{"id":14945,"date":"2020-09-14T05:41:08","date_gmt":"2020-09-14T03:41:08","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=14945"},"modified":"2020-09-29T19:08:34","modified_gmt":"2020-09-29T17:08:34","slug":"versaeumte-change-der-mars-communications-orbiter","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2020\/09\/14\/versaeumte-change-der-mars-communications-orbiter\/","title":{"rendered":"Vers&auml;umte Chance: der Mars Communications Orbiter"},"content":{"rendered":"<p>Derzeit ist <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/Mars2020.shtml\">Mars 2020<\/a> auf dem Weg zum Mars, dort wird der Perseverance Rover landen. Wenig sp&auml;ter, zwischen April und Juli wird der <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/Tianwen-1.shtml\">chinesische Rover<\/a> landen und mit Curiosity und Insight sind zwei weitere Rover in Betrieb. Geplant ist ab 2027 eine gemeinsame Mission von ESA und NASA die Bodenproben zur&uuml;ckbringen soll, die Perseverance schon mal sammelt. Bis dahin wird auch der <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/exomars.shtml\">Exomars<\/a> Rover gelandet sein, dessen Start erneut um zwei Jahre auf 2022 verschoben wurden. Das w&auml;ren bis zu sieben Landemissionen und da w&uuml;rde es sich lohnen die Kommunikationssatellit neu zu &uuml;berdenken.<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" style=\"display: none !important;\" hidden=\"\" src=\"https:\/\/vg05.met.vgwort.de\/na\/a3f24dc4217245b193c358800005008c\" alt=\"\" width=\"1\" height=\"1\" \/><!--more--><\/p>\n<p>Bisher erfolgt die &uuml;ber die beiden US-Orbiter <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/maven.shtml\">MAVEN<\/a> und <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/mro.shtml\">MRO<\/a>, den chinesischen Orbiter von Tianwen 1. Das ist suboptimal. Zum einen beschr&auml;nken die Daten der Lander das Datenbudget der Orbiter, die ja eine eigene wissenschaftliche Aufgabe haben. Zum anderen ist die Datenmenge trotzdem begrenzt denn jeder Orbiter ist nur wenige Minuten pro Lander im Sende- und Empfangsbereich und das \u2013 je nach Position bis hinab zu zweimal pro Tag.<\/p>\n<p>Schon zu Anfang des Jahrhunderts plante daher die NASA einen <a href=\"https:\/\/de.wikipedia.org\/wiki\/Mars_Telecommunications_Orbiter\">Kommunikationsorbiter<\/a>, der wurde gestrichen als Bush f&uuml;r sein Constellation Programm Mittel brauchte und seitdem ist es dabei gebelieben.<\/p>\n<p>Ich habe mir gedacht, das man vielleicht eine kleine L&ouml;sung entwickeln k&ouml;nnte. Der Gedanke: Mars 2020 kostet 2,7 Mrd. Dollar, h&auml;tte man noch etwas Geld f&uuml;r einen Orbiter locker gemacht h&auml;tte man den Nutzen, dieser und anderer Missionen verbessern k&ouml;nnen.<\/p>\n<p>Der Grundgedanke ist die Atlas V mit einem Booster mehr auszur&uuml;sten und das Mehrgewicht an Nutzlast in einen Orbiter stecken, anstatt eine Cruise Stage, die er ersetzt. Das wird kein schwerer Orbiter, aber er soll ja auch prim&auml;r nur kommunizieren. Das spart an zwei Teilen: Es wird kein eigener Start ben&ouml;tigt und es entfallen die Kosten f&uuml;r die Cruise Stage. Der Mars Communicationsorbiter sollte 500 Millionen Dollar kosten, ich denke unter der obigen Pr&auml;misse k&auml;me man mit 250 Millionen Dollar aus \u2013 10 % der Projektkosten von Mars 2020.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Gewichtsabsch&auml;tzungen<\/h3>\n<p>Zuerst ist festzustellen ob der Orbiter mit einer Atlas 551 startbar ist.<\/p>\n<p>&Uuml;ber die Startmasse von Mars 2020 gibt es unterschiedliche Angaben. Ich habe 3.839 und 4.029 kg gefunden und vermute das ist mit\/ohne Adapter zur Tr&auml;gerrakete. Mit einem Booster mehr errechne ich f&uuml;r die gew&auml;hlte Bahn (c<sub>3<\/sub> von 14,5 km\u00b2\/s\u00b2) eine maximale Nutzlast von 4.850 kg. Ich bin mit 100 kg Reserve von 4.750 kg ausgegangen und das sind selbst bei 4.029 kg f&uuml;r Mars 2020 dann 721 kg mehr als Mars 2020.<\/p>\n<p>Der Orbiter ersetzt die Cruise Stage. Doch er ben&ouml;tigt einige Systeme mehr:<\/p>\n<ul>\n<li>mehr Treibstoff um eine Umlaufbahn zu erreichen und f&uuml;r Bahn&auml;nderungen und Stabilisierung<\/li>\n<li>mehr Strom f&uuml;r einen dauerhaften Betrieb im Orbit und die st&auml;rkeren Sender\/Empf&auml;nger, eventuell wissenschaftliche Instrumente<\/li>\n<li>eine funktechnische Ausr&uuml;stung f&uuml;r eine hohe Datenrate<\/li>\n<li>eventuell noch Instrumente<\/li>\n<\/ul>\n<p>Die Cruise Stage wiegt 600 kg, davon sind 200 kg Treibstoff. Das f&uuml;hrt also zu einem Orbiter der 1.321 kg mit Treibstoff wiegt. Frage 1: Wie hoch ist der Treibstoffbedarf?<\/p>\n<p>Zuerst geht Treibstoff ab, um Mars 2020 zum Mars zu bringen, also die klassische Aufgabe der Cruise Stage. Angenommen die Korrekturkapazit&auml;t w&auml;ren 100 m\/s, so ben&ouml;tigt man daf&uuml;r 158 kg Treibstoff (spezifischer Impuls: 2.950 m\/s). Das l&auml;sst dann noch 1.163 kg f&uuml;r den Orbiter &uuml;brig. In der Praxis braucht man weniger.<\/p>\n<p>F&uuml;r die Eintrittsgeschwindigkeit von Perseverance von 6,1 km\/s und einer ersten Bahn von 200 x 79.000 km H&ouml;he und dann Synchronisierung zu einer geostation&auml;ren 17.030 km Bahn (&uuml;ber der Oberfl&auml;che, etwa 20.400 km vom Zentrum entfernt) errechne ich einen Geschwindigkeitsbedarf von 1.954 m\/s. Setzt man Aerobraking ein, sinkt er auf 1.677 m\/s, die Differenz um die Apoapsis von 79.000 auf 17.000 km zu erniedrigen. Mit etwas Reserve und Vorr&auml;ten f&uuml;r sp&auml;tere Bahnman&ouml;ver (2.100 bzw. 1.820 m\/s) errechnet sich so ein Treibstoffbedarf von 515 kg bzw. 608 kg. Das erlaubte Trockengewicht des Orbiters sinkt so auf 648 bzw. 708 kg. Das sind dann nur 48 bzw. 108 kg mehr, als die Cruise Stage leer wiegt \u2013 sehr wenig, denn nat&uuml;rlich ben&ouml;tigt der zus&auml;tzliche Treibstoff gr&ouml;&szlig;ere Tanks. Das sind alleine rund 50 kg davon. Damit w&auml;re nur noch die L&ouml;sung mit Aerobraking im Rennen. Zus&auml;tzliche Solarpaneele mit 8 m\u00b2 Fl&auml;che w&uuml;rden rund 32 kg wiegen, damit ist der Orbiter auch bei Aeroraking zu schwer.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Zweiter Ansatz<\/h3>\n<p>Der zweite Ansatz ist es, nur in die erste Bahn chemisch einzubremsen und dann Aerobraking und Ionentriebwerke zu nutzen. Auch bei der interplanetaren Phase kann man Ionentriebwerke einsetzen, Zeit genug hat man. Die einzige Ausnahme ist das letzte Man&ouml;ver f&uuml;r die Umlenkung der Bahn, damit der Orbiter nicht wie der Rover in die Marsatmosph&auml;re eintritt. F&uuml;r das Einbremsen in einen Orbit ben&ouml;tigt man ebenfalls chemischen Treibstoff. Ionentriebwerke ben&ouml;tigt man nur, wenn man nach dem Aerobraking eine Ellipse erreicht ist, die ihren planetenn&auml;chsten Punkt bei etwa 150 km H&ouml;he hat und den planetenfernsten in 17.030 km Distanz \u2013 das entspricht der Distanz der geostation&auml;ren Umlaufbahn beim Mars. F&uuml;r das Anheben der Ellipse ben&ouml;tigt man aber vergleichsweise wenig Energie. Sp&auml;ter kann man die gesamte Lageregelung mit Ionentriebwerken durchf&uuml;hren. Viel spart man nicht ein: 1323 m\/s ben&ouml;tigt man um den ersten Orbit zu erreichen, das Orbit Deflektion Man&ouml;ver mag weitere 50 m\/s ben&ouml;tigen. Zusammen sind das 1373 m\/s die ben&ouml;tigt werden \u00b4, was einer Orbitertrockenmasse von 792 kg entspricht. Die Ionentriebwerke ben&ouml;tigen relativ wenig Masse, da sie nicht sehr schubstark sein m&uuml;ssen. Zusammen mit vier Ionen-Lageregelungstriebwerken mit kleinem Schub gehe ich von folgender Massebilanz aus:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"50%\">System<\/th>\n<th width=\"50%\">Masse<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Orbiter trocken<\/td>\n<td width=\"50%\">792 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Solarpaneele f&uuml;r mehr Strom (gesamt: 1280 Watt)<\/td>\n<td width=\"50%\">32 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Tanks f&uuml;r Treibstoff<\/td>\n<td width=\"50%\">33 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Ionentriebwerke mit Treibstoff f&uuml;r 1.000 m\/s<\/td>\n<td width=\"50%\">70 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Restmasse:<\/td>\n<td width=\"50%\">657 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">Cruise Stage trocken<\/td>\n<td width=\"50%\">400 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"50%\">F&uuml;r Nutzlast verf&uuml;gbar:<\/td>\n<td width=\"50%\">157 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>157 kg blieben dann f&uuml;r die funktechnsiche Ausr&uuml;stung. Bei Juno wiegt das Kommunikationssystem 83,2 kg. Beim MRO sind es 107,7 kg mitsamt einem System f&uuml;r die Kommunikation mit Marslandesonden. Juno kann aus maximaler Jupiterentfernung 18 kbit\/s zu einer 34 m DSN-Antenne senden, das entspricht beim Mars je nach Entfernung 4-964 bis 250 kbit\/s. Sie w&auml;re leicht durch st&auml;rkere Sender verdoppelbar, ohne das dies wesentlich mehr Gewicht erfordert. Anders als bei Juno hat man die elektrische Leistung zur Verf&uuml;gung. Das MRO-Sendesystem schafft je nach Entfernung zwischen 500 und 4000 Kbit\/s. Liegt also bei nur 20 kg mehr Masse schon bei der Doppelten Leistung von Juno. Realistisch wird man so mindestens 500 kbit\/s erreichen.<\/p>\n<p>Das l&auml;sst bei Einsatz des MRO-Systems noch eine Reserve von etwa 50 kg &uuml;brig. Das ist die Marge f&uuml;r Gewichtsteigerungen bei Systemen aber auch Experimente.<\/p>\n<p>Experimente<\/p>\n<p>Hauptaufgabe des Orbiters ist die Kommunikation. Aber er sitzt wie unsere Wettersatelliten in einer hohen &auml;quatoriellen Umlaufbahn. Er sieht immer den gleichen Mars, da er sich genauso schnell um ihn dreht wiecder Mars rotiert. Zudem ist er n&auml;her an den beiden Marsmonden als die Orbiter in niedrigen Kreisbahnen.<\/p>\n<p>Ich denke man wird folgende Experimente sinnvoll einsetzen k&ouml;nnen:<\/p>\n<p>Mars-Weathercam: eine Kamera mit einem gro&szlig;fl&auml;chigen Chip \u2013 Perversance setzt erstmals 20 MPixel Chips f&uuml;r die Kamera ein &#8211; welche den Mars bildf&uuml;llend aufnimmt. Aus 17.000 km Distanz ben&ouml;tigt man dazu nur ein kleines Teleobjektiv: bei 8000 x 12.000 km Bildgr&ouml;&szlig;e etwa ein Objektiv von 66 mm KB-&Auml;quivalent. Sie w&uuml;rde mehrmals pro Tag das Wetter des Mars global beobachten. Die Aufl&ouml;sung l&auml;ge bei 2-3 km. Mehrere Filter k&ouml;nnten Staub, Eis, Nebel hervorheben. Basierend auf der <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/perversance-experimente.shtml\">Mastcam von Perversance<\/a> w&uuml;rde diese Kamera 4 kg wiegen.<\/p>\n<p>Mars-Weather-Spektrometer: ein Spektrometer nach einer Optik, das zwischen Sichtbaren und nahem IR die Planetenoberfl&auml;che einmal pro Tag abtastet und ein Spektrum gewinnt. So kann man die Ver&auml;nderungen protokollieren wie das Auftauchen von Staub, Abschmelzen von Kohlendioxid Eis oder Auftauchen von Wassereis. Basierend auf <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/new-horizons2.shtml\">RALPH von New Horizons<\/a> w&auml;re dieses Instrument 11 kg schwer.<\/p>\n<p>Mars-Mondcam: Eine Kopie der LORRI-Kamera von New Horizons mit einem moderneren Sensor. Bei einer Aufl&ouml;sung von 5 Mikrorad, k&ouml;nnte sie mittelaufgel&ouml;ste Aufnahmen der Monde machen, vor allem nat&uuml;rlich von Deimos, der bisher weder von den Marsorbitern (seit Viking) beobachtet wurde. Aber auch die marsabgewandte Seite von Phobos ist so sichtbar. Aus der geostation&auml;ren Umlaufbahn betr&auml;gt die Distanz minimal 3.036 km zu Deimos und 11.045 km zu Phobos, was Aufl&ouml;sungen von 6,1 bzw. 22,1 m\/Pixel entspricht. Man k&ouml;nnte auch den Mars beobachten und so Ver&auml;nderungen der Polkappen doer Eisablagerungen, die auf den Bilder der Weathercams sichtbar sind, untersuchen. Dann l&auml;ge die Aufl&ouml;sung bei 85 m &Auml;quator bis 100 m (pol). Sie wiegt etwa 9 kg.<\/p>\n<p>Das w&auml;ren 24 kg von den 50 kg des Budgets, also ein vertretbarer Anteil.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Deimos<\/h3>\n<p>Die N&auml;he zu Deimos und dessen Stiefkindposition in der Marktforschung brachte mich auf eine zweite Idee. Anstatt eine kreisf&ouml;rmige Umlaufbahn einzuschlagen, k&ouml;nnte man auch eine 13.900 x 20.160 km Bahn einschlagen. Eine solche w&uuml;rde 73 km hinter Deimos Bahn enden, womit man dem Mond periodisch (alle 5,4 Tage) nahe k&auml;me. Zuerst w&uuml;rde man so diese Umlaufbahn anstreben, dann in einer Reihe von Vorbeifliegen \u2013 selbst bei nur 3 Monaten Zeit w&auml;ren das 16 St&uuml;ck \u2013 erkunden w&uuml;rde und dann erst die Bahn zirkularisiert. Das k&ouml;nnte man auch bei Phobos anwenden. Dann w&auml;re es eine 5900 x 28160 km Bahn, die 100 km vor Phobos endet. Alle 1,53 Erdtage kommt es dann zu einer Passage.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Kommunikation<\/h3>\n<p>Es gibt eine Reihe von Szenarien f&uuml;r die Kommunikation, je nach Antennenform auf dem Orbiter und den Landern, Frequenzband, Sendeleistung und Dauer. Extreme w&auml;ren Rundstrahlantenenn auf Lander und dem Orbiter und ausgerichtete Hochgewinnantennen, wobei der Orbiter dazu seine 3 m gro&szlig;e HGA nutzen k&ouml;nnte.<\/p>\n<p>Ich bin im folgenden davon ausgegangen, das auf dem Orbiter eine Mittelgewinnantenne mit einem &Ouml;ffnungswinkel von 20 Grad installiert ist, diese deckt den ganzen Marsdurchmesser ab, der Orbiter muss sich also nicht jeweils zu den Landern drehen, wie dies bei Einsatz der Hochgewinnantenne n&ouml;tig w&auml;re. Auf dem Landesegment habe ich die HGA der beiden letzten Rover als Referenz genommen mit einem Gewinn von rund 20 db und 15 Watt Sendeleistung, allerdings Senden im Ka-Band, denn Wasserdampf, das bei dem Empfang auf der Erde so st&ouml;rt, gibt es in der Marsatmosph&auml;re nicht. Diese Kombination erreicht eine dauerhafte Datenrate von etwa 1 Mbit\/s von den Polen aus und etwa 1,4 Mbit vom &Auml;quator aus. Das ist weniger als zu MRO (maximal 2 Mbit\/s), aber zu MRO besteht auch nur kurzzeitig Kontakt. Bei Wahl verschiedener Sende- und Empfangsfrequenzen f&uuml;r jede Landesonde k&ouml;nnte man alle simultan abfragen, ansonsten nacheinander.<\/p>\n<p>Das mittlere Datenvolumen von Curiosity betrug 250 Mbit\/Tag, das w&auml;re in 250 s &uuml;bertragbar, selbst wenn man das X-Band nutzt, wo die Datenrate dann stark absinkt, w&uuml;rde man diese Datenmenge in einer Stunde &uuml;bertragen k&ouml;nnen. Kurz: f&uuml;r die &Uuml;bertragung der Daten von drei Rovern welche die USA bisher betreiben w&auml;re kein Problem. Doch kann man die Daten auch zur Erde &uuml;bertragen? Selbst wenn es nur 8 Stunden pro Tag Kontakt zu einer 34-m-Antenne g&auml;be (der MRO bekommt 16 Stunden pro Tag einen Slot f&uuml;r eine 34-m-Antenne, dazu zweimal einen Ka-Band Slot pro Woche und drei Slots zu 70 m Antennen pro Woche). F&uuml;r einen NASA-Kommunikationsorbiter war ja sogar mal <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/kommunikation-alternativen.shtml\">optische Daten&uuml;bertragung<\/a> angedacht, aber selbst mit dem X-Band k&ouml;nnte man (je nach Distanz) zwischen 14.400 und 115.200 MBit pro Tag &uuml;bertragen, das entspricht mindestens der 50-fachen Datenmenge, die heute f&uuml;r die Rover eingeplant ist. Da bliebe noch gen&uuml;gend Platz f&uuml;r wissenschaftliche Daten des Orbiters, auch wenn diese wahrscheinlich eher gering w&auml;ren.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Fazit<\/h3>\n<p>Ich denke der Kommunikationsorbiter w&auml;re umsetzbar, w&uuml;rde die Datenmenge von den Landesonden deutlich erh&ouml;hen und w&uuml;rde MAVEN und MRO entlasten. Mehr noch: er k&ouml;nnte auch die chinesische Landesonde bedienen \u2013 durch die Geografie des Mars liegen alle Landepl&auml;tze in einer Hemisph&auml;re. Wenn die Chinesen Sorgen um ihre Daten haben die dann von den USA empfangen werden k&ouml;nnen die Chinesen sie ja verschl&uuml;sseln. Aber so w&auml;re internationale Zusammenarbeit sinnvoll. Das gilt auch f&uuml;r Europa, das &uuml;bern&auml;chstes Jahr seinen Rover losschickt. Wenn man erst mal Bodenproben birgt, wird es eine neue anspruchsvolle Mission, wahrscheinlich mit noch gr&ouml;&szlig;erem Datenaufkommen geben. Dann macht der Satellit sich richtig bezahlt, aber schon heute k&ouml;nnte er die Ausbeute an Bildern und anderen Daten bedeutend erh&ouml;hen. Selbst wenn ein Gro&szlig;teil keine wissenschaftlichen Daten sind, sondern nur Bilder, die der Routenplanung dienen, ergibt sich in Form einer l&auml;ngeren Fahrtstrecke pro Tag ein Nutzen.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Derzeit ist Mars 2020 auf dem Weg zum Mars, dort wird der Perseverance Rover landen. Wenig sp&auml;ter, zwischen April und Juli wird der chinesische Rover landen und mit Curiosity und Insight sind zwei weitere Rover in Betrieb. 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Deren Bodendruck liegt bei \"Normalnull\" (mangels Meeren willk\u00fcrlich festgelegt\u2026","rel":"","context":"In &quot;SpaceX&quot;","block_context":{"text":"SpaceX","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/spacex\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg01.met.vgwort.de\/na\/0c873c0799fe4a22aedc6879d71e9a71","width":350,"height":200},"classes":[]}],"jetpack_sharing_enabled":true,"amp_enabled":true,"_links":{"self":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/posts\/14945","targetHints":{"allow":["GET"]}}],"collection":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/posts"}],"about":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/types\/post"}],"author":[{"embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/users\/169"}],"replies":[{"embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/comments?post=14945"}],"version-history":[{"count":0,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/posts\/14945\/revisions"}],"wp:attachment":[{"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/media?parent=14945"}],"wp:term":[{"taxonomy":"category","embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/categories?post=14945"},{"taxonomy":"post_tag","embeddable":true,"href":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-json\/wp\/v2\/tags?post=14945"}],"curies":[{"name":"wp","href":"https:\/\/api.w.org\/{rel}","templated":true}]}}