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Selene / Kaguya

Einleitung

In den letzten Jahren hat Japan begonnen mehr Raumsonden zu starten als in den letzten Jahren. Fanden von 1985-1998 nur die Starts von 3 Raumsonden statt, so sind es von 1999 - 2005 vier Sonden. Die Sonden werden auch technisch anspruchsvoller und schwerer. Genügte bislang zum Start die Feststoffrakete My, so wird die Mondsonde Selene mit der leistungsstärkeren H-2A Rakete starten.

Die Raumsonde(n)

Selene besteht aus 3 Raumsonden die gemeinsam gestartet werden:

Relay und VRAD Satellit sind kleine Subsatelliten von oktogonaler (achteckiger) Form, die sich auf der linken Abbildung links unten am Hauptsatelliten befestigt befinden.

Der Hauptsatellit (Lunar Orbiter)

Der Hauptsatellit macht den größten Teil der Selene Raumsonde aus. Er hat Abmessungen von 2.1 × 2.1 × 4.8 m. Davon entfallen 2.8 m auf das obere Missionsmodul und 1.2 m auf das untere Antriebsmodul. Die Trockenmasse beträgt 1720 kg, dazu kommen 795 kg Treibstoff. Die Startmasse beträgt 2895 kg. Damit ist Selene nicht nur die schwerste bislang gestartete japanische Raumsonde, sondern auch für heutige Verhältnisse sehr groß. Die meisten amerikanischen und europäischen Raumsonden, die in den letzten Jahren gestartet wurden sind beträchtlich leichter. Lediglich der auch 2005 zu startende Mars Reconnaissance Orbiter wiegt mit 2180 kg Startmasse etwa soviel wie Selene.

Von den 1720 kg Trockenmasse entfallen 1366 kg auf den Lunar Orbiter und 234 kg auf das Propulsion Module (mit Treibstoff wiegt es also 1029 kg). Das Propulsion Module ist vom Orbiter abtrennbar und soll nach Erreichen des Endorbits auf dem Mond mit dem verbliebenen Resttreibstoff landen.

Die Kommunikation mit der Erde geschieht durch eine 1.3 m durchmessende Parabolantenne (HGA : High Gain Antenna) an einem ausfahrbaren Mast, so dass sie in jede Richtung gedreht werden kann. Strom liefert ein Solarpanel mit einer Fläche von 21.6 m². Sie liefern 3486 Watt an Strom. da der Orbiter fast die Hälfte der Zeit im Schatten des Mondes sich befindet, wird Strom in 4 Nickelmetallhydrid Akkumulatoren mit je 35 Ah Kapazität bei 50 V Ausgangsspannung gespeichert.

Die Kommunikation mit der Erde erfolgt durch die Parabolantenne im S-Band und im X-Band. Wird auf der Erde eine 60 m große parabolische Empfangsantenne eingesetzt so sind im X-Band bis zu 10 MBit/sec übertragbar. Im S-Band sind es nur 40 beziehungsweise 2 KBit/sec. Vier omnidirektionale (Rundstrahl) S-Band Antennen erlauben die Kommunikation mit 1 KBit/sec. sie werden genutzt, wenn die Hauptantenne nicht zur Erde zeigt, zum Beispiel. sich die Sonde dreht. Für das Zwischenspeichern von Daten steht ein 10 GBit fassender Datenspeicher zur Verfügung. Die Thermalkontrolle geschieht durch Verkleidung, Louver und Heizungen.

Das Antriebsmodul verfügt über ein 500 N Triebwerk, welches die Treibstoffe Hydrazin und Stickstofftetroxid verbrennt. 12 kleinere Triebwerke mit jeweils 20 N Schub dienen der Bahnkontrolle und der Kontrolle der Nick- und Gierachse. Die Bewegung um die Rollachse wird durch 8 kleinere Triebwerke mit je 1 N Schub gewährleistet. Sie zersetzen Hydrazin katalytisch, während die 20 N Triebwerke wie das Haupttriebwerk Hydrazin und Stickstofftetroxid verbrennen.

Die Raumsonde ist dreiachsenstabilisiert und stellt ihre Lage mit 4 Sonnensensoren, 2 IMU (Interial Measurement Units) : Inertialsystemen und zwei Startrackerkameras fest. Kontrolliert wird die Lage mit den kleinen Triebwerken und 4 Reaktionsschwungrädern von je 20 Nms Impuls.

RSATVRAD Subsatellit

Der VRAD Subsatellit hat die Form eines oktagonalen Zylinders von 1 x 1 x 0.65 m Größe (Breite x Länge x Höhe). Die Masse beträgt lediglich 53 kg. Eine Dipolantenne ragt aus dem Zentrum des VRAD Satelliten heraus. Die Stabilisierung erfolgt durch Spinstabilisierung: Der Satellit rotiert mit 10 Umdrehungen pro Sekunde. Es gibt keine Möglichkeit die Lage durch Düsen oder Schwungräder zu ändern. An den Seiten ist der Mantel mit Solarzellen bedeckt, die 70 W Strom liefern. Angeschlossen daran ist eine 13 Ah Nickelmetallhydridbatterie mit 26 V Spannung. Der Sender verfügt über einen X-Band und 3 S-Band Sender. Zusammen mit dem Relay Satelliten und dem gelandeten Propulsion Modul erlaubt dies VLBI Messungen. Der VRAD Satellit soll im Orbit etwa ein Jahr lang verbleiben.

Der VRAD Subsatellit ist zugleich ein eigenes Experiment, das Radio Science Experiment. Dies gilt auch für den RSAT. Durch 2 Raumfahrzeuge im Orbit um den Mond (RSAT und VRAD) auf unterschiedlichen Bahnen passieren Radiowellen die lunare Ionosphäre, werden unterschiedlich verändert und dies kann durch ein Netzwerk von 4 Bodenstationen in Deutschland, China, Australien und Japan beobachtet werden und man kann so mehr über die lunare Ionosphäre erfahren, z.B. Profile der Elektronenverteilung in er Ionosphäre.

Relay Subsatellit

Der Relay Subsatellit  (RSAT) hat die Form eines oktagonalen Zylinders von 1 x 1 x 0.65 m Größe (Breite x Länge x Höhe). Die Masse beträgt lediglich 45 kg. Eine Dipolantenne ragt aus dem Zentrum des VRAD Satelliten heraus. Zwei S-Band Antennen sind auf dem oberen Deck des Satelliten angebracht und zwei befinden sich an der Unterseite. Die Stabilisierung erfolgt durch Spinstabilisierung: Der Satellit rotiert mit 10 Umdrehungen pro Sekunde. Es gibt keine Möglichkeit die Lage durch Düsen oder Schwungräder zu ändern. An den Seiten ist der Mantel mit Solarzellen bedeckt, die 70 W Strom liefern. Angeschlossen daran ist eine 13 Ah Nickelmetallhydridbatterie mit 26 V Spannung. Der Sender verfügt über einen X-Band und 3 S-Band Sender. Zusammen mit dem VRAD Satelliten und dem gelandeten Propulsion Modul erlaubt dies VLBI Messungen. Hauptaufgabe ist aber auch die Übertragung von Signalen des Orbiters, wenn dieser sich auf der Mondrückseite befindet. Dadurch sind Dopplermessungen der Mondrückseite und damit Gravitationsmessungen möglich, die bislang nur auf der Vorderseite möglich waren. Der Relay Subsatellit soll im Orbit mehr als ein Jahr lang verbleiben.

Der RSAT Subsatellit ist zugleich ein eigenes Experiment, das Radio Science Experiment. Seine primäre Aufgabe ist nicht die Datenübertragung (diese könnten auf der Mondrückseite auch gespeichert und dann auf der Mondvorderseite übertragen werden). Er soll die Funksignale übertragen und deren Veränderung ergibt erstmals Daten über Gravitationsanomalien auf der Mondrückseite. Auf der Mondvorderseite sind Massekonzentrationen unter den Mare seit den Lunar Orbitern bekannt, über die Mondrückseite wissen wir bislang wenig. 2 Raumfahrzeuge erlauben eine 4 Wege Dopplermessung (2 Raumfahrzeuge, 2 Sendefrequenzen im X und S Band).

Die Instrumente

Die instrumentelle Nutzlast von Selene macht alleine 300 kg aus. Sie besteht aus 15 Experimenten in folgenden Instrumenten:

Terrain Camera (TC)

Terrain CameraDie Terrain Camera (TC) besteht aus zwei Teleskopen. Eines schaut senkrecht nach unten auf den Nadir (Fußpunkt) auf der Mondoberfläche, die zweite in einem Winkel von 15 Grad dazu. Dies erlaubt es Stereoaufnahmen anzufertigen. Jedes Teleskop ist gekoppelt an einen 4096 × 1 Pixel großen CCD Scanzeile. 3500 Pixel (die aktive Fläche) sind mit einem Breitbandfilter von 450-850 nm Wellenlänge belegt. Jedes Pixel ist 7 Mikrometer groß, die Brennweite beider Kameras beträgt 72 mm, die Linse hat nur einen Durchmesser von 1.825 cm bei einem Öffnungsverhältnis von f/3.98. Das Blickfeld beträgt 22.4 Grad (Full Mode, 4096 Pixel pro Scanzeile) 19.3 Grad (3500 Pixel pro Scanzeile, Normal Mode) und 9.65 Grad (1750 Pixel pro Scanzeile, Half Mode). Die CCD sind mit einem Breitbandfilter überzogen, der Licht von 420 bis 850 nm Wellenlänge durchlässt. Es gibt nur monochromatische Aufnahmen.

Die nominelle vertikale Auflösung der Stereoaufnahmen beträgt aus 100 km Höhe 17 m. Dies entspricht der typischen Tiefe eines 2 km großen Kraters. die horizontale Auflösung beträgt 10 m bei einer Breite von 35 km für den Scanstreifen. Während eines Orbits bewegt sich die Sonde um 32 km weiter am Äquator. so dass die Kamera streifenförmig die ganze Oberfläche erfasst. (Im Normalmode entspricht die Breite einer Scanzeile 35 km bei 100 km Entfernung von der Mondoberfläche).

Die Komprimierung erfolgt mittels der DCT Methode (Discete Cosinus Transformation, auch bei JPEG Verwendet). Es gibt 32 Quantifizierungsstufen. Belichtungszeiten können in 3 Intervallen von 6.5 ms, 3.25 ms und 1.675 ms gewählt werden. Die TC wird bei steiler Sonnenstellung von 30-60 Grad Stereoaufnahmen machen, bei niedriger Sonnenstellung (unter 30 Grad) nur monochromatische Aufnahmen. Die Abmessungen betragen 22 x 26.5 x 30 cm.

Multi-band Imager (MI)

Multi Band imagerDiese Kamera fertigt anders als die TC multispektrale Aufnahmen an. Die Aufnahmen werden in 5 Bändern im visuellen und 4 im Infraroten Bereich gemacht. Sie besteht aus zwei Teleskopen mit angeschlossenen Array CCD. Eines arbeitet im visuellen Bereich bei den Wellenlängen von 415 nm (Filterbandbreite 20 nm), 750 nm (10 nm), 900 nm (20 nm), 950 nm (30 nm), und 1000 nm (40 nm). An ein Linsenteleskop mit einer 17.5 mm Linse und einer Brennweite von 6.5 cm (Öffnungsverhältnis f/3.7) ist ein 1024 x 1024 Pixel großes Array CCD angeschlossen. (Pixelgröße 13 x 13 µm). Dieses hat ein Gesichtsfeld von 11 Grad, wird aber in einem Bereich von 19.6 Grad geschwenkt, da sich die Sonde um diesen Betrag pro Orbit weiterbewegt. Benutzt werden von dem CCD nur einzelne Scanzeilen, Die Oberfläche ist mit 5 Filtern überzogen.

Der Infrarotteil benutzt dasselbe Teleskop, jedoch einen anderen Detektor, ein 320 x 240 Pixel großer InGaA Sensor mit einer Pixelgröße von 40 x 40  µm. Auch hier teilen 4 Filter die Oberfläche in einzelne Scanzeilen ein. Verwendet werden Filter von 1000 nm (30 nm Bandbreite), 1050 nm (30 nm), 1250 nm (30 nm), und 1550 nm (50 nm). Wellenlänge. Auch hier wird der Sensor mit einem Blickfeld von 11.2 Grad über einen Streifen von 19.3 Grad geschwenkt.

Die Auflösung beträgt im visuellen Bereich 10 m und im infraroten 62 m. 49 GBit an Daten soll das Instrument jeden Tag liefern

Spectral Profiler (SP)

Spectral ProfilerDiese Kamera fertigt Spektren im visuellen Bereich bis zum Infrarot an. Er wiegt 8 kg, hat einen Stromverbrauch von 35 Watt und eine Datenrate von 8.1 KBit/sec. SP besteht aus drei separaten Spektrometern im sichtbaren Bereich (VIS, 500-1000 nm Wellenlänge), nahen Infrarot (NIR1, 900-1700 nm Wellenlänge) und einem zweiten für das nahe Infrarot (NIR2 , 1700-2600 nm). Ein Gitter spaltet das Licht in ein Spektrum auf. Detektor ist jeweils ein einzelnen Element, das entlang der X Achse bewegt wird, durch die Bewegung der Sonde kommt dann die Abtastung in der Y Achse zustande. Im VIS Bereich werden an 84 Punkten Messungen gemacht, im NIR1 100 und im NIR2 112 Messungen, das ergibt insgesamt ein Spektrum mit 296 Messpunkten und einer Auflösung von 6-8 nm im Wellenlängen Bereich. Verwendet wird ein Teleskop von 26 mm Öffnung und einer Brennweite von 110 m. Detektoren sind eine Siliziumphotodiode von 50 x 500 µm Größe im sichtbaren Bereich und InGaAs Detektoren von 50 x 200 µm Größe im nahen Infrarot. Das Gesichtsfeld beträgt maximal 0.23 Grad.

Die Auflösung liegt bei 562 m quer zur Flugrichtung x 400 m in der Flugrichtung. Zusammen mit MI und TC bildet dieses Experiment das LISM Packet (Lunar Imager / Spectrometer).

Alpha Ray Detector (ARD)

Der Alphastrahlendetektor hat die Aufgabe Alphateilchen die von dem Zerfall von 222Rn und 210Po stammen zu detektieren. Radon zerfällt mit einer Halbwertszeit von 3.8 Tagen, während Polonium dafür 20 Jahre braucht. Der Vergleich der Strahlungen bei 5.49 MeV und 5.305 MeV gibt Hinweise über die Aktivität innerhalb der letzten 20 Jahre und der Bewegung der Kruste in diesem Zeitraum. Beide Isotope stammen aus dem Zerfall von Thorium und Uran.

Der Detektor hat eine große Fläche von 300 cm² und sollte damit 20-30 mal empfindlichere Messungen als Apollo 15+16 erlauben. Dazu ist er auch besonders gut gegen kosmische Strahlungen geschützt.

Electron Spectrum Analyzer (ESA)

ESA ist ein Instrument welches Restmagnetfelder über die Messung der Richtung von Elektronen bestimmt, die durch Magnetfelder in der Richtung beeinflusst werden. ESA besteht aus zwei identischen Detektoren. Einer ist auf der mondzugewandten Seite des Lunar Orbiters angebracht, der andere auf der abgewandten Seite. Beide decken somit jeweils eine Hemisphäre ab. Detektor ist in beiden Fällen ein Elektrostatischer Analysator mit einem Gesichtsfeld von 45 Grad. Die Blickrichtung ist um 45 Grad gegen die Achse des Rauschiffs angeordnet.

ESA sollte lokale Restmagnetfelder mit einer Auflösung von etwa 10 km kartieren können.

Gamma Ray Spectrometer (GRS)

GRS soll die Verteilung der Elemente Mg, Al, Si, Fe und der radiogenen Elemente K, Th, U bestimmen. GRS besteht aus 3 Teilen: Dem Gamma-ray Detector
(GRD), der Compressor Driver Unit (CDU) und der Gammaray and Particle Electronics (GPE). Der eigentliche Detektor ist ein Kristall aus hochreinem Germanium mit einem Volumen von 252 cm³. (6.5 cm Durchmesser 7.7 cm Höhe). Er ist von einem Aluminiumkanister umgeben, der energiereiche Teilchen abhalten soll, welche zu Fehldetektoren führen. Der Kristall wird durch einen Stirling Kryokühler auf 80-90 K gekühlt. Das Kühlen bewirkt eine bessere Energieauflösung des Detektors. Sie soll 3 keV erreichen und damit 20 mal empfindlichere Messungen als frühere Experimente erreichen. Der Detektor detektiert Gammastrahlen von 120 - 1000 keV Energie. Im Labor arbeiteten Detektor und Kühler schon über 33000 Stunden (fast 4 Jahre). Umhüllt ist der Germaniumkristall hufeinsenförmig von einem 5 mm breiten BGO Kristall (21% Bismut, 16% Germanium, and 63% Sauerstoff) und einem boriertem Kunststoff. Dieser detektiert Neutronen die vom Germaniumkristall durch Gammastrahlen freigesetzt werden indem sie einen Lichtblitz aussenden. Dieser wird von zwei Photomultiplierröhren detektiert und verstärkt. Eine Röhre ist empfindlich für Gammastrahlen von 0.1-4 MeV Energie und die andere für Gammastrahlen von 0.1-12 MeV Energie. Zum Rücksetzen der Kristallstruktur nach Strahlungsschäden kann der evakuierte Kanister auf 20-100 °C erhitzt werden.

Direkt detektiert können die Elemente Uran, Kalium und Thorium, die bei ihrem Zerfall energiereiche Gammastrahlung aussenden. Eisen, Titan, Sauerstoff, Silizium, Aluminium, Magnesium und Calcium senden durch die Anregung von kosmischer Strahlung Gammastrahlung aus. Auch Wasserstoff, denn man in Wasser an den Polen lange zeit vermutet hat (In letzter Zeit gab es nur negative Überprüfungen dieser Hypothese) könnte man durch einen Peak bei 22.223 MeV nachweisen.

X-ray Fluorescence Spectrometer, (XRS)

XRS ist eine Weiterentwicklung des Spektrometers an Bord von Hayabusa. Es hat eine aktive Detektorfläche von 100 cm² und misst Röntgenstrahlen in einem Winkelbereich von 12 Grad. Auf der Mondoberfläche entspricht dies einer Auflösung von 20 km. Es wiegt 23.3 kg und hat einen Stromverbrauch von 35.5 Watt. Ziel ist es mit Ausnahme der Pole 90 % der Mondoberfläche mineralogisch zu kartieren. Die Elemente Mg, Al, Si, S, Ca, Ti, und Fe emittieren in den ersten 1 mm der Oberfläche durch Anregung von solarer Strahlung Röntgenstrahlung im Bereich von 1-8 keV Energie. Diese erfasst XRS.

XRS besteht aus 3 Komponenten: Dem Röntgenstrahlen Detektor (XRF-A), der Beobachtungseinheit für solare Röntgenstrahlen (SOL-BC), und der Elektronikeinheit (XRS-E). Der Detektor XRS-E besteht aus 16 Silizium CCD mit einer Gesamtfläche von 100 cm². Jeder CCD hat 1024 x 1024 Pixels von 24 Mikrometer Größe. Der Detektor hat ein Gesichtsfeld von 12 x 12 km, wodurch man eine Bodenauflösung von 20 x 20 km erhält. Erfasst werden Röntgenstrahlen von 0.5-10 keV Energie mit einer Energieauflösung von 0.1-10.16 kV. Kollimatoren halten Strahlen von der Seite ab und eine 5 µm Berylliumfolie hinter einem Stahlnetz verhindert, dass Photonen niedriger Energie ein Störsignal auslösen. Ein Radiator hält die Temperatur unter 230 K, Signale werden 8 Sekunden lang integriert und mit 125 kHz Takt ausgelesen.

Ohne die Information über die durch Sonnenaktivität schwankende solare Sonnenstrahlung sind die Daten von XRF-A sehr viel weniger aussagekräftig. Daher befindet sich auf der gegenüberliegenden Seite der Sonde, der Sonne zugewandt der Detektor für solare Röntgenstrahlung. Er besteht aus 2 Einzeldetektoren. Der Detektor für die Erfassung von Solaren Röntgenstrahlen, SOL-B, besteht aus vier Silizium PIN Dioden welche die solare Strahlung zwischen 1-20 keV alle 8 Sekunden. Er erfasst die Strahlung in einem halbkugelförmigen Bereich von (180 x 90) Grad und Messungen bei 1, 2, 4 und 6 keV and mit einer energetischen Auflösung von 500 eV bei 5.9 keV.

SOL-C wird zur Kalibration von XRF-A benutzt. Er besteht aus einem der 1024 x 1024 Pixel CCD von XRF-A misst aber die von einer Gesteinsprobe die lunaren Basalt nachempfunden ist freigesetzte Röntgenstrahlung. Diese Probe wird der solaren Strahlung direkt ausgesetzt. Wie bei XRF-A wird zwischen 0.5 und 10 keV gemessen. Das Gesichtsfeld beträgt wie beim SOL-B 180 x 90 Grad.

Die Elektronikbox XRF-A digitalisiert die Signale (12 Bit für die CCD und 8 Bit für die Photodioden). Ein 60 MHz Mikroprozessor der SH Serie von Hitachi verarbeitet die Daten und speichert sie in einem 16 MByte großen DRAM Buffer ab.

Vergleich XRS/GRS XRS GRS
Mg/Si < 10km < 50km
Al/Si < 10km < 50km
Fe/Si Δ(< 10km) < 30km
Mg# Δ(< 10km) < 50km
Ti/Si Δ(< 20km) < 50km
Ca/Si Δ(< 20km) < 50km
K-Na-Ca   < 100km
Th, U, K
Flüchtige Elemente
N/A < 30km
< 30km

Charged Particle Spectrometer (CPS)

Das Spektrometer für geladene Teilchen hat zwei Aufgaben. Zum einen detektiert es die von den Elementen Polonium und Radium freigesetzten Alphastrahlen. Da diese Elemente sehr schnell zerfallen informieren die Alpha strahlen über die Krustenbewegung der letzten 50 Jahre. Weiterhin ermittelt es die Gefahr durch kosmische und solare geladene Teilchen für den Menschen in Mondumgebung, dies ist wichtig für zukünftige bemannte Missionen.

CPS besteht aus 5 Sensoren empfindlich für Teilchen hoher Energie: Dem High-energy Isotope Detector (HID), einem Low-energy Particle Detector für schwere Ionen (LPD-HE), einem Low-energy Particle Detector für Protonen (LPD-p), einem Low-energy Particle Detector für Elektronen (LPD-e), und einem Alphateilchen Spektrometer welches den Bereich von 4-6.5 MeV abdeckt.

HID und LID sind borierte Silizium-Lithium Kristalle mit einem Durchmesser von 65 mm und einer Dicke von 2,3 und 6 mm. Bei LPD und LPD-HE detektieren die beiden obersten Schichten die Bahn und den Energieverlust eines Teilchens. Unter diesen Detektoren befinden sich weitere Detektoren 5 für den HID und 4 für den LPD-HE. Die Lagen werden dicker mit jeder Schicht. HID deckt den Bereich von 18-470 MeV ab, entsprechend den Elementen Beryllium bis Xenon. Die Energieauflösung ist besser als 0.35 Atommassen bei Eisen. Die Fläche beträgt 50 cm². Der LPD-HE Detektor ist empfindlich für Ionen mit der Atommasse von Helium bis Eisen. 3 MeV/n bis 105 MeV/n, mit einer Auflösung von 0.4 Atommasseneinheiten (AMU) bei Atommasse 12. Die Detektorfläche beträgt 6 cm².

Der LPD-p Detektor besteht aus 4 Schichten und erfasst Protonen und Heliumkerne mit einer Energie von 1-50 MeV/Nukleon mit einer Auflösung von 200 keV und einem geometrischen Faktor von 1.LPD-E hat nur eine Schicht, welche mit einer wenige Mikrometer dünnen Aluminiumschicht bedeckt ist um niedrigenergetische Ionen abzuhalten. Er erfasst Elektronen im Energiebereich von 0.3 bis 0.7 MeV/e mit einer Energieauflösung von 0.03 MeV und einem geometrischen Faktor von 0.3. Der HID und die 3 LPD Detektoren sind in einer Box angeordnet an der Ecke der Nadir Seite des Orbiters. Eine Elektronik misst die Energie in 32 Kanälen und misst Pulsaussehen und Peakhöhen.

Das Alphateilchen Spektrometer soll Alphateilchen erfassen die durch Zerfall von Radon an der Mondoberfläche entstehen. Es besteht aus 48 Silizium Chips von jeweils 2.6 x 2.6 cm Größe. Jeder Chip hat eine Dicke von 100 µm und darunter befindet sich ein 450 mm dicker Antikoinzidenz Detektor. Blenden beschränken das Gesichtsfeld auf 40 grad. Die Gesamtfläche beträgt 326 cm². Die Energieauflösung beträgt 100 keV. Das gesamte Alphateilchenspektrometer hat eine Größe von 41 x 37 x 13 cm, wiegt 3.65 kg und benötigt 3.4 Watt an Strom

Lunar Radar Sounder (LRS)

Dies ist eine 30 m lange Antenne aus gekreuzten Dipolen. Sie sendet im Kurzwellenbereich bei 5 MHz mit einer Bandbreite von 2 MHz. Ein sinusförmiger Impuls von 200 µs Dauer wird mit einer Leistung von 800 W ausgesandt. Ausgesandt wird es von einem Antennenpaar. Ein zweites Antennenpaar, dazu orthogonal orientiert empfängt das Echo. Die Wellen dringen einige Kilometer in die Oberfläche ein und die Auflösung beträgt 75 m. Pulse werden alle 50 ms generiert mit einer Frequenzänderungsrate von 10 kHz/ms.

Die Eindringtiefe beträgt bis zu 5 km. Die Datenrate beträgt je nach Modus 492 bzw. 176 KBit/sec. LRS kann auch solare Plasmawellen und planetare Plasmawellen (z.B. von Jupiter) in dem Frequenzbereich von 10 Hz bis 30 MHz empfangen. LRS wiegt 23.182 kg und hat einen durchschnittlichen Stromverbrauch von 56.7 Watt.

High Definition Television Camera (HDTV)

Diese Kamera auf dem Propulsion Modul soll aus dem Mondorbit von der Mondoberfläche TV Aufnahmen in HDTV (1920 x 1080 Pixel) machen. Sie besteht aus einer Weitwinkel und eine Telekamera. mit 3 CCD Sensoren. Jeder Sensor hat 2.2 Millionen Pixel und 1920 x 1080 Bildpunkte (HDTV 1920i Format). Sie macht Farbaufnahmen. ein Prisma trennt die Farben auf und lengt das Bild auf jeweils einen Chip für Rot, Grün und Blau. Es gibt zwei Linsen. eine Normalfeldlinse und eine Telelinse. Die normalfeldlinse deckt ein Gesichtsfeld von 51.23 horizontal x 30.17 Grad vertikal ab. Die Telekamera ein Feld von 15.6 x 8.8 Grad. Die Auflösung beträgt 96 und 29.25 Bogensekunden.

Das System hat Abmessungen von 46 cm × 42 cm × 28 cm und wiegt 16 kg. Der Stromverbrauch beträgt 50 Watt. Die Daten werden im Ku Band übertragen und stellen auch einen Test dieses Bandes dar. Die Kamera wurde vom japanischen Fernsehen zusammen mit der JAXA entwickelt.

Lunar Magnetometer (LMAG)

Dies ist ein triaxiales Fluxgatemagnetometer. Es ist ausgelegt um sehr schwache Magnetfelder von 1/100.000 des irdischen Magnetfeldes (0.1 nT) zu messen. Zur Steigerung der Empfindlichkeit und zum Vermeiden von Störungen befindet es sich an einem 12 m langen ausfahrbaren Ausleger. Das elektrische Signal wird mit einer Genauigkeit von 16 Bit digitalisiert und 32 mal pro Sekunde gemessen.

Plasma Analyzer (PACE)

Der Plasmaanalysator bestimmt die Plasmaumgebung des Mondes aus dem Orbit. PACE besteht aus 4 einzelnen Sensoren: Dem ESA (Electron Spectrum Analyzer)-S1, dem ESA-S2, dem IMA (Ion Mass Analyzer), und dem IEA (Ion Energy Analyzer). ESA-S1 und S2 messen die dreidimensionale Verteilungsfunktion von Elektronen niedriger Energie unter 15 keV, während IMA und IEA die dreidimensionale Verteilungsfunktion von Elektronen unter 28 keV/ bestimmen.

Die PACE Sensoren sind Elektrostatische  Analysatoren mit um ein Kreissegment verschiebbare Deflektoren am Eingang und toroidale Elektroden im inneren.  IEA-S und IMA-S haben weitere Elektroden um die Sensitivität elektrisch festzulegen. Um die Massen von Ionen zu bestimmen ist ein Flugzeitmassenspektrometer an den IMA angeschlossen.

Die Energieauflösung beträgt 5eV-15keV für den ESA und 5eV/q-28keV/q für den IEA und IMA. Die Ortsauflösung beträgt 5°×8° für den ESA und jeweils 5°×5° für den IEA und IMA.

Upper Atmosphere and Plasma Imager (UPI)

UPIDieses Instrument erforscht nicht den Mond, sondern die Hochatmosphäre der Erde und ihre Plasmaumgebung. Es besteht aus zwei Teleskopen, dem extrem ultraviolett Teleskop (TEX) um die Plasmaumgebung zu beobachten und dem Teleskop im sichtbaren Bereich (TVIS) um die globale Verteilung der Aurora und des Airglow zu beobachten.

TEX beobachtet die Resonanzemissionen von Sauerstoff und Heliumionen. Das Teleskop besteht aus einem hochreflektierenden Spiegel Öffnung 120 mm, Brennweite 168 mm) und Mikrokanalplatten (MCP) mit einer Widerstandsanode als Detektoren. Diese haben ein Bildfeld von 128 x 128 Pixel (10 x 10 Grad). Die räumliche Auflösung beträgt 500 km. Gemessen wird bei 30.4 und 83.4 nm Wellenlänge. Alle 10 Minuten wird eine Aufnahme gemacht.

TVIS besteht aus einen katadioptischen Teleskop und einem hochempfindlichen CCD Sensor. Das Teleskop hat 136 mm Öffnung und eine Brennweite von 320 mm. Er beobachtet die gesamte Erde mit einer räumlichen Auflösung von 30 km aus Mondentfernung. (Bildfeld 2.38 x 2.38 Grad, 512 x 512 Pixel) Die Wellenlänge kann durch Filter gewählt werden. Zur Wahl stehen Filter mit Zentralwellenlängen von 428nm, 558nm, 589nm, 630nm und größer 730nm.

Laser Altimeter (LALT)

Der 16 kg schwere Laserhöhenmesser soll genaue Profile der Geologie des Mondes erstellen. Ziel ist eine Kartierung mit einer Höhengenauigkeit von 5 m und einer horizontalen Distanz von 1.6 km zwischen zwei Messpunkten. LALT besteht aus zwei Teilen: Einem emittierenden Laser und einem Receiver verbunden mit einem Zeitgeber. Der mit Neodym imprägnierte Yttrium - Aluminium - Garnet (Nd:YAG) Laser emittiert bei 1064 nm mit einer Energie von 100 mJ pro Puls. Er strahlt die Impulse senkrecht zur Mondoberfläche aus. Dieser bildet auf der Mondoberfläche ein Gebiete von 3 mrad ab (300 m aus 100 km Entfernung). Einmal pro Sekunde wird ein Impuls ausgesandt, dies entspricht bei der Bahngeschwindigkeit einer Messung alle 1.6 km. Empfangen werden die Impulse durch ein 20 cm Cassegrain Teleskop. Die Laufzeit wird mit einer 150 MHz Uhr auf 1 m genau bestimmt. Durch die Rauhigkeit der Mondoberfläche und interne Wege wird die Genauigkeit auf 5 m begrenzt. Nach einem Jahr Betrieb sollte eine Karte vorliegen deren Messpunkte am Äquator in Ost-West 2 km auseinander liegen und zum Pol hin immer enger werden. Der Abstand in Nord Süd Richtung beträgt 1.6 km. Insgesamt 30 Millionen Messungen sind während der Primärmission geplant. Die Stromaufnahme des 30.6×45.0×40.8 cm großen Experimentes beträgt 40 Watt. LALT ist ausgelegt für einen Betrieb zwischen 50 und 150 km Höhe.

Die Mission

Bahn von SeleneSelene wird von der japanischen Raumfahrtagentur NASDA entwickelt. SELENE ist eine Abkürzung für SELenological and ENgineering Explorer. Die Sonde hat also die Aufgabe den Mond zu erforschen und dient als Ingenieurstest. Der Testcharakter ist allen japanischen Raumsonden gemein. Bislang gab es keine Raumsonde die nicht auch etwas erproben sollte. Ziel von Selene ist die Untersuchung des Ursprungs und der Entwicklung des Mondes, die Untersuchung der Umgebung des Mondes und seiner Oberfläche und die Untersuchung der Wechselwirkung von Sonne und Erde auf das Plasma in Mondentfernung. Der technologische Teil der Mission von Selene ist das Propulsion Module. Es ist abtrennbar und soll eine weiche Landung durchführen. Nach der Landung soll es Energiespeicherung und langsame Abgabe über die 14 tägige Mondnacht testen. Diese Technologie ist wichtig für alle Sonden die auf dem Mond landen, da sie sonst auf etwa -120 Grad Celsius auskühlen.

Der Start sollte ursprünglich im Jahre 2003 erfolgen, wurde jedoch auf das Jahr 2005 verschoben. Offizieller Grund war der Fehlstart einer H-2A beim 6.ten Start. Inzwischen wurde der Start auf 2007 verschoben, diesmal aus Finanzgründen. Selene sollte ursprünglich nach der Sonde Lunar-A starten, doch da diese ebenfalls Verzögerungen im Zeitplan aufweist kann es sein, dass es gerade umgekehrt ist. Schließlich wurde die Lunar-A Mission wegen der Verzögerungen sogar im Januar 2007 eingestellt.

Es ist der erste Einsatz der H-IIA für eine planetare Mission. Zuerst wird die Sonde in einen Parkorbit gebracht, dann zündet die letzte Stufe der H-IIA erneut und bringt die Sonde auf eine Transferbahn zum Mond. Nach einer Kurskorrektur auf den Weg zum Mond wird Selene in einen ersten Orbit durch Zünden des Treibwerks gebracht. Der erste Orbit hat eine Bahnneigung von 90 Grad um so über beide Pole zu führen und ein Perilunäum von 100 km. Die Sonde entfernt sich aber bis zu 13000 km vom Mond. während dieser Orbit sukzessive während 6 weiterer Manöver abgesenkt wird werden die beiden Tochtersatelliten ausgesetzt. Der Relay Satellit in einem 100 × 2400 km Orbit und der VRAD Satellit in einem 100 × 800 km hohen Orbit. Der Hauptsatellit erreicht dagegen einen kreisförmigen 100 km hohen Orbit. Dieser ist durch die Gravitationskräfte des Mondes nicht stabil soll aber in einem Bereich von 70-130 km Höhe gehalten werden. Er hat eine Umlaufsdauer von 2 Stunden.

Erde in HDTVDanach wird das Propulsion Modul abgetrennt um auf dem Mond landen und von dort aus ein Signal senden. Dies dient zur Demonstration der Landetechnologie und zum Test der VLBI Technik. 2 Monate lang soll es von der Mondoberfläche mit dem VRAD Satelliten kommunizieren. Die nominelle Mission des Hauptsatelliten soll 1 Jahr dauern, mit der Möglichkeit diese zu verlängern oder die Bahnhöhe zum Ende der Primärmission abzusenken auf 40-70 km Höhe.

Laufende Aktualisierung der Mission

Im Februar 2004 begann der Zusammenbau der Raumsonde. Im März und April 2005 schlossen sich die Systemtests des Lunar Orbiters an. Am 21.6.2005 wurde bekannt gegeben, dass dieser alle Tests bestanden hat. 2006 wurde als Startzeitpunkt der August 2007 angegeben.

Der Starttermin wurde dann mehrfach verschoben, doch schließlich hob Selene am 14.9.2007 von Tanegashima aus. 45 Minuten nach dem Start wurde sie von der letzten Oberstufe abgetrennt und befand sich auf einem Mondkurs. Danach wurde die Sonde umbenannt wie es Tradition ist in Japan: Satelliten und Raumsonden haben einen Projektnamen (in diesem Falle Selene) und erhalten einen (manchmal sehr poetischen) echten Namen nach einem erfolgreichen Start. In diesem Falle wurde der Roboter Kaguya genannt, nach der Hauptfigur eines japanischen Märchens. Die Kosten der Mission wurden nun mit 484 Millionen US-$ angegeben.

Auf dem Weg zum Mond wurde die HDTV Kamera an Bord des Abstiegmoduls erprobt und hat dieses Bild aus 110.000 km Entfernung aufgenommen (Ausschnitt). Am 4.10.2007 schwenkte die Raumsonde nach 20 Tagen im Erdorbit in einen ersten Orbit in 100 - 11.740 km Höhe ein.

Am 9.10.2007 wurde dann der erste Subsatellit RSTAR (der Relay Satellit) abgetrennt und drei Tage später der VARD Subsatellit. Beide Manöver wurden von einer Überwachungskamera gefilmt. Am 15. und 18. Oktober stehen dann die beiden letzten Bahnänderungen an. Seit dem 19.10.2007 ist dann Kaguya in ihrem endgültigen Orbit.

Schon die ersten Aufnahmen der Terraincamera zu Erprobungszwecken wiesen die gehoffte Schärfe von 10 m auf. Zusammengesetzt aus dem kontinuierlichen Strom von Scanzeilen präsentierte die Raumfahrtagentur am 3.11.2007 JAXA kurze Filme, welche einen fast plastischen Flug über die Mondoberfläche zeigten. Inzwischen ist Kaguya nicht mehr alleine: Seit dem 26.10.2007 befindet sich die chinesische Raumsonde Chang'E-1 ebenfalls in einer 100 km hohen polaren Mondumlaufbahn.

Auf dem Bild oben ist die Umgebung des Dyson Kraters zu sehen. 1 Quadrat entspricht einer Fläche von 1 x 1 km. Ende November gab es dann die ersten Bilder eines Erdaufganges über dem Südpol von der HDTV Kamera des japanischen Fernsehens.

Am 21.12.2007 war der erste Check der Sonde im Mondorbit beendet. 15 Beobachtungen von verschiedenen Gebieten dienten zur Kalibrierung der Instrumente. Im wesentlichen gab es keine großen Probleme. Das Röntgenfluoreszenzspektrometer zeigt ein zu hohes Rauschen im 4 CCD Modus. Bei der Benutzung nur eines CCD ist das Rauschen innerhalb von tolerierbaren Werten, so dass man das Instrument in diesem Modus betreibt bis man das Problem gelöst hat. Das Spektrometer für geladene Teilchen hat Probleme sowohl leichte wie auch schwere Ionen gleichzeitig zu detektieren. Das Instrument wird zu warm nach einigen Stunden. so wird man es vorwiegend dazu benutzen entweder leichte oder schwere Ionen zu detektieren und

Apollo vorherApollo vorherAm 9.4.2008 lag nach einem halben Jahr die erste topgraphische Karte des Laserhöhungsmessers vor. 6 Millionen Einzelmessungen ergaben eine wesentlich genauere Karte als die bisherige die aus Messungen von Clementine und der Auswertung von Fotographien beruhte. Die HDTV Kamera kommt nur selten zum Einsatz: Seit dem 25.12.2005 listet nur 6 Einsätze auf. Dabei scheinen Erdaufgänge sehr beliebt zu sein. im Mai 2008 wird schon der zweite Erdaufgang dem Publikum präsentiert.

Auch der Einsatz der Tochtersatelliten zur Gravitationsfeldvermessung bringt erste Resultate. Eine Vermessung des Apollo Einschlagsbeckens auf der erdabgewandten Seite des Mondes (bei 36 Grad Süd, 150 Grad West) war eines der ersten veröffentlichten Resultate. Verglichen mit den vorhergehenden Daten sieht man recht deutlich die Unterschiede durch die veränderte Dichte und den Einschlagskrater und seinen Wall. (Links vorher, rechts nach Kaguyas Untersuchungen).

Nach Beendigung der Primärmission wurde wie angekündigt am 1.2.2009 der Orbit auf 50 km Höhe erniedrigt. Anders als geplant verblieb Kaguya aber nicht ein weiteres Jahr in diesem Orbit, sondern erniedrigte ihn schon am 16. April 2009 erneut auf 10-30 km Höhe. Damit war der Vorrat an Triebstoff erschöpft und am dem 21.5.2009 gab es laufende Updates über den Aufschlagssort. Die besten Aufnahmen dessen und Schützenhilfe beim Feststellen des Aufschlagspunktes lieferte aber die SMART-1 Mission: Die ESA war 2006 mit demselben Problem konfrontiert, als die Umlaufbahn von SMART-1 laufend absank und die Sonde schließlich aufschlug.

Am 10.6.2009 schlug die Raumsonde bei 80,4° O, 65,5° S (in der Nähe des Kraters Gill auf. Sie hatte insgesamt 616 Tage in der Mondumlaufbahn zugebracht. Sie ist damit die Sonde mit der zweitlängsten Operationsdauer in einer Umlaufbahn nach SMART-1 mit 656 Tagen.

Selene 2

Die Nachfolgemission Selene 2 soll auf dem Mond landen. Ursprünglich war ein Start für 2012 geplant, nun wird ist eine Verschiebung auf 2013, eventuell 2014 wahrscheinlich. Nur wenige Details gibt es derzeit von dieser Mission. Sie soll einen Rover absetzen. Beteiligt ist auch die Uni Maniz, die das APXS das seit 2003 auf den beiden amerikanischen Rovern im Einsatz ist zu einem Röntgenstrahlenfluoreszenzspektrometer umbaut. Dazu erhält es einen Röntgenstrahlengenerator. Es kann so die chemische Zusammensetzung von Gestein ermitteln und hat eine höhere Eindringtiefe als das APXS.

Neben dem Rover wird auch ein Datenübertragungsssatellit im Orbit um den Mond verbleiben.


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