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LADEE - Lunar Atmosphere and Dust Environment Explorer

Einführung

LADEENeben den großen Raumsonden plant die NASA auch eine Reihe von kleineren Missionen zum Mond. Unter dem Programmpunkt "Lunar Quest" gibt es auch kleinere Missionen. Die "Rückkehr" zum Mond - neben LADEE starteten innerhalb weniger Jahre auch der Mondorbiter LRO und die Gravitationssatelliten GRAIL nach längerer Abstinenz hat ihren Ursprung in Bushs Constellation Programm. Bemannte Missionen zum Mond sollten wieder durchgeführt werden. Als Vorbereitung und Ergänzung sind dazu robotische Vorbereitungsmissionen geplant. LADEE ist ein "Small Explorer", also eine vergleichsweise preiswerte und auch einfache Mission. Die zweite Mission des Lunar Quest Programms, der LRO wiegt fast zehnmal so viel. Trotzdem wurde LADEE teurer als geplant. Ursprünglich sollte die Mission ohne Instrumente 100 Millionen Dollar kosten. Es wurden schließlich 263,9 Millionen Dollar draus.

Ziel der Sonde ist es nicht die Oberfläche zu untersuchen wie dies der LRO tut, sondern die dünne Atmosphäre des Mondes, die sogenannte Exosphäre. Auch wenn diese nur extrem dünn ist, so enthält sie doch Atome die aus der Oberfläche herausgeschlagen wurden und vom Sonnenwind eingefangen wurden. Von der Oberfläche stammen die Atome / Ionen Kalium und Natrium. Sie wurden durch Beobachtungen von der Erde aus nachgewiesen. Vom Sonnenwind stammt Helium. Argon als Gas entsteht durch den radioaktiven Zerfall von Kalium in Oberflächengesteinen. Beobachtungen zeigten bisher eine sehr hohe zeitliche Variabilität. Von der Sonde wird es daher keine "pretty nice Pictures" geben

LADEE ist zeitlich sehr begrenzt und soll nominell nur 100 Tage dauern. Genehmigt wurde sie 2008. Der Start sollte ursprünglich im Oktober 2011 erfolgen.

Die Raumsonde

Parameter Wert
Startmasse: 383 kg
Abmessungen: 2,37 m hoch, 1,88 m tief  x 1,85 m breit
Stromversorgung 30 Siliziumsolarpaneele auf die Oberfläche montiert liefern 295 Watt
1 Lithiumionenbatterie liefert bis zu 24 ah bei 28 V Ausgangsspannung
Trockenmasse: 248,2 kg
Treibstoff: 134,8 kg
Nutzlast 49,6 kg
Kosten: 236 Millionen Dollar im Wert von 2007, inflationskorrigiert vor dem Start: 280 Millionen Dollar
davon Raumfahrzeug: 74,6 Millionen Dollar
davon Experimente: 37,6 Millionen Dollar
davon Trägerrakete: 63,4 Millionen Dollar
Rest (60,6 Millionen Dollar): Operationen, Projektmanagement, Ground Support

Die Raumsonde ist eine Ausnahme dahingehend, dass sie nicht vom JPL betreut wird, sondern vom Ames Forschungszentrum der NASA. Es ist aber nicht die erste Raumsonde die von Ames stammt. Dort wurden auch die Pioneer Venus Landekapseln und die Galileo Atmosphärenkapsel hergestellt. Die Raumsonde selbst besteht aus einem modularen Bus. Er soll die Kosten für die Entwicklung von Raumfahrzeugen senken indem einzelne Module miteinander verbunden werden. Sie können auch getrennt entwickelt und gefertigt werden. Bei LADEE sind es vier Module:

Diese Architektur soll Missionen in eine Erdumlaufbahn, zum Mond und erdnahen Objekten (Asteroiden) ermöglichen. Derzeit sind aber keine weiteren Missionen geplant die das Konzept aufgreifen. Diese vier Module stecken übereinander bzw. das Radiatormodul in einem anderen. Dieser modulare Bus wurde von 2006 bis 2008 vom Ames Research Center entwickelt und lässt eine Anpassung an viele Missionen zu, so soll das Extension Modul auch wenn es ausgetauscht wird eine Landung auf einem Himmelskörper zulassen. Der Bus wurde aus dem der GRAIL Raumsonden entwickelt. Dafür ist die Raumsonde relativ preiswert. Sie macht nur ein Viertel der ursprünglichen Projektkosten von 236 Millionen Dollar aus. Die eigentliche Struktur besteht aus Kohlefaserwerkstoffen.

Lageregelungssubsystem

LADEE aufbau 1Wie bei anderen Raumsonden auch besteht dieses System aus Sensoren welche die räumliche Lage der Raumsonde feststellen und Aktoren um sie zu verändern. Als Sensoren dienen ein Sonnensensor, der den Ort der Sonne feststellt und zwei "Star Tracker", das sind Kameras die eine Fotografie des Sternenhimmels machen, die Position und Helligkeit von Sternen auf einem bewusst dekussierten Bild feststellen und diese mit Angaben in einem Katalog vergleichen. Dadurch weiß man wie die Raumsonde relativ zum Sternenhimmel orientiert ist. Eine Einheit mit einem Inertialsystem liefert dagegen die absolute Lage im Raum.

Verändert wird die räumliche Ausrichtung primär mit Reaktionsschwungrädern. Mehrere dieser Räder rotieren mit hoher Geschwindigkeit. werden sie abgebremst oder beschleunigt so müssen sie wegen der Erhaltung des Drehimpulses die Raumsonde in die Gegenrichtung drehen. Als Backupsystem und auch weil die Reaktionsschwungräder periodisch entsättigt werden dienen kleine Raketentriebwerke. Deren Hauptzwecke sind jedoch kleine Kurskorrekturen für die die Brennzeit des Haupttriebwerks zu kurz wäre. Jedes der sechs Triebwerke hat einen Schub von 22 Newton. Vier können auch zur Lagereglung eingesetzt werden. Die 22 N Triebwerke werden für die Wissenschaftsphase eingesetzt werden. Sie wurden so angeordnet, dass die abgase nicht auf die Solarzellen treffen. Anders als das Haupttriebwerk arbeiten sie nur mit Hydrazin das durch ein Rhenium-Platin Netz katalytisch in Stickstoff, Wasserstoff und Ammoniak zersetzt wird. Die Tank bestehen aus Titan, die Leitungen aus Edelstahl. Den Tankdruck für den druckgeforderten Antrieb liefert Helium in Hochdruckgasflaschen. Der Betriebsdruck beträgt 248 bar beim Helium und 17,3 bar bei den Treibstofftanks. Diese haben zuerst ein leck bevor sie durch einen zu hohen Innendruck zerplatzen, beim Helium ist dies nicht der Fall. Daher muss es vor Überhitzung in der ersten Missionsphase geschützt werden. Später ist durch den geringeren Tankinhalt der Ausgangsdruck des Heliums genügend stark abgesunken, dass auch die Infrarotstrahlung der Mondoberfläche nicht zu einer zu starken Druckerhöhung führen kann.

Avionik

Der Bordrechner von LADEE verwendet einen RAD 750 Prozessor, das ist eine weltraumraugliche Version eines älteren Power PC Prozessors. Er kann mit bis zu 200 MHz getaktet werden und wurde auch in anderen Raumsonden wie Curiosity, dem LRO oder MRO eingesetzt. Ein weiteres Board ist ein Interfaceboard zu dem Lageregelungssystem und Antriebssystem. Eine dritte Platine nimmt den Massespeichern in Form von Flash RAM auf.

Das Antriebsmodul hat ein eigenes Avioniksystem zur Steuerung der Ventile.

Antriebsystem

LADEE interner AufbauDas Antriebssystem besteht aus einem zentralen Haupttriebwerk von 455 N Schub sowie an der Außenseite angebrachte 22 N Triebwerken. Beide Typen arbeiten mit der Kombination MMH (Monomethylhydrazin) und NTO (Nitrogentetroxyd = Stickstofftetroxyd). Es wird von Space Systems/Loral gefertigt. Das 455 Newton HiPATvon Aerojet (High Performance Apogee Thruster) wird die meisten Kurskorrekturen durchführen. Er basiert auf dem R-4D, der schon im Apolloprogramm eingesetzt wurde. Er wird in Kommunikationssatelliten als Apogäumsantrieb eingesetzt. Aerojet hat schon über 100 Stück dieser Antriebe ausgeliefert. Je nach Typ und Düsenlänge beträgt der spezifische Impuls 3138 bis 3226 m/s. Bei den kleineren 22 N Antrieben sind es nur 2884 m/s.

Es gibt je zwei Tanks für den Oxydator, den Triebstoff und das Druckgas. Würde der ganze Treibstoff nur mit dem Haupttriebwerk verbrannt, so könnte man die Geschwindigkeit der Sonde um mindestens 1361 m/s ändern. Da es immer nicht nutzbare Reste gibt und auch die kleinen Triebwerke mit ihrer geringeren Effizienz Treibstoff verbrauchen, wird das tatsächliche Geschwindigkeitskorrekturvermögen kleiner sein.

Kommunikation

Anders als die meisten anderen Raumsonden hat LADEE nur eine Antenne. Es ist eine kombinierte Omnidirektionale Antenne mit einer Mittelgewinnantenne. Durch die Ominidrektionale Antenne kann sie Daten von überall empfangen (mit Ausnahme des Bereichs wo die Raumsonde selbst die Antenne abschattet), die Mittelgewinnantenne ergibt für ein kleineres Zentrales Gebiet einen höheren Sendegewinn. Ein Sender mit einer Sendeleistung von 5 Watt speist beide Antennen.

Gesendet wird im S-Band, einem Frequenzband das heute eher unüblich ist. Die meisten Raumsonden senden im höherfrequenten X-Band und derzeit wird der Übergang auf das Ka Band vorbereitet. Das S-Band liegt bei 2,2 GHz. Dadurch kann neben dem DSN der NASA auch das USN (Universal Space Network) nutzen, das für den Betrieb von Satelliten, vor allem die Kommissionsphase eingesetzt wird. Primäre Empfangsantenne ist eine Station in White Sands mit einer 18,3 m großen Parabolantenne. Die Daten werden mit einem 5 Watt Sender und einer mittleren Datenrate von 10 kbit/s übertragen. Die maximale Datenrate beträgt 128 kbit/s. Dies ist wenig, doch macht die Sonde keine Bilder, sondern fertigt nur Spektren an und zählt Staubteilchen oder Atome. Dafür reicht diese Datenrate aus.

Die ganze Oberfläche ist mit Solarzellen belegt das LADEE rotiert. Im Transferorbit zum Mond nominal mit 2 U/Min, im Wissenschaftsorbit abhängig davon, welches Instrument betrieben wird: beim Betrieb des NMS 1 U/Min, bei Betrieb des UVS und LDEX einmal pro Orbit. Lediglich beim Übertragen der Daten zur Erde wird die Rotation gestoppt. Die Solarzellen liefern nominal 295 Watt an Leistung.

Die Instrumente / Experimente

Mit 49,6 kg Instrumenten / Technologieexperimenten bei einer Trockenmasse von 248 kg macht die Nutzlast einen großen Anteil bei dieser kleinen Raumsonde aus. LADEE hat drei Instrumente und ein Technologieexperiment an Bord. Letzteres macht die Hauptmasse aus.  Die Nutzlast kostet insgesamt 376 Millionen Dollar

Zwei der wissenschaftlichen Instrumente sitzen an gegenüberliegenden Seiten im Nutzlastmodul:; Das UV Spektrometer und das Massenspektrometer. Das dritte befindet sich an der Spitze der Sonde. Bedingt durch die Position kann nur entweder NMS oder UVS zur Oberfläche schauen, also nur eines von beiden gleichzeitig betrieben werden. Während das AMES Research Center für die Raumsonde selbst zuständig ist, ist das Goddard Space Flight Center (GSFC) für die Integration der Experimente und den wissenschaftlichen Betrieb zuständig.

Experiment Gewicht Stromverbrauch mittlere Datenrate
Lunar Dust Experiment (LDEX) 3,8 kg 3,6 Watt, 6,11 Watt Peak 1 kbit/s
Neutral Mass Spectrometer (NMS) 11,3 kg 34,4 Watt 3,5 bit/s
Ultraviolet and Visible Light Spectrometer (UVS) 3,98 kg 14 Watt  
Lunar Laser Communication Demonstration (LLCD) 29,5 kg 136,5 Watt 622 MBit/s

Lunar Laser Communication Demonstration (LLCD)

Dieses Technologieexperiment erprobt die Laserkommunikation. Diese wurde in den letzten Jahren auf zahlreichen Satelliten zwischen Satelliten in niedrigen Erdumlaufbahn und dem Erdboden und zwischen Satelliten und Satelliten erprobt. Mit LLCD wird nun die Entfernungslatte um den Faktor 10 in Mondentfernung verschoben. Das Potential der Laserkommunikation ist, dass die Wellenlänge rund 10.000 mal geringer ist als bei den Mikrowellen die für die Radiokommunikation. Entsprechend kleiner ist die ausgeleuchtete Fläche durch die "Antenne" (bei Laserkommunikation: ein Teleskop) und desto höher kann die Datenrate sein, bzw. bei einer gegebenen Datenrate kann die Sende bzw. Empfangsantenne größer sein. Das gilt auch für die Empfangsantennen. das zeigt der Vergleich der Basisraten von LLCD mit dem bisher leistungsfähigsten Sendesystem an Bord des LRO:

Parameter LRO LADEE
Sendefrequenz 25,6 GHz (Ka Band) 193.500 GHz, 1.550 µm Wellenlänge
Datenrate 228,7 Mbit/s Downlink 622 MBit Downlink, 20 MBit Uplink
Sendeleistung 41,9 Watt Sendeleitung 119 Watt Stromverbrauch (mit S-Band Sendern) 0,5 Watt (aber 136,5 Watt Energieverbrauch)
Durchmesser Sendeantenne 1,00 m 0,10 m
Durchmesser Empfangsantenne 18,3 m 4 x 0.4318 m
Gesamte Bandbreite: 5 GHz 3,9 THz
typische Bandbreite pro Sender 25 - 400 MHz 50 GHz
Gewicht: 56,7 kg (S-Band und Ka-Band zusammen) 29,5 kg

Die Gegenüberstellung der Daten zeigt sehr deutlich wie leistungsfähig diese Kommunikation im Vergleich zu der herkömmlichen Kommunikation mit Radiowellen ist. Sende und Empfangsantennen sind um den Faktor 10 bis 20 kleiner, die Sendeleistung um den Faktor 100, und trotzdem ist die Datenrate um den Faktor 6 höher.

 Der Laser an Bord des Laserterminals von LADEE liegt in der Leistung zwischen einem Laserpointer (Leistung bis maximal 0,001 Watt ohne Genehmigung) und einem einfachen Laser Cutter, die bei etwa 10 Watt Leistung beginnen. Trotzdem ist das LLCD Experiment das mit dem allerhöchsten Energieverbrauch an Bord. Es benötigt bis zu 132 Watt an Energie und kann daher nur kurz betrieben werden. Anders als bei den Laserstrahlen die man vom Fernsehen oder auch vom Laserpointer her kennt wird ein Infrarotlaser eingesetzt, das bedeutet die Strahlung ist für das menschliche Auge nicht sichtbar. Von Vorteil ist das durch das Vakuum des Raumes der Strahl sich nicht so stark auffächert wie in der Atmosphäre. Er muss aber zumindest die Erdatmosphäre passieren, bevor er detektiert werden kann.

LLCD ist der zweite Versuch der Erprobung von Laserkommunikation  mit Empfang von der Erde aus. Zwischen Satelliten wurde die Technik schon erfolgreich getestet, doch diese haben nicht mit der Detektion gegen eine aufgehellte Atmosphäre zu kämpfen. 2003 plante man noch die Kommunikation aus Marsdistanz. Ein Laserterminal an Bord des damals vorgesehenen Mars Communication Orbiters sollte 3-50 MBit/s aus einer Marsumlaufbahn zur Erde senden. Doch dieses Projekt fiel Budgetkürzungen zum Opfer. 2008 wurde ein Neuanfang gemacht LADEE wurde beschlossen und es zeigte sich, dass die Raumsonde groß genug sein würde, um Laserkommunikation als technologisches Experiment mitzuführen. Gegenüber dem Laserterminal beim Mars Communication Orbiter musste die Nutzlast verringert werden, schließlich wiegt LADEE erheblich weniger. Doch dank der geringeren Distanz reicht selbst ein kleines Laserterminal und eine kleine Empfangsstation für eine sehr hohe Datenrate.

Das "Space Terminal" wiegt nur 30 kg. Die Antenne ist ein 10 cm großes Teleskop. Es ist in zwei Achsen schwenkbar und hat ein Gesichtsfeld von 2 mrad, das sind aus einer mittleren Distanz von 378.000 km zur Erdoberfläche eine Radius von 750 km. Es wird mit einem System mit einer Frequenz von 5 Hz neu ausgerichtet. Daran angeschlossen ist ein einfacher Quadrantendetektor, das sind 4 Photodioden die jeweils einen Quadranten des Gesichtsfelds abdecken. Er wird zum einen genutzt, um das Teleskop genau so auszurichten, dass alle vier Quadranten die gleiche Intensität erhalten wie auch um die Daten zu empfangen. Er ist mit dem Teleskop mit Fiberglasoptiken verbunden. Die genaue Ausrichtung ist eine der Herausforderungen, da der Laserstrahl sich am Boden zwar auf 5 km ausweitet, dies jedoch nur ein Bruchteil eines Grades aus 384.000 km Entfernung ist.

Ein Virtex-4 FPGA wird genutzt um sowohl die eingehenden Signal zu dekodieren wie auch die ausgehenden zu kodieren. Es ist mit 311 MHz getaktet.

Verglichen mit den Radioantennen für Raumsonden ist die Empfangsstation geradezu winzig. Es sind vier Teleskope mit je 17 Zoll (43,24 cm( Durchmesser, das ist eine Größe die sich auch ein Amateur mit viel Kleingeld leisten kann (Kosten in etwa so viel wie ein kleiner Neuwagen). Ihre Empfangssignale werden mit Fieberglasoptiken zusammengebündelt um das Rauschen zu minimieren. Vier kleinere Teleskope mit je 15 cm Durchmesser dienen nur zum Ausrichten. Wenn das Signal auf allen vier Teleskopen gleich stark ist, dann sind die eigentlichen Empfängerteleskope genau ausgerichtet, ansonsten empfängt eines ein stärkeres Signal als die anderen. Mit je zwei Teleskopen kann man die Ausrichtung in der Höhe und in der Breite regeln.

Der Empfänger ist ein Array von acht  superconducting nanowire single photon detectors (SNSPDs). In ihnen erzeugt ein Photon einen Bruch zwischen der Kopplung von zwei Kupfer-Drahtpaaren von 5 nm Dicke, die nur 100 nm voneinander entfernt sind und erniedrigt dadurch den Strom der durch sie hindurchfließt. Das wird detektiert. Im Labor haben diese einen Jitter, eine Unsicherheit in der Detektionszeit, von 30 Pikosekunden gezeigt und wären damit geeignet optische Signale mit bis zu 5 Gigabit/s zu empfangen. Bei einer Quanteneffizienz von 50% erwartet man, das jedes Bit von einem Photon detektiert wird. Genügend Sicherheit ergeben acht Detektoren und vier Teleskope deren Empfangsfläche so um den Faktor vier vergrößert wird. Die Datenrate sollte mindestens 311 Mbit/s bei schlechten atmosphärischen Bedingungen und im Idealfall 622 MBit/s betragen. Der Sender ist ein 10 Watt Laser. Die Kommunikation findet in beiden Richtungen im nahen Infrarot bei 1,55 Mikrometer Wellenlänge statt. Der sichtbare Bereich endet bei etwa 0,7 nm.

LLCD ist nur eine experimentelle Technologie, wird also nicht während der ganzen Mission zur Übertragung der Daten genutzt, obwohl sie erheblich mehr Daten übertragen kann als die S-Band Antenne die für die reguläre Datenübertragung vorgesehen ist. Während der 4 Monate dauernden Primärmission sind 20 Stunden für dieses Experiment angesetzt. Nach den Tests der Kommunikation will man auch durch das Senden von Impulsen, gekoppelt mit der Uhr des Raumfahrzeugs die Ortbestimmung mit einer Genauigkeit von unter 1 cm erfolgen. Dazu werden Uplink Pulse von 300 Pikosekunden Dauer vom LCD detektiert und zurückgesendet. Der Fehler in der Laufzeitbestimmung soll dabei unter 150 Pikosekunden liegen - in dieser Zeit legt das Licht nur eine Strecke von 4,5 cm zurück. Durch sehr viele dieser Pulsmessungen will man dann denn Fehler auf unter 1 cm drücken.

Während der 30 Tage in der Kommissionsphase wird LLCD pro Orbit für 13 bis 15 Minuten aktiv sein. Nach einigen Orbits muss man pausieren, weil die Raumsonde während dieser Zeit auf 1 Grad genau auf die Erde ausgerichtet sein muss. Die Feinausrichtung des Teleskops erfolgt dann durch das im LLCD eingebaute Lageregelungssystem. Dadurch bekommt sie nicht so viel Strom von den Solarzellen und nach einigen Orbits müssen die Batterien aufgeladen werden.

Das LLCD Experiment ist das einzige komplett neu entwickelte Experiment, das nicht auf Erfahrungen / Bauteile von anderen Projekten zurückgreift. Es wurde vom MIT entwickelt. Eine weiterentwickelte Version (LCRD: Laser Communication Relay Demonstration) soll bald an einem Kommunikationssatelliten eingesetzt werden und mit verbesserter Datenmodulation 2,88 GBit/s erreichen. Für diesen Anwendungszweck (Daten von der Erde zum Satelliten und zurück, und nicht nur wie bei LLCD Kommandos und Programme von der Erde zum Satelliten) ist aber noch Entwicklungsarbeit nötig, weil es keine für den Einsatz im Weltraum qualifizierten Sensoren gibt, was auch die geringere Datenmenge beim LLCD in Sende Richtung zeigt.

Aufgrund des hohen Stromverbrauchs von über 130 Watt kann LLCD nur während der Dekommissionsphase im Mondorbit eingesetzt werden.

NMS

Das Neutralmassenspektrometer weist Atome in der Mondumgebung direkt nach. Massenspektrometer sind sehr empfindliche Geräte die einzelne Atome detektieren können. NMS basiert auf SAM des neuesten Mars Rovers Curiosity. Es wurde vom NASA Goddard Space Flight Center entwickelt.

Parameter Wert
Detektionsschwelle 0,01 Einschläge pro Sekunde
Maßbereich 2 - 150 u, 2 Steps 0,1 u und 1 u.
Abmessungen 43,2 x 24,5 x 37 cm
Datenrate 3,5 kbit/s, 8,5 Millionen Bit pro Orbit
Masse 11,3 kg
Stromverbrauch 34,4 Watt

NMS verwendet Reserveteile des Neutral Gas and Ion Mass Spectrometers der CONTOUR Mission. Diese Kometenmission scheiterte 2002 schon im Erdorbit, als bei Zündung der Antriebsstufe die Sonde zerstört wurde. Dieses ist wiederum weitgehend baugleich zu Cassinis Massenspektrometer. Das Massenspektrometer besteht wie andere Instrumente ihrer Art aus einer ionenquelle. Sie ionisiert neutrale Atome die in die Öffnung eindringen. Dem schließt sich ein Quadrupolmassenspektrometer an. Es lenkt die Ionen abhängig von ihrer Masse und dem Ionisationsgrad. Sie treffen auf einen Detektor wo sie ein Signal erzeugen dass erfasst wird. Massenspektrometer sind sehr empfindlich, sie können nur geringste Spuren erfassen.

NMS ist empfindlich für das leichteste Elemente bis zum Massenbereich von 150. Das ist jenseits des schwersten Elementes das man erwartet, Xenon mit einer Masse von 136.Allerdings ist die Sensitivität unterschiedlich. Sie ist hoch bei den Elementen mit niedriger Atommasse von 1 bis 20, das sind die Elemente bis zum Neon. Die schwereren Elemente wird vor allem UVS erfassen. Das NMS soll auch schwere Edelgase, Argon wird als Zerfallsprodukt von Kalium erwartet erfassen, da diese nicht im vom USVS abgedeckten Bereich Strahlung emittieren ober absorbieren.

UVS

UVSDas UV-Spektrometer detektiert Atome und Ionen durch ihre UV-Strahlung. Sie absorbieren UV-Strahlung wenn Elektronen auf höhere Ionisationsniveaus gehoben werden, geben aber auch UV-Strahlung ab, wenn sie wieder auf das Basislevel zurückfallen.

Das UVS basiert auf einem Instrument an Bord von LCROSS. Es wurde vom NASA Ames Research Center entwickelt. Es wird auf den Horizont gerichtet und misst dort zurückgestreutes Licht der Oberfläche. Es soll die Menge an Natrium und Kalium bestimmen, sowie nach anderen Elementen suchen die man vermutet, die man mit den bisherigen Instrumenten aufgrund ihres Beobachtungsmodus oder ihrer Empfindlichkeit nicht detektieren konnte. Das sind Eisen, Silizium, Aluminium, Magnesium, Calcium, Titan, das Hydroxylradikal und Wasser.

Zwei Beobachtungsmodi gibt es: Die Suche direkt über der Oberfläche indem es auf den Horizont gerichtet wird, sowie die Beobachtung bei einer Sonnenbedeckung durch den Mond. Dazu wird die Sonne beobachtet wenn sie über den Mond aufsteigt. Staub sollte dann Absorptionsspektren verursachen, sonst werden Emissionsspektren beobachtet bedingt durch die Helligkeit der sonne und der geringen Staubmengen brauchen diese Messungen ein hohes Signal-Rauschverhältnis und kurze Integrationszeiten.

Es deckt den Bereich zwischen 230 nm (UV) bis 810 nm (jenseits des sichtbaren Lichts) mit einer spektralen Auflösung von kleiner als 1 nm ab. Dieser Bereich ist relativ breit und wurde gewählt um als Extreme die Emissionslinien des Hydroxylradikals (bei 304 nm) und von Natrium (bei 589 nm) abbilden zu können. Der niedrige Orbit ist nötig damit das Instrument knapp über die Mondoberfläche sehen kann, ohne dass diese ins Gesichtsfeld gerät. Damit kann das Instrument auch Staub unterhalb 1,5 km nachweisen.

UVS ist an die Zentralelektronik durch einen RS-422 Datenbus angebunden. Es kann nur zwischen -20 und +40 Grad Celsius arbeiten. Es beinhaltet daher zahlreiche Temperatursensoren und Heizelemente.

Parameter Wert
Detektionsschwelle für Staub 1 pro 10000 cm³ bei 100 Mikrometer Größe
Maßbereich 230 - 810 nm
Auflösung < 1 nm
Beobachtungsbereich 0,3 bis 50 km Höhe
Masse 3,98 kg
Stromverbrauch 14 Watt

LDEX

LDEXDas Lunar Dust EXperiment weist Staubteilchen direkt nach. Diese können durch Mikrometeoriten in große Höhen geschleudert werden, da der Mond keine Atmosphäre hat. Auch Plasmaeffekte werden nicht ausgeschlossen. Frühere Missionen wie Surveyor konnten jenseits des Horizonts eine Aufhellung durch Staub nachweisen. Ein Bild einer Startracker Kamera von Clementine zeigt ebenfalls eine ausgedehnte Staubwolke um den Mond. Man schätzt die Menge der auf den Mond regnenden Meteoriten auf 5 t pro Tag. Die meisten Teilchen sollen einen Durchmesser von 200 Mikrometern aufweisen und 0,01 mg wiegen. Da trotz fehlender Atmosphäre die Teilchen, vor allem die durch die Wucht emporgeschleuderten Sekundärteilchen nicht unendlich hoch gelangen, sondern man oberhalb von 50 km kaum noch welche findet nähert sich LADEE auch so stark der Oberfläche (Damit ein Teilchen 50 km Höhe erreicht muss es mindestens mit 400 m/s, das ist in etwa so schnell wie ein Düsenjäger mit Mach 1,3 auf der Erde, heraufgeschleudert sein.

 Es basiert auf Vorentwicklungen an Bord von HEOS-2, Ulysses, Galileo und Cassini. Es wurde von  der Universität von Colorado entwickelt, das MPI für Nuklearphysik an der Uni Heidelberg ist an dem Instrument mitbeteiligt.

Der Aufbau ist sehr einfach. Das Instrument besteht aus einer Halbkugel, die vorne von einer Tür abgedeckt wird die vor der der ersten Messung aufgeklappt wird. In der Mitte der Halbkugel gibt eines Mikrochannelplate Detektor. Dies ist ein Sekundärelektronenvervielfacher. Zwischen zwei metallisierten Plattenseiten einer Plate aus Bleiglas befinden sich zahlreiche mikroskopisch kleine Kanäle, ausgefüllt mit einem Halbleitermetall. Ionen die auf eine Plattenseite auftreten erzeugen in einem Kanal Ladungsträger die von der Spannung an der anderen Seite angezogen werden. Dabei prallen sie auf andere Halbleiterelektronen und schlagen so mehr Ladungen heraus. In der Summe ist ein rauscharmer Verstärker. Das Herausschlagen kann durch geladene Teilchen, aber auch Licht erfolgen, so setzen auch Nachtsichtgeräte MCP ein. Es gibt 50 Messpunkte im Abstand von 8 Mikrometern. Verhindert muss wegen der Empfindlichkeit der MCP, dass direktes Sonnenlicht auf den Detektor trifft. Es könnte ihn innerhalb von zwei Monaten erblinden lassen. Damit möglichst wenig gestreute UV-Strahlung auf den Detektor fällt, hat das halbkugelförmige Ziel eine Rhodiumbeschichtung, die nur sehr wenig UV-Strahlung reflektiert und ist extrem glatt (Unebenheiten < 1 nm) poliert.

MeteoritenschauerDurch die Position des Kanals kann ermittelt werden von welchem Ort das Teilchen stammt. Die Ionen resultieren durch die hohe Geschwindigkeit mit der ein Teilchen auf die halbkugelförmige Zielfläche auftrifft. Die Energie ist so hoch, dass sich das Staubteilchen zum Teil in Plasma umwandelt. Die Geschwindigkeit mit der Teilchen auftrifft kann aus der Geschwindigkeit des Signalanstiegs bestimmt werden, die Masse des Teilchens aus der gemessenen Energie. Die halbkugelförmige Form führt dazu, dass UV-Licht nach außen reflektiert wird und nicht auf die MCP fällt. Nur gestreutes UV-Licht ist eine Störungsquelle. Zur Subtraktion dessen wird nach 9 Messzyklen ohne angelegte Spannung der Hintergrund gemessen. Es begrenzt auch die Empfindlichkeit. Das Instrument ist ausgelegt vor allem Staubteilchen mit niedriger Geschwindigkeit zu detektieren (<1 km/s), also nicht direkte Treffer von Mikrometeoriten, sondern Auswurfmaterial. Erwartet werden vor allem Teilchen zwischen 0,3 und 5 Mikrometern Größe. Für direkte Treffer liegt die Meßgrenze bei 0,3 Mikrometern.  Durch Integration von Signalen kann man auch die Summe kleinerer Teilchen bestimmen, dann sinkt die Messgrenze auf 0,1 Mikrometern. Das Instrument wurde in einem Teilchenbeschleuniger in Heidelberg kalibriert, das heißt es wurde bestimmt wie viel Prozent aller Teilchen in einem bestimmten Geschwindigkeits-/Massebereich es ermittelt und welche Signale es liefert.

Die eigentlichen Ionen werden zum MCP hin beschleunigt indem zwischen Ziel und MCP eine Spannung angelegt wird, die in 9 Schritten zwischen -200 und + 28 Volt erhöht wird. Am MCPÜ liegt ebenfalls eine Spannung an, die Differenz zwischen Frontplatte (-200) und Rückplatte (-1100 V) beschleunigt die freigesetzten Elektronen und verursacht erst den Lawineneffekt

Ein Nachfolgeinstrument ELDA soll fähig sein langsamen Staub chemisch zu analysieren, wie man es auch von anderen Instrumente an Bord von Cassini und Stardust kennt. LDEX ist der Grund für den Startzeitpunkt. Da Staub nur von Mikrometeoriten freigesetzt wird hat man den Startzeitpunkt so gelegt, dass möglichst viele Meteoritenschwärme passiert werden. Während der 100 Tage sind dies die Geminiden (4-17 Dezember, Maximum am 14. Dezember und die Quadrantiden vom 1 bis 5 Januar mit einem Maximum am 3., Januar, Beide zählen zu den aktivsten Meteorströmen, die noch dazu kurz aufeinander folgen.

Parameter Wert
Detektionsschwelle: 1,7x 10-16 kg bei v=1,7 km/s (0,3 Mikrometer Durchmesser)
Masse: 3,80 kg
Stromverbrauch: 5 Watt Durchschnitt, 6,11 Watt Maximal
Datenrate: 1 kbit/s

Die Trägerrakete

Minotaur VLADEE ist so "leichtgewichtig", dass ein Start mit den großen Trägerraketen der USA, beispielsweise der Atlas 401 viel zu teuer wäre. Die letzte Raumsonde mit etwa gleichem Sondengewicht war 1994 Lunar Prospektor. Doch die Athena, die ihn damals startete ist seit über einem Jahrzehnt nicht mehr geflogen, auch wenn sie nach Lockheeds Angaben noch verfügbar ist.

Bei den kleinen Trägerraketen wäre die Taurus 3210 die erforderliche Nutzlast aufweisen, jedoch erreicht sie ohne Oberstufen keine Mondbahn. Eine Taurus 3110 mit einer zusätzlichen Star 37FM Oberstufe könnte allerdings 430 kg auf eine Fluchtbahn befördern. Die NASA entschied sich gegen diese Variante. Eventuell war auch der Fehlstart eines NASA Observatoriums (OCO) 2009 dran schuld. Nach der Auftragsvergabe für die Minotaur V versagte die Taurus erneut.

Die Trägerrakete Minotaur V ist eine Minotaur IV mit einer zusätzlichen Oberstufe. Die Minotaur IV wiederum ist eine ausgemusterte Peacekeeper ICBM mit einer zusätzlichen Star 48 Oberstufe, Es ist der erste Einsatz dieser Variante. Die Minotaur IV hatte ihren Jungfernflug 2010.

Die Entscheidung war nicht unproblematisch. Durch die unteren Stufen, die von einer nach dem START-II ausgemusterten Interkontinentalrakete stammten, gab es ein Problem. Im April 1998 erreichten die Anbieter der damaligen US-Trägerraketen, das der Kongress den Commercial Space Act verabschiedete. Sie befürchteten, dass durch die bei den Abrüstungsverhandlungen freiwerdenden ICBM ihre kleinen Trägerraketen Konkurrenz bekommen würden. Der Commercial Space Act verpflichtet die NASA, sofern möglich kommerzielle verfügbare US-Trägerraketen einzusetzen. Nur wenn es für den Einsatz keinen adäquaten Ersatz gibt, darf die NASA auf eine Rakete mit militärischen Wurzeln zurückgreifen. So starteten die kleinen Minotaur Versionen bisher nur Nutzlasten des US-Militärs, weil es hier die Pegasus als zivile Alternative gab.

Nach Ansicht der NASA gab es keine Alternative zur Minotaur V. Dieser Ansicht war SpaceX nicht. Die Firma meinte der Satellit könnte mit einer Falcon 1e als Einzelnutzlast oder als Sekundärnutzlast mit einer Falcon 9 starten und legte im November 2009 Protest beim GAO ein, (General Audit Office, eine Behörde die Regierungsbehörden und ihre Finanzen überwacht). Argumentiert wurde auch das Orbital nicht als kommerzieller Anbieter gelten könnte, da er Regierungseigentum einsetzt.  Sie untersucht den Fall und stellt fest, das die Falcon 1e LADEE gar nicht bis zum Mond befördern könnte, die Falcon 9 mit zusätzlichen Kosten für die Anpassung und "regierungsspezifische" Maßnahmen viel zu teuer wäre, genauso wie Atlas 401. Das zeigte sich auch bei der Minotaur V: Zu den 27 Millionen der Trägerrakete kamen noch NASA-Anpassungen in Höhe von 19 Millionen. Folgende Kosten wurden genannt:

Trägerrakete Gesamtkosten
Minotaur IV 46 Millionen Dollar
Falcon 9 111 Millionen Dollar
Atlas 401 206 Millionen Dollar

Einen Start als zweite Nutzlast mit einer Falcon 9 lehnte das GAO wegen des technischen Risikos und der Anforderung an das Startfenster als undurchführbar ab. Wie sich zeigte, sollte die Behörde recht behalten. Die Falcon 1e wurde nie gebaut, die Falcon 9 die damals geplant war, war zum Startzeitpunkt schon wieder ausgemustert und eine leistungsfähigere Version hatte ihren Jungfernflug noch gar nicht absolviert. So wirkt die Argumentation von SpaceX beim Protest wie ein Hohn "SpaceX argues that by the time LADEE is set to launch in 2012, the Falcon 1e and Falcon 9 rockets will have flown multiple times, while the Minotaur 5 will not have conducted any launches.". Hätte man sich darauf eingelassen, dann wäre LADEE trotz mehr als einem Jahr Startverzögerung seitens SpaceX noch nicht startbar gewesen oder auf einer nicht erprobten Rakete.

Die Minotaur V startet von Wallopos Island aus. Wallops Island, vor der Küste Virginias, ist ein relativ kleiner Raketenstartplatz - zumindest was Träger angeht, die einen Orbit erreichen, denn es finden dort sehr viele Tests von Höhenforschungsraketen statt. Die Minotaur V ist eine der größten Raketen die von Wallops aus starten. Nur die Antares ist noch um einiges größer. Es ist der erste Start einer Raumsonde von Wallops aus.

Der Träger wurde erheblich teurer. Schlussendlich kostete er 67,1 Millionen Dollar. Dies ist nicht verwunderlich, da schon die Minotaur IV 54 Millionen Dollar kostet und hier noch eine weitere Stufe dazu kamen, sowie die NASA bei allen Trägern zusätzliche kosten verursacht.

Die vorgesehene Mission

Orbit 1Die Mission verzögerte sich mehrfach. 2009 war noch ein Start im Oktober 2011 geplant. Im Jahr 2009 rutschte er auf den Mai 2012. Schließlich wurde der September 2013 draus.

Das Startfenster öffnete sich am 6.9.2013 und dauerte fünf Tage. Die fünfstufige Minotaur V bringt LADEE zuerst nur in eine elliptische Erdumlaufbahn. Auch diese wird in zwei Schritten erreicht. Zuerst transportieren die unteren beiden Stufen die Star 37FM Stufe mit LADEE in eine kreisförmige Erdumlaufbahn. Nach einer Freiflugphase von 9 Minuten wird die Star 37FM Stufe in der Nähe des Äquators erneut gezündet. Das baut zum einen die Bahnneigung von Wallops Island von 38 Grad ab, und zum anderen ist die Bahn des Mondes nur wenige Grad zum Äquator geneigt. erreicht wird eine elliptische Umlaufbahn die bis in 278000 km Höhe reicht. Charakteristisch ist auch eine längere Freiflugphase nach Ausbrennen der dritten Stufe. Energetisch günstiger ist es kürzere Freiflugphasen zwischen jede Stufe einzuschieben. Doch da die Peacekeeper eine ICBM ist absolviert sie ihr festgelegtes Programm. Erst danach hat man die Freiheit die Oberstufen dann zu zünden wann es einem passt. Die vierte Stufe ist ein dreiachsenstabilisierter Star 48B Antrieb. Die normale Version ist spinnstabilisiert und wird in der Delta II eingesetzt. Da die fünfte Stufe spinnstabilisiert ist, wird sie vor der Zündung in Rotation versetzt und nach Brennschluss bremsen Gewichte die weggeschleudert werden die Rotation wieder ab

Die Star 37FM könnte die Raumsonde ohne Probleme direkt zum Mond befördern (die Maximalnutzlast für eine Fluchtbahn beträgt 460 kg, LADEE wiegt 383 kg). Diese Vorgehensweise hat man gewählt weil man durch die Zwischenbahn Verzögerungen beim Start abfangen kann und LADEE dann in eine Mondumlaufbahn schicken kann, wenn die geeigneten Bedingungen hinsichtlich Phase und Position herrschen.

Es wird zuerst eine elliptische Mondumlaufbahn mit einer Umlaufszeit von 24 Stunden erreicht, die dann sukzessive abgesenkt wird. Geplant ist schließlich eine 250 km hohe Umlaufbahnen. Die Massekonzentrationen unter den Mare Gebieten wie auch Störeinflüsse von Erde und Sonne werden diese Umlaufbahn stören und nach Aufbrauchen des Korrekturtreibstoffes sollte er auf der Oberfläche aufschlagen. Die Umlaufbahn ist eine retrograde Umlaufbahn, also gegen die Rotationsrichtung des Mondes und sie führt über den Äquator bis maximal zum 25-sten Breitengrad.

Ereignis beim Start Datum Sonstiges
abheben 0 s 0,01 m Höhe, v=0
Brennschluss erste Stufe, Zündung zweite Stufe 56,9 s 23,3 km Höhe, 21,8 km vom Startort entfernt v=1,26 km/s
Brennschluss zweite Stufe, Zündung dritte 2 min 15,4 s 99,3 km Höhe, 213,31 km vom Startort entfernt v=3,63 km/s
Abwurf Nutzlastverkleidung 2 min 43 s 124 km Höhe, 317,3 km vom Startort entfernt v=4,24 km/s
Brennschluss dritte Stufe 3 min 27,6 s 162 km Höhe, 537,4 km vom Startort entfernt v=6,00 km/s
Stufentrennung 7 min 11,6 s 254 km Höhe, 1.810 km vom Startort entfernt v=5,85 km/s
Zündung Star 48BV 7 min 22,8 s 257 km Höhe, 1.873 km vom Startort entfernt v=5,85 km/s
Brennschluss Star 48BV 8 min 47,6 s 266 km Höhe, 2.698 km vom Startort entfernt v=7,49 km/s
Abtrennung Star 48BV 14 min 26,9 s 216 km Höhe, 4.870 km vom Startort entfernt v=7,55 km/s
Aufspinnen der fünften Stufe 15 min 41,9 s 211 km Höhe, 5.814 km vom Startort entfernt v=7,58 km/s
Zündung Star 37FM 16 min 56,9 s 207,6 km Höhe, 5.967 km vom Startort entfernt v=7,56 km/s
Brennschluss Star 37FM 18 min 0,4 s 201 km Höhe, 6.545 km vom Startort entfernt v=10,5 km/s
200 x 277.940 km Bahn mit 37,41 Grad Bahnneigung erreicht
Despinnen der fünften Stufe 21 min 56,9 s 416 km Höhe, 8.863 km vom Startort entfernt v=10,32 km/s
Abtrennung LADEE 23 min 26,9 s 616 km Höhe, 9.696 km vom Startort entfernt v=10,16 km/s

Nach dem Start wird mindestens dreimal im Perigäum der integrierte Antrieb gezündet. So erreicht der Satellit sukzessive den Mond bis er einen Monat nach dem Start (nominell am 6.10.2013) in einen ersten retrograden äquatorialen Orbit mit einer Umlaufszeit von 24 Stunden einschwenkt. Dazu hebt eine Zündung im vierten Perigäum zuerst die Bahn auf die Höhe der Mondbahn an, dann erfolgt eine erste Zündung von 3 Minuten Dauer, die den Satelliten in eine exzentrische Umlaufbahn bringt.

Ereignis Geschwindigkeitsänderung Dauer
LOI 267 m/s 197 s
LOI+2 Tage 296 s 198 s
LOI + 4 Tage 236 s 146 s
Gesamt: 801 s 541 s

LAFDE OrbithjöheWeitere Manöver senken diesen dann auf eine Kreisbahnhöhe von 250 km ab. Die Gesamte Betriebsdauer des Antriebs beträgt 10 Minuten. In diesem bleibt LADEE weitere 40 Tage. Er wird durchgescheckt die Instrumente geprüft und das LLCD Experiment durchgeführt. wenn nötig kann diese Phase auf 60 Tage verlängert werden. In diesem Orbit ist die Erde gut sichtbar, was für das LLCD sichtbar und es gibt wenig Bedarf für Bahnkorrekturen die wertvollen Treibstoff kosten. Während der ersten 30 Tage wird LLCD betrieben, der Orbit weitet sich durch Störeinflüsse in einen 200 x 300 km Orbit auf. Danach bringen in den nächsten 10 Tagen weitere Zündungen den Satelliten in 75 km Höhe. In dieser Zeit werden die Instrumente betriebsbereit gemacht.

Danach senkt eine weitere Zündung den Orbit auf 50 km Höhe ab in der dann die 100 Tage lange dauernde Mission mit der Untersuchung der Exosphäre anschließt. Wenn der Treibstoff verbraucht ist um den Orbit stabil zu halten, dann sollte der Orbiter weitere 3-7 Tage betrieben werden können, bis der Orbit soweit abgesenkt wird, dass er auf der Oberfläche aufschlägt. Alle 3-5 Tage bis alle zwei Wochen, je nach Orbit muss der Orbit angepasst werden. Die Bahn kann schwanken. Doch darf der mondfernste Punkt 150 km nicht überscheiten und 50 km nicht unterschreiten. Diese Strategie minimiert den Treibstoffbedarf. Ein kreisförmiger Orbit hätte während der 100 Tage ein ”v von 400 m/s erfordert, mit dem Zulassen von elliptischen Orbits reduziert sich dies auf 150 m/s. Der Treibstoffvorrat für Orbitkorrekturen liegt bei knapp unter 200 m/s Korrekturvermögen.

Dies ist der nominelle Missionsplan. Allerdings werden bei allen Missionen die Treibstoffvorräte so bemessen, das es Reserven für Probleme oder eine Minderleistung des Antriebssystems vorhanden ist. Zahlreiche Missionen konnten so erheblich länger betrieben werden. Es ist zu hoffen, dass dem auch in der Praxis so ist.

Aufgrund des verfügbaren Stroms wird nur ein Instrument pro Orbit aktiv sein. Einem Orbit in dem das NMS und der Staubdetektor aktiv ist folgt einer mit aktivem UVS, nach 3 Orbits werden Batterien aufgeladen oder die Daten zur Erde gesandt. 12 Orbits mit wiederholen sich alle 23,3 Stunden. Dabei wird in 9 Orbits beobachtet, in zweien Daten übertragen und und Kommandos empfangen und die Batterien aufgeladen.

Die tatsächliche Mission (laufend ergänzt)

Start von LADEEAm 6.9.2013 startete am ersten Tag des Startfensters LADEE problemlos, allerdings detektierte der Bordcomputer nach dem Abtrennen dass die Reaktionsschwungräder mit denen er seine Lage im raum kontrolliert zu viel Strom aufnahmen und schaltete sie ab. Am nächsten Tag nahm die Bodenkontrolle sie wieder in Betrieb. Sie hatten keinen Schaden, sondern nur der Grenzwert ab wann der Bordcomputer sie abschalten darf war falsch eingestellt worden.

Mehr Aufsehen als der Start selbst, wirbelte ein Frosch auf, der auf einem der Startfotos zu sehen war. Wahrscheinlich hatte er sich in einem der Wasserreservoirs aufgehalten. Deren Inhalt wird beim Start durch eine gigantische Sprinkleranlage in den Flammschacht unter der Startplattform geleitet, verdampft und senkt so zum einen die Temperaturbelastung des Flammschachtes ab wie auch den Schall.

Die nächsten fünf Wochen war LADEE wie geplant im Erdorbit, wobei es am 1.10.2013 eine Zäsur gab: Dadurch dass sich Repräsentantenhaus (republikanisch dominiert) und Senat (demokratisch dominier) nicht über den Haushalt für das nächste Jahr einigen konnten, kam es zum "Shutdown": Gemäß Gesetz gingen viele Staatsbedienstete in den unbezahlten Zwangsurlaub. Ausgenommen sind nur absolut notwendige Beschäftigte, dass sind bei der NASA aber gerade mal 515 von über 18000 Angestellten. Es gelang jedoch die Kontrolle von wichtigen Projekten aufrecht zu erhalten. Darunter LADEE und der Marsorbiter Maven. so konnte LADEE am 6.10.2013 in den ersten 24 Stunden Orbit um den Mond einschwenken. Zwei weitere Zündungen am 9 und am 12.10. brachten es dann in den Mondorbit in dem die Instrumente in Betrieb genommen werden und vor allem das LLCD Experiment durchgeführt wird.

Dessen erster Test wurde am 23.10.2013 durchgeführt. Es konnte eine Downloadrate von 622 Mbit/s und eine fehlerfreie Upload-Geschwindigkeit von 20 Mbit/s erreicht werden, also die Vorgaben wurden erfüllt. Einen Monat später konnte vermeldet werden, dass der Test voll erfolgreich war. es gelang auch die Daten des Bordcomputers mit maximal 40 Mbit/s (die Limitation ist durch das Bussystem gesetzt) zu übertragen. Die Übertragung mit höheren Datenraten erfolgte mit generierten Mustern. Weiterhin erfüllte das LLCD Experiment auch die Anforderungen an operative Raumsonden. So gelang die Übertragung auch am Tage (bis minimal 3 Grad von der Sonne entfernt) und durch die dichtere Atmosphäre am Horizont (bis 4 Grad über dem Horizont). Das waren bessere Resultate als erwartet.

Am 4.12.2013 landete die chinesische Landesonde Chang E'-3. LADEE untersuchte ob durch die Landung Staub aufgewirbelt wurde, konnte aber nichts detektieren. Am 20.1.2014 waren die 100 Tage im Wissenschaftsorbit um. Am 18.2.2014 veröffentlichte die NASA einige Aufnahmen der Star Tracker Kameras, die für die Navigationszwecke gedacht sind. Sie sind nicht ausgelegt um Bilder der Mondoberfläche zu machen doch ab und an stimmen die Bedingungen um trotzdem gute Bilder anfertigen zu können. Gleichzeitig gab man bekannt das LADEE eine vierwöchentliche Missionsverlängerung erhält. Treibstoffvorrat und Zustand der Sonde erlauben diese. Dabei wird sie sich noch mehr dem Mond nähern was bessere Messungen Froschdurch das NMS erlaubt. Die Mission wird nach diesen Planungen am 21.4.2014 enden.

Schlussendlich brauchte die Sonde dann doch etwas mehr Treibstoff. Die wissenschaftlichen Messungen wurden Ende März 2013 abgeschlossen, Am 11.4.2014 brachte eine letzte Kurskorrektur die Sonde auf eine Bahn, die sie auf der Mondrückseite aufschlagen ließ. Dies geschah am 19.4.2014. Die Vorhersagen waren also bis auf zwei Tage genau.

Mit einer Missionsdauer von 189 Tagen im Wissenschaftsorbit war LADEE wie GRAIL eine der kürzeren Mondmissionen.

 

Resultate:

Es wurde eine permanente Wolke aus Partikeln mit <0,3 und >0,7 mm Größe. Partikeldichte 0,4 bis 4x10-3/m3 gefunden. Es gibt im UVS Indizien für sehr kleine (<10 nm große Staubteilchen). Die Staubintensität ist am höchsten am Mondmorgen und kann dann 5x10-3/m3 erreichen. Die Menge nimmt oberhalb von 60 km stark ab, was für eine Geschwindigkeit bei der Freisetzung von <400 m/s spricht. Die Gesamtmenge an Staub in der Exosphäre beträgt nur 120 kg.

Das Massenspektrometer konnte 4He schon im oberen Komissionsorbit nachweisen. Es stammt von der Sonne und die Menge stieg bei Sonneneruptionen an. Im Beobachtungsorbit in niedriger Höhe dann 20Ne und 40Ar. Diese drei Edelgase sind die häufigsten Gase in der Mond Atmosphäre. Wenn das Massenspektrometer im Ionenmodus arbeitete (höhere Empfindlichkeit) so wurden auch H2+ , He+ , 20Ne+ , Na+ , K+ und 40Ar+ gefunden. die erwartet wurden. Überraschend war dagegen der Nachweis von 12C+ , 14N+ und einem Element von Atommasse 28 das Si+ , N2+ oder CO+ sein könnte.

Alle Elemente zeigen deutliche zeitliche Schwankungen und geographische Schwankungen so konnte mehr Kalium über den Maria nachgewiesen werden. Die zeitlichen Schwankungen hängen vor allem mit dem Sonnenstand zusammen. Bei Sonnenaufgang und Sonnenuntergang steigen die werte deutlich an.

Bei Durchlaufen eines Meteoritenschauers steigen naturgemäß die Mengen an Staub deutlich an.

Das UV-Spektrometer konnte Natrium und Kalium präzise nachweisen, jedoch keine Emissionen des Hydroxylradikals (OH-)

Online Quellen / Referenzen

High-Efficiency K-Band Space Traveling-Wave Tube Amplifier for Near-Earth High Data Rate Communications
REVIEW OF NASA'S ACQUISITION OF COMMERCIAL LAUNCH SERVICES
SpaceX Protests Award of Launch Contract to Orbital
GAO Denies SpaceX Contract Protest
http://gadgets.ndtv.com/others/news/nasa-ladee-lunar-mission-confirms-potential-of-laser-communications-in-space-464971
http://www.universetoday.com/104679/absolutely-incredible-photo-frog-launches-with-ladee/
The Lunar Laser Communications Demonstration (LLCD)
NASA Web Seminars NASA's Lunar and Dust Explorer: Little Mission, Big Science
CALIBRATION OF THE NEUTRAL MASS SPECTROMETER FOR THE LUNAR ATMOSPHERE AND DUST ENVIRONMENT EXPLORER (LADEE) MISSION
Overview of the UV Spectrometer (UVS) for the LADEE Mission
The Lunar Dust EXPeriment (LDEX) for LADEE
Minotaur V Fact Sheet
LADEE Press Kit

http://matthewwturner.com/uah/IPT2008_summer/baselines/Daedalus/Computer%20Files%20for%20Report/Communications.doc

https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20160000571.pdf

https://www.hou.usra.edu/meetings/leag2015/presentations/Tuesday/1330-Elphic.pdf

https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100021423.pdf

Artikel zuletzt aktualisiert am 18.12.2017

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