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Chandrayaan-1

Einführung

Chandrayaan-1Nach den beiden Supermächten USA und Sowjetunion (heute Russland) begannen in den achtziger Jahren auch Europa und Japan ein eigenes Programm zur Erforschung des Sonnensystems zu etablieren. Weitere 20 Jahre später folgen diesen die beiden bevölkerungsreichsten Staaten: China und Indien. China hat für 2007 die Mondsonde Chang' E-1 angekündigt. Eventuell könnte aber Indien China noch zuvorkommen, da der angekündigte Starttermin von Chang' E-1 inzwischen schon verstrichen ist. Chandrayaan-1 ist Indiens erste Raumsonde, sie hat den Mond als Ziel. Der Name Chandrayaan stammt aus dem Hindi und bedeutet soviel wie "Mond Schiff". Die Gesamtkosten von Indiens erster Mondsonde liegen bei 83 Millionen US-$. Das ist verglichen mit anderen Mondsonden recht preiswert, verglichen mit dem indischen Raumfahrtbudget ist es jedoch eine teure Mission. Das ISRO Budget betrug 2007 insgesamt 815 Millionen Dollar. Es stieg in den vergangen Jahren stark an, alleine von 2006 auf 2007 um 35 %. Die Nummer "1" deutet schon an, dass es weitere Vorstöße Indiens zum Mond geben wird. Die nächste Sonde, Chandrayaan-2 wird neben dem Orbiter auch einen 30-100 kg schweren Rover mitführen und nicht vor 2011/12 starten.

Die Raumsonde

Die Raumsonde ist ein 1.5 m großer Kubus, der auf dem Kalpansat basiert, einem meteorologischen Satelliten Indiens. Chandrayaan wiegt 1390 kg beim Start, 1304 kg nach Erreichen des geostationären Transferorbits und 590 kg im Mondorbit. Ganz ohne Treibstoffe sind es noch 523 kg. Der Roboterspäher ist dreiachsenstabilisiert. Die Ausrichtung im Raum erfolgt durch vier Reaktionsschwungrädern und die Lage im Raum wird durch zwei Sternensensoren festgestellt. Ein einzelnes Solararray liefert 700 W an Strom. Strom für die Zeiten im Mondschatten wird auf einer Lithiumionenbatterie mit einer Leistung von 36 Ah gespeichert. Das Solarpanel zeigt nach der Entfaltung 30 Grad von der Y Achse weg.

Eine 0.7 m große parabolische Hochgewinnantenne an einem Ausleger dient zur Kommunikation. Sie ist in zwei Achsen schwenkbar. Gesendet werden Daten im X-Band. Im S-Band wird Telemetrie gesendet und Kommandos empfangen.

Das Antriebssystem ist ausreichend dimensioniert um neben dem Einschwenken in den Mondorbit noch genügend Treibstoff für eine mindestens zweijährige Mission übrig zu lassen. Das Antriebssystem besteht aus zwei Tanks von jeweils 390 l Inhalt für die Treibstoffe Stickstofftetroxid (Oxydator) und Monomethylhydrazin (Verbrennungsträger). Ein einzelnes Haupttriebwerk von 440 N Schub dient für größere Kurskorrekturen, wie das Verlassen des Transferorbits und dem Einschwenken in den Mondorbit. 8 kleinere Düsen von jeweils 22 N Schub sind für kleine Bahnanpassungen und das Entdrallen der Reaktionsschwungräder zuständig.

Die Datenspeicherung erfolgt auf drei Recordern mit Halbleiterbausteinen als Speicher. Der erste SSR-1 speichert nur wissenschaftliche Daten und hat eine Kapazität von 32 GBit. Er hat die Aufgabe die Daten die in jedem Orbit gewonnen werden zwischenzuspeichern. Er nimmt maximal 20 Minuten Messdaten mit einer Datenrate von maximal 50 MBit auf. Die Daten werden über 50 Minuten pro Orbit mit 8,4 MBit/s zu einer neu gebauten 32 m Antenne der ISRO für Deep Space Missionen übertragen.  Die Daten können verlustbehaftet und verlustfrei komprimiert werden. Der zweite, SSR-2 speichert neben den wissenschaftlichen Daten auch Systemdaten wie von der Ausrichtung der Sonde. Er hat eine Kapazität von 8 GBit. Das Experiment M3 (Moon Mineralogy Mapper) hat einen eigenen weiteren unabhängigen Speicher SSR-3 von 16 GBit Kapazität

Die Experimente

Im Januar 2004 offerierte die indische Weltraumagentur ISRO 10 kg der auf 55 kg festgelegten Instrumentierung für internationale Experimente. Von 16 Vorschlägen wurden 5 ausgewählt. Am meisten von der ESA mit den Experimenten CIXS, SARA, und SIR-2. Die IESA ist zudem am Experiment HEX beteiligt. Bulgarien stellte RADON, die USA Mini-SAR and M3. Damit stammen von den 10 Experimenten nur fünf von der ISRO. Das war möglich, weil die Leistung der PSLV gesteigert wurde, so war Chandrayaan ursprünglich nur 1.050 kg schwer und trug 55 kg Instrumente. Beim Start wog sie dagegen 1.390 kg und trug 63 kg Instrumente plus den MIP. Fünf davon stammen aus Indien selbst. Dies sind der Hyper Spectral Imager (HySI), die Terrain Mapping Camera (TMC), Lunar Laser Ranging Instrument (LLRI), High Energy X-ray Spectrometer (HEX) und die Moon Impact Probe (MIP).

Der Moon Mineralogy Mapper (M3) und das Miniature Synthetic Aperture Radar (Mini-SAR) sind Experimente von US Instituten. Sie wuren relativ spöt hinzugenommen und fallen nicht unter die "10 kg Ausschreibung". Ein MOU wurde durch den damaligen NASA Chef Griffin am 9.5.2006 unterzeichnet und die Mitnahme der Experimente dient der engeren Verbindung von USA und Indien.   Das Chandrayaan Imaging X-ray Spectrometer (CIXS), der Sub KeV Atom reflecting Analyser (SARA) und das Nahes Infrarot Spektrometer (SIR-2) stammen von der ESA und zuletzt stammt das Radiation Dose Monitor Experiment (RADOM ) aus Bulgarien. Insgesamt ist Chandrayaan -1 mit 6 verschiedenen beteiligten Ländern aus 3 Kontinenten eine internationale Sonde.

System Gewicht
HySI 4.0 kg
TMC 7.0 kg
LLRI 10.0 kg
HEX 16.0 kg
MIP 29.0 kg
M3 10.0 kg
Mini-SAR 6.5 kg
CIXS 5.2 kg
SIR-2 2.4 kg
SARA 1.5 kg
RADOM 0.14 kg
Gesamt 91,74 kg

Hyper Spectral Imager (HySI)

Das abbildende Spektrometer HySi wird die Mondoberfläche in 32 Spektralbändern mit einer Bandbreite von 15 nm erfassen. Diese liegen bei 0.4 bis 0.95 Mikrometern Wellenlänge also im sichtbaren Bereich bis zum nahen Infrarot. Jeder Aufnahmestreifen hat eine Breite von 20 km quer zur Flugrichtung und eine Länge von 40 km in der Flugrichtung. Die Auflösung am Boden beträgt 80 m. Die Optik besteht aus einem Linsenteleskop mit einer 15.625 mm Linse und 62.5 mm Brennweite (f/4).

Die verschiedenen Zeilen des Chips von 512 x 512 Pixel Größe sind mit verschiedenen Filtern überzogen, um die verschiedenen Bänder zu selektieren. Benutzt wird eine Fläche von 512 x 256 Pixeln, der Rest dient zur schnellen Speicherung eines Bildes beim Auslesen. Das Instrument wiegt 4 kg und hat Abmessungen von 27.5 x 25.5 x 20.5 cm. Sein Stromverbrauch beträgt 16 Watt.

Terrain Mapping Camera (TMC)

TMCDie TMC nutzt ein Messprinzip welches zuerst die deutsche HRSC an Bord von Mars Express einsetzte: 3 Scanzeilen mit jeweils 4000 Pixeln schauen nach unten und in einem Winkel von 25 Grad nach vorne und hinten. Daraus kann man ein dreidimensionales Bild der Mondoberfläche mit hoher Auflösung rekonstruieren. Es gibt ein gemeinsames Teleskop, Die unterschiedlichen Winkel entstehen durch unterschiedliche Positionen in der Fokalebene.

Die Scanzeilen sind monochromatisch und empfindlich zwischen 0.5 und 0.85 Mikrometer Wellenlänge (vom grünen bis in den Infraroten Spektralbereich). Die Auflösung am Boden beträgt 5 m und die Breite eines Scanstreifens so 20 km oder 5.7 Grad.. Die Kamera wird die Pixels mit 10 Bit digitalisieren. dies ist nötig um z.B. am Terminator die extremen Kontrastverhältnisse von 300:1 noch abbilden zu können. Weiterhin gibt es 4 Wählbare Empfindlichkeitsschwellen. Bei einer Datenrate von 50 MBit/s benutzt die Kamera eigene ASIC Schaltkreise um die Daten vorzuverarbeiten. Die Optik besteht aus einem Linsenteleskop von 14 cm Brennweite und einem Öffnungsverhältnis von 1:4.

TMC hat Abmessungen von 37 x 22 x 41.4 cm und wiegt 7.0 kg. Ihr Leistungsbedarf beträgt 13 Watt.

Parameter Wert
Brennweite: 140 mm
Durchmesser: 35 mm
F/D 4
Spektrale Empfindlichkeit: 400 - 900 mm
Bildfeld 20 km aus 100 km Entfernung
Schwenkbereich 25,2 Grad entlang des Flugpfads
5,7 Grad quer zum Flugpfad
Pixel 3 x 8.000 x 10 Bit/Pixel APS-Sensor
Auflösung 5 m/Pixel
Gewicht: 7,0 kg mit, 6,0 kg ohne Elektronik
Datenrate 12,7 MBit/s pro Zeile

Lunar Laser Ranging Instrument (LLRI)

Dieses Experiment sendet Laserimpulse eines ND:YAG Lasers mit einer Wellenlänge von 1064 nm und 10 ns Dauer zur Mondoberfläche. Dazu dient ein Linsenteleskop von 38 mm Durchmesser. Das Echo wird von einem Ritchey-Chetrien Teleskop mit einer Öffnung von 17 cm aufgefangen, von einem Silziumchip in Strom umgewandelt, dieser Verstärkt und die Laufzeit gemessen. Jeder Impuls hat eine Energie von 20-50 MJ und wird 10 mal pro Sekunde emittiert.  Durch viele Messungen soll eine topografische Karte mit einer Auflösung von 10 m entstehen. Die Höhenauflösung gegeben durch die Messung von Laufzeitunterschieden beträgt 5 m. Ein ähnliches Experiment an Bord des Lunar Reconnaissance Orbiters, der Lunar Orbiter Laser Altimeter (LOLA) kann diese Datenbasis ergänzen.

LLRI wiegt weniger als 10 kg, braucht 15 Watt an Strom und hat Abmessungen von 35 x 35 x 24 cm.

High Energy X-ray Spectrometer (HEX)

HEX detektiert Röntgenstrahlen zwischen 20 und 250 keV Energie. Röntgenstrahlen dieser Energie werden von radioaktiven Zerfallsprodukten emittiert. Vor allem von Blei 210, einem Zerfallsprodukt des gasförmigen und damit beweglichen Radons-222. Man möchte dessen Distribution über die Oberfläche verfolgen. Man versucht auch die Verteilung von Thorium und Uran zu erfassen über die Emission von Gammastrahlung durch Blei-212 und Blei-214. Da diese Ereignisse recht selten sind hat das Instrument einen Triggermodus. Die Elektronik des Instrumentes stammt von der ESA.

Der Detektor ist ein Feld von Cadmium-Zink-Tellurid Detektoren. Jeder 4 x 4 cm groß und 5 mm dick, bestehend aus 16 x 16 (256) einzelnen Elementen von 2.5 x 2.5 mm Größe. Neun dieser Felder bilden einen 48 x 48 Elemente Detektor von 144 cm² Größe. Jedes einzelne der 9 Felder wird von einem ASIC separat ausgelesen und die Daten verarbeiten. Schilde zwischen den Detektoren ergeben ein Gesichtsfeld von 40 x 40 km aus 100 km Größe. Die Auflösung am Boden soll 20 km erreichen. Mit 16 kg Masse ist HEX das schwerste Instrument an Bord.

MIPMoon Impact Probe (MIP)

Dies ist ein Technologie Experiment. Nachdem der finale Orbit von Chandrayaan-1 erreicht wird, Wird diese Probe vom Wissenschaftsdeck abgetrennt. Sie zündet ihren Antrieb und bremst soweit ab, dass die eine Bahn erreicht, deren nächster Punkt auf der Mondoberfläche liegt. Diese wird nach etwa 20 Minuten erreicht. Ein Radar bei 4.3 ± 0.1 GHz soll den Abstand zum Boden messen und diese Technologie für zukünftige weiche Landungen erproben. Eine Videokamera zusammen, mit einem Videoencoder soll den Abstieg dokumentieren und Videoaufnahmen übermitteln. Ein hochempfindliches Massenspektrometer soll eine minimal vorhandene Atmosphäre beim Abstieg detektieren. Es hat eine Auflösung von 0.5 Atommasseeinheiten und arbeitet bis zu einem Druck von 10-15 Torr. Mit der nur 29 kg schweren, 37.5 x 37.5 x 47 cm großen Probe will man vor allem Abstiegstechnologien für eine weiche Landung erproben und feststellen ob man so ein vorgesehenes Landegebiet mit der gewünschten Präzision erreichen kann.  Zusammen mit einem kleinen Feststoffantrieb zur Abtrennung und zur Abbremsung wiegt die Moon Impact Probe 35 kg.

Moon Mineralogy Mapper (M3)

Das M3 ist ein abbildendes Infrarotspektrometer. Hinter eine reflektierenden Optik mit einem Schiefspiegler teilt ein mit einem Elektronenstrahl geätztes Gitter das Licht in ein Spektrum auf. Der Öffnungswinkel beträgt 24.7 Grad bei einem Öffnungsverhältnis von 1:3.58. Detektiert wird es von einem Flächendetektor von 640 Pixels Breite (Auflösung im Ortsbereich) x 261 Pixels Höhe (spektrale Auflösung von 10 nm). (Genauer gesagt ist es ein HgCdTe Detektor von 27 µm Pixelgröße von 640 x 480 Pixel Größe, bei dem die Hälfte des Chips zum Speichern des Bildes benutzt wird. Detektiert wird das Spektrum zwischen 0.43 und 3 Mikrometer Wellenlänge. Das Instrument arbeitet in einem Scanmodus. Die Mondoberfläche wird zeilenweise abgetastet Da für jedes Pixel 261 Spektralkanäle erfasst werden gibt es eine große Datenmenge, da jedes Pixel in 12 Bit digitalisiert wird und nur in verlustfreier Kompression gespeichert wird, weshalb M3 einen eigenen lokalen Datenspeicher besitzt. Die Datenmenge ist sehr hoch. Pro Orbit wird der M3 eine Datenmenge von 1 GByte liefern.

Ein Streifen hat eine Breite von 40 km, die Auflösung am Boden beträgt 70 m aus 100 km Höhe. Aufgrund der Datenmenge wird im Globalmode (300 Pixel Breite und nur 86 Spektralkanäle) zuerst etwa 135 Längengrade des Mondes erfasst. Im hochauflösenden Modus bei einer Missionsdauer von 2 Jahren 25 bis 50 % der Oberfläche.

M3 wiegt weniger als 10 kg und hat einen mittleren Leistungsbedarf von 13 Watt.

Parameter Wert
Brennweite: 140 mm
Durchmesser: 39 mm
F/D 3,58
Spektrale Empfindlichkeit: 434 - 2993 nm
Bildfeld 24,3 Grad Cross-Track
Spektrale Auflösung: 15 nm
Pixel 600 räumlich x 261 Spektral
300 räumlich x 86 Spektral
Auflösung 70 m
Gewicht: 10 kg
Datenrate 36 MBit/s (unkomprimiert)

Miniature Synthetic Aperture Radar (Mini-SAR)

Mini-SAR ist ein abbildendes Radar, welches vor allem die Rückstreuungseigenschaften des Mondbodens erfasst und dadurch Informationen über Eisvorkommen sammelt. Darüber hinaus soll es grobaufgelöste Karten der Mondoberfläche nahe der Pole erstellen.

Mini-SAR sendet bei einer Frequenz von 2.38-2.5 GHz in rechter Polarisation und empfängt sowohl rechts wie auch links polarisierte Signale. Es kann in zwei Modi arbeiten. Im Scatterometer Modus sendet es Signale direkt an den Fußpunkt des Pfades über die Mondoberfläche und misst das rückgestreute Signal und gewinnt dadurch Informationen über die Beschaffenheit des obersten Meters der Mondoberfläche. Erhalten werden Informationen über die Dielektrizitätskonstante und die Rauigkeit der Mondoberfläche mit einer Auflösung von 1.2 km/Pixel.

Im SAR Modus sendet die Antenne im 45 grad Winkel zur Flugbahn und summiert die reflektierten Signale auf um mehr Informationen über die Oberflächenstruktur zu gewinnen. Die Auflösung beträgt dann 140 m. Ein Streifen hat eine Breite von 8 km. Das kartieren des Polgebietes dauert etwa zwei Wochen, wobei das SAR bei jedem dritten Umlauf aktiv ist.

Es schaut um 33 Grad zur Seite und erfasst so Gebiete bis zu 45 Grad seitlich der Sonde. Während der ein Jahre lang dauernden Mission gibt es zwei Zeitfenster von jeweils 60 Tagen in denen die Polgebiete erfasst werden. Während des ersten Zeitraums schaut die Raumsonde von links auf ein Gebiet, während des zweitens dann von rechts. Dies erlaubt es auch verdeckte Teile (durch Berge oder hohe Kraterwände) zu erfassen.

Durch den 45 Grad Winkel sind allerdings die Polgebiete selbst nicht erfassbar. Dies soll ein zweites Instrument das sich an Bord des amerikanischen Satelliten Lunar Reconnaissance Orbiter befindet nachholen, da dieser sich auf eine niedrigeren Bahn befindet (erfasst werden nur Gebiete von 45 grad quer zur Flugrichtung, also keinerlei Gebiete über 85.5 Grad Nord/Süd). zusammen mit dem LRO sind auch bistatische Experimente geplant, bei denen Mini-SAR Signale aussendet und das Mini-RF an Bord des LRO sie empfängt.

Die Antenne hat Abmessungen von 60 x 180 cm. Die Sendeleistung der Antenne beträgt 20 Watt. Ihr Gewinn liegt bei -24.7 dbi. Mini-SAR wiegt mit Antenne lediglich 6.5 kg und ist eines der kleinsten bisher gebauten Radargeräte.

Chandrayaan Imaging X-ray Spectrometer (CIXS)

D-CIXSCIXS basiert auf dem Instrument D-CIXS an Bord von SMART-1. Es ist im wesentlichen eine Kopie dieses Instrumentes. Teile mussten jedoch an Chandrayaan und ihren Orbit angepasst werden. Eine weitere Möglichkeit die Zusammensetzung der Oberfläche zu bestimmen liefert die Sonne. Sie bombardiert die Mondoberfläche mit energiereichen Partikeln, Röntgen- und Gammastrahlung. Diese regen Atome an: Ein Elektron wird herausgeschlagen und ein Elektron aus einer äußeren Schale rückt nach. Diese senden Energie aus um wieder in ihren normalen Zustand zu gelangen. Die Energie ist spezifisch für ein Element, da sich die Energieniveaus bei jedem Element unterscheiden. Es ersetzte das LEX (Low Energy X-ray) Instrument der ISRO.

Emittiert wird Röntgenstrahlung. Das besondere an D-CIXS sind seine kompakten Abmessungen (15 × 15 × 15 cm) und seine geringe Masse von nur 3 kg. Es ist fähig die abgegebene Röntgenstrahlung auch bei schneller Bewegung über die Oberfläche zu erfassen. Erstmals werden Detektoren auf Basis von CCD verwendet, welche nicht gekühlt werden müssen. Es versteht aus einem Kollminator der Strahlung nur in einer Richtung durchlässt und durch Filter solare Partikel blockiert. Hier konnte man die Dicke und damit die Masse gravierend auf unter einen Millimeter senken.

Der Detektor besteht aus 24 Einzeldetektoren von je 10 × 10 mm und erfasst Röntgenstrahlung mit einer Auflösung von mehr als 200 eV. Die Detektoren stammen von denen des Röntgenssatelliten XMM ab. Erfasst werden Röntgenstrahlen von 1.0 - 10 keV Energie.

D-CXS hat die Aufgabe eine globale Kartierung der Mondoberfläche durchzuführen und die Verteilung von Elementen zu messen. Von besonderem Interesse ist das Verhältnis Magnesium / Eisen (Rückschlüsse über den Ursprung des Mondes als Teil der Erde) und das Finden von Stellen mit viel Magnesium und Titan (Von Bedeutung für eine mögliche Nutzung des Mondes). Es sollte auch Indizien für Wasser finden können. Die Elemente Magnesium, Silizium, Eisen und Aluminium können in absoluter Menge bestimmt werden. Für die Elemente Sauerstoff, Natrium und Kohlenstoff gibt es gute Schätzwerte. Die räumliche Auflösung auf der Oberfläche beträgt 20 km.

Weiterhin wird das Instrument auf dem Weg zum Mond die solare Röntgenstrahlung und sofern möglich, auch die von Kometen beobachten. CIXS wird von England betreut, wiegt 5.2 kg und verbraucht 18 W an Strom.

Near-IR Spectrometer (SIR-2)

SIR-2Bei vielen Planeten sind heute Spektrometer im Einsatz, manche wie z.B. die an Bord von Galileo, Mars-Express oder Venus-Express sind sogar abbildende Instrumente, welche Bilder in einem bestimmten Spektralbereich machen können. Beim Mond gab es erst einen Einsatz, den an Bord der Raumsonde Clementine, sowie grobe Aufnahmen von Galileo beim Vorbeiflug. Keine der bisherigen Missionen umfasste aber ein Instrument mit einer so hohen spektralen Auflösung wie SIR. Clementine konnte nur in 11 Spektralkanälen Aufnahmen machen und von der Erde aus sind Beobachtungen im Infraroten Spektralbereich nur eingeschränkt möglich.

SIR wird den gesamten Mond spektral kartieren. Anders als Clementine aber mit hoher spektraler Auflösung (256 Spektralkanäle) Dies ist notwendig um die Mineralien zu identifizieren, die auf der Oberfläche vorkommen. SIR sollte auch Wasser, Kohlenmonoxid und Kohlendioxid nachweisen, sofern diese auf dem Mond vorkommen.

SIR besteht aus einer schlitzförmigen Einlassöffnung hinter einer Optik. Dort sitzt ein Gitter, welches das Licht in sein Spektrum auftrennt. Dieses fällt auf einen passiv gekühlten 256 Pixel Indiumgalliumarsenid (InGaAs) CCD und die Lichtintensität jeder Zelle wird gemessen. Die Auflösung am Boden beträgt 300 m. Das Instrument arbeitet zwischen einem Wellenlängenbereich von 930 und 2400 nm. Die Auflösung der Spektren beträgt 6 nm. Das Gesichtsfeld beträgt 1.11 mRad. Dies entspricht einer Auflösung von 330 m bei einer Distanz von 300 km. In dem untersuchten Wellenlängenbereich liegen z.B. die Spektren von Olivin, Pyroxen und Feldspat, drei Mineralien mit unterschiedlicher Entstehungsgeschichte. Das Instrument könnte aber auch Wasser, Kohlendioxyd und Kohlenmonoxid nachweisen, auch wenn die von den Lunar Prospector Daten abgeleiteten Eisvorkommen an den Polen noch nicht sicher bewiesen sind.

Das Instrument soll, sofern es möglich ist, auch Spektren von Asteroiden, Sternen und Planeten gewinnen. Bei einer durchschnittlichen Datenrate von 45 KBit/sec liefert das Instrument 20 % der Daten der Sonde. SIR kann wegen seines kleinen Gesichtsfelds eine sehr hohe Auflösung von 100 m (aus 100 km Distanz) am Boden erreichen.

SIR basiert auf einer kommerziellen Lösung von Zeiss und wird vom MPI für Aeronomie bei Lindau betreut. Es befindet sich zusammen mit AMIE auf einer gemeinsamen Ausrichtung, so dass beide Instrumente denselben Punkt beobachten, SIR wiegt insgesamt nur 2.3 kg und verbraucht 4 W an Strom. Das Instrument ist eine Kopie von SIR an Bord von SMART-1.

Sub Kev Atom reflecting Analyser (SARA)

Das schwedisch-schweizerische Experiment SARA bestimmt den Fluss von niedrigenergetischen neutralen Atomen von der Oberfläche. Es besteht aus dem  Low Energy Neutral Atom (LENA) Sensor und dem Sonnenwindkonzentrator. Es detektiert Atome mit einer Energie von 10 eV bis 3000 eV. Diese werden von hochenergetischen Strahlen aus der Oberfläche herausgeschlagen. Es besteht aus einem abbildenden Massenspektrometer für neutrale Teilchen - dem ersten seiner Art. Am Einlass werden Ionen durch elektrische Felder am Eintritt gehindert, die Atome dann ionisiert, durch ein elektrisches Feld nach Masse und Ladung getrennt und von zwei Detektoren abhängig von der Masse und Geschwindigkeit detektiert.

Detektoren sind zwei Microchannelplate Arrays. (MCA) Das Vorkommen der Elemente H, O, Na-Mg, K-Ca und Elemente der Eisengruppe werden an der Oberfläche mit einer Auflösung von 100 m erfasst.  Eine Kopie dieses Instrumentes namens SARA-2 wird an Bord der Merkursonde BepiColombo zum Einsatz kommen. Das Instrument wiegt 0.5 kg. Der angeschlossene Bordcomputer weitere 1.0 kg. Alle europäischen Experimente (SARA, SIR-2, CIXS) wurden mit einem finanziellen Aufwand von 8 Millionen Dollar entwickelt.

RADOMRadiation Dose Monitor Experiment ( RADOM )

Dieses miniaturisierte Dosimeter-Spektrometer misst die Strahlenbelastung im Mondorbit. Diese ist außerhalb des Erdmagnetfeldes signifikant höher als im ISS Orbit. Dort werden Vergleichswerte durch ein bauidentisches Dosimeter an Bord der ISS gewonnen.

Alle 30 Sekunden wird ein 0.3 mm dickes Silizium Dosimeter ausgelesen und die Energie der primären und erzeugten sekundären Partikel (verursacht vor allem durch die hochenergetische kosmische Strahlung) bestimmt. Diese wird in 256 Kanälen gemessen. Diese sollen dienen zukünftige bemannte Missionen besser zu planen und ihren Schutz zu verbessern. Ein ähnliches Experiment befindet sich an Bord des amerikanischen LRO. Das Experiment wiegt lediglich 0.1398 kg.

Die Mission

OrbitPrimäres Missionsziel von Chandrayaan  ist das Kartieren der Mondoberfläche in hoher Auflösung in den unterschiedlichsten Spektral- und Energiebereichen. vom visuellen Bereich über Infrarot hin zu Mikrowellen im langwelligen Bereich über niedrigenergetische und hochenergetische Röntgenstrahlen im hohen Energiebereich.

Der Start hat sich im Laufe der Entwicklung immer weiter verzögert. Erste Planungen gingen von Februar 2008 aus. Auf der ISRO Website zum Projekt stand Ende September 2007 noch "frühestens April 2008" und laut einer Pressemitteilung in Space Daily vom 28.7.2007 ist nun der Start für Juli/August 2008 geplant.

Beim Start wird die Sonde mit einer indischen PSLV in einen hochelliptischen Transferorbit von 240 x 24000 km Höhe gestartet. Dort zündet sie ihr eigenes Triebwerk und schlägt zuerst einen GTO Orbit von 240 x 36000 km Höhe ein. Nach einem weiteren Manöver fliegt Chandrayaan zum Mond. 5.5 Tage nach dem Start wird der Mond erreicht.

Dort zündet die Sonde ihre Triebwerke und schlägt einen ersten Orbit ein, der ein Apolunäum von 1000 km hat. Weitere Zündungen erfolgen bis ein 100 km hoher polarer Orbit erreicht ist. Die Überwachung der Sonde erfolgt von einem indischen Kontrollzentrum aus. Empfangsantennen ist neben einer 18 m Antenne von Indien auch eine 34 m Antenne des Deep Space Networks der NASA. Weitere 34 m Antennen des DSN können bei Bedarf hinzugenommen werden.

Durch die Rotation des Mondes verschiebt sich die abgetastete Oberfläche pro Umlauf um 32.62 km. Ein Umlauf dauert 117 Minuten. Die Flughöhe soll auf 15 km konstant gehalten werden, die Bahnneigung auf 0.5 Grad genau über die Pole führen. Durch die ungleiche Masseverteilung des Mondes und Störungen durch Erde und Sonne sind Bahnen um den Mond nicht stabil. Sie werden immer elliptischer was bei Raumsonden wie Chdrayaan-1 die sich sehr nahe der Oberfläche befinden sehr rasch dazu führt, dass der mondnächste Punkt auf der Oberfläche liegt und die Sonde dann aufschlägt. Chandrayaan-1 nutzt daher seinen Resttreibstoff, den er nach dem einschwenken in den Orbit noch hat um die Umlaufbahn durch laufende Korrekturen kreisförmig zu halten. Dieser sollte für 2 Jahre ausreichen.

Aktuelle, laufend ergänzte Berichterstattung

Nach einigen weiteren Verzögerungen fand der Start am 22.10.2008 statt. 19 Minuten nach dem Start setzte die PSLV Chandrayaan-1 in einen elliptischen geostationären Transferorbit aus. Der erste Orbit hat nach den Bahnvermessungen einen erdnächsten Punkt von 255 km Höhe und eine maximale Erdentfernung von 22.864 km Entfernung. Die Bahnneigung zum Äquator beträgt 17.9 Grad. Die Startmasse wird mit 1379 kg angegeben.  Es ist eine der schwersten Nutzlastend er PSLV und ihr erster Start ein einen hochelliptischen äquatorialen Orbit.

Am 2.11.2008 gab es erste Kameratests mit Aufnahmen von der Erde aus 9.300 und 70.000 km Entfernung. Gleichzeitig gab die ISRO bekannt, dass man Chandrayaan-2, eine Mondlandemission zusammen mit Russland durchführen wird. In den nächsten 6 Monaten sollen die Experimente festgelegt werden. Chandrayaan-2 wird einen Lander umfassen, der von Russland stammt und einen Rover, der von Indien gebaut wird. Das Budget wird anfangs 425 Millionen Rupien (etwa 8 Millionen Euro) umfassen, 50 Millionen sind schon fest eingeplant.

Die folgenden Zündungen erhöhten den Orbit auf 37.900 km, 74.415 km, 164.700 km, 267.000 und 380.000 km. Am 8.11.2008 näherte sich der indische Roboterspäher dem Mond und zündete in 500 km Entfernung seien Triebwerke und schwenkte in einen elliptischen Orbit von 504 km bis 7.502 km Abstand zur Mondoberfläche ein, mit einer Umlaufsdauer von 11 Stunden. Getestet konnten bei dem endgültigem Orbit die unterstützenden Bodenstationen mit zwei Antennen von 18 und 32 m Durchmesser.

Am 15.11.2008 wurde die Kapsel mit einer 2 Sekunden dauernden Zündung des Feststoffantriebs abgetrennt, der sie auch in eine Rotation brachte. Bei ihrem Abstieg nahe des Mond-Südpols beim Slackerton Krater machte das Altimeter eine Höhenmessung pro Sekunde, das Massenspektrometer analysierte kontinuierlich die Atmosphäre und die Videokamera machte Aufnahmen, von den auch zwei sofort nach dem Aufschlag veröffentlicht wurden. Der Aufschlag der Sonde wurde von dem Forscherteam bejubelt. Indien gab bekannt, das man beim Aufschlag mit den Instrumenten von Chandrayaan 1 Wasser entdeckt habe.

Auch von der Terrain Camera gab es erste Aufnahmen des Mondes. Sie sind von hoher Qualität und zeigen feinste Details. Bislang unterscheidet sich Indiens erste Mondmission erfreulich von der von China. Seit dem Start von Chang'e-1 gab es nur ein einziges, nicht besonders scharfes Foto dieser Mission. Am 20.5.2009 wurde der Orbit durch Zündung des Antriebs von 100 auf 200 km Höhe angehoben. Ursache waren wiederholte Kommunikationsprobleme mit Chandrayaan 1. Da Bahnen um den Mond instabil sind , wurde die Bahn angehoben um bei erneuten Problemen genügend Zeit zu haben, um die Kommunikation erneut zu etablieren, bevor der Orbiter aus niedriger Höhe auf der Mondoberfläche aufschlägt. Erste Aufnahmen von Mini-SAR standen zum gleichen Zeitpunkt zur Verfügung. Sie zeigten das Südpolgebiet und auf ihm waren keinerlei Spuren von Eis in den Kratern zu finden. Das waren schlechte Nachrichten für das LCROSS Experiment.

Am 19.8.2009 gab die ISRO bekannt, dass die Funkverbindung mit Chandrayaan 1 abgerissen ist und man daran arbeitet aus der Telemetrie die Ursache zu ermitteln und einen neuen Kontakt zu etablieren. Dies gelang nicht. Am 30.8.2009 wurde die Mission daher offiziell beendet. Am 7.9.2009 wurde bekannt, dass die Raumsonde sich im 100 km Orbit überhitzte. Man erwartete Temperaturen um 75°C doch sie waren höher, was zu Ausfällen an lebenswichtigen Systemen wie den Startracker Kameras führte. Auch der dann eingeschlagene 200 km Orbit normalisierte zwar wieder die Temperaturbelastung, doch waren anscheinend die Systeme nun schon zu stark vorgeschädigt, so dass die Raumsonde vorzeitig ausfiel. Das Phänomen ist nicht neu. Schon Lunar Orbiter litt unter der Überhitzung durch die Infrarotstrahlung des Mondes.

Die Sonde arbeitete 312 Tagen im Mondorbit. Die Sonde hatte 70.000 Aufnahmen zur Erde gesandt und 95% ihres Forschungsprogramms erfüllt. Kurz nach dem Ausfall konnte das Team um den M3 Mapper bekanntgeben, dass man Wassermoleküle und Hydroxylabsorptionsbanden auf dem Mond fand.

Damit könnte die Geschichte zu Ende sein. Doch während die meisten Mondsonden aufgrund von Gravitationsstörungen bald auf die Oberfläche aufschlagen, war Chandrayaan in einem stabilen Mondorbit. Am 2.7.2016 wurde Chandrayaan von der 70 m DSS-14 Antenne in Goldstone wiedergefunden. Mann nutzte die Antenne für Trackingtests des LRO, um ihre Leistung bei kleineren Stücken von Weltraummüll abzuschätzen. Chandrayaan war 180 Grad von der erwarteten Orbitposition entfernt, (also auf de entgegengesetzten Seite des Mondes) aber noch in derselben Bahnhöhe wie vor 8 Jahren.

Links:

https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/c-missions/chandrayaan-1

https://www.jpl.nasa.gov/news/news.php?feature=6769

http://www.planetary.brown.edu/pdfs/m3_curr_sci_96.pdf

 


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