Der Deimos-Orbiter

Er ist ein Stiefkind der Planetenforschung. Leicht erreichbar, liegt praktisch vor der Haustür eines anderen Ziels: Deimos. Seit 1997 gab es 15 Missionen zum Mars. Vier weitere werden bis 2020 folgen. Da sollte man meinen. Man hat dort alles erforscht? Alles? Nein ein kleiner unbeugsamer Mond (wahrscheinlich bevölkert von Galliern) leistet der Erforschung standhaft Widerstand. Es ist Deimos!

Gerechterweise muss man sagen, dass auch der zweite Marsmond Phobos nicht besonders beliebt ist. Aber immerhin: Drei Missionen zu ihm wurden gestartet, wenn auch keine erfolgreich war und es gab einige sehr nahe Vorbeiflüge durch Mars Express an Phobos die zur Erkundung genutzt wurden. Aber Deimos?

Bevor ich weiterfahre, holt eure Taschentücher raus, ihr braucht sie. Hier eine Auflistung aller Aufnahmen, die jemals, in 50 Jahren Marsforschung von Deimos gemacht wurden. Der Browser des NASA PDS listet zwar über 11.400 Aufnahmen mit Deimos auf. Doch wenn man sich auf die Instrumente beschränkt die ihn nicht als Punkt zeigen, dann bleiben nur drei Kameras übrig: Viking Orbiter (167), MOC (2) und HiRISE (76). Nicht im PDS sind noch 5 Aufnahmen von Mariner 9. Dazu kommen noch 91 von Mars Express.

Von diesen rund 250 Aufnahmen sind nur zwei dabei bei denen nicht der ganze Mond in das Bild passt. Das sind zwei Aufnahmen von Viking, gewonnen bei einem nahen Vorbeiflug. Eine Schande und das bei so vielen Missionen.

Die Frage ist nun warum? Eigentlich wäre es ja so einfach: jeder Orbiter und davon gab es ja nicht wenige, schwenkt zuerst mal in einen elliptischen Marsorbit ein. Von dort aus könnte er eigentlich Deimos untersuchen. Nur erfolgt das nicht. Heute machen alle Orbiter Aerobraking. Während sie das durchführen, sind die Instrumente zum Schutz meist inaktiv. Aber mit etwas gutem Willen hätte man das kurzzeitig unterbrechen können, wenn die minimale Distanz zu Deimos erreicht ist. Das muss nicht unbedingt dann sein, wenn die Apoapsis bei Deimos ist, da die Bahn ja zum Marsäquator geneigt sein kann.

Analog hätte man bei Mars Express erst mal einen Orbit mit einer Annäherung an Deimos erreichen können und dann nach weiterer Verkürzung der späteren von 11.700 km Distanz.

Kurzum. Ich meine es wäre Zeit für einen Deimos Orbiter. Nun ist das nur ein kleiner Mond. Ein einfacher Satellit würde also reichen. Zeit für einen der (zumindest bei mir) so beliebten Rubrik „Technische Spinnereien“. Hier mal die Randbedingungen:

  • Der Orbiter sollte mindestens so viel wiegen wie die leichtesten Marsorbiter. Das sind MCO und Odyssey mit einem Trockengewicht von 338 bzw. 376 kg. Damit es ehrlich ist, müssen wir davon noch die Trockenmasse des Antriebssystems abziehen, die ich auf 1/8 der Gesamtmasse mit Treibstoff gesetzt habe. Das sind dann 294 und 327 kg.
  • Die Orbiter haben eine Instrumentenzuladung von rund 45 kg. Die Nutzlast kann also 1/7 der Masse des Orbiters ohne Antriebssystem
  • Nun ist es sicher leicht einen solchen Orbiter mit einer Sojus, Atlas oder Ariane 5/6 auf den Weg zu bringen. Doch ich will es sportiv und habe mich für die Vega C entschieden, die es ja ab 2019 gibt. Die transportiert zuerst mal die Nutzlast nur in einen Erdorbit. Von da aus müssen wir selbst sehen, wie es weiter geht.
  • Keine Ionenantriebe, sonst wäre es zu leicht.

DV-Abschätzung

Zuerst mal muss das gesamte Geschwindigkeitsvermögen bekannt sein. Ich habe den NASA-Trajectory Browser befragt und er nennt für 2020 bis 2030 ein Gesamt-dV vom 200-km-Erdorbit heraus von 4,25 bis 4,46 km/s reaktiv zur Marsfluchtbahn in einem 200-km-Marsorbit. Zwei zeitlich erreichbare Startfenster 2024 und 2026 haben eines von 4,26 km/s. Das ist das dV relativ zu einer Fluchtbahn beim Mars. Um in einen 200 x 80,000 km Orbit einzuschwenken braucht man noch etwas mehr, nämlich 103 m/s. Diese erste Bahn würde man durch Aerobraking bis auf Deimos Orbit (23.460 km vom Zentrum entfernt) absenken. Danach müsste man die Periapsis anheben. Das ergibt dann folgende dV Bilanz:

Operation dV
Verlasen der Erde 3,63 – 3,68 km/s
Einbremsen in Marsorbit 200 x 80.000 km 0,67 – 0,73 km/s
Aerobraking (Absenken/Anheben Periapsis auf 120 km) 9 m/s
Zirkularisieren 200 x 20.0060 km 0,66 km/s
Verschiedene Manöver / Reserve 0,2 km/s
Gesamt: 5.22 km/s

Nutzlastabschätzung

Die Vega-C soll 800 kg mehr als die Vega in den Referenzorbit (polar, 700 km Höhe) bringen. Gilt die Steigerung prozentual für den niedrigen Orbit, dann müssten es 3.600 kg in den LEO sein. Bei US-Stufen dieser Masse liegt das Voll/Leermasseverhältnis bei 8 bis 10:1. Das befüllte Antriebssystem von Rosetta erreicht 11:1. Ich nehme mal die goldene Mitte: 1:9,5. Ein 420-N-Triebwerk von EADS erreicht einen spezifischen Impuls von 321 s = 3149 m/s. Macht man damit eine Abschätzung, indem man die Ziolkowski-Gleichung bemüht, so kommt man auf eine Nutzlastmasse ohne Antriebssystem von 343 kg. Knapp aber machbar. Es liegt immerhin besser als die beiden genannten Marsorbiter Odyssey (327) und MCO (294 kg).

Tune me up

So kleine Antriebssysteme haben eine hohe Trockenmasse. Die Tanks müssen auf 30 Bar Druck ausgelegt sein. Das Druckgas wiegt wegen der Druckgastanks für die Druckgasförderung auch nicht wenig. Hier wären es bei 3257 kg Startmasse 343 kg Trockengewicht. Die Stufe wiegt also genauso viel wie die Nutzlast. Das ist nicht aktzeptabel.

Meine Vorstellung ist es daher, wie bei der Breeze M einen Teil abzuwerfen. Am besten natürlich so spät wie möglich. Der Großteil der Geschwindigkeitsänderung erfolgt bei der Erde. Meine Vorstellung ist es daher Tanks abzuwerfen, wenn man sich in einem hochelliptischen Erdorbit befindet. Nimmt man ein dV von 3000 m/s bis zum Abwurf an (10.800 m/s = 150.000 km Apogäum) so sieht die Rechnung so aus:

 

Punkt Masse
200 km Kreisbahn Erde 3.600 kg
200 x 150.000 km 1.388 kg
Abwurf Tanks, Druckgastanks 1.128 kg
Deimosumlaufbahn 558 kg
Ohne Antriebssystem 490 kg

Eine deutliche Verbesserung: Es sind nun 147 kg mehr oder 42 % mehr Gewicht.

In der Praxis ist es aber nicht so einfach. Das 400-N-Triebwerk ist zu schubschwach. Bei nur einem Triebwerk müsste man enorm viele Zündungen nahe des Perigäums durchführen. Mit 4 Triebwerken kommt man aber nach 3 Zündungen eine 592 x 151.000 km Bahn bei einer Endmasse von 1.331 kg. (Der Unterschied zu obigen 1.388 kg sind 130 m/s Gravitationsverluste). Berücksichtigt man die Gravitationsverluste, dann kommt man auf eine Nutzlast im Orbit von 463 kg.

Das sind rund 100 kg mehr als gefordert – also möglich. In der Masse liegt der Orbiter dann zwischen den schon angesprochenen Orbitern um Mars Express, der ohne Antriebssystem 521 kg wiegt.

Wissenschaft

Prinzipiell kann man natürlich viele Instrumente einsetzen. Bei dem Verhältnis von 1/7 sind 66 kg. Das reicht für einige Instrumente. Viele scheiden aus, so Instrumente zur Untersuchung von Teilchen/Feldern (in dieser Distanz erwartet man keine mehr) oder Atmosphären.

Eine sinnvolle Suite würde ich nennen:

  • Kamera: Fotografische Kartierung, muss bei kleinem Abstand nicht mal hochauflösend sein. Es bieten sich zwei Kameras an, da später noch eine weitere Aufgabe hinzukommt.
  • Abbildendes IR-Spektometer; Bestimmung der mineralogischen Zusammensetzung
  • Röntgenfluoreszenzspektrometer: Bestimmung der chemischen Zusammensetzung
  • Langwellenradar: innere Durchleuchtung (Hohlräume, Dichteanormalien)

Das wäre das Minimum. Man könnte es noch ergänzen.

Da man sich dem Mond relativ nahe nähern kann, man muss dazu nicht mal einen Orbit um Deimos einschwenken, sondern es reicht einen Marsorbit einzunehmen, dessen Periapsis leicht innerhalb von Deimos Bahn und dessen Apoapsis leicht außerhalb liegt, kann man sich ihm leicht auf 20 bis 50 km Distanz nähern und bei langsamen Vorbeiflügen erfassen.

Sekundärnutzen

Warum man einen Deimos-Explorer noch nie umgesetzt hat, ist mir ein Rätsel. Es gibt nämlich einen Sekundärnutzen. Deimos hat eine Umlaufszeit von 30 h 17 Minuten. Er liegt damit leicht außerhalb der geostationären Bahn von Mars (24 h 37 Minuten), die in 17.030 km Distanz verläuft. Eine Geschwindigkeitsänderung von 97 m/s und der Orbiter ist ein geostationärer Marssatellit. Das kann die Aufgabe einer erweiterten Mission sein, wenn er Deimos erkundet hat.

Was kann der Orbiter im geostationären Orbit machen? Primär natürlich die Daten von Landesonden empfangen. Bei der kleinen Distanz reicht ist die Datenrate hoch. Wenn der Orbiter wie MCO und Odyssey eine 1,3-m-Antenne hat und der Lander eine Rundstrahlantenne mit 5 Watt Sendeleistung. Dann kann der Lander rund 1 Mbit/s von den Polen und 1,5 MBit/s vom Äquator übertragen werden. Anders als bei den heutigen Orbitern hat der geostationäre Orbiter für eine Hemisphäre dauernden Funkkontakt. Damit wäre auch eine Richtantenne möglich. Für einen Rover mit 60 Grad Öffnungswinkel kommt man auf 30 Mbit/s und mit einer kleinen, 30 cm großen Phase-Array Antenne bei einem stationären Lander (20 Grad Öffnungswinkel) auf über 280 Mbit/s. Alle angaben für das X-Band.

Die bisherigen US-Mars Orbiter hatten alle Weitwinkelkameras zur Beobachtung des Marswetters (MGS, MCO, MRO). Damit diese aus dem niedrigen Orbit den Mars abbilden konnten, hatten sie extreme Weitwinkelobjektive (140 bis 180 Grad Gesichtsfeld). In 17.000 km Distanz ist der Mars global ohne Verzerrung mit einem leichten Teleobjektiv abbildbar. Bei einem 4 x 4 K Sensor und 8.000 km Bildgröße erhält man eine Bodenauflösung von 2 km. Derselbe Sensor müsste Deimos aus 32 km Distanz komplett abbilden. Daher bieten sich also eine Telekamera und eine Weitwinkelkamera an.

Neben dem Spektrometer im sichtbaren Bereich/nahen IR für die mineralogische Kartierung bietet sich als Ergänzung für die Marsbeobachtung ein Spektrometer an, das nur bei engen Spektralbereichen wie dem Absorptionsbereich von Wasserdampf oder Staub arbeitet. Die liegen im mittleren IR. Da der Satellit stationär ist, reicht für ein solches Instrument eine einfache Punktmessung aus, der Sensor wird dann zeilenweise über die Planetenoberfläche geführt. Man würde dann ein Bild erhalten, das die Konzentration von Wasserdampf oder staub zeigt. Derartige Instrumente werden gerade beim Trace Gas Orbiter eingesetzt.

Datenabschätzung

Nimmt man dieselbe Datenrate wie Mars-Express (im Mittel 2 GBit/Tag) und eine Primärmission von 365 Tagen bei Deimos an, so sind dies 730 GBit. Wenn die Kameradaten 1/3 ausmachen und man jeden Punkt der Oberfläche zweimal abbildet (überlappende aufnahmen) so wären dies bei unkomprimierten Daten und 12 Bits/Punkt rund 10 Milliarden Pixel, bei rund 1.000 km² Oberfläche mithin eine Kartierung mit einer Auflösung von unter 0,4 m. Das bedeutet, dass man wirklich detaillierte aufnahmen bekommt. Selbst in Farbe wäre die Auflösung unter 1 m. Spektren wird man bei derselben Datenmenge mit einer räumlichen Auflösung von 5 bis 10 m erstellen können (256 / 1024 Punkte/Spektrum). Voraussetzung wäre ein intelligenter Bordcomputer, der eine Szene nur einmal aufnimmt und Teile des Bildes verwirft, die schon beobachtete Gebiete nochmals zeigt. Bei Orbitern ist das einfacher, weil sie immer einen Streifen aufnehmen. Bei Deimos ist die Form unregelmäßig und die Entfernung schwankend. Zudem müsste man wegen der wechselnden Entfernung des Mars von der Sonne und daher schwankenden Datenrate einen großen Speicher haben, um Daten der Opposition bei der Konjunktion zu übertragen.

Als geostationären Satellit würde die Übertragung der Daten der Landemissionen Priorität haben. Bei Mars Express schwankt die Datenmenge pro Tag um den Faktor 10. Die Zahl der Bilder vom Mars würde noch mehr schwanken, da von der Datenmenge die konstante Datenmenge der Landesonden abgeht. Das MSL überträgt im Mittel 250 Mbit/s. Nimmt man 500 Mbit/s als Datenmenge an, so würde, wenn der Orbiter genauso leistungsfähig wie Mars Express wäre, man in der Opposition nur Daten der Landesonden übertragen. Bei der Konjunktion dagegen bis zu 4,5 Gbit/Tag, im Mittel 1,5 GBit/Tag. Das wäre dann bei einer Kompression von 5 65 Aufnahmen von je 16 Mpixeln.

Resümee

Die Kombination von Deimos-Forschung und geostationärem Satelliten ist sinnvoll. Man baut einen Satelliten und hat einen dreifachen Nutzen:

  • Deimoserkundung
  • Sicherer Kontakt zu den Landesonden, 24 h am Tag, höhere Datenrate
  • Mars-Wettersatellit

Schade das so was nicht in den Marsplänen auftaucht.

2 thoughts on “Der Deimos-Orbiter

  1. Bei den Gesamtkosten der Sonden spielt der Träger eine untergeordnete Rolle.
    Daher würde ich nicht versuchen eine teure Sonde (400-700 Mio) zu designen um am Träger vielleicht 10 Mio zu sparen.
    Wieso nimmt man nicht eine Bestehende Sonde und baut diese nach.
    Ich rate mal ins Blaue, bei Sonden wie Juno, Dawn oder New Horizon fallen doch bestimmt 75% auf die Entwicklung. Ein Nachbau müsste also viel billiger werden. Eventuell gibt e sogar bereits Kopien die man zur Simulation u. Fehlersuche gleich mit gebaut hat. Das gilt auch für Europa. Ein Rosetta Nachbau um Deinos oder Phobos wäre auch schön.

  2. Hallo Kay,
    In meinem Beitrag geht es darum die prinzipielle Möglichkeit aufzuzeigen. Außerdem rechne ich gerne auch was durch und da soll die Aufgabe anspruchsvoll sein. Das Nachbauprinzip hatten wir ja schon: Mars Express ist ein Nachbau von Experimenten von Mars 96 mit Teilen von Rosetta und Venus Express ist ein Nachbau von Mars Express mit Experimenten von Rosetta und nochmals billiger. Venus Express kostete 220 Millionen Euro. Die Mission wäre mit einer Sojus ohne Aerobraking problemlos durchführbar. Allerdings hat die ESA nicht den Bedarf eines Relays den die NASA hat. Bei den USA könnte man Odyssey nachbauen. Mit Aerobraking und einem Atlas Start gingen auch MRO und MAVEN. Allerdings sind die in der Preisklasse deutlich höher angesiedelt.

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