{"id":13097,"date":"2018-01-16T18:30:59","date_gmt":"2018-01-16T17:30:59","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=13097"},"modified":"2018-01-16T18:30:59","modified_gmt":"2018-01-16T17:30:59","slug":"der-deimos-orbiter","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2018\/01\/16\/der-deimos-orbiter\/","title":{"rendered":"Der Deimos-Orbiter"},"content":{"rendered":"<p>Er ist ein Stiefkind der Planetenforschung. Leicht erreichbar, liegt praktisch vor der Haust&uuml;r 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 bev&ouml;lkert von Galliern) leistet der Erforschung standhaft Widerstand. Es ist Deimos!<\/p>\n<p>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 Vorbeifl&uuml;ge durch Mars Express an Phobos die zur Erkundung genutzt wurden. Aber Deimos?<!--more--><\/p>\n<p>Bevor ich weiterfahre, holt eure Taschent&uuml;cher 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 &uuml;ber 11.400 Aufnahmen mit Deimos auf. Doch wenn man sich auf die Instrumente beschr&auml;nkt die ihn nicht als Punkt zeigen, dann bleiben nur drei Kameras &uuml;brig: Viking Orbiter (167), MOC (2) und <a href=\"\/mro.shtml\" target=\"_blank\" rel=\"noopener\">HiRISE<\/a> (76). Nicht im PDS sind noch 5 Aufnahmen von <a href=\"\/mariner89.shtml\">Mariner 9<\/a>. Dazu kommen noch 91 von Mars Express.<\/p>\n<p>Von diesen rund 250 Aufnahmen sind nur zwei dabei bei denen nicht der ganze Mond in das Bild passt. Das sind zwei Aufnahmen von <a href=\"\/viking1.shtml\">Viking<\/a>, gewonnen bei einem nahen Vorbeiflug. Eine Schande und das bei so vielen Missionen.<\/p>\n<p>Die Frage ist nun warum? Eigentlich w&auml;re es ja so einfach: jeder Orbiter und davon gab es ja nicht wenige, schwenkt zuerst mal in einen elliptischen Marsorbit ein. Von dort aus k&ouml;nnte er eigentlich Deimos untersuchen. Nur erfolgt das nicht. Heute machen alle Orbiter Aerobraking. W&auml;hrend sie das durchf&uuml;hren, sind die Instrumente zum Schutz meist inaktiv. Aber mit etwas gutem Willen h&auml;tte man das kurzzeitig unterbrechen k&ouml;nnen, 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 Mars&auml;quator geneigt sein kann.<\/p>\n<p>Analog h&auml;tte man bei Mars Express erst mal einen Orbit mit einer Ann&auml;herung an Deimos erreichen k&ouml;nnen und dann nach weiterer Verk&uuml;rzung der sp&auml;teren von 11.700 km Distanz.<\/p>\n<p>Kurzum. Ich meine es w&auml;re Zeit f&uuml;r einen Deimos Orbiter. Nun ist das nur ein kleiner Mond. Ein einfacher Satellit w&uuml;rde also reichen. Zeit f&uuml;r einen der (zumindest bei mir) so beliebten Rubrik \u201eTechnische Spinnereien\u201c. Hier mal die Randbedingungen:<\/p>\n<ul>\n<li>Der Orbiter sollte mindestens so viel wiegen wie die leichtesten Marsorbiter. Das sind <a href=\"\/mco.shtml\">MCO<\/a> und <a href=\"\/mars-odyssey.shtml\">Odyssey<\/a> mit einem Trockengewicht von 338 bzw. 376 kg. Damit es ehrlich ist, m&uuml;ssen 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.<\/li>\n<li>Die Orbiter haben eine Instrumentenzuladung von rund 45 kg. Die Nutzlast kann also 1\/7 der Masse des Orbiters ohne Antriebssystem<\/li>\n<li>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 f&uuml;r die <a href=\"\/vega-c-e.shtml\">Vega C<\/a> entschieden, die es ja ab 2019 gibt. Die transportiert zuerst mal die Nutzlast nur in einen Erdorbit. Von da aus m&uuml;ssen wir selbst sehen, wie es weiter geht.<\/li>\n<li>Keine Ionenantriebe, sonst w&auml;re es zu leicht.<\/li>\n<\/ul>\n<h3 class=\"western\">DV-Absch&auml;tzung<\/h3>\n<p>Zuerst mal muss das gesamte Geschwindigkeitsverm&ouml;gen bekannt sein. Ich habe den <a href=\"https:\/\/trajbrowser.arc.nasa.gov\/index.php\">NASA-Trajectory Browser<\/a> befragt und er nennt f&uuml;r 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, n&auml;mlich 103 m\/s. Diese erste Bahn w&uuml;rde man durch Aerobraking bis auf Deimos Orbit (23.460 km vom Zentrum entfernt) absenken. Danach m&uuml;sste man die Periapsis anheben. Das ergibt dann folgende dV Bilanz:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"128*\" \/>\n<col width=\"128*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"50%\">Operation<\/th>\n<th width=\"50%\">dV<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Verlasen der Erde<\/td>\n<td width=\"50%\">3,63 \u2013 3,68 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Einbremsen in Marsorbit 200 x 80.000 km<\/td>\n<td width=\"50%\">0,67 \u2013 0,73 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Aerobraking (Absenken\/Anheben Periapsis auf 120 km)<\/td>\n<td width=\"50%\">9 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Zirkularisieren 200 x 20.0060 km<\/td>\n<td width=\"50%\">0,66 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Verschiedene Man&ouml;ver \/ Reserve<\/td>\n<td width=\"50%\">0,2 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Gesamt:<\/td>\n<td width=\"50%\">5.22 km\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<h3 class=\"western\">Nutzlastabsch&auml;tzung<\/h3>\n<p>Die Vega-C soll 800 kg mehr als die Vega in den Referenzorbit (polar, 700 km H&ouml;he) bringen. Gilt die Steigerung prozentual f&uuml;r den niedrigen Orbit, dann m&uuml;ssten es 3.600 kg in den LEO sein. Bei US-Stufen dieser Masse liegt das Voll\/Leermasseverh&auml;ltnis bei 8 bis 10:1. Das bef&uuml;llte 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 <a href=\"http:\/\/www.space-propulsion.com\/spacecraft-propulsion\/apogee-motors\/\"> 321 s<\/a> = 3149 m\/s. Macht man damit eine Absch&auml;tzung, indem man die Ziolkowski-Gleichung bem&uuml;ht, 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).<\/p>\n<h3 class=\"western\">Tune me up<\/h3>\n<p>So kleine Antriebssysteme haben eine hohe Trockenmasse. Die Tanks m&uuml;ssen auf 30 Bar Druck ausgelegt sein. Das Druckgas wiegt wegen der Druckgastanks f&uuml;r die Druckgasf&ouml;rderung auch nicht wenig. Hier w&auml;ren es bei 3257 kg Startmasse 343 kg Trockengewicht. Die Stufe wiegt also genauso viel wie die Nutzlast. Das ist nicht aktzeptabel.<\/p>\n<p>Meine Vorstellung ist es daher, wie bei der Breeze M einen Teil abzuwerfen. Am besten nat&uuml;rlich so sp&auml;t wie m&ouml;glich. Der Gro&szlig;teil der Geschwindigkeits&auml;nderung 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 Apog&auml;um) so sieht die Rechnung so aus:<\/p>\n<p>&nbsp;<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"128*\" \/>\n<col width=\"128*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"50%\">Punkt<\/th>\n<th width=\"50%\">Masse<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">200 km Kreisbahn Erde<\/td>\n<td width=\"50%\">3.600 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">200 x 150.000 km<\/td>\n<td width=\"50%\">1.388 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Abwurf Tanks, Druckgastanks<\/td>\n<td width=\"50%\">1.128 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Deimosumlaufbahn<\/td>\n<td width=\"50%\">558 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Ohne Antriebssystem<\/td>\n<td width=\"50%\">490 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Eine deutliche Verbesserung: Es sind nun 147 kg mehr oder 42 % mehr Gewicht.<\/p>\n<p>In der Praxis ist es aber nicht so einfach. Das 400-N-Triebwerk ist zu schubschwach. Bei nur einem Triebwerk m&uuml;sste man enorm viele Z&uuml;ndungen nahe des Perig&auml;ums durchf&uuml;hren. Mit 4 Triebwerken kommt man aber nach 3 Z&uuml;ndungen 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). Ber&uuml;cksichtigt man die Gravitationsverluste, dann kommt man auf eine Nutzlast im Orbit von 463 kg.<\/p>\n<p>Das sind rund 100 kg mehr als gefordert \u2013 also m&ouml;glich. In der Masse liegt der Orbiter dann zwischen den schon angesprochenen Orbitern um Mars Express, der ohne Antriebssystem 521 kg wiegt.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Wissenschaft<\/h3>\n<p>Prinzipiell kann man nat&uuml;rlich viele Instrumente einsetzen. Bei dem Verh&auml;ltnis von 1\/7 sind 66 kg. Das reicht f&uuml;r einige Instrumente. Viele scheiden aus, so Instrumente zur Untersuchung von Teilchen\/Feldern (in dieser Distanz erwartet man keine mehr) oder Atmosph&auml;ren.<\/p>\n<p>Eine sinnvolle Suite w&uuml;rde ich nennen:<\/p>\n<ul>\n<li>Kamera: Fotografische Kartierung, muss bei kleinem Abstand nicht mal hochaufl&ouml;send sein. Es bieten sich zwei Kameras an, da sp&auml;ter noch eine weitere Aufgabe hinzukommt.<\/li>\n<li>Abbildendes IR-Spektometer; Bestimmung der mineralogischen Zusammensetzung<\/li>\n<li>R&ouml;ntgenfluoreszenzspektrometer: Bestimmung der chemischen Zusammensetzung<\/li>\n<li>Langwellenradar: innere Durchleuchtung (Hohlr&auml;ume, Dichteanormalien)<\/li>\n<\/ul>\n<p>Das w&auml;re das Minimum. Man k&ouml;nnte es noch erg&auml;nzen.<\/p>\n<p>Da man sich dem Mond relativ nahe n&auml;hern 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 au&szlig;erhalb liegt, kann man sich ihm leicht auf 20 bis 50 km Distanz n&auml;hern und bei langsamen Vorbeifl&uuml;gen erfassen.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Sekund&auml;rnutzen<\/h3>\n<p>Warum man einen Deimos-Explorer noch nie umgesetzt hat, ist mir ein R&auml;tsel. Es gibt n&auml;mlich einen Sekund&auml;rnutzen. Deimos hat eine Umlaufszeit von 30 h 17 Minuten. Er liegt damit leicht au&szlig;erhalb der geostation&auml;ren Bahn von Mars (24 h 37 Minuten), die in 17.030 km Distanz verl&auml;uft. Eine Geschwindigkeits&auml;nderung von 97 m\/s und der Orbiter ist ein geostation&auml;rer Marssatellit. Das kann die Aufgabe einer erweiterten Mission sein, wenn er Deimos erkundet hat.<\/p>\n<p>Was kann der Orbiter im geostation&auml;ren Orbit machen? Prim&auml;r nat&uuml;rlich 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 &Auml;quator &uuml;bertragen werden. Anders als bei den heutigen Orbitern hat der geostation&auml;re Orbiter f&uuml;r eine Hemisph&auml;re dauernden Funkkontakt. Damit w&auml;re auch eine Richtantenne m&ouml;glich. F&uuml;r einen Rover mit 60 Grad &Ouml;ffnungswinkel kommt man auf 30 Mbit\/s und mit einer kleinen, 30 cm gro&szlig;en Phase-Array Antenne bei einem station&auml;ren Lander (20 Grad &Ouml;ffnungswinkel) auf &uuml;ber 280 Mbit\/s. Alle angaben f&uuml;r das X-Band.<\/p>\n<p>Die bisherigen US-Mars Orbiter hatten alle Weitwinkelkameras zur Beobachtung des Marswetters (<a href=\"\/mgs.shtml\">MGS<\/a>, 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 Bildgr&ouml;&szlig;e erh&auml;lt man eine Bodenaufl&ouml;sung von 2 km. Derselbe Sensor m&uuml;sste Deimos aus 32 km Distanz komplett abbilden. Daher bieten sich also eine Telekamera und eine Weitwinkelkamera an.<\/p>\n<p>Neben dem Spektrometer im sichtbaren Bereich\/nahen IR f&uuml;r die mineralogische Kartierung bietet sich als Erg&auml;nzung f&uuml;r 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 station&auml;r ist, reicht f&uuml;r ein solches Instrument eine einfache Punktmessung aus, der Sensor wird dann zeilenweise &uuml;ber die Planetenoberfl&auml;che gef&uuml;hrt. Man w&uuml;rde dann ein Bild erhalten, das die Konzentration von Wasserdampf oder staub zeigt. Derartige Instrumente werden gerade beim <a href=\"\/exomars.sonde.shtml\">Trace Gas Orbiter<\/a> eingesetzt.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Datenabsch&auml;tzung<\/h3>\n<p>Nimmt man dieselbe Datenrate wie <a href=\"\/mars-express.shtml\">Mars-Express<\/a> (im Mittel 2 GBit\/Tag) und eine Prim&auml;rmission von 365 Tagen bei Deimos an, so sind dies 730 GBit. Wenn die Kameradaten 1\/3 ausmachen und man jeden Punkt der Oberfl&auml;che zweimal abbildet (&uuml;berlappende aufnahmen) so w&auml;ren dies bei unkomprimierten Daten und 12 Bits\/Punkt rund 10 Milliarden Pixel, bei rund 1.000 km\u00b2 Oberfl&auml;che mithin eine Kartierung mit einer Aufl&ouml;sung von unter 0,4 m. Das bedeutet, dass man wirklich detaillierte aufnahmen bekommt. Selbst in Farbe w&auml;re die Aufl&ouml;sung unter 1 m. Spektren wird man bei derselben Datenmenge mit einer r&auml;umlichen Aufl&ouml;sung von 5 bis 10 m erstellen k&ouml;nnen (256 \/ 1024 Punkte\/Spektrum). Voraussetzung w&auml;re 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 unregelm&auml;&szlig;ig und die Entfernung schwankend. Zudem m&uuml;sste man wegen der wechselnden Entfernung des Mars von der Sonne und daher schwankenden Datenrate einen gro&szlig;en Speicher haben, um Daten der Opposition bei der Konjunktion zu &uuml;bertragen.<\/p>\n<p>Als geostation&auml;ren Satellit w&uuml;rde die &Uuml;bertragung der Daten der Landemissionen Priorit&auml;t haben. Bei Mars Express schwankt die Datenmenge pro Tag um den Faktor 10. Die Zahl der Bilder vom Mars w&uuml;rde noch mehr schwanken, da von der Datenmenge die konstante Datenmenge der Landesonden abgeht. Das <a href=\"\/msl-curiosity.shtml\">MSL<\/a> &uuml;bertr&auml;gt im Mittel 250 Mbit\/s. Nimmt man 500 Mbit\/s als Datenmenge an, so w&uuml;rde, wenn der Orbiter genauso leistungsf&auml;hig wie Mars Express w&auml;re, man in der Opposition nur Daten der Landesonden &uuml;bertragen. Bei der Konjunktion dagegen bis zu 4,5 Gbit\/Tag, im Mittel 1,5 GBit\/Tag. Das w&auml;re dann bei einer Kompression von 5 65 Aufnahmen von je 16 Mpixeln.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Res&uuml;mee<\/h3>\n<p>Die Kombination von Deimos-Forschung und geostation&auml;rem Satelliten ist sinnvoll. Man baut einen Satelliten und hat einen dreifachen Nutzen:<\/p>\n<ul>\n<li>Deimoserkundung<\/li>\n<li>Sicherer Kontakt zu den Landesonden, 24 h am Tag, h&ouml;here Datenrate<\/li>\n<li>Mars-Wettersatellit<\/li>\n<\/ul>\n<p>Schade das so was nicht in den Marspl&auml;nen auftaucht.<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"http:\/\/vg09.met.vgwort.de\/na\/351de76364e44bcd918e3c25a3848f11\" alt=\"\" width=\"1\" height=\"1\" \/><\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Er ist ein Stiefkind der Planetenforschung. Leicht erreichbar, liegt praktisch vor der Haust&uuml;r 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 bev&ouml;lkert von Galliern) leistet der Erforschung standhaft Widerstand. 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