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Lunar Reconnaissance Orbiter

Einführung

Das erste Projekt der "Vision for Space Exploration" (VSE) welche George W. Bush am 14. Januar 2004 ankündigte, ist der Lunar Reconnaissance Orbiter (abgekürzt LRO), der unsere Kenntnisse vom Mond erweitern soll und die Planung bemannter Missionen z.B. durch noch genauere Karten potentieller Landeplätze erleichtern soll. Weitere Vorbereitungen einer bemannten Landung ist das Messen des Strahlungshaushalts und die Klärung der Frage ob die polnahen Krater permanentes Eis enthalten.

Das zweite Ziel ist neben der Wissenschaft die Erprobung und Demonstration neuer Technologien. Erstmals verzichtet man beim Senden der Daten z.B. auf einen X-Band Sender als Backup und benutzt das Ka Band mit seiner höheren Datenrate.

Trägerrakete

Nach den ersten Planungen sollte der Lunar Reconnaissance Orbiter etwa eine Trockenmasse von 500 kg haben, doch 600 kg sollten auch möglich sein. Das erfordert eine Startmasse von 1000-1200 kg. für die Zielgeschwindigkeit von C3 = -2 km/s reicht eine Delta II, welche in der 7925-10 Version 1210 kg Nutzlast in einen Übergangsorbit zum Mond befördern kann oder in der Version 7925H-10 (mit den größeren GEM 46 Boostern) sogar 1.430 kg

Die NASA entschloss sich 2006 jedoch zu einem Wechsel weg von der Delta 2 (mit Kosten in Höhe von etwa 79-90 Millionen US-$) zu der kleinsten Version der Atlas V, die Atlas 401 mit Kosten von 136.2 Millionen US-$. Diese hat eine Nutzlast von 3300 kg für diesen Orbit. Einen Teil der nun verfügbaren Nutzlastmasse nutzte man für den rund 1000 kg schweren LCROSS Satelliten, der in weniger als 3 Jahren aus dem Adapter für Sekundärnutzlasten entwickelt wird. Er soll zusammen mit der Centaur einen Kurs zum Mond einschlagen und 86 Tage nach dem Start nahe der Pole aufschlagen. Vor dem Einschlag beobachtet er den Einschlag  der vorrauseilenden Centaur Oberstufe. Beide Einschläge werden auch am Boden und von Satelliten aus dem Orbit beobachtet. nicht zuletzt ist auch der LRO dabei beteiligt.

Der LRO ist nach der Verfügbarkeit der neuen Trägerrakete laufend schwerer geworden und inzwischen könnte er nicht mehr mit einer Delta 2 gestartet werden.

Das Raumfahrzeug

LROLunar Orbiter ist ein modulares Raumfahrzeug, bestehend aus den Instrumenten und optischen Sensoren, dem Antriebsmodul und dem Avionics Modul. Zusammengefaltet beim Start ist der LRO 2.5 x 2.6 x 3.7 m groß.

Ursprüngliche Planungen sahen für den Lunar Reconnaissance Orbiter eine 500 kg schwere Raumsonde und etwa dieselbe Menge an Treibstoff vor, also eine Startmasse von 1000 kg. Während der Planungen wuchs die Trockenmasse dann an und man ging von bis zu 1200 kg Startmasse aus. Eine Delta 2 transportiert etwa 1230 kg zum Mond, eine Delta 2 in der Heavy Version (7925-10H) sogar 1430 kg. Trotzdem entschied sich die NASA im Jahre 2006 die Raumsonde mit einer Atlas 401 zu starten, welche eine Nutzlast von 3300 kg zum Mond aufweist. Dies ermöglicht eine größere Raumsonde. Noch gibt es keine abschließenden Daten. Auf der Website habe ich verschiedene Daten gefunden, wobei ein Trend zum Anstieg der Startmasse recht deutlich sichtbar ist. Er näherte sich am Schluss der maximalen Startmasse von 1965 kg für die Atlas 401 an. (2000 kg wären erlaubt, aber es gibt ein Sicherheitslimit von 35 kg, das nicht unterschritten werden darf).

Parameter Erste Planung 19.5.2006 3.12.2006 Februar 2007   Beim Start
Vollmasse 1000-1100 kg 1706 kg 1823 kg 1846 kg   1916 kg
Leermasse 500 kg 809 kg 924 kg 949 kg   1018 kg
Geschwindigkeitsänderung   1326 m/s 1263 m/s 1240 m/s   1270 m/s
Strombedarf   681 Watt 681 Watt 800 Watt   685 Watt
Datenrate   572 GBit/tag 459 GBit/tag 550 GBit/Tag   461 Gbit/Tag

Der LRO ist dreiachsenstabilisiert. Vier Drallräder sind für die räumliche Ausrichtung der Raumsonde verantwortlich. Alle 2 Wochen müssen die entdrallt werden, wozu dann die Düsen aktiviert werden. Sie können die Experimente mit einer Genauigkeit von 60 Bogensekunden aus dem Orbit auf ein Ziel ausrichten.. Dies entspricht einer Genauigkeit von etwa 3-4 m am Boden bei 50 km mittlerem Abstand vom Boden. Mittels Star Tracker Kameras wird die Ausrichtung im Raum auf 30 Bogensekunden genau bestimmt. Während des Flug auf der Transferbahn sind Sonnensensoren für die Grobausrichtung der Sonne verantwortlich.

Ein einzelnes Solarpanel mit 10.7 m² Fläche liefert zum Ende der Mission 1850 Watt an Leistung. Es besteht aus 77 Modulen auf 3 Panels mit jeweils 2 Reihen und 24 Solarzellen in einer Reihe. Eine 80 Ah Stunden Lithiumionenakkumulatorbatterie versorgt die Sonde im Mondschatten mit Strom. Maximal 48 Minuten lang hält sich die Sonde im Mondschatten auf. Größeren Stress bedeuten die Erdfinsternisse, die bis zu 3:40 h dauern können und etwa zweimal pro Jahr auftreten. Benötigt wird eine Leistung von bis zu 800 Watt. Die Bordspannung wird bei 28 ± 7 V gehalten.

Die Kommunikation geschieht auf zwei Wegen: Die wissenschaftlichen Daten werden mit einem 40 Watt Ka Band Sender mit 100 MBit/s über eine 1 m große Parabolantenne an einem 5.5 m langen schwenkbaren Mast übertragen. Sie befindet sich so mindestens 260 cm von der Sonde entfernt. Die Telemetrie im S-Band. Die Kommandos werden ebenfalls im S-Band empfangen. Die Antennen ermöglichen auch eine Positionsbestimmung der Sonde im Orbit auf 10 cm genau. Pro Tag gibt es vier Kommunikationsverbindungen von jeweils 1 Stunde Dauer. Empfangen und gesendet wird über den White Sands Komplex. Kommandos und Telemetrie im S-Band können auch bei Notfällen über andere Antennen des DSN gesandt werden. Genutzt werden nur etwa 47 % der verfügbaren Sendezeit bei 450 GBit an Daten pro Tag. Erstmals wird bei einer Raumsonde das Ka-Band zwischen 26,5 und 40 GHz als primäre Funkverbindung eingesetzt. Andere Raumsonden wie der Mars Reconnaissance Orbiter nutzen dieses Frequenzband nur experimentell. Das Problem ist die höhere Empfindlichkeit gegenüber schlechtem Wetter, vor allem Wasserdampf in der Atmosphäre absorbiert die Signale. Beim erdnahen LRO ist die Signalstärke trotzdem noch erheblich höher als bei dem 150 bis 1000 mal entfernteren MRO. Genutzt wird eine neue Bodenstation für dieses Frequenzband, das eine Parabolantenne mit 18 m Durchmesser einsetzt.

Der Bordcomputer verwendet den RAD-750 Prozessor, eine weltraumtaugliche Variante des Power PC Prozessors, getaktet mit 133 MHz. Daten werden auf zwei "Rekordern" mit jeweils 100 GByte Kapazität gespeichert. Die Rekorder bestehen aus großen SDRAM Bänken und sind wie der Bordcomputer redundant vorhanden. Er kann die Daten etwa 1.3 Tage lang zwischenspeichern.

Das Antriebssystem nutzt den monergolen Treibstoff Hydrazin und besteht aus acht Düsen von 20 N Schub für die Feinausrichtung und vier Düsen von 80 N Schub zum Antrieb der Sonde. Verwendet werden zwei Tanks die man für die Kommunikationssatelliten TDRSS entwickelt hat.

Gebaut wird die Sonde anders viele andere Sonden weder von der Industrie, noch vom JPL, sondern vom Goddard Space Flight Center der NASA. Die Kosten wurden zum Entwicklungsbeginn mit 90 Millionen US-$ einschließlich des ersten Betriebsjahres angegeben. Dies schließt aber nicht den Start noch die von Instituten bereitgestellten Experimente mit ein. Im Jahre 2005 ging man (noch mit einer Delta II als Trägerrakete) von Gesamtprojektkosten von 400 Millionen US-$ aus (Inklusive Start und Experimente). Im Jahre 2007 sind diese auf 460 Millionen Dollar angestiegen. Beim Start waren es 500 Millionen Dollar. 2012 nach einjähriger Missionsverlängerung waren 540 Millionen Dollar für das Projekt ausgegeben worden.

Instrumente

Der LRO trägt insgesamt 6 Experimente an Bord. Die meisten basieren auf schon erprobten Instrumenten bei anderen Missionen. Das Gesamtgewicht aller Experimente liegt bei 100 kg bei einem Stromverbauch von 100 Watt. Die Instrumente wurden am 22.12.2004 für die Mission selektiert. Der dicht gedrängte Terminplan lies wenig Raum für Neuentwicklungen und so sind viele Instrumente Nachbauten oder Weiterentwicklungen von Instrumenten die schon an Bord anderer Raumsonden gestartet wurden. Alle Instrumente sind fest an einer Seite des Lunar Reconnaissance Orbiters angebracht. Die Ausrichtung auf die Oberfläche erfolgt durch die Sonde.

Experiment Masse Strombedarf
CRaTER 6.4 kg 5.9 Watt
DLRE 11.9 kg 21.6 Watt
LAMP 5.4 kg 4.86 Watt
LEND 23.6 kg 13.7 Watt
LOLA 15.3 kg 39.6 Watt
LROC 16.5 kg 27.6 Watt
Mini-RF 12.6 kg 11.2 Watt
Gesamt 91.7 kg 124.5 Watt

Cosmic Ray Teleskope for the Effects of Radiation (CRaTER)

CraterAnders als die Astronauten an Bord der ISS befinden sich die Astronauten auf dem Mond außerhalb des irdischen Magnetfelds und sind daher stärker kosmischen Strahlen ausgesetzt als Astronauten im Erdorbit. CRaTER soll es ermöglichen die Auswirkungen hochenergetischer Strahlung auf Elektronische Bauteile und den Menschen besser zu verstehen. Es misst die kosmischen und solaren Strahlen mit Energien über 10 MeV. Dabei galt es auch ein preisgünstiges und robustes Instrument zu entwickeln. Weiterhin soll die Auswirkung verschiedener Abschirmungen auf die Strahlung von vor allem das Energiespektrum bestimmt werden.

CraTER besteht aus 5 Siliziumdetektoren auf 4 Platinen, separiert durch 3 Kunststofffolien welche menschliche Haut und verschiedene Abschirmungen simulieren sollen. Ein Detektor ist 20 Mikrometer dick, die restlichen 4 sind 300 Mikrometer dick. Die beiden Abschirmungen aus TEP haben eine Dicke von 2.7 und 5.4 cm und sollen Muskelgewebe simulieren. Die Fläche beträgt 9.6 cm² pro Detektor. die Messschwelle je nach Detektor bei 0.2 und 2 MeV. Gemessen kann bis zu Energien von 20 MeV bei Protonen und 87 MeV/Nukleon bei Atomkernen (Eisen als Referenz).

Detektiert werden die Teilchen durch Anlegen einer Spannung an die Siilziumscheiben. Ein einfallendes Teilchen sorgt für eine Entladung und damit für eine Widerstandsänderung. Die Abschirmung aus Tissue equivalent plastic (TEP) simuliert Körpergewebe und enthält die gleiche Menge an Wasserstoff und Stickstoff wie menschliche Muskeln und Haut. Damit will man bestimmen, wie viele Strahlen in der Haut oder dem Muskelgewebe abgefangen wird.

Energiespektren werden erhalten von Teilchen von 200 keV bis zum hochenergetischen Bereich von 1 GeV Energie.

Diviner Lunar Radiometer Experiment (DLRE)

DivinerDas Experiment Diviner macht die erste globale radiometrisch bestimmte Temperaturkarte des Mondes. Die Temperaturen liefern eine Reihe von Daten für bemannte Missionen wie:

Diviner basiert im wesentlichen auf dem schon 2005 gestarteten Instrument Mars Reconnaissance Orbiter Mars Climate Sounder (MCS). Es besteht aus zwei identischen Teleskopen auf einer gemeinsamen drehbaren Achse. Durch drehen weg vom Mond auf einen Spiegel bzw. eine Fläche zur Eichung kann man die Detektoren kalibieren indem man sie auf die Sonne oder eine Platte mit der Temperatur im Schatten der Sonde ausrichtet.

Im Fokus jedes Teleskops befindet sich eine Zeile von Thermophilen (Temperaturmessfühlern) von 21 Elementen. Die Empfindlichkeit in verschiedenen Spektralbereichen wird erreicht durch vorgeschaltete Filter vor den Elementen. Im Teleskop A gibt es 6 dieser Elemente im Teleskop B derer 3. So dass insgesamt 9  x 21 Messpunkte in 9 Spektralkanälen eine Messung ergeben.

Kanal minimale Wellenlänge maximale Wellenlänge Zeck
A1 0.3 µm 3 µm Temperaturmessung im permanenten Schatten > 40 K
A2 0.3 µm 3 µm Temperaturmessung im Sonnenlicht > 44 K
A3 7.88 8.13 Temperaturmessung > 160 K
A4 8.13 8.38 Temperaturmessung > 160 K
A5 8.38 8.62 Temperaturmessung > 160 K
A6 12.5 25 Temperaturkarten erstellen > 75 K
B1 25 50 Temperaturkarten erstellen > 45 K
B2 50 100 Temperaturkarten erstellen > 32 K
B3 100 200 Temperaturkarten erstellen > 30 K

Jedes Detektorelement ist 0.24 x 0.48 mm groß und bildet auf dem Mond eine Fläche von 3.68 x 6.15 mRad ab (184 m x 308 m aus 50 km Höhe). Die Breite des Aufnahmestreifens beträgt 3.75 km. durch diesen sehr schmalen Streifen ist die zeitliche Auflösung abhängig von der geographischen Breite. 6 mal pro Mondtag (= 28 Tage) ist eine Messung oberhalb von 80 Grad Breite möglich. Eine Messung innerhalb von 5 Stunden nach lokaler Mitternacht ist möglich für Breiten über 70 Grad und zu 75 % beim Äquator. Eine Messung nach Erreichen von 300 K Temperatur ist zu 70 % beim Äquator und ebenfalls zu 100 % oberhalb von 70 Grad Breite möglich.

Die Datenmenge beträgt etwa 3.5 GBit/Tag. Die Ortsauflösung am Boden beträgt 400 m, die Genauigkeit der Temperaturmessung 5 K in einem Messbereich von 30-400 K.

 Lyman-Alpha Mapping Project (LAMP)

LAMPLAMP ist ein Nachbau der zwei UV Spektrometern, ALICE an Bord von Rosetta und New Horizons. LAMP misst die von Regionen auf der Nachtseite oder im permanenten Schatten reflektierte Lyman UV Strahlung von Sternen als Quelle.

Bestimmt wird die Albedo im UV und durch Veränderung der UV Strahlung das Vorkommen von Eis in Kraterböden.

LAMP verwendet den Spektrograph von ALICE von New Horizons ohne Änderungen. Ein Bandpassfilter lässt nur Licht von 52-180 nm Wellenlänge im UV passieren. Der Eintrittsspalt hat Abmessungen von 0.2 x 6.0 Grad. Dies entspricht 0.175 x 5.3 km am Boden. Die Auflösung erreicht 1 Grad, das entspricht 0.9 km am Boden. Ein Gitter mit einer Fläche von 0.4 cm² spaltet das Licht auf.

Detektoren sind ein Array von 1024 x 32 Microchannelplates welche das UV Licht in eine Elektronenlawine umwandeln die wiederum von einer Cäsiumiodid Photokathode detektiert wird. Die spektrale Auflösung wird über die 1024 vertikalen Elemente erreicht und beträgt 2 nm. Etwa 15 Spektren werden pro Sekunde gemacht.

LAMP hat 6 Millionen US-$ gekostet und wiegt 5.4 kg. Er verbraucht 4.3 Watt an Strom. Für eine grobe Kartierung sollte LAMP mindestens 2 Jahre Arbeiten. ein Ziel von 5 Jahren wäre wünschenswert. Die Ortsauflösung einer Messung soll bei 500 m im Schatten und 100 m bei polnahen Gebieten. Entstehen soll später eine Karte mit 3 km Auflösung.

Lunar Exploration Neutron Detector (LEND)

LENDDieses Experiment aus Russland ist eine Weiterentwicklung des Teilinstrumentes HEND des Gammastrahlendetektors GRS an Bord der 2001 Mars Odyssey Raumsonde. Es detektiert sekundäre Neutronen die aus den obersten 1-2 m des lunaren Regoliths stammen. Erzeugt werden diese durch Beschuss des Regoliths durch energiereiche kosmische Strahlen. Sie stoßen bei ihrem Weg zur Oberfläche mit anderen Atomkernen zusammen. Treffen sie auf ein Wasserstoffatom so verlieren sie etwa die Hälfte der Energie und werden zu "thermalen" Neutronen. Misst man die Energie der Neutronen, so kann man Rückschlüsse auf die Wasserstoffmenge in der obersten Bodenschicht machen. Wasserstoff kann auf dem Mond praktisch nur in Form von Wasser vorkommen, so dass man so auch mögliche Wasservorkommen erfasst.

LEND besteht aus 9 Detektoren um thermale, epithermale und schnelle Neutronen (der kosmischen Strahlung) zu messen. Zur Bestimmung der thermalen Neutronen dienen die 4 Detektoren CSETN1 – CSETN4. Sie bestehen aus Gasproportionalzähler mit einer Helium-3 Füllung. Ein Schild aus Cadmiumfolie schützt vor falsch positiven Signalen durch kosmische Strahlen. Eine Richtungssensitivität erhält man durch einen Schild aus Bor dotiertem Polyethylen an der Seite. Er fängt die Neutronen die von der Seite kommen ab.

Aus 50 km Höhe beträgt so das Gesichtsfeld 5 km. Von allen Detektoren von HEND haben die CSETN1 – CSETN4 Detektoren das kleinste Gesichtsfeld und die größte Sensitivtät. Die Detektoren basieren auf der Kernreaktion:

3He + n → 3H + p + 765 keV

Die entstehende Gammastrahlung von 765 keV Energie wird detektiert.

LENDDie drei Detektoren für thermische Neutronen STN1 – STN3 befinden sich unterhalb eines gemeinsamen Kollimators zusammen mit einem epithermalen Detektor SETN. Sie haben einen identischen Detektor bestehend aus Proportionalzählern SETN unterscheidet sich von den STN Detektoren dadurch dass er vollständig von einer Cadmiumfolie umgeben ist, die niedrigenergetische Neutronen aufhalten soll. SNT1 und STN3 bilden ein Dopplerpaar - Sie schauen in die Flugrichtung und entgegengesetzt. Neutronen haben daher unterschiedliche Geschwindigkeiten bedingt durch die Bewegung der Raumsonde mit etwa 16-1.7 km/s im Mondorbit. STN2 und SETN scheuen dagegen 90 Gad versetzt zu diesen beiden in die Umgebung der Sonde.

Der letzte Detektor für epithermale Neutronen STEN ist zwischen den Kollimatoren angebracht und benutzt anders als die bisherigen Detektoren keinen Proportionalzähler mit Helium Füllung, sondern einen Stilben - C14H12 Kristall umgeben von einem Kunststoff Schutzschild um energiereiche kosmische Strahlen abzuhalten. Er ist empfindlich für schnelle Neutronen mit Energien von 0.3-15 MeV.

Kombinierte Messungen ergeben im Laufe der Zeit eine globale Karte mit 10 km Auflösung.

Der Lunar Exploration Neutron Detector befindet sich befestigt mit 8 Schrauben auf der Instrumentenplattform. Mit 26.7 kg Gewicht ist es das schwerste Instrument an Bord des LRO.

Parameter Wert
Gewicht 26.7 kg
Abmessungen 372 x 344 x 327 mm
Stromverbrauch 13 Watt
Empfindlichkeit von thermalen Neutronen bis zu 15 MeV Energie
Zeitliche Auflösung Variabel, > 1 Sekunde
Ortsauflösung > 5 km aus 50 km Höhe
Eindringtiefe 1-2 m
Betriebstemperatur -20 bis +50 °C
Datenvolumen 250 MBit/Tag
Betriebszeit > 5 Jahre

 Lunar Orbiter Laser Altimeter (LOLA)

Der Laser Höhenmeter LOLA basiert auf den Erfahrungen mit zwei früheren Experimenten, nämlich MOLA an Bord von Mars Global Surveyor und vor allem dem Instrument MLA, dessen Weiterentwicklung LOLA ist an Bord der Merkur Raumsonde Messenger.

LOLA verwendet einen ND:YAG Laser mit einer Wellenlänge von 1064 nm. Er sendet 28 mal pro Sekunde Pulse von 2.7 mJ Energie und 100 Nanosekunden Länge. Diese werden durch Brechungslinsen in 5 Strahlengänge aufgebrochen und dieses 5 er Muster zum Boden gesandt. Dieses Muster ist an dem Boden 50 m groß. Die reflektierten Impulse werden von einem 14 cm Teleskop gebündelt und dann gemessen und daraus Entfernung (Signallaufzeit), Rauigkeit (Auffächerung des Signales) und Reflektionsverhalten (Signalstärke) gemessen. Die Zeit kann auf 0.6 ns genau gemessen werden, entsprechend einer Genauigkeit der Höhenbestimmung von 0.1 m.

Insgesamt 4 Milliarden Messungen sind während der Primärmission geplant. Sie sollen eine globale Karte mit einer Breite von 0.001 Grad in der Länge und 0.04 grad in der Breite. Dies ergibt eine globale Karte mit einer Auflösung von bis zu 50 m pro Messpunkt.

Lunar Reconnaissance Orbiter Camera (LROC)

Die LROC besteht aus zwei Kamerasystemen, einer Telekamera (Narrow Angle Kamera, NAC) und einer Weitwinkelkamera (Wide angle Camera, WAC).

Die NAC besteht aus zwei Objektiven. Sie liefert monochromatische Aufnahmen mit 50 cm Auflösung von einem 5 km breiten Bildstreifen. Während der Primärmission soll etwa 10 % der Oberfläche mit dieser Auflösung abgetastet werden - Damit dürfte es vom Mond bessere Aufnahmen geben als sie für zivile Zwecke von der Erde verfügbar sind. (Und wegen der Wolkenbedeckung von manchen Gebieten der Erde auch jemals verfügbar sein wird. Oberhalb von 85.5 Grad Breite wird das ganze Gebiet erfasst werden - Die polnahen Gebiete sind von der Erde aus nur schwer und verzerrt einsehbar.

Die NAC basiert auf der Context Imager Camera des Mars Reconnaissance Orbiters (MRO). Jedes Objektiv ist ein Ritchey Chretien Teleskop mit einer Fokuslänge von 700 mm und einer Blende von 3.59 (195 mm Spiegeldurchmesser).Der Detektor ist eine Kodak KLI-5001G CCD Zeile mit 5000 Punkten. Er ist empfindlich zwischen 400 und 750 nm Wellenlänge. Das Blickfeld beträgt 2.86 Grad, die Auflösung beträgt 10 Mikroradian.. Beide Objektive decken dann zusammen einen doppelt so breiten Streifen am Boden ab. Die Auflösung beträgt 12 Bits pro Bildprunkt. es werden aber nur 8 bits für die Helligkeit übertragen. Die Kamera hat einen lokalen Speicher von 256 MByte Größe, genug für ein Bild von 25 x 5 km Größe oder ein 2 x 2 Pixel summiertes Bild von 100 x 5 km Breite. Ein Actel RT54SX32-S Mikroprozessor steuert die Kamera.

Die LROC-NAC hat eine Länge von 60 cm und einen Durchmesser von 24 cm. Jede Kamera wiegt 5.4 kg. Diese geringe Masse ist durch ein leichtgewichtiges Graphit-Cyanatgehäuse möglich. Jede NAC Kamera braucht 10 Watt Strom während des Betriebs und 6.0 Watt in inaktiven Zeiten.

Die Weitwinkelkamera macht dagegen Aufnahmen in bis zu 7 Spektralkanälen. Sie tastet einen Streifen von 60 km im Farbmodus und 100 km in panchromatischen Modus ab. Sie besteht auch aus zwei Objektiven, eines mit einer UV durchlässigen Linse für die UV Kanäle, das andere für Aufnahmen im sichtbaren Licht.

Die WAC ist weitgehend eine Kopie der MARCI Kamera, welche seit 1999 auf mehreren Marsmissionen, zuletzt Phönix zum Einsatz gekommen ist. Die beiden Objektive haben eine Brennweite von 4.5 mm im UV und 6.0 mm im sichtbaren Bereich und bilden so eine Bilddiagonale von 90 und 60 Grad ab. Dies entspricht einem Feld von 90 x 90 km bzw. 60 x 60 km. Detektor ist ein Kodak KLI-1001 CCD mit 1024 x 1024 nutzbaren Punkten. Die Kamera wird aber im Scanmodus betrieben, anders als bei den Marssonden. Es werden kontinuierlich jeweils 16 Zeilen ausgelesen. Die Blende beträgt 5.1 beim UV Objektiv und 5.3 beim zweiten Objektiv. Dieser Modus ist notwendig wegen der festen Montage der Kamera an der Sonde.

Die Auflösung beträgt im Zentrum etwa 100 m/Pixel. Digitalisiert wird das Signal mit 12 Bit, übertragen werden jedoch nur 8 Bits pro Bildprunkt. Damit die Auflösung in beiden Fällen identisch ist, werden im sichtbaren Bereich 704 Spalten ausgelesen und 1024 im UV Bereich.

Die LROC-WAC hat Abmessungen von 24.5 x 7.6 x 9.2 cm. Die WAC wiegt 0.6 kg und benötigt 4 Watt an Leistung. Sie soll den Mond mehrfach in allen 7 Spektralkanälen und zu verschiedenen Beleuchtungssituationen erfassen.

Beide Kameras sind angeschlossen eine gemeinsame Elektronik. Sie wiegt 0.6 kg und verwendet ein Xilinx XQR2V3000 FPGA zur Steuerung. Sie steuert die Kameras, nimmt Daten entgegen, reduziert die Helligkeitsinformationen von 12 auf 8 Bit, komprimiert die Bilddaten und speichert sie zwischen und überträgt sie zum Bordcomputer der Sonde. zusammen mit anderen Systemen wie Radiatoren zur Temperaturkontrolle wiegt die komplette LROC 16 kg und benötigt 30 Watt Strom im aktiven und 22 Watt im inaktiven Modus.

Pro Tag werden von der LROC etwa 300 GByte an unkomprimierten Daten, insgesamt 20 Terrabyte erwartet. Übertragen wird allerdings komprimiert, sodass pro Tag 64.375 GByte an NAC und 5.125 GByte an WAC Daten anfallen. Die LROC ist das Instrument mit dem höchsten Datenaufkommen.

Band Wellenlänge
NAC panchromatisch 400-750 nm
UV 1 315 nm
UV 2 360 nm
Rot 415 nm
Grün 500 nm
Blau 640 nm
NIR 1 640 nm
NIR 2 680 nm

Mini-RF

Mini RF ist ein Technologie Experiment an Bord der indischen Raumsonde Chandrayaan-1 und LRO. Es handelt sich um ein miniaturisiertes SAR Radar. Das Mini-RF an Bord von LRO arbeitet sowohl im X-Band (4 cm Wellenlänge) wie auch im S-Band (13 cm Wellenlänge). Es kann in einem Strip-Modus arbeiten mit 150/75 m Auflösung wie auch in einem Zoom Modus mit 15/7.5 m Auflösung. Es wird 20 Strips über die Polgebiete bis zu 80 Grad Breite geben, welche diese während eines Jahres in der gewünschten Auflösung kartieren sollen. In einer erweiterten Mission ist auch gedacht versuchsweise ein Signal an Bord von LRO zu empfangen, dass von Chandrayaans Mini-RF ausgesandt wurde. Weiterhin dient das X-Band auch als Backup für die Kommunikation mit der Erde, sollte die Kommunikation im wetteranfälligeren Ka Band ausfallen.

Mini-RF verwendet eine Planarantenne von 125 x 75 x 5.5 cm Größe angeschlossen an eine Elektronikbox von 14.2 x 20.3 x 2 cm Größe. Das Gewicht liegt bei nur 12 kg. Der Stromverbrauch beträgt 56-140 Watt. Die Datenrate 8-32 MBit/s über 4 Minuten in denen die Pole überflogen werden. Es gibt 6 Operationsmodi die sich in Polarisation des Signales und Sendeband unterscheiden. Es schaut um 45 Grad zur Seite und Streifen sind 4-6 km breit.

Die Mission

Schon im März 2004, weniger als 2 Monate nach Bushs VSE Rede gab es die ersten Forderungen, was der LRO leisten sollte. Diesem folgte am 6.4.2004 die offizielle Forderung nach Finanzmitteln für das Projekt. Am 18.6.2004 gab es die offizielle Ausschreibung und schon am 30.11.2004 wurde der Vorschlag des Goddard Zentrums akzeptiert.

Offiziell genehmigt wurde der Lunar Reconnaissance Orbiter am 22.12.2004, etwa 10 Monate nach Bushs "Vision for Space Exploration" Rede. Am 18.5.2006 wurde bekannt gegeben, dass man sich für eine Atlas 401 als Trägerrakete entschlossen hat und als Starttermin der 31.10.2008 genannt. In der Zwischenzeit gab die NASA auch am 30.9.2005 bekannt, dass dem LRO im Jahre 2010 ein Landefahrzeug folgen soll, ebenfalls vom Goddard Space Flight Center entwickelt. Schon am 17.2.2006 konnte die Planungsphase beendet werden und es ging an die Fertigung der Hardware.

Im April 207 begann man mit dem Zusammenbau der Instrumente, nachdem man deren Elektronik in einem Modell der Raumsonde schon vorab getestet hatte.

Der Start ist für den 31.10.2008 vorgesehen. Es gibt aber pro Monat ein Startfenster zum Mond. Nach dem Aussetzen des LRO durch die Centaur Oberstufe der Atlas 401 trennen sich die Wege von LRO und dem ebenfalls gestarteten LCROSS. Einen Tag nach dem Start folgt ein Mittkursmanöver mit 70-75 m/s Geschwindigkeitsänderung. Der LRO wird nach 4 Tagen einen ersten Orbit einschlagen. Er nähert sich dem Mond bis auf 100 km zündet sein Triebwerk und reduziert die Geschwindigkeit um 853.3 m/s. Der erste Orbit ist ein 12 Stunden Orbit, es folgt kurz darauf ein 6 Stunden Orbit. Danach wird der letzte Übergangsorbit erreicht, der über 2 Monate behalten wird.  Dieser hat eine Höhe von 30 x 216 km. Dieser "eingefrorene Orbit" mit dem mondnächsten Punkt über den Südpol wird genutzt um die Raumsonde und Instrumente durchzuchecken ohne das man dafür viel Treibstoff braucht. Dieser "quasi-eingefrorene" Orbit erfordert nur eine Geschwindigkeitsänderung von 5m/s. In den nächsten 2 Monaten werden die Instrumente geprüft und justiert. Danach wird der Orbit abgesenkt um den endgültigen Orbit in 50 ± 20 km Höhe zu erreichen. Danach schließt sich die Primärmission an, die über 1 Jahr dauern soll. Kurz nach Beginn dieser soll LCROSS auf dem Mond einschlagen - 86 Tage nach dem Start. LRO soll das Einschlagsgebiet vorher und nachher beobachten.

Die primäre Mission dauert ein Jahr. In dieser Zeit wird der Orbit zwischen 30 und 70 km Höhe gehalten. Massekonzentrationen unter den lunaren Mare und gravitative Wechselwirkungen von Sonne und Erde machen alle lunaren Umlaufbahnen instabil, so dass man laufend die Bahn angleichen muss. Der an Bord verfügbare Treibstoff wird daher die begrenzende Ressource für eine Missionsverlängerung über die 14 Monate der Primärmission hinaus sein. Nach den Computersimulationen vor dem Start sind pro Monat zwei Kurskorrekturen nötig um den Orbit zu zirkularisieren. Angestrebt wird ein 30 x 215 km Orbit für den größten Teil der Mission. Dieser ist relativ stabil. Er benötigt nur einen Geschwindigkeitsbedarf von 5m/s pro Jahr um das Periselen nicht absinken zu lassen. Viel aufwendiger ist es die Raumsonde in einem 50 km hohen kreisförmigen Orbit zu halten. Der Geschwindigkeitsbedarf liegt bei 11.64 m/s pro Monat oder 139.7 m/s pro Jahr. Weiterer Treibstoff benötigt man für das Entdrallen. Zusammen ist dies eine Geschwindigkeitsänderung um 150 m/s pro Jahr.  Am Ende der Mission braucht man weitere 50 m/s um die Sonde in einen Sicherheitsorbit zu bringen.

Nach einem Jahr hat man also die Geschwindigkeit um 1119 m/s geändert, nach 1.5 Jahren um 1189 m/s und ein Vorrat von etwa 1300 m/s müsste für etwa 2.5-3 Jahre ausreichend sein. Ohne Kurskorrekturen schlägt der LRO etwa 70 Tage nach dem letzten Manöver um die Höhe  zu halten auf dem Mond auf.

Seitdem wurde die Mission mehrfach verschoben. Der Start wurde anfangs für den April 2009 geplant. Das erlaubt es auch auf RADAR und Restlichtverstärkte Bilder von Chandrayaan-1 zurückzugreifen und Krater in denen sich nach deren Erkenntnis kein Wasser befindet als Ziel für das gleichzeitig gestartete LCROSS Experiment auszuschließen. Weitere Startverschiebungen führten schließlich zu einem Start am 18.6.2009. Am 23.6.2009 sollte dann LRO dann in einen Orbit einschwenken. Dies klappte problemlos und nun folgt in dem ersten Mondorbit eine 60 Tage lang dauernde Überprüfung aller Bordsysteme und Experimente. Danach werden die Triebwerke erneut gezündet um den Orbit auf eine Kreisbahnhöhe von 50 km abzusenken. Danach beginnt die eigentliche Primärmission. Der Einschlag des mit LRO gestarteten LCROSS ist am 9.10.2009 geplant. Dieser konnte auch von der Erde aus gut beobachtete werden. Über die Ergebnisse finden sie mehr im LCROSS Aufsatz.LOLA Topografische Karte

LRO übermittelt seitdem eine Flut von Daten. Besonders beeindruckend waren die hochauflösenden Aufnahmen der Apollo-Landeplätze auf denen auch die Rover Fahrspuren erkennbar waren sowie die der sowjetischen Lunochod. Am 15.3.2010 wurde das erste Datenset von LRO für die Öffentlichkeit frei gegeben. Alleine dieses hatte einen Umfang von 55 TByte. Die Datenmenge eines Jahres wird auf 130 TByte geschätzt. Am 19.6.2010 konnte die erste Mondkarte auf Basis der Höhenmessung des Laserhöhenmessers veröffentlicht werden.

Die Mission hat inzwischen die Einjahresgrenze überschritten und wurde verlängert. Da der polare Orbit den der Satellit während der Mappingphase einnahm sehr viel Treibstoff zum aufrechterhalten des Orbits erfordert (rund 150 m/s pro Jahr), wurde er wieder in den "quasi-eingefrorenen" Orbit transferiert. Dieser kann über mehrere Jahre aufrechterhalten werden, da er nur eine Geschwindigkeitsänderung um 5m/s pro Jahr erfprdert.

Zwei Jahre nach dem Start zog die NASA Bilanz. Die mittlerweile 540 Millionen Dollar teure Mission hat inzwischen über 200 Terabyte an Daten übertragen. Der Einsatz des ka Bandes hat sich gelohnt. Alleine LOLA konnte 3,4 Milliarden Messungen der Mondtopographie machen, hundertmal mehr als alle Vorgänger zusammen. DIVINER konnte an den Polen Temperuren von nur 25 Kelvin (-248°C) messen. Bei einer Mondfinsternis sanken die Oberflächentemperaturen um 100 Kelvin, als der Mond in den Erdschatten eintrat. 1.700 einzelne Karten wurden angefertigt.

Die Kamera hat eine globale Karte mit 100 m Auflösung angefertigt, plus zahlreicher aufnahmen mit bis zu 0,5 m Auflösung.

Die Mission ist nun bis zum September 2012 verlängert. Diese Grenze ist finanziell gesetzt. Die Raumsonde ist technisch in einem so guten Zustand, dass eine noch weitere Verlängerung der Mission möglich ist. Dem wurde auch stattgegeben. So konnte LRO am 23.6.2013 seinen vierten Jahrestag im Orbit feiern. Bis dahin hatte er 434 Terabyte an Daten geliefert. LOLA hatte 6 Millionen Messungen durchgeführt. Besonderes Aufsehen erregten die Fotos von Raumsonden und den zurückgebliebenen Teilen der Apollomondlandungen die der Mondsatellit anfertigte. Doch ob dies reicht, die Verschwörungstheoretiker "Moon Hoaxer" zu Überzügen, dass die Mondlandungen tatsächlich stattfanden?

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INTERNATIONAL LUNAR ORBITER FLEET - A COMPARATIVE DATABASE - JULY 2005
MISSION DESIGN AND OPERATIONS CONSIDERATIONS FOR NASA’S LUNAR RECONNAISSANCE ORBITER 

 
© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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