| Home | Raumfahrt | Raumsonden | Einzelne Programme | Site Map | |
OSIRIS-REx (Origins, Spectral Interpretation, Resource Identification, and
Security-Regolith Explorer) ist die dritte Raumsonde des New
Frontier-Programmes. Das New Frontier Programm beinhaltet "mittelteure"
Raumsonden. Wie das Discovery-Programm für "preiswertere" Raumsonden ist das
Budget beschränkt: Bei OSIRIS-REx beträgt es 800 Millionen Dollar.
Entsprechend des hohen Budgets gebt es nicht viele Raumsonden in diesem
Programm. Nach New Horizons (Start 2006) und
Juno 2011 ist es nun die dritte. Discovery Missionen
gibt es dagegen alle 1-2 Jahre eine neu. Sie dürfen aber nur maximal 450
Millionen Dollar kosten. Noch teurer sind Flagschiff-Missionen die keine
Kostenbegrenzung haben. Derzeit operieren zwei Flagship Missionen:
Cassini (gestartet 1997) und
Curiosity (gestartet 2011). Geplant ist ein
Nachbau von Curiosity und eine Mission zum Jupitermond Europa. Eine Flagschiff-Mission
gibt es im Mittel nur alle 10 Jahre und sie kosten meistens 2+ Milliarden
Dollar.
OSIRIS-REx ist für eine Asteroidenmission eigentlich zu teuer. Bisher hat die NASA zu diesen Himmelskörpern nur kleine und preiswerte Sonden geschickt. So NEAR (1996), Deep Space 1 (1998) und Dawn (2007). Das die NASA eine so teurere Sonde durch den Budgetausschuss des Kongresses bekam liegt daran das 2011 Präsident Obama das Constellation Programm seines Vorgängers George W. Bush einstellte. Dieser hatte es 2004 auf den Weg gebracht, doch es war schlecht finanziert. Die von Obama eingesetzte Augustine Kommission zeigte auf, das selbst wenn man nun deutlich mehr Mittel bereitstellen müsste, da die Kostenpläne viel zu optimistisch waren. Der Mondlander war noch nicht mal über das Planungsstadium herausgekommen., die Trägerraketen Ares I und V waren zu teuer und das Orion-Raumschiff ebenfalls.
Obama stellte allerdings nicht ganz ein, sondern ließ Orion als bemanntes Programm am Leben. Wenig später forderte der Senat die NASA auf eine billige Alternative zur Ares V zu entwerfen, woraus die Schwerlastrakete SLS entstand. Damit gab es eine Trägerrakete mit der man das Erde-Mond-System verlassen konnte, aber nicht auf dem Mond landen. Dafür hat die SLS zu wenig Leistung. Also suchte die NASA nach Zielen die man mit Orion erreichen konnte und fand sie in erdnahen Asteroiden. OSIRIS-REX ist damit eine unbemannte Präcursor-Mission zur Erkundung eines dieser Asteroiden, der 1999 entdeckte 101955 Bennu.
Ursprünglich war OSIRIS (ohne REX) schon ein Kandidat für eine Mission in der Discovery Klasse. Diese Missionen haben einen Kostenrahmen von 425 Millionen Dollar (inklusive Start). Als man bei der Ausschreibung zu Discovery 12 im November 2007 unterlag erweiterte man die Mission und reichte sie nun bei der nächsten Ausschreibung des New Frontier Programmes ein. Für den Autor spricht viel dafür das die Selektion weniger auf wissenschaftlichen Argumenten als vielmehr auf der neuen Ausrichtung des bemannten Programmes mit Besuchen von erdnahen Körpern beruht, denn für ihre Kosten hat die Raumsonde erstaunlich wenige Experimente mit nur geringen Leistungen an Bord. Einen Ähnlichen "Run" kennt man schon vom Mond als nach der Ankündigung von Bushs Constellation Programm dort in rascher Reigenfolge einige Raumsonden genehmigt wurden (LRO, LCROSS, GRAIL, LADEE) und seit dieses ad Akta ist gibt es auch keine Mondmissionen mehr. OSIRIS selbst basierte auf HERA, einem für Discovery 11 eingereichten Vorschlag der jedoch schon nicht in die engere Wahl kam. Man erarbeitete mit Lockheed Martin einen präziseren Vorschlag. Dieser bekam 1,2 Millionen Dollar für eine Phase A Studie. Er unterlag in Discovery 12 aber, weil das Panel meinte die Mission wäre zu teuer für eine Discovery Class Sonde, auch wenn die Beurteilungen für wissenschaftlichen wert und technische Umsetzung gut waren. Daraufhin bewarb man sich mit einem erneut modifizierten Vorschlag bei dem New Frontierprogramms bei dem der Kostenrahmen mehr als doppelt so hoch ist.
Zu den 800 Millionen Dollar (Wert 2011) muss man noch die 183 Millionen Dollar für die Atlas V Trägerrakete und besondere Startservices (über die bei kommerziellen Missionen üblichen) für die NASA rechnen. Die Gesamtkosten von OSIRIS REx liegen daher inflationskorrigiert über 1 Milliarde Dollar.
Die Abkürzung OSIRIS REx listet auch die wichtigsten Ziele auf:
Origins: Gewinne eine Probe unverfälschten Materials das eventuell organische Moleküle als Vorstufen des Lebens auf der Erde enthält.
Spectral Interpretation: Gewinne ein Spektrum eines C-Typ Asteroiden das unverfälscht durch die Erdatmosphäre oder den Weidereintritt (bei irdischen Meteoriten) ist
Resource Identification: Identifiziere Ressourcen die man in der Zukunft eventuell bei solchen die Erdbahn kreuzenden Asteroiden gewinnen könnte.
Security: Quantifiziere den Jarkowsky-Effekt bei dem die unterschiedliche Form von kleinen Asteroiden durch die ungleichmäßige Sonneneinstrahlung die Bahn ändert um so bessere Prognosen eines zukünftigen Einschlages von Erdbahnkreuzern vorhersagen zu können.
Regoltih-Explorer: Untersuche den Regoltih, die oberste Staubschicht aus Trümmern von Minieinschlägen bis zur Sub-Millimeterskala.
Die Sonde greift also schon im Namen Buzz-Themen auf mit denen man öffentlichkeitswirksam die Mission populär machen kann wie die Suche nach dem Ursprung des irdischen Lebens, dem Schutz von einem Einschlag, indem man ihn rechtzeitig vorausberechnen und so eventuell verhindern kann oder sogar der Gewinnung von Ressourcen, wofür aber die Kosten von Raumfahrt drastisch sinken und die rohstoffpreise drastisch steigen müssten. So verwundert es nicht das sie schließlich genehmigt wurde.
Die RaumsondeOSIRIS-REx wiegt beim Start 2.110 kg, davon ist der größte Teil Treibstoff: trocken wiegt die Sonde nur noch 880 kg. Die Höhe beträgt 3,15 m, die Breite 2,43 m und die Länge 2,43 m ohne und 6,20 m mit ausgefahrenen Solarpaneelen. Die Raumsonde selbst wird von Lockheed-Martin gebaut, die Experimente stammen von verschiedenen US-Universitäten. Die Zentrale Struktur ist ein Würfel von 2,3 m Kantenlänge bei nur 160 kg Gewicht nimmt er alle Lasten der Raumsonde und ihrer Experimente auf.
Strom für alle Bordsysteme und die Experimente liefern zwei schräg abstehende Solarpaneele. Aufgrund des elliptischen Orbits von Bennu schwankt die Sonneneinstrahlung und damit auch der verfügbare Strom zwischen 1226 und 3000 Watt. Für Zeiten ohne beschienene Paneele, z.B. auf der Schattenseite von Bennu und beim Start stehen Lithium-ionen-Batterien mit einer Leistung von 30 Ah zur Verfügung. Die belegte Fläche der Solarpaneele beträgt 8,5 m². Die beiden Paneele sind in der Y- und Z-Achse schwenkbar. Die Bordspannung liegt bei 28 V.
Die Sonde sendet die wissenschaftlichen Daten über eine 2,1 m große Parabolantenne. Die Kommunikation erfolgt im X-Band. OSIRIS-REx setzt eine Kopie des Kommunikationssystems von MAVEN, der letzten Marssonde der USA ein. Die 2,1 m Antenne ist fest an der Raumsonde angebracht. So muss sich OSIRIS-REX jedes Mal drehen wenn sie Daten zur Erde sendet. Die Datenrate ist abhängig von der Entfernung und erreicht maximal 914 kbit/s.
Eine Mittelgewinnantenne wird während der Probenentnahme eingesetzt, wenn die fest angebrachte Antenne nicht zur Erde zeigt. Sie erlaubt die Kommunikation mit kleinerer Datenrate. Für Notfälle und das Senden von Kommandos zur Inbetriebnahme dienen zwei Niedriggewinnantennen auf jeder Seite. Jede deckt eine Hemisphäre ab und erlaubt eine Kommunikation mit der Sonde egal wie sie im Raum ausgerichtet ist.
Der Großteil von OSIRIS-REx (1.230 kg, die Trockenmasse beträgt nur 880 kg) ist Treibstoff. Er wird benötigt, weil die Bahn von Bennu sowohl innerhalb der Erdbahn wie auch außerhalb verläuft. Die Rakete transportiert OSIRIS-REx auf eine Bahn bei der das Aphel schon richtig liegt. Die Erde senkt bei einem Vorbeiflug dann das Perihel ab, doch damit die Sonde die Erde beim richtigen Punkt der Bahn ändert muss sie ihre Bahn anpassen. Zuletzt braucht sie viel Treibstoff damit sie "schnell" zur Erde zurückkehrt.
Wie viele andere US-Raumsonden benutzt OSIRIS-REx Hydrazin als monergolen Treibstoff, das heißt es gibt keinen Oxydator. Hydrazin wird katalytisch gespalten. Die Verbrennung mit Stickstofftetroxid würde zwar den Treibstoffverbrauch deutlich senken, da der spezifische Impuls um ein Drittel höher liegt, aber die Nutzung von Hydrazin alleine ist sicherer. Die Raumsonde benötigt für die vorgesehene Mission eine Treibstoffzuladung die einem Startgewicht von 1.955 kg entspricht. Die Zuladung von weiteren 155 kg war durch die Performance der Atlas 411 Trägerrakete möglich. In der zentralen Struktur ist ein Tank mit einer Höhe von 153 m und einem Durchmesser von 124 cm untergebracht. Er fasst maximal 1.300 l Hydrazin. Ein Druckgastank mit einem Durchmesser von 42,4 cm und einer Höhe von 75,2 cm fasst 80 l Helium. Die 3,7 kg Helium haben einen Anfangsdruck von 330 bar. Sie halten den Tankdruck aufrecht der so bei mindestens 20 Bar liegt.
Die Raumsonde hat zahlreiche Triebwerke mit verschiedenem Schub und verschiedenen Aufgaben. Sie alle stammen von Aerojet. Der Hauptantrieb sind vier MR 107S Triebwerke mit je 222 N Schub. Sie führen die größeren Geschwindigkeitsänderungen durch. Sechs MR 106 L Triebwerke mit 22 N Schub sind für kleinere Geschwindigkeitsänderungen zuständig. Sie beschleunigen OSIRIS-REX auch nach der Probenentnahme. 16 Triebwerke vom Typ MR 111G mit 4,4 N Schub sind für Lageänderungen der Sonde zuständig und dem Entsättigen der Drallräder. Sie sind in vier Gruppen zu je vier Triebwerken angeordnet. Zuletzt sind zwei Triebwerke vom Typ MR 401 mit 0,44 N Schub für Feinkorrekturen zuständig. Sie werden auch benötigt um in den Orbit um Bennu einzuschwenken und ihn zu verändern, denn der Himmelskörper hat nur eine geringe Gravitation.
OSIRIS-REX setzt den RAD 750 Prozessor ein, eine weltraumtaugliche Version des Power PC 750 Prozessors, der z.B. im Apple G3 steckte. Bei einem Takt von bis zu 200 MHz erreicht er eine Geschwindigkeit von bis zu 400 MIPS. Er hat 10,4 Millionen Transistoren und einen Stromverbrauch von etwa 10 Watt. In der Leistung entspricht dies in etwa einem Pentium II Prozessor aus dem Jahre 1997/98. Allerdings ist er viel strahlungstoleranter und für eine Strahlenbelastung von 100.000 rad ausgelegt - für einen Menschen wären schon 1 rad tödlich. Der RAD750 wird seit 2005 bei zahlreichen Raumsonden eingesetzt.
Jede Raumsonde muss wissen wo sie ist und wie sie im Raum orientiert ist, um die Instrumente auf ihr Ziel und die Antenne zur Erde auszurichten. Dazu hat OSIRIS-REX mehrere Systeme an Bord. Für die Erkennung der Lage setzt man ein IMU ein, das sind Ringlaserkreisel, bei denen ein Laserstrahl im Kreis gelenkt werden, bis sie sich durch Interferenz auslöschen. Bewegungen führen dazu das die Interferenz unterbrochen wird und damit kann sie erkannt und quantisiert werden. Drei Laser senkrecht zueinander stecken in der nur 23 x 17 cm großen IMU mit einem Gewicht von 4,5 kg-
Die Ausrichtung der Solarpanels zur Sonne wird durch Sonnensensoren bewerkstelligt. Sie sind Teil des Sicherheitssystems, da die Solarpanels immer zur Sonne ausgerichtet werden sein müssen, die Batterien liefern nur Strom für wenige Stunden.
Besondere Bedeutung haben die Navigationskameras bei OSIRIS-Rex. Als zweites unabhängiges System haben viele Satelliten und Raumsonden Star-Trackerkameras an Bord. Dies sind kleine defokussierte Kameras die auf einem CCD-Sensor Punktwolken erzeugen. Die Lage derer wird mit einem Sternenkatalog vergleichen und so die Ausrichtung der Kameras (und damit der Sonde) relativ zu den Sternen festgestellt. Bei OSIRIS-REX werden diese Navcams auch für die Bodenprobenentnahme zur Navigation verwendet. OSIRIS-REx verwendet Malin Space Science Systems ECAM-M50, dies sind 5 Megapixel Kameras die monochrome Bilder oder HD-Videos anfertigen können.
Der wohl wichtigste Teil ist die Rückkehrkapsel. Sie soll mindestens 60 g,
erhofft werden bis zu 4,4 kg Bodenproben von Bennu zur Erde zurückbringen. Sie
wiegt 46 kg.
Die Rückkehrkapsel (Sample Return Capsule SRC) ist keine komplette Neuentwicklung. Sie basiert auf der Probenkapsel von Stardust, die 2006 Staubteilchen von zwei Komponenten zurück zur Erde brachte. Mechanisch ist sie identisch zur Kapsel von Stardust, sie unterscheidet sich aber im Innenleben, da bei Stardust dort ein Gelkontainer eingebracht wurde, der nur eingeklappt werden musste.
Die Kapsel besteht aus zwei Keglern bzw. Kegelstümpfen die miteinander verbunden werden. Sie hat einen Durchmesser von 81 cm und eine Höhe von 50 cm. Sie besteht aus fünf Hauptbestandteilen:
Der Aeroshell, dem stumpfkegeligen Teil der in Flugrichtung weist. Er bremst die Kapsel ab. Dazu besteht er aus einem Epoyidharz das verkohlt und später sublimiert. So gelangt nur ein Teil der Hitze des Plasmas auf die Kapsel über. Bei der SRC besteht dieses aus PICA (Phenolic-Impregnated Carbon Ablator). Dieses Material wurde schon bei den Viking Raumsonden eingesetzt und OSIRIS-REx setzt die dritte Generation des Materials ein. Es wurde bisher bei allen Rückkehr und Landekapseln der NASA eingesetzt und auch SpaceX setzt das Material bei der Dragon ein. Mit POica ist der Hitzeschutzschild verkleidet der aus CFK-Materialien besteht und die strukturelle Basis der Aeroshell bildet.
Die Backshell ist die hintere spitzkeglige Verkleidung. Auch sie ist verkleidet, allerdings sind hier die Temperaturen viel kleiner. Der Überzug besteht aus SLA 561 V, einem korkhaltigen Material das ebenfalls schon bei den Viking Missionen eingesetzt wurde.
Nach dem Abbremsen auf Unterschallgeschwindigkeit tritt das dritte System in Aktion. Es ist das Fallschirmsystem. Ein Zeitgeber, ausgelöst durch den Start der Abbremsung aktiviert den Pilotfallschirm. Er wird durch einen Mörser herausgeschleudert, dazu dient ein Gas entwickelnder Treibsatz, vergleichbar dem Treibsatz in einem Airbag. Der Pilotfallschirm stabilisiert die SRC und bremst sie etwas ab. Er sollte nominell bei Mach 1,4 in 33 km Höhe ausgelöst werden. Der Hauptfallschirm wird durch Drucksensoren freigegeben. Der Pilotfallschirm zieht den 8,2 m großen Hauptfallschirm heraus. Sobald der Hauptfallschirm entfaltet ist wird die Verbindung zum Pilotfallschirm durchtrennt. Damit fällt die Sonde auf den Boden. Melden Sensoren den Bodenkontakt /abrupte Abbremsung) so durchtrennen Messer die Verbindung zum Fallschirm. damit können Winde nicht die Kapsel über den Boden schleifen.
Die Steuerung des ganzen übernimmt die Avionik. Sie hat eine Lithium-Schwefeldioxid-Batterie als Stromversorgung die auch einen Peilsender mit Strom versorgt. Die Batterie hat eine Lebensdauer von 20 Stunden, mehr als genug Zeit die Kapsel durch Anpeilen des Senders zu finden.
Das letzte und wichtigste ist der Probenkontainer. Er ist eigentlich nur ein Behälter. Der Probenkopf ist davon getrennt und Bestandteil von TAGSAM, dem Bodenprobenentnahmesystem. Wenn verifiziert ist das eine Bodenprobe genommen wurde, dazu gibt es eigens eine Kamera SAMCAM, werden Einrastverbindungen freigegeben und die Aeroshell durch zwei Federn weggedrückt. Der Bodenprobenbehälter ist nun zugänglich und der Greifarm verstaut den Bodenprobenkopf im Kontainer, danach wird die Aeroshell wieder zurückgezogen bis sie erneut einrastet. Sensoren überwachen den gesamten Vorgang und er wird auch von der SAMCAM aufgenommen.
Bei Stardust trat die Kapsel mit 12,9 km/s in die Atmosphäre ein, mit einer Spitzenbeschleunigung (im Sinne einer Abbremsung) von 30 g. Die Bedingungen bei OSURIS-REX sind vergleichbar. Die Spitzengeschwindigkeit ist etwas geringer, die maximale Verzögerung dafür etwas höher.
Der
komplexeste und erst bei dieser Mission erstmals eingesetzte Teil ist der
Mechanismus für die Bodenprobenentnahme. TAGSAM gewinnt die Bodenproben,
verstaut diese aber auch in der Rückkehrkapsel. TAGSAM besteht aus einem
Bodenprobenentnahmekopf und einem beweglichen Arm.
Die Bodenprobenentnahme geht folgendermaßen. Der Arm wird von der dem Planetoiden zugewandten Seite aus ausgefahren. OSIRIS-REX "fällt" dann auf die Oberfläche, was wegen der kleinen Gravitation mit einer Geschwindigkeit von 0,36 km/h geschieht. Bei Kontakt mit der Oberfläche werden Federn zusammengedrückt. Feines Material haftet an der Oberfläche des Probenkopfes, größeres Material wird von zwei seitlich angebrachten Düsen die Stickstoff Druckgas ausstoßen nach innen in den Probenkopf gedrückt. Nach 5 Sekunden werden die Federn freigegeben und OSIRIS-Rex entfernt sich wieder von der Oberfläche. Der Arm wird zurückgezogen und eine eigene Kamera macht Bilder des Probenkopfes. Wenn durch Auswertung der Bilder die zur Erde übertragen werden feststeht, dass genügend Bodenproben vorhanden sind wird die Bodenprobe in die Rückkehrkapsel verstaut und die Bodenprobenentnahme ist beendet. Ansonsten kann dies wiederholt werden. Maximal drei TAGSAM Manöver sind vorgesehen.
Der
Arm kann um bis zu 15 Grad aus seiner Lage heraus bewegt werden, ohne das der
Bodenprobenentnahmekopf sich von seiner waagerechten Position entfernt. Er hat
Schickabsorber im oberen Bereich und ist beim Start zusammengefaltet in einem
Container verstaut. Der Kontakt wird durch Mikroschalter die auch die 5
Sekunden lange Probenentnahmesequenz auslösen und Messungen der IMU
festgestellt. Der Bodenprobenkopf hat eine aktive Fläche von 26 cm³ die über
kontakt feine Partikel durch Adhäsion bindet. Die Menge der großen Partikel
ist schwer zu beziffern, weil dies von der Größe und Form abhängig. Wird der
Kopf komplett gefüllt so fasst er je nach Materialdichte, Zusammensetzung und
Materialgröße 150 bis 2000 g. Daher reichen die Angaben für die Probenmenge
auch von 60 bis 4400 g. Je nachdem ob man eine oder bis zu drei Proben nimmt
und wie viel Material im Kopf sich ansammelt.
An der Unterseite des Arms, gegenüber der Rückkehrkapsel befindet sich die StowCam. Dies ist eine 5 Megapixelkamera von Malin Space Systems vom Typ Malin Space Science Systems ECAM-M50. Der Chip ist der gleiche wie in den beiden Navcams aber es ist eine Farbkamera mit einem Bayes-Muster über dem Chip. Die Stowcam wird zum einen Fotos des Bodenprobenkopfes zu machen, damit die Bodenkontrolle feststellen kann ob es genügend Material gibt. Sie wird aber auch das Verstauen des Probenkopfes in den Kontainer fotografieren um es zu überwachen.
OSIRIS-REx hat fünf dezidierte Instrumente im Gesamtgewicht von xx kg an
Bord. Dazu kommt die Nutzung des Sendesystems als Instrument. OSIRIS-REx hat
anders als die letzten US-Raumsonden keine Experimente anderer Nationen an
Bord.
| Instrument | Gewicht |
|---|---|
| OVIRIS | 17,8 kg |
| REXIs | 4,4 kg |
| OTES | 6,3 kg |
| OLA | 21,4 kg |
| OCAMS |
Das für die Allgemeinheit wichtigste Instrument ist OCAMS, drei Kameras die
Bilder von Bennu und der Probenname machen. Es sind insgesamt drei Kameras mit
unterschiedlichen Aufgaben und Fähigkeiten. Sie ergeben sich aus der
unterschiedlichen Distanz in der die Sonde von Bennu ist. anfangs noch
Millionen km entfernt wird sie am Schluss auf Tuchfühlung gehen.
Zuerst wird Bennu von der Polycam erfasst. Polycam ist ein kleines Teleskop von 20,3 cm Durchmesser und einer Brennweite von 635 mm. Es ist ein Ritchey-Chetrien Teleskop, eine Technologie das ein verhältnismäßig großes Bildfeld ermöglicht ohne die optischen Fehler die normalerweise bei einem großen Bildfeld auftreten. Im Falle der Polycam ist es 0,8 Grad groß, etwa 50% größer als der Vollmond. Polycam wird Bennu schon aus großer Entfernung (500.000 km Distanz) einfangen und assistiert damit den Navigationscameras die erst bei kürzeren Distanzen Bennu erfassen können. Die Polycam kann Sterne der 12-ten Größenordnung detektieren. Bennu füllt erst in 36 km Entfernung das Blickfeld aus. Aus größerer Nähe wird Polycam den Planetoiden kartieren. Sie kann Details bis zur Kieselsteingröße, also einige Zentimeter (>5 cm) erfassen.
Wie bei einem Teleobjektiv kann die Polycam nicht nahe und fern Gegenstände gleichzeitig scharf abbilden. Ihr Fokus ist so gewählt das ferne Details scharf sind. Unterhalb 200 m Entfernung sind die Bild unscharf. Nähert sich die Sonde Bennu zu sehr so werden die Bilder unscharf. Nun tritt Mapcam in Aktion. Diese Kamera hat ein kleineres Objektiv mit einem Blickfeld von 4 Grad, also fünfmal größer als bei Polycam. Anders als diese hat sie aber ein Filterrad mit acht Filtern und kann Farbaufnahmen anfertigen. Wie ihr Name besagt wird sie Bennu aus einem ersten Orbit kartieren. Sie wird auch wegen ihre größeren Gesichtsfeldes nach einem Mond um Bennu Ausschau halten. Mapcam hat ein Linsenobjektiv mit 125 mm Brennweite und einer Blende von 3,3 (Öffnung 38 mm). Sie macht scharfe Aufnahmen bis zu einer Entfernung von 30 m von der Oberfläche.
Nur beim Sammeln von Bodenproben tritt SAMCAM in Aktion. Sie hat ein 28 mm Objektiv mit einer Blende von 5,5 (5 mm). Sie wird bei dem Sammeln von Bodenproben diese dokumentieren und Aufnahmen davon machen. Ihr Fokus beginnt erst bei 100 m Entfernung und lässt Aufnahmen bis in die nächste Nähe zu. Auch sie hat ein Filterad, doch an drei Positionen befindet sich nur ein Klarfilter. Er dient zur Blockierung von Staub und durch Rotation hat man dann für den nächsten Versuch wieder ein klares Gesichtsfeld. Drei Versuche sind so überwachbar. Die vierte Position trägt einen optischen Filter der den Fokus verschiebt. Er dient dazu vor der eigentlichen Mission die Kamera zu prüfen, da sie wenn man damit Sterne beobachtet sonst nur unscharfe Abbildungen produzieren würde .Ihr Gesichtsfeld beträgt 21 Grad. Samcam hat die schnellste Ausleserate von allen Kameras und liefert ein Bild in 1,5 s.
Alle drei Kameras nutzen denselben CCD-Sensor einen 1024 x 1024 (1 MPixel)
mit einer Pixelgröße von 8,5 Mikrometern, gefertigt von Teledyne DAISA.
Das spart Kosten ein, auch wenn es nicht optimal für alle Kameras ist. Die
Mapping-Kamera würde von einem größeren Sensor profitieren, doch für das
Verfolgen des Samplevorgangs ist es wichtiger Bilder in schneller Folge zu
machen wofür man die Bildgröße beschränken musste. Der Detektor selbst wiegt
0,6 kg und verbraucht 5,3 Watt an Strom.
| Instrument | Polycam | Mapcam | Samcam |
|---|---|---|---|
| Brennweite: | 635 mm | 125 mm | 28 mm |
| F/D | 3,1 | 3,3 | 5.5 |
| FOV | 0,8 Grad | 4,0 Grad | 21 Grad |
| Durchmesser Optik | 203,2 mm | 38 mm | 5 mm |
| Auflösung aus 100 m Entfernung | 1,36 mm | 6,92 mm | 35,8 mm |
OLA ist ein Laserentfernungsmesser. Er hat verschiedene Aufgaben bei Bennu:
Er soll die Gestalt und innere Struktur von Bennu erforschen. Dazu kombiniert man die Laufzeit der Impulse mit den Radios-Science Daten der Sonde die über Geschwindigkeit, Beschleunigung informieren. Dies ist nötig weil die Umlaufbahn wegen der unregelmäßigen Gestalt nicht exakt kreisförmig ist. Damit stehen aber auch Daten bereit, die Rückschlüsse über die innere Struktur zulassen das heißt wie strak Bennu gerade an diesem Ort die Sonde anzieht.
Daneben wird OLA eine globale Höhenkarte von Bennu erstellen.
Zuletzt assentiert Ola der Bodenprobenname indem es um die Plätze für die Probenentnahme detaillierte Höhenprofile (im Meterbereich) und Daten über die Dichte und Rauigkeit des Regoliths liefert. Zuletzt wird OLA auch bei der Risiko Überwachung beteiligt sein indem es Unebenheiten in der Sampleregion bestimmt.
OLA besteht aus zwei NdYAg-Festkörper-Lasern. Einem Niedrigenergielaser mit 10.000 Impulsen/s und Einer Energie von 10 µj pro Puls und einem Hochenergielaser der nur 100 Impulse pro Sekunde abgibt, dafür aber mit einer Energie von 1 mJ. Er basiert auf dem Lidar-System von Phoenix. Beide Laser arbeiten bei einer Wellenlänge von 1064 nm. Beide Laser sind mit einem schwenkbaren Spiegel verbunden um ihn umzulenken. Gemessen wird mit einer lichtempfindlichen Diode das reflektierte Signal und daraus die Laufzeit des Signals bestimmt.
In 7-5 km Entfernung von Bennu beginnt die Bestimmung der Gestalt und internen Struktur zusammen mit den Doppeldaten. in 1000 - 700 m Entfernung wird eine hochauflösende globale Karte mit einem Höhenmodell angefertigt und bei unter 500 m Entfernung beginnt die Unterstützung für die Bodenprobenentnahme. Das Experiment liefert akkurate Ergebnisse zwischen 200 und 7500 m Entfernung. Es kann um 7 Grad geschwenkt werden. Der Spot hat auf Benu eine Größe (je nach Abstand zwischen 1,5 und 200 cm. Über die ganze Mission hinweg erwartet man sich von den Messungen ein Modell der Oberfläche mit einer räumlichen Auflösung von 7 cm.
| Parameter | Niedrigenergielaser | Hochenergielaser |
|---|---|---|
| Arbeitsdistanz bei 4 % Albedo | 0,15 - 1,5 km | 1,0 - 7,5 km |
| Genauigkeit | 5 bis 20 cm | |
| Laufzeitauflösung | <4 cm | |
| Schwenkbereich | ± 7 Grad in beiden Achsen | |
| Größe des Spots auf der Oberfläche | 0,015 - 0,15 m | 0,27 - 2 m |
| Auflösung des Modells | 7 cm. | |
OTES ist ein ungekühltes Forurier-Transform IR-Spektrometer. Es fertigt
Punktspektren von Bennus Oberfläche im mittleren bis fernen Infrarot (5-50
Mikrometer Wellenlänge) an und bestimmt die chemische Zusammensetzung den
Wärmefluss und den Jarkowsky-Effekt, den Einfluss der unterschiedlichen Erwärmung der
Oberfläche auf die Bahn. Das Instrument basiert auf dem TES von
Mars Global Surveyor und Mini-TEs der Rover Spirit und
Opportunity,
Es besteht aus einem 15,2 cm Teleskop mit einer Blende von 3,92 und einem Michelson-Spektrometer. Es fertigt Spektren einzelner Punkte eines Gesichtsfeldes von 0,46 Grad an. Das entspricht einer Auflösung von 40 m/Pixel im globalen Kontext und 4 m/Pixel von einzelnen Regionen. Da Bennu nur etwa 500 m groß ist das Instrument also sehr grobauflösend.
Ein Michelson-Spektrometer spaltet das Licht nicht wie klassische Spektrometer durch ein Prisma oder Gitter bzw. streifende Reflektion an gefurchten Oberflächen auf, sondern indem ein halbdurchlässiger Spiegel das Licht zum Teil in einen zweiten Strahlengang umlenkt. Dieser Teil wird dann mit dem ursprünglichen Strahl nachdem er einen anderen Weg durchlaufen hat vereinigt. Aufgrund der unterschiedlichen Weglänge ergibt sich dann eine Interferenz und das Interferenzmuster wird detektiert. Durch Bewegung des Spiegels kann man die Wellenmuster des Interferogramms verändern. Aus diesen kann man durch Fourier-Transformation das ursprüngliche Spektrum rekonstruieren.
Gegenüber den klassischen Spektrometern haben die Fourier-Interferometer einige Vorteile. So ist die Lichtstärke höher, weil alle Wellenlängen gleichzeitig detektiert werden, während bei einem klassischen Spektrometer durch die Aufspaltung auf jedes Detektorelement nur ein Teil des Lichtes fällt und zwar um so weniger je höher auflösend es ist. Zudem wird das ganze Spektrum gleichzeitig gemessen was das Signal-Rauschverhältnis verbessert und die Zuordnung der einzelnen Wellenlängen zu den Messpunkten ist durch die zusätzliche Verwendung eines Lasers als Referenzlichtquelle viel höher. Der einzige Nachteil, das man das Spektrum nicht direkt gewinnt, sondern einen leistungsfähigen Rechner zur Rekonstruktion benötigt spielt heute keine Rolle mehr.
Heute werden Fourier-Spektrometer vermehrt eingesetzt wenn man spektral hochauflösende Punktspektren gewinnen will, wie z.B. beim PFS an Bord von Mars Express und Venus Express.
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Teleskopdurchmesser: | 152 mm |
| Brennweite: | 600 mm |
| F/D | 4,92 |
| Gesichtsfeld | 0,46 Grad (0,8 m aus 100 m Distanz) |
| Spektralbereich | 5,71 bis 100 µm Spektrum 7,41 bis 33,3 µm Radiometer |
| Genauigkeit | 8,66 cm-1 Spktrum 1 % der Temperatur im Bereich 150 bis 380 K beim Radiometer |
OVIRS – OSIRIS-REx Visible and Infrared SpectrometerOVIRIS ist ein Beispiel für die zweite Art der heute verbreiteten Spektrometer. Es sind abbildende Spektrometer. OTES ist ein Beispiel für die klassischen Spektrometer die von einem Punkt der Oberfläche ein Spektrum gewinnen. Selbst mit einem großen Teleskop hat dieser Punkt bei OTRS eine Größe von 4-40 m. Ein abbildendes Spektrometer verwendet zuerst einmal die Bauweise eines klassischen Spektrometers: Ein Spalt blendet den größten Teil des Lichtes aus. Ein Gitter oder Prisma bricht das Licht des Spaltes räumlich auf, woraus aus dem Spalt (eine Dimension) ein in zwei Dimensionen verlaufendes Spektrum erstellt wird. Früher wurde dieses Spektrum mit einem lichtempfindlichen Detektor "abgefahren" oder es lag dort eine Zeile von lichtempfindlichen oder temperaturempfindlichen Elementen. Sie maßen die Intensität des Lichts und ihre Größe bestimmte die spektrale Auflösung.
Seit es lichtempfindliche CCD gibt wurde eine neue Abwandlung dieses Prinzips entwickelt. Anstatt einer Detektorreihe wird ein im sichtbaren Licht oder im Falle von OTES ein im infrarotem Wellenbereich empfindlicher Chip positioniert. Jede Spalte des Chips steht dann für die Intensität einer Wellenlänge. Die Anzahl der Spalten für die spektrale Auflösung. Jede Zeile bekommt licht von einer anderen Position im Spalt. Man erhält so vom ganzen Chip ein Spektrum von X Punkten des Spaltes. Bewegt man nun die Optik über die Oberfläche so bewegt sich auch der Spalt und man bekommt das Spektrum von vielen Spalten die wenn man sie aneinanderhängt ein zweidimensionales Bild ergeben.
Detektor von OTS ist ein HgCdTe-CMOS Detektor von 512 x 512 Pixel Größe. Derartige Chips können je nach Verhältnis der einzelnen drei Bestandteile sensitiv im nahen bis mittleren Infrarot sein. Bei OPTES wird der Bereich zwischen 0,4 und 4,3 Mikrometer Wellenlänge genutzt. Dieser breite Bereich (die Endwellenlänge ist mehr als 10-mal höher als die Startwellenlänge) ist nur deswegen möglich weil ein Filter über jeweils 102 Pixel gelegt ist, der das Sekundärspektrum blockiert. Ein Bereich ist vorgesehen für die Detektion von organischen Spuren zwischen 2900 und 3600 nm mit höherer Spektraler Genauigkleit.
Der Chip sitzt hinter einem klassischen Spektrometer: Ein Teleskop begrenzt die Größe des Eingangsstrahls, ein Spalt blendet eine Spalte darin aus und ein Gitter spaltet das Licht das durch den Spalt fällt in ein Spektrum auf. Ein drehbarer Off-Axis Spiegel bewegt den Spalt über die Oberfläche. Die Bauweise basiert auf dem Spektrometer LISA von New Horizons. Die Optik wurde aber deutlich vereinfacht, was auch die räumliche Auflösung deutlich begrenzt. Um die Empfindlichkeit zu erhöhen wird der Detektor auf 105 K durch passive Kühlung gekühlt. Da Bennu sehr lichtschwach ist werden 30 Pixel summiert und der Mittelwert gebildet. Während des Flugs findet eine Kalibration an stellaren Zielen mit bekanntem Spektrum und gegen eines Körper mit der Strahlung eines schwarzen Körpers einer Temperatur von 700 K .
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Teleskop: | 80 mm Durchmesser, 350 mm Brennweite, F/3,5 |
| Räumliche Auflösung | 4 mRad = 20 m aus 5 km Entfernung |
| Spektralbereich 1 | 400 - 900 nm Δλ/λ = 125 = Δλ < 7,5 nm |
| Spektralbereich 2 | 900 - 1900 nm Δλ/λ = 150 = Δλ < 13 nm |
| Spektralbereich 3 | 1900 - 4300 nm Δλ/λ = 200 = Δλ < 22 nm |
| Spektralbereich 4 | 2900 - 3600 nm Δλ/λ = 350 = Δλ < 10 nm |
| räumliche Auflösung | 20 m global, 0,08 - 2 m von Stellen an denen Bodenproben genommen werden sollen. |
| Genauigkeit: | 5 % Radiometrische Genauigkeit 2 % Pixel zu Pixel Präzision |
OTES soll aus dem Kartierungsorbit Bennu mit einer Auflösung von 20 m kartieren. Die Kandidaten für die Stellen wo eine Bodenprobe genommen wird, mit einer Auflösung von 2 bis 0,08 m, je nach Distanz.
Ein Röntgenspektrometer misst die von einem Himmelskörper abgegebene oder reflektierte Röntgenstrahlung. Es gibt drei radioaktive Elemente die Röntgenstrahlung abgeben dies sind Kalium, Uran und Thorium. Alle Isotope von Uran und Thorium sind radioaktiv, bei Kalium ist es eines. Bestimmt man die Wellenlänge der abgegebenen Strahlung so kann man feststellen welches Element sie abgeben und so eine Karte erstellen wie hoch der Anteil des jeweiligen Elementes an welchem Ort ist. Bei Bennu erwartet man keine großen Mengend er schweren Elemente Uran und Thorium sodass man so vor allem den Kaliumgehalt der Kruste räumlich kartieren kann.
Bennu wird aber auch vor allem von der
Sonne mit Röntgenstrahlung
bombardiert. Diese kann bei Kristallstrukturen Elektronen aus dem Kristall
freisetzen die wenn sie wieder in die Gitterstruktur eingefügt werden
ebenfalls Röntgenstrahlung eines charakteristischen Wellenlänge abgeben.
Dadurch kann man die Kristallstrukturen der Mineralien und damit indirekt die
mineralogische Zusammensetzung der Oberfläche bestimmen.
Da Röntgenstrahlen durch die Atmosphäre blockiert werden kamen Röntgenstrahlenspektrometer bisher nur bei der Erforschung von atmosphärenlosen Himmelskörpern zum Einsatz so beim Mond, den Planetoiden Eros und Itokawa und beim Planeten Merkur.
REXIS besteht aus drei Hauptelementen: Den Großteil macht der Kollimator aus ein, ein Gehäuse das den Einfall von seitlichen Röntgenstrahlen blockiert und nur Strahlen mit einem Winkel von maximal 30 Grad zur Längsachse passieren lässt. Der Kollminator legt das Gesichtsfeld des Instrumentes fest. Röntgenstrahlenspektrometer haben aufgrund dessen das man Röntgenstrahlen nicht durch eine Optik beugen kann, immer große Gesichtsfelder. Eine Maske am Einlass hat 64 Löcher die zufällig verteilt sind und nur noch 43,7 % der Röntgenstrahlen passieren lassen. Sie erzeugen so auf den Detektoren ein charakteristisches Punktmuster das es erlaubt den Ort einer Strahlenquelle besser vorherzusagen als es das relativ grobe Gesichtsfeld des Kollimators zulässt. REXIS ist das erste Instrument das diese Technik bei ausgedehnten Strahlungsquellen anwendet. Bei astronomischen Satelliten tat dies schon 1998 der ESA- Gammastrahlensatellit INTEGRAL. So erhält man eine räumliche Auflösung von 26,2 Bogenminuten obwohl das Gesichtsfeld des Instrumentes 30 Grad beträgt, also 60-mal größer ist. Der Preis ist eine aufwendige Elektronik die aus dem Punktmuster aus insgesamt 4 Megapixeln den ursprünglichen Ort jeder Strahlenquelle zurückrechnen muss.
Der Detektor ist ein Geld aus vier kommerziellen CCD mit 1024 x 1024 Pixeln und einer Pixelgröße von 24 µm. Da die CCD schon elektromagnetische Wellen mit viel geringerer Energie als Röntgenstrahlen detektieren können, sind sie mit einer 0,22 µm dicken Aluminiumfolie abgeschirmt. Sie blockiert sichtbares Licht und UV-Strahlen. Die Detektoren werden passiv um 60 "C unter die Umgebungstemperatur gekühlt. Dies wird durch einen Radiator an der sonnenabgewandten Seite bewerkstelligt. Darunter befindet sich die Elektronik zur Auswertung der Signale. Anders als bei einem visuellen Spektrometer muss man nicht die Röntgenstrahlen in ein Spektrum aufteilen. Die Strahlen schlagen aus den CCD-Pixeln Elektronen heraus, die direkt detektiert werden,. die Zahl ist proportional zur Energie der Röntgenstrahlen und da dies nicht je nach Wellenlänge nicht nur das betroffene Pixel betrifft sondern Die Energie ausreicht auch die die Umgebungspixel zu ionisieren kann man so direkt die Verteilung der Energie über die Wellenlänge messen.
Um Störungen durch die solare Röntgenstrahlung zu quantifizieren aber auch die Degradation der CCD durch solare Röntgenstrahlung zu erfassen befindet sich an der Seite des Instrumentes ein solarer X-ray Monitor (SXM). Er besteht aus einem durch Beryllium und Aluminium abgeschirmten Siliziumdrift-Detektor der die Intensität und das Spektrum der solaren Röntgenstrahlen bestimmt. Siliziumdriftdetektoren weisen eine viel geringere Strahlungsschädigung als die CCD auf und können daher zur Eichzwecken genutzt werden.
REXIS entstand aus einem Studentenexperiment und hat obwohl es mittlerweile ein offizielles Experiment hat auch noch studentische Beteiligung.
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Gewicht: | 4,4 kg |
| Stromverbrauch: | 10,8 Watt |
| Fokuslänge: | 20 cm |
| Detektoren: | 2 x 2 CCD |
| Gesamtfläche: | 24,157 cm² |
| Gesichtsfeld: | 30 Grad |
| Räumliche Auflösung: | 26,2 Bogenminuten (5,6 m aus 730 m Entfernung) |
| CCD-Parameter | |
| CCD-Typ: | MIT-LL CCID-41 |
| Energieauflösung: | 130 eV bei 5,9 keV |
| Energiebereich: | 0,3 bis 10 keV (Quanteneffizienz > 0,3) |
| Pixel | 1024 x 1024 |
| Pixelgröße | 24 x 24 µm |
| Aktive Fläche: | 6,0388 cm² |
| Superpixelgröße: | 192 x 192 µm |
| Tiefe: | 45 µm |
| UV-Blocker: | 220 nm dicke Aluminiumfolie |
| Betriebstemperatur: | < -60°C |
| Maskenparameter | |
| Dicke: | 100 µm aus ASI-300 Rostfreiem Edelstahl |
| Musterdruchmesse: | 98,304 mm (64 Löcher) |
| Flächenanteil der Löcher | 0,5 |
| Lochdurchmesser: | 1,536 mm |
| Solar X-Ray Monitor SXM | |
| Detektor: | AMPTEK XR-100 SDD |
| aktive Fläche: | 5 x 5 mm |
| Energiebereich: | 1 bis 20 keV |
| Energieauflösung: | 125 eV bei 5,9 keV |
| Dikce: | 500 µm |
| Abschirmung: | 0,0127 mm dickes Beryllium |
| Betriebstemperatur: | < 0 °C |
Das letzte Experiment benötigt keine spezielle Hardware. Es ist eine Zweckentfremdung des Sendesystems der Raunsonde. Dazu sendet OSIRIS-REx nicht Daten sondern lediglich die Trägerwelle. Sie wird von einem USO, einem ultrastabilen Oszillator geliefert, das ist ein Bauteil das eine Welle mit definierter Frequenz abgibt die Frequenz sollte möglichst stabil über die Zeit und unabhängig von der Temperatur sein. Zum Einsatz kommen durch den Piezoeffekt schwingende Quarzkristalle wie sie auch in Quarz-Armbanduhren zum Einsatz kommen. Ein USO wiegt typisch nur 1-2 kg und hat einen Stromverbrauch von 3 Watt, er liefert aber ein Signal das sich über 100 s um nicht mehr als 1 x 10-13 der Frequenz ändert.
Auf der Erde misst man die Frequenz des angekommenen Signals und kann so die Dopplerverschiebung messen. Sie ist ein Maß für die Geschwindigkeit der Sonde relativ zum Empfänger. Sind die Geschwindigkeit des Empfängers und Bennu bekannt so kann man die Gravitationswirkung von Bennu auf die Sonde berechnen und damit die Masse von Bennu, über die Zeit auch die Verteilung der Masse über die Bahn der Sonde.
Bei OSIRIS-REx wird man auch Delta-Differential One-Way Ranging nutzen. Dazu wird das Signal mit mindestens zwei, besser noch mehr Bodenstationen empfangen. Über die Differenz der Signal die die Raumsonde wegen der räumlichen Distanz unter unterschiedlichen Winkel sehen, kann man den Ort mit hoher Genauigkeit berechnen. Da damit der Ort bekannt ist kann die Gravitationskarte mit erheblich höherer Genauigkeit erstellt werden. Für diese Messungen assistieren sich die Raumfahrtagenturen oft gegenseitig. So stellte die NASA der ESA ihre Antennen zur Verfügung und umgekehrt, da je mehr Stationen man hat man die Genauigkeit erhöhen kann.
Der Planetoid Bennu gehört zu der Klasse von Planetoiden (auch Asteroiden genannt, korrekt ist aber Planetoid ("kleiner Planet", Asteroid ist gebräuchlicher und gibt den Eindruck am Fernrohr wieder wo sie nur als schwache Sterne erscheinen und bedeutet "kleiner Stern") die auch für die Allgemeinheit interessant sind: er ist ein Erdbahnkreuzer. Jeder Asteroid der die Erdbahn kreuzt kann potenziell mit der erde zusammenstoßen. So was passiert laufend. Vor 50.000 Jahren schlug ein 45 m großer Planetoid den 1.200 km großen Barringer Krater in Arizona. Er ist der jüngste große Einschlagskrater. Bennu hat einen mittleren Durchmesser von 492 m. Er würde beim Aufschlag erheblich größere Verwüstungen anrichten. Er hinterlässt einen etwa 7 km großen und über 500 m tiefen Krater. Ein solcher Einschlag kommt nach statistischen Berechnungen alle >130.000 Jahre vor. (Berechnungen nach dem Earth Impact Effects Program). Ein solcher Einschlag würde in der Bundesrepublik ein Bundeland verwüsten, aber nicht eine globale Katastrophe auslösen wie sie in Spielfilmen wie Armageddon und Deep Impact beschworen wird.
Bennu wurde zum einen selektiert weil er als erdnaher Planetoid schnell erreichbar ist und man verhältnismäßig wenig Treibstoff benötigt um die Mission durchzuführen. Ein zweiter Grund war das er nach den bisherigen Beobachten zu den Kohlenstoffreichen Planetoiden gehört. Diese Klasse ist relativ selten und unterscheidet sich von den "gewöhnlichen" Planetoiden in einer höheren Konzentration von organischen Substanzen. Ähnliche Meteoriten, die man auf der Erde gefunden hat, bestehen oft auch aus verschiedenen Gesteinen die sich nicht trennten, sondern wild zusammengebacken wurden. Es gab nur wenige dieser C-Type Planetoiden die man mit vertretbarem Aufwand erreichen konnte.
Bennu hat ein Perihel mit einer Entfernung von 0,987 AE und ein Aphel mit einer Entfernung von 1,356 AE. ! AE (Astronomische Einheit) ist die mittlere Entfernung der Erde von der Sonne. Er kreuzt bei jedem Umlauf also die Erdbahn. Er gehört damit zur Klasse der Erdbahnkreuzer, genauer gesagt den Apollo-Asteroiden. Im Jahre 2135 könnte er die Erde so nahe passieren, das er innerhalb der Mondbahn seinen nächsten Punkt zur Erde erreicht. Diese Passage könnte die Bahn so verändern, dass er später mit der Erde zusammenstößt. Doch auch ohne eine Bahnveränderung kommt Bennu in den Jahren 2169 bis 2199 der Erde sehr nahe kommen. Nach einer Studie beträgt das Kollissionsrisiko 0,07%.Bei einer Umlaufsdauer von 436 Tagen kommt er alle sechs Jahre der Erde einmal nahe.
Wie viele andere kohlenstoffhaltige Chrondriten hat Bennu eine sehr geringe Dichte. Vermessungen seiner Bahn zwischen 1999 und 2011 ergaben eine mittlere Dichte von nur 0,97 g/cm³, Andere Untersuchungen schätzen sie auf 1,25 g/cm³ entsprechend einer Masse von 62-78 Millionen Tonnen. Gestein hat eine Dichte von 2-3 g/cm³, so dürfte Bennu große innere Hohlräume aufweisen, wie man sie auch bei den Marsmonden Deimos und Phobos vermutet. Diese haben aber eine deutlich höhere Dichte. Die Rotationsperiode beträgt 4,288 Stunden.
Bennu wurde 1999 entdeckt und bis 2011 vom Arecibo-Radioteleskop beobachtet, das mit RADAR auch grobe Aufnahmen des Planetoiden anfertigte. Den Namen hat er nach einer Ausrufung eines Wettbewerbs der NASA für die Namensvergabe von einem Schüler der dritten Klasse erhalten. 8000 Einsendungen aus 25 Ländern gab es. Bennu ist ein Vogel in der altägyptischen Mythologie. Der Bezug zu OSIRIS-REx ist offensichtlich, den OSIRIS altägyptisch "Sitz des Auges" ist der ägyptische Gott des Todes, der Wiedergeburt und des Nils. Er war einer der wichtigsten Götter des alten Ägyptens und wurde auch in der hellenistischen Welt verehrt.
Hier zuerst eine Beschreibung der geplanten Mission von OSIRIS-REx. Die reale Mission bzw. die Abweichungen zur geplanten Mission finden sie im nächsten Subkapitel.
Genehmigt wurde die Mission am 25.5.2011 nach einer Ausschreibung gewählt. Verlierer waren vor allem zwei Venus Missionen, die Venus ist das Stiefkind bei der US-Raumfahrt wie sich auch 2017 zeigte als zwei neue Discovery Missionen zu Asteroiden genehmigt wurden und ebenfalls zwei Venusmissionen verloren. Es gab eine Kostendeckelung von 800 Millionen Dollar ohne die Trägerrakete. Trägerrakete war eine Atlas V 401 von Lockheed-Martin, vermarktet von ULA.
Das Startfenster zu Bennu öffnet sich am 3. September 2016 und dauerte 39
Tage, ein relativ langes Startfenster für eine Raumsonde. Sie startete dann am
8.9.2016.
| Ereignis | Zeitpunkt |
|---|---|
| Zündung Haupttriebwerk | 2,7 s |
| Abheben | 1,1 s |
| Drehmanöver | 6,7 s |
| Mach 1 (Max-Q) | 1 Min 6 s |
| SRM Abwurf | 2 min 19 s |
| RD-180 Brennschluss | 4 Min 2,08 s |
| Stufentrennung | 4 Min 8,08 s |
| Zündung Centaur | 4 Min 18,8 s |
| Abwurf Nutzlastverkleidung | 4 Min 26,6 s |
| Brennschluss Übergangsbahn | 12 Min 22,2 s |
| Erneute Zündung Centaur | 33 Min 48,2 s |
| Brennschluss Centaur | 40 Min 38,6 s |
| Abtrennung Osiris-Rex | 55 Min 38,6 s |
| Entgasen Centaur | 1 Std 21 Min 58,6 s |
| Missionsende | 1 Std 56 Min 68,6 s |
Die Sonde gelangt zuerst in eine Erdumlaufbahn. Die energieärmste Bahn zu Bennu wird erreicht wenn die Sonde die Erde in Äquatornähe verlässt. Daher gibt es eine 21 Minuten lange Freiflugphase auf der Parkbahn.
Osiris Rex gelangt auf eine hyperbolische Bahn mit einem C3 von 29,30 km²/², entsprechend einer Geschwindigkeit von 12,34 km/s relativ zur Erdoberfläche. Eine Atlas 401, das kleinste Atlas Modell hätte rund 2000 kg starten können. OSIRIS-Rex war etwas zu schwer. Die Version mit einem Booster ergab dann komfortable 2.700 kg Nutzlastkapazität und ein entsprechend großes Startfenster. Die Atlas 401 ist das zweitkleinste Modell. Es wird relativ selten eingesetzt, dies war erst der dritte Start des 411 Modells, bei insgesamt 65 Atlas V Starts bis zu diesem Zeitpunkt. Die erste Bahn führt deutlich näher an die Sonne heran als Bennus Bahn. Erst durch einen Erdvorbeifllug gelangt die Sonde auf eine Bahn die die von Bennu in flachem Winkel kreuzt., Bei Bennu muss sie dann zuerst die Bahn an die von Bennu angleichen und zuletzt den Planetoiden "umkreisen". (Es ist sehr schwer so kleine Körper zu umkreisen. bei Rosetta und dem etwa 10-mal größeren Kometen Churymasov-Geramisenko Verstand das Umkreisen in einem Dreieckskurs bei dem die Sonde jeweils beim Erreichen eines Eckpunktes ihre Richtung änderte).
Die Sonde befindet sich dann auf einer Bahn die zuerst innerhalb des Erdorbits führt. Im Januar 2017 ändert sie durch einige Zündungen die Bahn, damit sie am 22.9.2017 de Erde erneut passiert. Die Passage findet in 20.000 km Entfernung von der Erdoberfläche statt. Sie hat primär die Aufgabe die Neigung der Bahnachse auf 6 Grad anzuheben, der Neigung der Bahn von Bennu. Des weiteren hebt sie noch etwas das Aphel, den sonnenfernsten Punkt an. Danach befindet sich OSIRIS-REx auf einem Rendezvouskurs mit Bennu. Die Sonde hat nicht die gleiche Bahn sodass sie den Planetoiden mit einer Relativgeschwindigkeit von 530 m/s begegnet. Am 17.8.2018 sollte die Entfernung 2 Millionen km unterschreiten, dann sollte Polycam in der Lage sein Bennu zu lokalisieren. Ihre Bilder werden ausgewertet und die Sonde schrittweise verlangsamt bis sie nur noch eine Geschwindigkeit von 0,2 m/s relativ zu Bennu hat. Zuletzt wird wenn die Distanz 5 km erreicht die letzte Differenz in der Geschwindigkeit angeglichen und Bennu und OSIRIS-REx fliegen in Formation. Die Distanz beträgt dann 5 km. Dies sollte nominell um den 18.11.2018 herum sein. Es beginnt nun die Mission um Bennu. Diese ist nicht im Detail festgelegt sondern richtet sich nach den tatsächlichen Verhältnissen. Nominell dauet sie 739 Tage mit einer Reserve von 191 Tagen. Es ist aber bei ausreichenden Treibstoffvorräten denkbar dass man früher zur Erde aufbricht oder die 191 Tage für weitere Untersuchungen nutzt. Es ist auch denkbar das man bei genügend Treibstoff nicht früher sondern später aufbricht und noch mehr Zeit bei Bennu verbringt.
Zuerst verbleibt die Sonde in 5 km Entfernung. In dieser Distanz wird Polycam den gesamten Planetoiden kartieren, der in etwa 4 1/4 Stunden um seine eigene Achse rotiert. OLA wird den Jarkowski Effekt bestimmen. Dabei werden auch 12 Landeplätze selektiert die sowohl den Anforderungen nach Sicherheit wie auch Erreichbarkeit und der Möglichkeit dort Bodenproben zu entnehmen entsprechen. Danach reduziert OSIRIS-Rex die Distanz auf 1 km. In diesem wird man die globale Kartierung verbessern und die letzten Lücken schließen aber auch beginnen mit dem Laser Altimeter ein globales Modell von Bennu zu erstellen. Dabei wird die Sonde von Navigation relativ zu den Sternen umgestellt auf eine Navigation relativ zu Bennus Oberflächenmerkmalen. Nominell dauert diese Phase 31 Tage mit einem großzügigen Puffer von weiteren 45 Tagen. Der Orbit ist ein sonnensynchroner Orbit 1000 m über dem Zentrum den Planeten. In der folgenden Orbitphase B ändert sich die Distanz nicht doch nun sind alle Instrumente mit der Observation beschäftigt. Dabei wechselt die Sonde einmal pro Tag zwischen Ausrichtung auf Bennu und Ausrichtung zur Erde um die Daten zu senden (11 Stunden Beobachten, 13 Stunden senden). Hinter den Kulissen wird von den 12 Kandidat-Landeplätzen nun eine Auswahl von vier selektiert. Diese Orbitphase B dauert 60 tage mit einer möglichen Verlängerung um 35 Tage.
Nun schließt sich die genaue Vermessung der Probenentnahmeplätze an. Dabei wird OSIRIS-Rex sich bis auf 225 m an die Oberfläche nähern wenn ein Landeplatz untersucht wird, dazwischen bleibt sie in sicheren 525 m Distanz. Danach wird ein Landeplatz als primärer Untersuchungsort ausgewählt, die anderen drei erhalten einen Backup-Status.
Das spannendste ist natürlich die Bergung der
Bodenproben. Es gab schon mehrere Versuche Bodenproben zu bergen. Russland
versuchte dies mit Bodenproben vom Mond. Die Bergung der Kapsel erweis sich
dabei als das kleinste Problem. Die Luna-Missionen
scheiterten oft schon bei der Landung oder Bodenprobengewinnung. Bei allen
Missionen bei denen es gelang wurden aber typisch etwa 100-200 g Boden in
einem aufgerollten Bohrkern gewonnen. Danach gab es Versuche Partikel des
Sonnenwindes zu bergen (Genesis). Diese Mission
schlug hart auf und die Probenkapsel wurde stark beschädigt. Besser verlief
die Bergung von Materie eines Kometen (Wild/2) durch
Stardust. In beiden Fällen sammelten die Sonden aber keine Bodenproben
ein, sondern fingen Staubteilchen in einem schwammartigen Material beim
Vorbeiflug. Die Bergung von Bodenproben durch die japanische Raumsonde
Hayabusa scheiterte dagegen. Nur durch Zufall
gelangten einige Staubkörner ins Innere. Neben dem Probenmechanismus versagte
dann auch der Antrieb der Raumsonde. Die Mission wird derzeit als
Hayabusa 2 wiederholt. Die Raumsonde
Phobos Grunt die Bodenproben vom Marsmond
Phobos gewinnen sollte scheiterte
dagegen schon beim Start. Kurzum: Bisher ist die Erfolgsbilanz bei der
Gewinnung von Bodenproben äußerst durchwachsen und der Erfolg nicht gesichert.
Die Bodenprobenentnahme ist relativ komplex bei OSIRIS-REx. Man hat sich gegen eine Landung und für das Verfahren eines "Berühren und wieder weg" entschieden. Die Vorbereitung einer Bodenprobenentnahme geschieht daher schon 9 Tage vor der eigentlichen Entnahme. zuerst werden neun Tage vor der Entnahme die Drallräder entsättigt, das heißt ihre Rotation gestoppt. Die Drallräder dienen sonst zum Drehen der Sonde. Werden sie während ihrer Rotation gedreht so dreht sich aufgrund des Impuls-Erhaltungssatzes OSIRIS-REx in die Gegenrichtung. Rotierende Räder würden aber wenn die Raumsonde mit der Oberfläche in Kontakt kommt den gleichen Effekt haben wie wenn man einen Kreisel anstuppst: Sie würde anfangen um ihre Achse zu rotieren.
Danach wird der Bodenprobenarm in zwei unterschiedlichen Richtungen voll entfernt und man misst das auf die Raumsonde dadurch einwirkende Moment. Dies wird nach der Bodenprobenentnahme wiederholt und aus der Differenz kann man eine Abschätzung der Probenmenge machen. Dies geschieht mit einer Genauigkeit von 49 g. Zwischen 4 und 1 Tag vor der Entnahme justiert die Sonde mit ihren kleinen Triebwerken die Bahn sodass sie den Entnahmepunkt erreicht.
10 Stunden vor der Entnahme werden die Kommandos zu Osiris-REX überspielt. Bei -4 Stunden 20 Minuten zünden die Triebwerke um eine Bahn zu erreichen die auf 125 m an die Oberfläche heranführt. danach dreht sich OSIRIS-REx um erneut um die Solarpaneele zur Sonde auszurichten und die Batterien maximal aufzuladen. 3 Minuten später bei -4 Stunden 2 Minuten wird der Arm voll ausgefahren. Bei 3 Stunden 20 Minuten dreht sich OSIRIS-Rex in eine Position in der die Navcams das Gebiet gut fotografieren können. Die Aufnahmen können nicht online ausgewertet werde, helfen aber später bei der Rekonstruktion wo man Proben entnommen hat. 85 Minuten vor der Entnahme tritt das LIDAR in Aktion. Es liefert nun genaue Entfernungs- und Geschwindigkeitsangaben.
34
Minuten vor dem Aufsetzen drehen sich die Solarpaneele in die Y-konfiguration
in der sie maximal von der Oberfläche entfernt sind. Dies soll das Absetzen
von Staub auf den Solararrays minimieren. Bei 32 Minuten erreicht die Sonde
die Position in der der TAGSAM senkrecht zur Oberfläche steht. Bei 23 Minuten
erreicht die Sonde den letzten Checkpoint, 125 m von der Oberfläche entfernt.
gibt es ein Problem so wird sich die Sonde nun automatisch wieder von Bennu
entfernen. Gibt es kein Problem so zünden nun die Triebwerke mit dem kleinsten
Schub und bringen OSIRIS-REx von der Vorbeiflugbahn auf eine Kollissionsbahn.
Ab jetzt fließt ein dauernder Datenstrom mit kritischen Parametern zur Erde.
Der Bordcomputer überwacht zudem die Sonde, ihre Parameter, Ausrichtung und
Kurs. Gibt es ein Problem so zündet er automatisch die größeren Triebwerke die
OSIRIS-REx gelangt auf einen Kurs der ihn von der Oberfläche wegführt. Dazu
muss die Sonde nur um 0,7 m/s beschleunigt werden.
Bis zu diesem Checkpoint, also der 23 Minuten Marke wird das Manöver zweimal als Generalprobe vor der Probenentnahme mit der Sonde durchgespielt. 10 Minuten vor dem Aufsetzen in 55 m Entfernung zünden erneut die Feintriebwerke und justieren die Ankunftsgeschwindigkeit auf 0,1 m/s (+/- 0,02 m/s). In 5 m Entfernung, 50 s vor der Landung werden die Triebwerke abgeschaltet und die Lagereglung geht auf Reaktionsschwungräder mit niedriger Rate über.
Es läuft ein Timer und der Winkel des TAGSAM wird überwacht gibt es keinen Bodenkontakt oder erreicht der Winkel 45 Grad so löst dies das Abortmanöver aus. Die Probenentnahme wie beim TAGSAM erläutert dauert 5 Sekunden. 2 Minuten nach der Probenentnahme dreht sich OSIREIS-REX wieder in die Normalausrichtung in der die Solarpaneele zur Sonde ausgerichtet sind. Die Probenentnahmestelle sollte mit einer Genauigkeit von 25 m getroffen werden - relativ groß bei einem Planetoiden von knapp 500 m Durchmesser. Danach begutachtet man die Bodenproben. Der Arm dreht sich so, das Stowcam den Bodenprobenkopf aus drei Positionen fotografieren kann. Der Arm wird voll ausgefahren und an zwei Positionen die Veränderung des Moments der Sonde gemessen um die Masse zu bestimmen.
Wenn man nicht zufrieden ist so kann man die Entnahme noch zweimal wiederholen. Da zwischen Abschluss der Erkundungen und Abflug mindestens 8 Monate liegen hat man genug Zeit sowohl für zwei Generalproben und zwei Wiederholungen.
Nominell sollte OSIRIS-REx am 3. März 2021 wieder zur Erde aufbrechen. Doch dies kann man am 3.1.2020 vorziehen oder erst am 20.4.2023 durchführen. Man kann also die Mission deutlich verkürzen oder verlängern. Dies hängt von dem Verlauf der bisherigen Mission und den verfügbaren Treibstoffvorräten ab. Die Sonde wird nominell um 328 m/s schneller, was sie auf einen Vorbeiflugkurs mit der Erde ohne weitere Manöver bringt. Nominell stehen 60 und 30 Tage weitere Korrekturen an, um eine Distanz von 1000 km zu gewährleisten. Bei -7 Tagen wird der Kurs nur auf einen direkten Kollisionskurs umgelegt. Es gibt Backupmöglichkeiten bis 12 Stunden vor der Passage. 4 Stunden vor dem Eintritt wird die Kapsel abgetrennt und eine halbe Stunde später zündet OSIRIS-Rex ihre Triebwerke um nicht selbst zu verglühen. Nominell wird sie die Erde in 250 km Distanz passieren. Die erde wird sie in einen 0,5 x 1,0 AE Orbit umlenken. Für mindestens einen Monat stehen noch Mittel zur Verfügung um die Sonde zu verfolgen und ihren Orbit zu bestimmen. Abhängig von den Treibstoffvorräten und dem Zustand der Sonde ist eine erweiterte Mission denkbar, wie schon vorher bei den Raumsonden Deep Impact und Stardust die jeweils nach ihrer Primärmission weitere Kometen besuchte (Stardust: Tempel 2, Deep Impact Hartley 2)
Die Kapsel (SRC = Sample Return Capsule) tritt am 24.9.2023 mit einer Geschwindigkeit von 12,2 km/s unter einem Winkel von 8,2 Grad in die Erdatmosphäre ein. Die Passage (beginnend vom dem Beginn der Abbremsung, erwartet in 125 km Höhe) dauert 810 s. Das Landegebiet ist eine 80 km lange und 20 km breite Ellipse in der Wüste von Nevada. Eine negative Spitzenbeschleunigung von 31,8 g tritt auf.
| Ereignis | Datum | Real |
|---|---|---|
| Start | 8.9.2016 | |
| Erdflyby | 22.9.2017 | |
| Erste Bennu Aufnahmen | 17.8.2018 | 27.8.2018 |
| Ankunft bei Bennu | 18.11.2018 | 27.11.2018 |
| Probenname | Juli 2020 | |
| Rückkehr | 3.3.2021 | |
| Landung Kapsel | 24.9.2023 |
In einer Pressekonferenz vor dem Start wurde bekannt, das OSIRIS-REx 30
Millionen Dollar
unter dem Budget liegt. Die Wissenschaftler wollen das Geld nutzen um das
Risiko der Bodenprobenentnahme zu minimieren indem sei Bennu genauer
untersuchen und mehr Generalproben durchführen. Zudem sollen damit weitere
Experten bezahlt werden wenn die Bodenproben untersucht werden. Ob dies so
klappt steht in den Sternen, denn andere Programme wie der Mars-Lander Insight
haben ein Finanzierungsdefiizit, sodass eher wahrscheinlich ist, dass diese
die Mittel erhalten.
Der Start verlief am 8.9.2016 nach Plan. Lediglich die Abtrennung von OSIRIS-REx erfolgte etwas später als nach Planungen: Nach 59 anstatt 55 Minuten jedoch noch im Zeitfenster von 15 Minuten. In en Wochen danach wurden die Instrumente geckeckt. So lieferte Stowcam Aufnahmen der SRC und Polycam eine Testaufnahme von Jupiter. Die Bahn hat nun die Bahndaten 0.77 x 1.17 AU
Am 28.12.2016 fand nach einem kleinen Kurskorrekturmanöver das die Ungenauigkeiten der Startbahn ausgleichen sollte das erste größere Manöver (Deep Space Manöver DSM) 1 an. Die Sonde verbrannte 354 kg Treibstoff und änderte ihre Geschwindigkeit um 431 m/s.
Am 22.9.2017 fand der Erdvorbeiflug statt. Die geringste Entfernung von 17.237 km wurde über der Antarktis erreicht. Die Erde änderte die Geschwindigkeit um 3.778 m/s. Der Vorbeiflug wurde genutzt um die Instrumente zu testen und zu kalibrieren. Die Sonde ist nun in einem 0.87 x 1.31 AU x 6.4 Grad geneigten Orbit.
Nach einer langsamen Annäherungsphase in der schon Aufnahmen von Bennu übertragen wurden, die man fast mit den zeitgleich aufgenommenen Bildern von Ryugu von Hayabusa 2 verwechseln kann erreichte Osiris-REx die Hills-Sphäre von Bennu am 1.12.2018. Die Hill-Sphäre ist die Region in der Bennus Gravitationskraft über der der Sonne dominiert. Das ist bei einem so kleinen Körper allerdings nur eine Kugel von 35 m Radius. Am 3.112.2018 war die Raumsonde schließlich in einer Parkposition 20 km von Bennu entfernt angekommen. Das war rund zwei Woche nach den Planungen, ist jedoch wegen des großzügigen Zeitpuffers unkritisch.
Am 27.8.2018 begann die Annäherung an Bennu. Zwischen dem 27.11.2018 also in drei Monaten legte die Raumsonde nur noch 2,2 Millionen km zurück und wurde viermal verlangsamt. Die Geschwindigkeit sank von 491 m/s auf 0,04 m/s. In einer Stunde legt die Sonde so nur noch 140 m zurück. Vorher waren es 2 Milliarden km in zwei Jahren. Schließlich war OSIRIS-REx so langsam, dass sie am 3.12.2018 in eine Position um Bennu einschwenken konnte. Diese war im Mittel 19 km von der Oberfläche entfernt. Schon eine Woche später, am 10.12.2018 konnte man die erste wissenschaftliche Entdeckung vermelden. die Spektrometer fanden Hydroxylradikale (OH.) um Bennu. Sie entstehen aus Wasser, das durch UV-Strahlung in Wasserstoff und Hydroxylradikal gespalten wird. Nun näherte sich die Asteroidensonde näher dem Kleinplaneten bis auf 7 km.
Kurz darauf konnte die NASA das erste 3D-Modell von Bennu vorstellen. Es war wichtig für die Missionsplanung und wurde aus Aufnahmen zwischen 19 und 24 km Entfernung erstellt. Damit konnte OSIRIS-Rex am 31.12.2018 zur Jahreswende in einen Orbit in 1,74 km Distanz vom Zentrum einschwenken. Es ist der bisher nächste Orbit um einen Kleinplaneten. In diesem Orbit der bis zum 28.2.2019 eingehalten wurde und 1,3 bis 1,6 km von der Oberfläche entfernt ist wurde nicht nur weitere Aufnahmen gewonnen, sondern auch nach Teilchen gesucht, die teilweise auf Aufnahmen zu sehen waren. In diesem Orbit erfolgten auch weitere LIDAR Messungen, die von dem geringen Abstand besonders profitierten. Ein Umlauf dauerte 62 Stunden. Dies war die Orbitphase A. Es war der erste Orbit um einen so kleinen Himmelskörper. Im Gegensatz dazu ist Hayabusa 2 die zeitgleich Ryugu "umkreist" nicht in einem gravitativ gebunden Orbit sondern sie begleitet den Asteroiden auf einer Bahn die seiner ähnelt, bleibt aber auf Distanz (normalerweise zwischen 6 und 20 km Distanz) und umkreist ihn daher nicht.
In der folgenden Phase "Detailed Survey Baseball Diamond" umkreist die Sonde nicht mehr Bennu, sondern passiert ihn mehrmals nahe. Hauptziel ist die Kartierung durch OTES. Vom apirl bis Juni 2019 erfolgte die zweite Phase der "Detailed Survey", die äquatoriale Phase in der Bennu um die Äquatorzone umkreist wird. In ihr werden die 12 Kandidatenlandeplätze festgelegt.
In einer Konferenz am 19.3.2019 gab dann Details zu den Teilchen die man in der Orbital Phase A fand. Auf einer Aufnahme war deutlich zu sehen, das diese aus einer Region kommen, einem Außstoß vergleichbar mit einem Geysir. Weiterhin wirft die Oberfläche neue Probleme auf. Die Mission ging davon aus, das es auf Bennu eine Region gibt die weitestgehend glatt ist ohne Felsen. Eine solche Region konnte bisher nicht gefunden werden. Das bedeutet das die gesamte Vorgehendweise beim "Touch and Go" Manöver neu geplant werden muss.
Inzwischen ist OSIRIS-REx wieder auf Abstand gegangen und führt seit März nun wieder nahe Vorbeiflüge mit einem Abstand von 2 bis 3 km an Bennu durch um die Kartierung zu verbessern und weitere Gebiete im Detail abzulichten. Am 4.4.2019 konnte das Team eine weitere 3D-Höhenkarte, diesmal nicht aus Aufnahmen, sondern 11 Millionen LIDAR Messungen vorstellen.
Aus zwölf Kandidaten wurde nun der voraussichtliche Landeplatz herausgesucht. Alle sind kleiner als die ursprünglich geplante Landeplatzzone. Sie sollte 50 m Durchmesser haben. Dieser von der NASA vorgestellte Landeplatz hat nur 21,6 m Durchmesser.
Im Juni bis Juli folgte die bisher stärkste Annäherung auf 1 km (Umlaufszeit 22 Stunden) in der eine weitere Kartierung der Landeplätze erfolgte und die Zahl der Kandidaten auf vier reduziert wurde). Seit dem 18.8.2019 ist OSIRIS-REx wieder auf Distanz in 1,3 km Entfernung und 69 Stunden Umlaufszeit. Die Kartierungsphase dauerte dann auch erheblich länger als geplant. Der Grund war das Bennu vollständig mit größeren Felsbrocken überdeckt war. Es war auf den Bildern kein Landeplatz zu finden der felsfrei war, wie man es sich gewünscht hätte. So musste man zeitraubend ein gebiet aussuchen wo die Landung am wenigsten risikoreich war. So wurde vom 6 bis 8 Oktober 2020 die Umlaufbahn nochmals abgesenkt. Die nächste Distanz zur Oberfläche betrug nur 374 Meter. In dieser Umlaufbahn wurde die Oberfläche nochmals mit einer Auflösung im Quadratzentimeterbereich abgetastet um einen Landeplatz zu finden.
Die
ProbennahmeIm August 2019 wurden vier Plätze für die Probenentnahme selektiert: Nightingale, Kingfisher, Osprey, und Sandpiper. Am 12. Dezember wurde Nightingale als der primäre Landeplatz selektiert mit Osprey als Backup. Beide liegen in Kratern wodurch die Felsendichte etwas geringer ist, aber Nightingale nahe des Äquators und Osprey nahe des Pols. Am 15. April 2020 fand eine Gernalprobe der Prozedur statt und die Asteroidensonde näherte sich bis auf 65 m der Oberfläche von Bennu, bevor sie ihre Triebwerke zündete um sich wieder zu entfernen.
Am 20-sten Oktober fand dann die entscheidende Probenentnahme statt. Der Probenarm wurde ausgeklappt, die Sonde um 45 Grad gedreht und so orientiert, dass TAGSAM auf die Oberfläche zeigt und OSIRIS-Rex gezielt auf eine Lücke zwischen den Felsen fallen gelassen. Für etwa 5 Sekunden drang der Probenarm tief in die Oberfläche ein, Stickstoff wurde freigesetzt, um gröberes Gestein in den vorderen Teil des Probenbenhälters umzufüllen. In das lockere Oberflächenmaterial konnte den Probennehmer etwa 50 cm tief eindringen, wie Kamerabilder zeigten. Nach 5 Sekunden lief der Timer ab und die Raumsonde zündete ihre Triebwerke, um sich wieder zu entfernen. Als sie in 65 m Höhe angekommen war, schwenkte sie erneut in eine Umlaufbahn ein.
Nach dem Umfüllen gab es zuerst Aufregung, weil der Deckel des Probenbehälters in den umgefüllt werden sollte, nicht richtig schloss und man auf den Kamera Bildern etwas Staub wegdriften sah. Doch dies war lösbar und am 27.sten Oktober wurde der Behälter versiegelt, einige Tage früher als angesetzt. Auf ein Drehmanöver wurde verzichtet, um nicht weiteres Material zu verlieren. Dabei zünden die Triebwerke und die Sonde dreht sich, wie schnell hängt von ihrer Masse ab und diese natürlich von der aufgenommenen Probenmenge. So sollte die Probenmenge bestimmt werden. Diese wurde cor der Landung auf 250 g +/- 40 g geschätzt, deutlich mehr als die 60 g Staub und 20 cm³ gröberes Oberflächenmaterial, dass die Mindestanforderung war. Doch direkt nach der Probenentnahme war nur aufgrund der Kamerabilder der Bereich der Schätzungen riesig. Zwischen 57 und 2000 g wurden genannt. Erst später konnte durch das veränderte Drehomoment bei zahlreichen Manövern die Menge genauer eingekreist werden.
Für die Versiegelung wurde der Probenarm und eine Röhre für Stickstoff zuerst abtrennt, In den folgenden Stunden bekam das Raumfahrzeug den Befehl, die Röhre, welche die Probe während der Probenentnahme durch den TAGSAM-Kopf aufgewirbelt hatte, abzuschneiden und den Kollektorkopf vom TAGSAM-Arm zu trennen. Nachdem das Team durch Aufnahmen und Telemetrie verifiziert hatte, dass diese Arbeiten abgeschlossen waren, gab es dem Raumfahrzeug am 28. Oktober 2020 den Befehl, die Probenrückführungskapsel zu schließen und zu versiegeln - der letzte Schritt im Prozess des Verstauens der Proben von Bennu.
Nun wurde OSIRIS-Rex zur Rückkehr zur Erde vorbereitet.
Am 10. April April 2021 verließ die Sonde den Orbit und driftete langsam von
Bennu weg. Am 10 Mai verließ sie Bennus gravitativen Einfluss und die Rückkehr
zur Erde begann. Am 23. September 2023 wurde nach zwei Jahren die 46 kg
schwere, aus Stardusts Rückkehrkapsel entwickelte Probenkapsel abgetrennt, und
landete problemlos in der Wüste in Utah. Die gesamte Sonde wurde in mehrere
Schichten Teflon umhüllt und dann mit einem Helikopter an einem 30 m langen
Seil zum Utah Test and Training Range geflogen, wo ein temporärer Reinraum
eingerichtet wurde. In diesem Reinraum wurde die Kapsel geöffnet und der
Probenbehälter in einen mit Stickstoff gefüllten versiegelten
Transportbehälter gebracht und nach Texas geflogen wo der Probenbehälter
geöffnet wird und die Auswertung erfolgt.
Dies dauert deutlich länger als geplant. Der Grund ist "Extra-Material" das außerhalb des eigentlichen Probenbehälters liegt. Dieses muss erst gesichert werden bevor man den Probenbehälter entnehmen und öffnen kann. Eine erste Analyse von 1,5 g Staub ergab einen Kohlenstoffanteil von 4,7 Prozent und auch Wasser konnte gefunden werden.
Während der Rückreise zur Erde gab die NASA bekannt, das OSRIS-Rex eine erweiterte Mission bekommt, wie andere Asteroidenmissionen wie Stardust zuvor. Die Sonde wird nun umbenannt in OSIRIS-APEX ('APophis Explorer'). Sie soll den Erdbahnkreuzer Apophis untersuchen. Dieser Asteroid 99942 Apophis nähert sich der Erde am 13. April bis auf 31.600 km, noch unterhalb des Orbits eines geostationären Satelliten. Es ist die nächste Begegnung in den nächsten Jahren. 99942 Apophis hat in ewta einen Durchmesser von 370 km und wiegt 61 Milliarden Tonnen (Bennu: 490 km Durchmesser, 73 Milliarden Tonnen). OSIRIS-APEX wird ab dem 8. April 2029 mit Beobachtungen beginnen und am 21. April 2029 Apophis erreichen. Hier ist eine 18 Monate lange dauernde Orbitmission geplant, mindestens einmal wird mit den Lagenregelungstriebwerken Staub von Apophis Oberfläche aufgewirbelt um ihn zu untersuchen. Dafür hat der Vorbeiflug Der Hauptsonde an der Erde nach Abtrennen des Probenbehälters die Basis gelegt, denn er veränderte die Bahn von OSIRIS-APEX
http://sci.esa.int/science-e/www/object/doc.cfm?fobjectid=45189
http://www.lpi.usra.edu/meetings/lpsc2013/pdf/1690.pdf
http://digitalcommons.usu.edu/cgi/viewcontent.cgi?article=1054&context=sdl_pubs
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150000808.pdf
https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/o/osiris-rex
http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Mission_Booklets/AV/av_osirisrex_mob.pdf
http://ssed.gsfc.nasa.gov/IPM/PDF/1142.pdf
http://www.asteroidmission.org/wp-content/uploads/2016/05/OSIRIS-REx_FactSheet.pdf
http://meetingorganizer.copernicus.org/EGU2014/EGU2014-4687-1.pdf
http://spaceflight101.com/osiris-rex/
http://www.lpi.usra.edu/meetings/lpsc2013/pdf/1100.pdf
https://arxiv.org/pdf/1309.6665.pdf
https://ssed.gsfc.nasa.gov/IPM/PDF/1142.pdf
https://spaceflightnow.com/2016/09/07/osiris-rex-reaches-launch-pad-with-money-to-spare/
Artikel erstellt am 27.3.2017. Artikel zuletzt aktulalisiert am 26.9.2023
Lang Zeit gab es von mir nur ein Buch über Raumsonden: die beiden Mars-Raumsonden des Jahres 2011, Phobos Grunt und dem Mars Science Laboratory. Während die russische Raumsonde mittlerweile auf dem Grund des Pazifiks ruht, hat für Curiosity die Mission erst bekommen. Das Buch informiert über die Projektgeschichte, den technischen Aufbau der Sonden und ihrer Experimente, die geplante Mission und Zielsetzungen. Die Mission von Curiosity ist bis nach der Landung (Sol 10) dokumentiert. Einsteiger profitieren von Kapiteln, welche die bisherige Marsforschung skizzieren, die Funktionsweise der Instrumente erklären aber auch die Frage erläutern wie wahrscheinlich Leben auf dem Mars ist.
2018 wurde dies durch zwei Lexika, im Stille der schon existierenden Bücher über Trägerraketen ergänzt. Jedes Raumsonden Programm wird auf durchschnittlich sechs bis acht Seiten vorgestellt, ergänzt durch eine Tabelle mit den wichtigsten zeitlichen und technischen Daten und Fotos der Raumsonde, bzw., Fotos die sie aufgenommen hat. Ich habe weil es in einen band nicht rein geht eine Trennung im Jahr 1990 gemacht. Alle Programme vorher gibt es in Band 1. Die folgenden ab 1990 gestarteten dann in Band 2. In Band 2 ist ein Raumsonden Programm meist eine Einzelsonde (Ausnahme MER). In Band 1 dagegen ein Vorhaben das damals zumeist aus Doppelstarts bestand, oft auch mehr wie z.B. neun Ranger oder sieben Surveyor. Beide Bänder sind etwa 400 Seiten stark. In Band 1 gibt es noch eine gemeinsame Einführung für beide Bände über Himmelsmechanik und Technik der Instrumente. Beide Bände haben einen Anhang mit Startlisten, Kosten von Raumsonden und Erfolgsstatistiken. Band 2 hatte Redaktionsschluss im Januar 2018 und enthält die für 2018 geplanten Missionen über die es genügend Daten gab.
Hier eine Beschreibung des Buchs auf meiner Website für die Bücher, wo es auch ein Probekapitel zum herunterladen gibt. Sie können das Buch direkt beim Verlag kaufen (versandlostenfrei). Dann erhalte ich als Autor eine etwas höhere Marge, aber auch über den normalen Buchhandel, Amazon (obige Links) und alle anderen Portale wie Bücher.de oder Libri.
Lang Zeit gab es von mir nur ein Buch über Raumsonden: die beiden Mars-Raumsonden des Jahres 2011, Phobos Grunt und dem Mars Science Laboratory. Während die russische Raumsonde mittlerweile auf dem Grund des Pazifiks ruht, hat für Curiosity die Mission erst bekommen. Das Buch informiert über die Projektgeschichte, den technischen Aufbau der Sonden und ihrer Experimente, die geplante Mission und Zielsetzungen. Die Mission von Curiosity ist bis nach der Landung (Sol 10) dokumentiert. Einsteiger profitieren von Kapiteln, welche die bisherige Marsforschung skizzieren, die Funktionsweise der Instrumente erklären aber auch die Frage erläutern wie wahrscheinlich Leben auf dem Mars ist.
2018 wurde dies durch zwei Lexika, im Stille der schon existierenden Bücher über Trägerraketen ergänzt. Jedes Raumsonden Programm wird auf durchschnittlich sechs bis acht Seiten vorgestellt, ergänzt durch eine Tabelle mit den wichtigsten zeitlichen und technischen Daten und Fotos der Raumsonde, bzw., Fotos die sie aufgenommen hat. Ich habe weil es in einen band nicht rein geht eine Trennung im Jahr 1990 gemacht. Alle Programme vorher gibt es in Band 1. Die folgenden ab 1990 gestarteten dann in Band 2. In Band 2 ist ein Raumsonden Programm meist eine Einzelsonde (Ausnahme MER). In Band 1 dagegen ein Vorhaben das damals zumeist aus Doppelstarts bestand, oft auch mehr wie z.B. neun Ranger oder sieben Surveyor. Beide Bänder sind etwa 400 Seiten stark. In Band 1 gibt es noch eine gemeinsame Einführung für beide Bände über Himmelsmechanik und Technik der Instrumente. Beide Bände haben einen Anhang mit Startlisten, Kosten von Raumsonden und Erfolgsstatistiken. Band 2 hatte Redaktionsschluss im Januar 2018 und enthält die für 2018 geplanten Missionen über die es genügend Daten gab.
Hier eine Beschreibung des Buchs auf meiner Website für die Bücher, wo es auch ein Probekapitel zum herunterladen gibt. Sie können das Buch direkt beim Verlag kaufen (versandlostenfrei). Dann erhalte ich als Autor eine etwas höhere Marge, aber auch über den normalen Buchhandel, Amazon (obige Links) und alle anderen Portale wie Bücher.de oder Libri.
| Sitemap | Kontakt | Neues | Impressum / Datenschutz | Hier werben / advert here | Buchshop | Bücher vom Autor | |