Voyager und Atmosphärenproben?

Worauf ich bei meinen Recherchen für Das aktuelle Buch stieß, war dass in einem Dokument über die Titan IIIE weitere geplante Starts auftauchten. Neben zwei weiteren Starts von Voyagers 1979 zu Uranus und Neptun 1979, die das JPL anstrebte, aber nicht finanziert bekam, war es ein Start eines Viking Landers zu Mars. Auch davon hatte ich schon gehört. Man überlegte die Landebeine durch kleine Raupen zu ersetzen, um dem Gerät etwas Beweglichkeit zu geben. Was ich bisher aber nicht kannte, war ein Start einer „Pioneer-Saturn“der im Jahre 1980 gewesen sein sollte.

Dieses Projekt war mir neu. Pioneer 11 konnte damit nicht gemeint sein. Zum einen hieß die ja Pioneer 11 oder intern „Pioneer G“, also warum Pioneer Saturn schreiben? Zum anderen passierte sie 1979 den Saturn und würde dann wohl nicht ein Jahr später starten) außer die NASA hätte eine Möglichkeit gefunden Raumsonden in 1,5 Milliarden Kilometer einzufangen und innerhalb eines Jahres heil nach Hause zu bringen 🙂 ).

Ich erinnerte mich das für TOPS (Thermoelectric Outer Planets Spacecrafts) auch Erweiterungsszenarien vorgesehen waren. Die sahen Orbiter vor oder eben die Mitnahme einer Atmosphärenkapsel. Und nach etwas suchen fand ich diesen Artikel. Demnach hätte man zwei Pioneer Projekte verheiratet – die des Paares, dass zu den äußeren Planeten flog (Pioneer 10/11) und die der Venusatmosphärensonden, genannt Pioneer Venus Multiprobe.

A lso meine Begeisterung hielt sich in Grenzen. Das lag an den beschränkten Möglichkeiten von Pioneer 10 und 11. Die Sonden hatten eine einfache Instrumentierung, konnten z. B. nur niedrig aufgelöste Bilder aus geringer Entfernung machen und lieferten bei den drei Begegnungen, die es gab, etwa 1/100 der Bildmenge von Voyager. Das lag auch an den schwachen Sendern, die 1024 Bit/s bei Jupiter und 512 Bit/s bei Saturn übertragen konnten. Bei Uranus wären es wahrscheinlich dann nur noch 128 Bit gewesen. Gut für die Übertragung der wenigen Sondendaten würde das Reichen, notfalls müsste man den internen Zwischenspeicher von 49.152 Bits erweitern. Aber Pioneer 10/11 kann man als nicht mehr betrachten als einen Bus für die Beförderung einer Sonde.

Viel interessanter wäre es also eine Atmosphärenkapsel mit einer leistungsfähigen Sonde zu starten die dann den Planeten besser erforscht und genau das hat man auch untersucht. Wie man an der Abbildung erkennt, braucht man bis etwa 850 kg Masse relativ linear mehr Zeit um Uranus zu erreichen, dann steigt der Zeitrahmen deutlich an. Leider hört die Abbildung da auf. Die 880 kg Maximalwert in der Abbildung sind aber viel zu wenig für Voyager und Kapsel – Voyager wiegt alleine 825 kg. Ich vermute die Startfenster sind die gleichen für Voyager mit einer hohen c3 die bei Voyager bei 104/106 km²/s² lag. Doch zu Jupiter kommt man auch mit 83 km²/s², das erhöht die Nutzlast drastisch. Zuerst habe ich also man gesucht, ob es nicht andere günstige Startgelegenheiten gibt. Dazu gibt es den NASA Trajektory Browser. Leider beginnt dessen Datenbasis erst ab 2010. Doch es gibt eine nette Eigenschaft von Jupiter und Uranus – ihre gemeinsame Periode beträgt 13,32 Jahre. Nach drei Perioden sind also genau 40 Jahre vergangen. Ein Startfenster von 1979 (Voyager + Sonde) müsste also 2019 wiederkehren und tatsächlich liefert der Trajectory Browser viele mögliche Bahnen in einem Zeitraum von 36 Jahren:

Earth
Departure
Destination
Flyby
Duration Injection
C3
(km2/s2)
Abs
DLA
Injection
ΔV
(km/s)
Post-
Injection
ΔV (km/s)
Total
ΔV
(km/s) ▴
Flyby
speed
(km/s)
Route
Jun-06-2022 Feb-04-2030 7.67 yrs 121.6 17° 7.8 0.2 8 22.98 EJU
Mar-28-2020 Mar-10-2025 4.95 yrs 126.1 27° 7.94 0.02 7.96 31.28 EJU
May-02-2021 Mar-13-2026 4.86 yrs 125.2 27° 7.91 0.03 7.94 29.35 EJU
Jul-12-2035 May-09-2041 5.83 yrs 122.4 7.82 0.1 7.93 25.16 EJU
Jun-07-2034 May-04-2039 4.91 yrs 120.7 15° 7.77 0.14 7.91 29.56 EJU
Jan-29-2016 Oct-04-2025 9.68 yrs 89.3 6.72 0.9 7.63 29.53 EJU
Dec-15-2028 Nov-25-2038 9.94 yrs 85.6 19° 6.6 1.01 7.61 23.54 EJU
Jan-19-2030 Feb-13-2039 9.07 yrs 78.6 6.35 1.02 7.37 24.48 EJU
Jan-02-2018 Oct-07-2026 8.76 yrs 88.7 6.7 0.49 7.2 25.37 EJU
Feb-23-2031 Aug-24-2039 8.5 yrs 79.4 25° 6.38 0.74 7.12 25.06 EJU
May-03-2033 Dec-14-2039 6.61 yrs 91 32° 6.78 0.05 6.84 26.3 EJU
Jan-15-2017 Nov-24-2026 9.86 yrs 82 6.47 0.35 6.82 25.7 EJU
Feb-22-2019 Jan-30-2028 8.94 yrs 79.6 19° 6.38 0.01 6.39 23.93 EJU

Der günstigste Flug ist tatsächlich der Start 2019, entsprechend 1977. Die große Zahl der Bahnen reduziert sich aber schnell. Die Bahnen mit hohem dV nach dem Start scheiden alle aus. Voyager konnte ihre Geschwindigkeit um 200 m/s ändern – das schließt fünf Bahnen aus. Daneben sollte die Startgeschwindigkeit möglichst klein sein. Dann bleiben noch folgende Bahnen übrig:

May-03-2033 Dec-14-2039 6.61 yrs 91 32° 6.78 0.05 6.84 26.3 EJU
Feb-22-2019 Jan-30-2028 8.94 yrs 79.6 19° 6.38 0.01 6.39 23.93 EJU

2033 entspräche einem weiteren Zyklus, 53,3 Jahre abgezogen landet man wieder bei 1980. Das die Startfenster nicht im gleichen Monat sind, liegt daran, dass die gemeinsame Periode von Erde und Jupiter bei etwas über 13 Monaten liegt, sich das Startfenster von der Erde zu Jupiter pro Jahr also um 1 Monat verschiebt.

Da der Trajectory Broser bei der hier gewählten Option „1 yr lokal Optima“ als Optimum die Flugzeit und nicht Energie wählt habe ich für die Jahre 2019 und 2033 – nochmals alle Bahnen ausgeben lassen:

Earth
Departure

Destination
Flyby

Duration

Injection
C3
(km2/s2)

Abs
DLA

Injection
ΔV
(km/s)

Post-
Injection
ΔV (km/s)

Total
ΔV
(km/s)

Flyby
speed
(km/s)

Feb-22-2019

Jan-30-2028

8.94 yrs

79.6

19°

6.38

0.01

6.39

23.93

Feb-22-2019

Jan-14-2028

8.89 yrs

98.2

41°

7.03

0.11

7.13

24.12

Feb-22-2019

Dec-29-2027

8.85 yrs

114.3

48°

7.56

0.11

7.68

24.19

Feb-22-2019

Dec-13-2027

8.8 yrs

114.3

48°

7.56

0.12

7.68

24.25

Und

Earth
Departure

Destination
Flyby

Duration

Injection
C3
(km2/s2)

Abs
DLA

Injection
ΔV
(km/s)

Post-
Injection
ΔV (km/s)

Total
ΔV
(km/s)

Flyby
speed
(km/s)

May-03-2033

Feb-18-2041

7.8 yrs

84.8

38°

6.57

0

6.57

24.39

May-03-2033

Dec-16-2040

7.62 yrs

84.9

37°

6.57

0

6.58

24.62

May-03-2033

Oct-29-2040

7.49 yrs

85.3

36°

6.59

0

6.59

24.8

May-03-2033

Oct-13-2040

7.45 yrs

85.3

36°

6.59

0.01

6.6

24.87

May-03-2033

Sep-27-2040

7.4 yrs

85.3

36°

6.59

0.03

6.62

24.94

May-03-2033

Aug-26-2040

7.32 yrs

85.9

35°

6.61

0.01

6.62

25.06

May-03-2033

Aug-10-2040

7.27 yrs

85.9

35°

6.61

0.02

6.63

25.13

May-03-2033

Jul-09-2040

7.18 yrs

86.8

34°

6.64

0

6.64

25.25

May-03-2033

Jun-23-2040

7.14 yrs

86.8

34°

6.64

0.02

6.66

25.33

May-03-2033

Jun-07-2040

7.1 yrs

86.8

34°

6.64

0.04

6.67

25.42

May-03-2033

May-22-2040

7.05 yrs

87.9

33°

6.68

0.01

6.68

25.46

May-03-2033

May-06-2040

7.01 yrs

87.9

33°

6.68

0.01

6.69

25.55

May-03-2033

Apr-20-2040

6.97 yrs

87.9

33°

6.68

0.03

6.71

25.63

May-03-2033

Apr-04-2040

6.92 yrs

87.9

33°

6.68

0.05

6.72

25.72

May-03-2033

Mar-19-2040

6.88 yrs

89.3

33°

6.72

0

6.73

25.77

May-03-2033

Mar-03-2040

6.83 yrs

89.3

33°

6.72

0.02

6.75

25.86

May-03-2033

Feb-16-2040

6.79 yrs

89.3

33°

6.73

0.04

6.77

25.96

May-03-2033

Jan-31-2040

6.75 yrs

89.3

33°

6.73

0.06

6.79

26.05

May-03-2033

Jan-15-2040

6.7 yrs

91

32°

6.78

0.01

6.8

26.1

May-03-2033

Dec-30-2039

6.66 yrs

91

32°

6.78

0.03

6.82

26.2

May-03-2033

Dec-14-2039

6.61 yrs

91

32°

6.78

0.05

6.84

26.3

May-03-2033

Nov-28-2039

6.57 yrs

89.3

33°

6.73

0.14

6.87

26.46

May-03-2033

Nov-12-2039

6.53 yrs

89.3

33°

6.73

0.16

6.89

26.56

May-03-2033

Oct-27-2039

6.48 yrs

87.9

33°

6.68

0.24

6.92

26.73

May-03-2033

Oct-11-2039

6.44 yrs

86

35°

6.61

0.37

6.98

26.95

May-03-2033

Apr-29-2043

9.99 yrs

87.8

6.67

0.32

6.99

22.6

May-03-2033

Apr-13-2043

9.94 yrs

87.8

6.67

0.32

6.99

22.63

May-03-2033

Mar-28-2043

9.9 yrs

87.8

6.67

0.33

7

22.66

Speziell 2033 gibt es also etliche Startfenster – kein Zufall das dieses Startfenster für den eines Uranus Orbiters angepeilt wird. Ideal wäre natürlich die besonders niedrige Startgeschwindigkeit von 79,8 km²/s² – die wird auch bei reinen Jupiterrouten selten unterboten. Doch wenn ich mit realistischeren 86 km²/s² rechne, dafür gibt es erheblich mehr Startfenster, wie sieht es dann mit der Nutzlast aus?
In meiner Simulation kann eine Titan IIIE 961 kg auf ein C3 von 110 km²/s² befordern. Die offizielle Nutzlastangabe sind 840 kg mit 68 kg Reserve, also 908 kg. Meine Simulation ist vereinfachend, enthält nicht in der Praxis auftretende Grenzen wie verbotene Zonen im Flugpfad oder Verringerung der aerodynamischen Belastung, liegt aber trotzdem bis auf 53 kg an den offiziellen Angaben. Die 53 kg + 68 kg Reserve habe ich bei allen folgenden Berechnungen berücksichtigt.

Zuerst einmal, wie hoch ist die Nutzlast bei 86 km²/s²? Ich komme ohne die Reserven auf 1.286 kg. Das sieht doch ganz gut aus. Voyager wog 826 kg, die große Pioneer Venus Kapsel wog 318 kg, die Galileo Kapsel 338 kg. Selbst wenn man also die schwerere Galileokapsel nimmt, so hat man noch 943 kg Masse übrig. Für die Befestigung der Kapsel an der Hauptsonde sind im Artikel nur 10 kg veranschlagt worden, allerdings ging man dort von einer kleinen Pioneer Sonde die nur 91 kg wiegt aus. Selbst bei 40 kg für die Befestigung hat man noch ein Plus von fast 80 kg was auch für eine bessere instrumentelle Ausrüstung oder andere dinge genutzt werden kann.

Das schöne aber ist: die Maximaldistanz zur Hauptsonde bei der Übertragung beträgt 108.000 km, das ist die Hälfte der Distanz von Galileo (minimal 214.000 km). Schon alleine das sorgt für die höhere Datenrate – die lag bei der Galileo Probe bei 128 Bit/s. Allerdings hat Galileo als Empfänger eine LGA-Antenne von 120 Grad Öffnungswinkel. Hier wäre es eine 3,66 m Parabolantenne, die bei der Sendefrequenz von 1387 MHz der Galileo Probe einen Öffnungswinkel von 9 Grad hätte. Das erhöht die Datenrate weiter. Zusammen wäre es der Faktor 698 oder 89 kbit/s.

Prinzipiell gäbe es zwei Möglichkeiten dies zu nutzen – man nutzt es gar nicht, dann sind es immerhin 512 Bit/s was für Nicht-Abbildende Instrumente wie Temperatur und Drucksensoren vollkommen ausreicht, das anspruchsvollste Instrument dürfte ein Gaschromatograph oder ein Massenspektrometer sein, doch selbst das liefert keine hohen Datenraten. Dann würde man die Daten über die LGA von Voyager empfangen und mit den normalen Daten übertragen – dafür sind 3.600 Bit vorgesehen, von denen man nur ein Siebtel benötigt. Alternativ speichert man sie zwischen. Im Artikel wird das vorgesehen wobei ein NHMOS Speicher zum Einsatz kommt, das sind die normalen RAM Bausteine der damaligen Zeit. 1974 war die Standardgröße 4 Kbit, auf eine Platine die wenig Platz wegnimmt und wenig wiegt passen auf beide Seiten rund 128 Chips, das sind dann 512 Kbit oder ausreichend für 1000 Sekunden. Vier Platinen würden die gesamte Dauer abdecken, wobei man aber so viel Speicher nicht braucht, weil man, sobald ein größerer Block da ist diesen aufs Band speichern könnte.

Sei zweite Möglichkeit ist das mindestens bis zum Eintritt man die HGA Richtung Sonde dreht und diese Bilder überträgt. Eine kleine Kamera könnte man in den Hitzeschutzschild einbauen. Sie würde beim Eintritt zerstört werden, vorher aber Aufnahmen der Atmosphäre machen. Ein 55 mm Objektiv – das ist das, was bei Spiegelreflexkameras meist als Standard-objektiv mitgeliefert wird, also nicht sehr groß und schwer ist, hat bei Voyagers Vidiocons von 11 mm Kantenlänge eine Vergrößerung von 5. Uranus wäre also ab 252.000 km bildfüllend. Bei der im Dokument angegebenen Eintrittsgeschwindigkeit von 26 km/s (entspricht einem Apopunkt von 100.000 km, der negative Wert zeigt an das es eine Hyperbel ist) braucht man ziemlich genau 4 Stunden um diesen Punkt zu Erreichen. Da die Haupstonde selbst Uranus in 3,5 Radien Distanz oder 68.200 km Distanz passiert und selbst zwei Kameras mit einem Öffnungswinkel von 0,43 und 3,2 Grad hat machen Bilder nur einen Sinn aus kurzer Distanz. Bei 68.200 km Distanz sind es 1 Stunde 4 Minuten. Im Zeitplan sind übrigens 1,75 Stunden vorgesehen. Galileo räumte der Probe 75 Minuten ein und die Probe sandte knapp 58 Minuten. Nimmt man 1 Stunde Sendezeit vor Eintritt an, so kann die Sonde 62 Aufnahmen übertragen. Implementiert man die Komprimierung die Voyager ab Uranus einsetzte, so sind es 166 Aufnahmen. Diese Bilder müssten auf Band aufgezeichnet werden, da die HGA ja nicht zur Erde zeigt. Der Bandrekorder fasst aber nur etwa 100 Aufnahmen und man wird einige Aufnahmen der Satelliten machen wollen, sodass eine Kompression nicht in Frage kommt. Alternativ nutzt man das Zusatzgewicht, das man hat für einen zweiten Bandrekorder der 15,2 kg wog. Da wir rückblickend aber wissen, das Uranus visuell für Voyagers Kameras keine Details zeigt bin ich für den Empfang über die LGA. Ein Puffer müsste dann nur vorgesehen werden für die Sendezeit die ein Bild hat, das waren bei Voyager 128 Sekunden. Dann würde man nicht das nächste Bild senden, sondern die zwischengespeicherten Daten der letzten 128 Sekunden, das sind bei 512 Bit lediglich 64 Kbit, das passt schon in 16 Standard-RAM Chips von 1976, selbst wenn man strahlentolerante CMOS Chips nimmt, kommt man mit 64 Bausteinen aus.

Kommen wir zu Saturn. Saturn ist herausfordernder. Nicht nur, weil man mit höherer Geschwindigkeit eintritt, die Probe also einen größeren Hitzeschutzschild braucht. Das Hauptproblem von Saturn ist, das 1980 das Startfenster über Jupiter nicht mehr genutzt werden kann. Ein Start über Jupiter ist bis 1978 möglich. Ein direkter Start zu Saturn benötigt aber sogar noch eine höhere Startenergie als sie Voyager hatte. 300 oder noch mehr Kilogramm Zusatzmasse für eine Sonde sind so nicht drin. Hier gäbe es also wirklich nur die Pioneer Option, da diese Sonde erheblich leichter ist. Oder man braucht Optionen, die es nur in der Theorie gab wie die Centaur G oder Titan 3M.

Zuletzt noch eine Frage, warum taucht Jupiter bei den Zielen nicht auf? Er ist schließlich schneller erreichbar. Die Startgeschwindigkeit ist moderat und es gibt Startfenster alle 13 Monate. Die Antwort ist relativ einfach. Auch bei Saturn hat man in etwa eine Eindringgeschwindigkeit von 27 km/s. Sie ist nicht wesentlich größer als bei Uranus. Da zum einen der Planet zwar mehr Masse hat, aber auch eine extrem niedrige Dichte. Saturn würde in Wasser schwimme, gäbe es einen so großen Ozean…) weshalb die Eintrittshöhe weiter entfernt ist und die Ankunftsgeschwindigkeit an Saturn ist relativ klein. Bei Uranus hat Jupiter die Sonde schon stark beschleunigt. Galileos Atmosphärensonde trat dagegen mit 47 km/s ein, das ist nahezu die vierfache Energie.

Ich habe dann noch außer der Ruhe untersucht, ob eine Voyager die Galileo-Atmosphärensonde transportieren kann. Genauer gesagt – ob Galileo ohne die Sonde direkt zu Jupiter gelangen könnte. Galileo hatte ja, nachdem das Space Shuttle als Startmöglichkeit wegfällt, das Problem das keine Trägerrakete ihn direkt zu Jupiter befördern kann. Meine Idee: Eine Voyager gab es ja noch, die könnte die Atmosphärensonde zu Jupiter befördern (und auch etwas Wissenschaft betreiben, man weiß ja nicht ob Galileo ein Antennenproblem hat…) und der Orbiter ohne die Kapsel ist 339 kg leichter. Leider klappt es aber auch so nicht. Eine Titan 401, also Titan 4 Centaur, kann rund 1.400 kg zu Jupiter befördern. Mit einer PAM-D Oberstufe steigt das auf 1,800 kg. Der Orbiter wiegt aber 2.223 kg. Gut es fielen rund 48 kg Treibstoff weg für das Orbit Deflektion Manöver und Galileo benötigte auch 320 kg Treibstoff bei rund 24 Kurskorrekturen auf den über 5 Jahren, die später die Reise dauerte, aber einen Teil davon hätte sie auch beim direkten Kurs benötigt. Mit 423 kg ist die Differenz zwischen Sollnutzlast und echter Nutzlast auf jeden Fall zu groß.

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