehenden Landung gute Spektren von der Oberfläche zu erhalten.

13:34 (±15 Minuten) Huygens ist mit einer Geschwindigkeit von 17 km/h erfolgreich auf der Oberfläche von Titan gelandet. Die Temperatur beträgt -180°C, der Druck liegt bei 1467 Millibar.

15:44 Huygens verliert den Kontakt zu Cassini, da die Sichtverbindung unterbrochen wird. Zu diesem Zeitpunkt ist die Mission für Huygens beendet

16:14 Cassini richtet seine Antenne wieder zurück zur Erde aus und überträgt die ersten Daten.

Ergebnisse

Einer der ersten Rohbilder. Zusehen sind u.a. Kanäle (links), die zu einer Küstenlinie führen (rechts)

Bei der Sichtung der Empfangenen Daten von Huygens wurde ein weiterer Technischer Fehler offenbar: Cassini's Empfangssystem zeichnete nur Daten von Kanal B auf. Huygens besitzt zwei redundante Sender (Kanal A und B), von dem jeder alle gesammelten Messdaten zeitversetzt übertrug. Von dieser doppelten Redundanz waren allerdings zwei Experimente ausgenommen: das Doppler Wind Experiment (DWE) zur Messung der Windgeschwindigkeit und die Bilddaten des DISR^[18]. Die Messung durch das DWE-Instrument sollten an Bord von Cassini und durch ein VLBI-Netzwerk auf der Erde geschehen. Hierzu benutzte das Instrument den hochstabilen Oszillator des Kanal A-Senders. Da auf diesem Kanal keine Daten empfangen wurden, waren auch keine Messungen durch Cassini möglich. Allerdings konnte man aus den Daten des VLBI-Netzwerkes die Windgeschwindigkeiten rekonstruieren, allerdings waren diese um ein vielfaches ungenauer als die geplanten Messungen durch Cassini. Das DISR-Instrument hingegen übertrug die gewonnen Bilder wechselseitig auf Kanal A und B, da die Datenmenge zu groß gewesen wäre, um sie redundant zu senden. Daher verlor man exakt die Hälfte der 1215 Bilder beim Empfang^[18]. Die nicht-aktivierung des Kanal A-Empfängers war einem Programmierfehler geschuldet, der in den Verantwortungsbereich der ESA fiel. Ein weiteres Problem betraf den Sonnensensor, der aufgrund der unerwartet rückwärtigen Rotation die Sonne nicht erfassen konnte. Somit konnte zuerst nicht bestimmt werden, in welche Richtung die Kameras sehen und wo sich Huygens genau befand^[61]. Durch aufwändige Rekonstruktionen konnten die nötigen Parameter jedoch zwei Monate nach der Landung mit einer Genauigkeit von ca. 5° bestimmt werden.

Während der Mission wurden in 3 Stunden und 44 Minuten 474 MBit Daten gesammelt übertragen, davon 606 Bilder^[63]. Man stellte fest, dass die Atmosphäre des Planeten hauptsächlich aus Stickstoff und Methan besteht, wobei die Konzentration von Methan mit abnehmender Höhe steigt. In einer Höhe von 20 Kilometern wurden Wolken aus Methan entdeckt, welche dann in Form von Nebel bis zum Boden reichen^[63]. In der Atmosphäre wurde auch das Isotop Argon-40 detektiert, was auf vulkanische Aktivität schließen lässt. Allerdings kommt es hierbei nicht zum Auswurf von Lava wie auf der Erde, sondern zum Ausbruch von Wassereis und Ammoniak. Allerdings fand man überraschenderweise keine Isotope vom Typ Argon-36 und Argon-36, die noch aus den Anfängen des Sonnensystems stammen. Daraus folgt, dass Titan mindestens einmal in seiner Geschichte seine komplette Atmosphäre verloren haben muss ^[61]. Erwartungsgemäß selten waren die Edelgase Krypton und Xenon, da diese in Aerosolen gebunden sind und so zum Boden transportiert werden. Die Auswertung der Stickstoffmoleküle zeigte, dass Titans Atmosphäre in der Vergangenheit fünfmal dichter gewesen seien muss^[61]. Für den Verlust sind unter anderem drei Ausgasungswellen verantwortlich: die erste fand bei der Formung des Mondes statt, die zweite vor ca. 2000 Millionen Jahren (der sich verdichtende Silikatkern erzeugte große Mengen Wärme) und die letzte vor etwa 500 Millionen Jahren, als es Konvektionsströme im Mantel von Titan gab. Die Windemssungen ergaben eine Geschwindigkeit von ca. 35 Meter pro Sekunden (125 km/h) in einer Höhe von etwa 60 Kilometern, wobei die Winde mit abnehmender Höhe immer langsamer werden, bis sie schließlich unter einer Höhe von 10 Kilometern fast zum erliegen kommen^[61]. Die Windrichtung war bis zu diesen 10 Kilometern konstant „Ost“, drehte beim Unterschreiten dieser Grenze aber sehr schnell auf „West“ um. Die Strömungen innerhalb der Atmosphäre werden nicht wie auf der Erde durch wechselnde Sonneneinstrahlung verursacht, da deren Intensität aufgrund der wesentlich Größeren Entfernung etwa 100-mal geringer ist als auf der Erde. Im Gegenzug ist der Einfluss der Gravitation von Saturn auf Titan 400-mal stärker als der des Mondes auf die Erde, wodurch in der Atmosphäre ein Ebbe-Flut-Mechanismus erzeugt wird^[61].

Durch die Vielzahl von Bildern in Kombination mit abbildenden Spektren und Radar-Messungen konnte Huygens viel über die Oberfläche von Titan in Erfahrung bringen, was bis zu diesem Zeitpunkt aufgrund der dichten Atmosphäre kaum möglich war. Die Oberfläche war aufgrund von Ablagerungeren von organischem Material dunkler als erwartet und der Boden, auf dem die Sonde gelandet war, ähnelte in seinen Eigenschaften nassem Sand oder Ton auf der Erde^[63]. Die Substanz besteht hauptsächlich aus verschmutzten Wasser- und Kohlenwasserstoff-Eis. Durch die Wärme der Sonde kam es unterhalb der Sonde schon kurz nach der Landung zu kleinen Ausbrüchen von im Boden gebundenem Methan^[63]. Die Bilder der seitwärts blickenden Kamera (SRI) zeigten eine flache Ebene mit kiesartigen Körpern, welche eine Durchmesser von 5 bis 15 Zentimetern aufweisen. Während des Abstieges konnte das DISR spektakuläre Bilder von Titans Oberfläche machen, insbesondere kurz vor der Landung, als ein Großteil der Dunst- und Wolkenschicht durchquert worden war. Das Relief zeigte vielfältige Formationen, unter anderem Berge, Täler und auch Dünen, die bis zu 1500 Kilometer lang sind^[61]. Auch wurden viele Kanäle gefunden, die zusammen mit den abgerundeten Formen der Steine auf der Oberfläche und der Konsistenz des Bodens auf Erosion durch Flüssigkeiten hin. Schon früh wurde dem Methan hierbei eine primäre Rolle zugedacht, was sich letztendlich auch bestätigte^[61]. Auf Titan existiert ein konstanter Methan-Kreislauf mit Regen, Flüssen und Seen, welcher für die Erosion des Reliefs verantwortlich ist.

Video des Abstieges

Missionsverlauf 2005

Nach dem Ende der Huygens-Mission führte die Cassini-Sonde am 17. Februar 2005 in einer Höhe von 1577 Kilometern ihren ersten Vorbeiflug an dem Mond Enceladus durch^[64]. Die Auflösung der gemachten Bilder übertrafen hierbei die der Voyager-Sonden um das zehnfache. Diese hatten zu ihrer Zeit bereits feststellen können, dass der Mond sehr viel Licht reflektierte und kaum dunkle Partien aufwies. Der Grund hierfür konnten Spektralanalysen von Cassini liefern: Der Mond ist vollständig mit hochreinem Wassereis überzogen, der keinerlei Verschmutzungen aufweist. Auf diesem Eispanzer haben sich zwar Kanäle und Erhebungen gebildet, welche in ihrem Muster denen auf Europa und Ganymed ähneln, allerdings weist die geringe Zahl und Größe von Einschlagskratern auf einen eher jungen Mond hin^[64].

Verweise

Weblinks

Commons: Cassini-Huygens – Album mit Bildern, Videos und Audiodateien

Literatur

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Einzelnachweise

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