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Dawn

Einleitung

Das im Jahre 1992 beschlossene Discovery Programm soll preiswerte Raumsonden ermöglichen. Die erste Raumsonde des Programms NEAR startete zu dem Planetoiden Eros. Auch bei der letzten, 11.ten Mission Dawn ist das Ziel wieder ein Planetoid, genauer gesagt sogar 2. Dawn ist eine Raumsonde mit starker internationaler Beteiligung. Die deutsche Raumfahrtagentur DLR stellt die Kamera mit dem Spektrometer und die italienische Raumfahrtagentur ASI das Mapping Spektrometer. Damit werden die beiden wichtigsten Experimente nicht von den USA gestellt. Damit konnte man auch die Kosten für die Mission senken, denn es gibt für Discovery Missionen feste Kostenrahmen. Dawn ist aber eine Langzeitmission über 10 Jahre und daher ist die Missionsdurchführung relativ teuer. Indem man ausländische Partner mit ins Boot holte konnte man hier Kosten sparen.

Die Sonde nutzt Ionentriebwerke um ihre Bahn soweit zu ändern, dass sie die beiden Asteroiden Vesta und Ceres erreichen kann und aus einer Umlaufbahn aus heraus untersuchen kann. Sie nutzt dabei die gleichen Triebwerke, welche die Raumsonde Deep Space 1 von 1998-2001 erprobte. Die wissenschaftliche Leitung des Projektes hat ein Team von der University of California (UCLA). Gemanagt wird das Projekt vom JPL.

Die Raumsonde

DawnDawn wiegt beim Start 1217.7 kg (geplant: 1108 kg), leer 747.1 kg (geplant:  624 kg) und wird gebaut von Orbital Sciences Corporation. (OSC) Dawn ist eine boxförmige Raumsonde, deren Aussehen von den beiden großen Solarpanels auf beiden Seiten bestimmt werden. die Solarpaneele liefern den Strom für das Ionentriebwerk und geben der Raumsonde eine Spannweite von 21 m. Die Höhe beträgt dagegen nur 2 m. Der quaderförmige Zentralkörper hat Abmessungen von 1.64 x 1.27 x 1.77 m. Die Struktur besteht aus Graphit-Composite Werkstoffen als Strukturrahmen, an dem auch die Tanks montiert sind und Aluminiumblechen an denen die restliche Ausrüstung montiert ist.

Die Galliumarsenid Solarpanel liefern beim Start eine Leistung von 10 kW, von denen 7.5 kW für den gleichzeitigen Betrieb der Ionentriebwerke benötigt werden. Bei steigender Entfernung von der Sonne sinkt die verfügbare Strommenge. Beim Asteroiden Ceres liefern die Solarpanels noch 1 kW an Strom, da sich dann die Raumsonde 2.77 mal weiter als die Erde von der Sonne entfernt ist. Jedes Panel hat eine Spannweite von 8.3 m (bei 2.3 m Höhe) und wiegt nur 63 kg. Es ist so leicht gebaut, dass es nicht auf der Erde unter normaler Schwerkraft entfaltet werden kann. Es ist die bisher leistungsfähigste Anlage dieser Art bei einer Raumsonde, der Wirkungsgrad beträgt  28%, ein echter Spitzenwert für Solarzellen. Insgesamt besteht der gesamte Solargenerator aus 11.480 einzelnen Zellen. Ergänzt wird es durch eine 35 Ah Nickelwasserstoff Batterie. Die Bordspannung beträgt 28 V. Die Batterie ist für die Zeit nach dem Start, wenn die Panels noch nicht entfaltet wurden oder die Sonde im Schatten von Ceres und Vesta ist.

Die Verkabelung der Raumsonde besteht aus mehr als 9000 Kabeln und Drähten in einer Gesamtlänge von 25 km und einem Gewicht von 83 kg. Die Temperaturreglung erfolgt passiv über Louver und reflektierende Beschichtungen / Isolationsgewebe und aktiv über 140 Heizelemente, die bei Ceres und Vesta den höchsten Energieverbrauch aller Subsysteme haben.

Die Kommunikation mit der Erde erfolgt über einen 100 W Transmitter und eine fest eingebaute 1.52 m große parabolische Hochgewinnantenne. (HGA) Daneben gibt es eine parallel zur HGA eingebaute Mittelgewinnantenne (MGA) und drei Niedriggewinnantennen, die vor allem für Notfälle und Manöver bei denen die HGA nicht zur Erde zeigen kann, vorgesehen kann. Von diesen kann nur jeweils eine zur Zeit benutzt werden. Die Datenrate dürfte durch die hohe Sendeleistung von 100 W deutlich höher als bei der Raumsonde NEAR sein. Geplant sind Datenraten von 64 KBit-128 KBit/sec zu den 34 m Antennen des DSN. Bis zu 2.5 AE Entfernung kann mit 128 KBit/sec gesandt werden. Die maximale Sendedistanz beträgt 3.5 AE (524 Millionen km). Dann kann Dawn pro Tag 2 GBit an Daten (8.6 Stunden Sendezeit) zur Erde senden.

Das Lageregelungssystem wurde von den Satelliten Orbview und FUSE Satelliten übernommen, der Bus und der Bordcomputer basieren auf den Orbview Satelliten. Da der Orbview Satellit von Orbus gebaut wurde (sonst eher bekannt als Hersteller der Trägerraketen Pegasus und Taurus) bekam dieser Hersteller zum ersten mal die Gelegenheit eine Raumsonde zu bauen. Drei primäre Computer steuern die Sonde. die Software besteht aus 400.000 Zeilen in "C" und Assembler. Jeder der Computer basiert auf dem RAD6000 Prozessor, einer weltraumtauglichen Variante eines Embedded Power PC Prozessors. 8 GBit (1 GByte) Speicher pro Rechner werden vor allem als Massenspeicher benutzt.

Die 12 herkömmlichen Triebwerke mit je 0.9 N Schub basieren auf dem IndoStar Satelliten, so sollen Entwicklungskosten und Risiko minimiert werden. Diese kleinen mit Hydrazin angetriebenen Triebwerke werden auch für das Orbit Capture Manöver, also den Eintritt in den Orbit um Ceres und Vesta genutzt.6 werden dafür benötigt, die anderen 6 sind redundant zur Absicherung. Für diese Manöver sind 45.6 kg Hydrazin an Bord, das katalytisch zersetzt wird. Weiterhin kann die Sonde mit vier Reaktionsschwungrädern ihre Lage im Raum ändern. Die Position im Raum stellen zwei Startrackerkameras fes : Kleine Kameras welche den Sternenhimmel fotografieren, die Position von hellen Sternen im Bild mit einem Computer feststellen und anhand eines Katalogs von hellen Sternen diese identifizieren und die Position der Sonde im Raum feststellen. Auch hier reicht eine Kamera aus. Weiterhin gibt es als internes Referenzsystem 3 Gyroskope die in 2 Achsen geschwenkt werden können und 16 Sonnensensoren für die Grobausrichtung und Save Modi.

Aufbau von DawnDen Flug zu den Planetoiden erledigen aber drei Ionentriebwerke, die mit Xenon betrieben werden. Jedes der drei schwenkbaren NSTAR Triebwerke hat einen Stromverbrauch von 2500 Watt. Obgleich der Schub von maximal 92 mN sehr gering ist, können diese Triebwerke die Bahn der Sonde viel stärker verändern als chemische Antriebe - Man muss sie nur lange genug brennen lassen. Die Ionentriebwerke ionisieren Xenongas und beschleunigen es durch ein elektrisches Feld. Der spezifische Impuls, welcher der Ausströmungsgeschwindigkeit der Ionen entspricht, ist dabei mit 30400 m/s etwa sieben bis zehnmal größer als bei einem chemischen Antrieb. So braucht man bei diesem Antrieb weitaus weniger Treibstoff, aber viel Energie um den Treibstoff zu ionisieren. Diese Energie liefern die Solarpanel.

Jedes Triebwerk hat 30 cm Durchmesser, wiegt mit Stromwandlern 17.6 kg und besitzt einen frei regelbaren Schub zwischen 19 und 92 mN. Schub und Stromverbrauch sind in 112 Stufen einstellbar. Der Stromverbrauch liegt bei 525-2500 W. Es wurde schon bei der Raumsonde DS-1 eingesetzt und von 1995-1999 von Boeing für 9.2 Millionen Dollar entwickelt. Dawn setzt eine verbesserte Version dieses Triebwerks ein. Die Abmessungen betragen 33 cm Durchmesser und 41 cm Länge. Jedes wiegt 8.9 kg. Es wird ein spezifischer Impuls von bis zu 40000 m/s (abhängig von der Spannung) erreicht.  Sie werden bei der Mission 2000 Tage lang arbeiten müssen und ändern die Geschwindigkeit der Sonde um 11.1 km/s. Jedes Triebwerk verbraucht pro Sekunde nur 3.25 mg an Treibstoff. Dies ist das Edelgas Xenon, das in Hochdrucktanks untergerbacht ist. Jedes Triebwerk ist schwenkbar aufgehängt. Dies wiegt weitere 3 kg. Dazu kommt noch Mechanische Elemente die die Triebwerke mit Tanks verbinden und überschüssige Wärme abstrahlen. Sie wiegen weitere 9 kg

Zum Ionentriebwerk gehört neben dem eigentlichen Triebwerk noch eine Stromverarbeitungsarbeit (Power Processing Unit, PPU). Sie konvertiert die Spannung von 80 bis 160 welche die Solararrays liefern in die für die Ionentriebwerke benötigte Hochspannung. Sie wiegt mit 13,3 kg mehr als ein Triebwerk. Es gibt zwei PPU. Jede kann ein Triebwerk versorgen und und kann zwischen den drei Triebwerken geswitcht werden. mit zwei PPU können zwei Triebwerke gleichzeitig betrieben werden. Das dritte dient zur Absicherung falls eines ausfallen sollte.

IonentriebwerkDie Ionentriebwerke basieren auf denen in der Raumsonde Deep Space 1 (DS-1) entwickelten NSTAR Antrieb von Hughes. Es werden drei Stück mitgeführt. Während sich die Sonde von der Sonne entfernt und Richtung Asteroidengürtel fliegt, sinkt allerdings die Sonneneinstrahlung, so dass man von den drei Triebwerken zuerst auf eins und später auf zwei Triebwerke verzichten muss. Navigationsdaten liefern zwei Star Tracker Kameras. Sie fotografieren den Himmel und vergleichen die Positionen von Sternen auf den Bildern mit einem Sternenkatalog und bestimmen daraus die Lage der Raumsonde. Sie werden auch für das Abbremsen in den ersten noch weiten Orbit um Vesta und Ceres benutzt.

Zum Planetoiden Ceres rechnet man mit einem Verbrauch von 275-289 kg Xenon, zum Planetoiden Vesta mit einem Verbrauch von weiteren 88-110 kg. Benötigt werden je nach Missionsauslegung über 400 kg Xenon. Insgesamt wird die Sonde ihre Geschwindigkeit zum Ende der Mission um 11 km/s geändert haben und die Triebwerke fünf Jahre lang gearbeitet haben. Das Gesamtgewicht von Hydrazin und Xenon liegt nach den Planungen bei 486 kg.

Im November 2005 zeigte sich, dass zwei Qualifkationstanks bei niedrigeren als den geplanten Berstdrücken undicht wurden. Man beschloss daraufhin die Menge des mitgeführten Xenons von 450 auf 425 kg zu reduzieren. Der einzelne Tank sind sehr leichtgewichtig und wiegt nur 19 kg. Er besteht aus Kohlelfaserverbundwerkstoffen. Der Tankdruck beträgt 150 bar. Druckventile reduzieren den Druck auf 6,83 Bar in den Leitungen. Zusammen mit Leitungen und Ventilen wiegt der Tank 24 kg.

System Gewicht
Triebwerke (3) 26,7 kg
Stromverarbeitung (2) 26,6 kg
Schwenkvorrichtung (c) 9 kg
Tank mit Leitungen und Ventilen 24 kg
Mechanische Systeme 9 kg
Sonstige Trockenmasse 40,7 kg
Xenon Treibstoff 425 kg
Trockenmasse gesamt: 136 kg
Startmasse: 561 kg

Ein kleines Gadget ist ein 8 x 8 mm großer Chip der die Namen von 365.000 Menschen enthält die sich bei der Internet Kampagne "Send your name to the Asteroid Belt" registriert hatten
System Gewicht
Bus Primäre und Sekundäre Strukturen 133 kg
Stromversorgung 207 kg
Lageregelungskontrollsystem (ACS) und Reaktionskontrollsystem (RCS) 96 kg
Ionenantrieb 136 kg
Xenon Treibstoff für Hauptantrieb 425 kg
Hydrazintreibstoff für RCS 46 kg
Kommunikationsysteme 26 kg
Avionik 106 kg
Thermalkontrolle 44 kg
Trockenmasse gesamt: 701 kg
Treibstoffe gesamt: 471 kg
Startmasse: 1.171 kg

Die Instrumente

Dawn verfügt über fünf Experimente sowie ein passives Experiment. Nur eines ist vollständig von den USA neu entwickelt worden: Der Gammastrahlen/Neutronendetektor. Das Gesamtgewicht der Instrumente beträgt 35.25 kg. Ursprünglich sollten es 5 Experimente sein, doch schon während der Entwicklung im Jahre 2004 wurden zwei Experimente aus der Nutzlast gestrichen. Ich habe diese beiden trotzdem mit aufgeführt. Gründe wurden nicht genannt, aber zu diesem Zeitpunkt musste die Sonde eine finanzielle Durststrecke durchstehen. MESSENGER hatte seinen Kostenrahmen überzogen und dieses Geld musste bei Dawn eingespart werden. Beide Experimente (das Altimeter und Magnetometer) waren übrigens Reserveexemplare von Exemplaren von Messenger. Es könnet natürlich auch ein die Gewichtsproblematik eine Rolle gespielt haben, schließlich wurde die Sonde am Schluss 115 kg oder etwa 10 % schwerer als geplant. Zwei weitere Experimente mit ihren Anforderungen an die Subsysteme hätten das Gewicht noch weiter erhöht.

Visible and IR Spektrometer (VIR)

VIRDas VIR ist ein Nachfolger des VIRTIS Spektrometer, welches auf den Raumsonden Rosetta und Venus Express eingesetzt wird. Es ist ein Nachbau des VIRTIS Instrumentes, bei dem zur Gewichtsreduktion nur der M-Kanal benutzt wird. (Der M-Kanal macht Bilder in verschiedenen Spektralbereichen, der bei VIRTIS vorhandene H-Kanal erlaubt zudem das Anfertigen von hochauflösenden Spektren).

Es verfügt über 2 Kanäle im sichtbaren und im infraroten Spektralbereich. Die primäre Aufgabe von VIR ist es die Oberflächenzusammensetzung zu bestimmen. Es soll auch nach Mineralien suchen, welche Wasserhaltig sind (z.B. gebundenes Kristallwasser enthalten) und nach einer dünnen Atmosphäre Ausschau halten und gegebenenfalls deren Zusammensetzung bestimmen.

Der VIRTIS-M Kanal unterteilt sich wiederum in einen Kanal für den sichtbaren Wellenbereich (0.25 bis 1.0 Mikrometer Wellenlänge) und einen für den infraroten Spektralbereich (0.95 -5.0 Mikrometer). Sie sitzen hinter einem gemeinsamen Teleskop mit 47.5 mm Öffnung und einem Schlitz von 0.038 x 9.53 mm zur Ausblendung einer Zeile aus dem Bild. Ein Gitter spaltet dann das Licht in ein Spektrum quer zur Zeile auf. Der zentrale Teil ist feiner geätzt um ein höher aufgelöstes Spektrum für den sichtbaren Kanal anzufertigen. Dies macht 30 % des Lichts aus. Die restlichen 70 % entfallen auf den IR Kanal. Die Abdeckung der Pupille kann mit zwei Lampen beleuchtet werden und so als Kalibration dienen.

Detektoren sind ein Quecksilber-Cadmiumtellurit HgCdTe Array von 270 × 438 Pixeln. (IR Bereich.) und ein Thompson TH 7896 CCD mit 508 x 1024 nutzbaren Pixeln (Visueller Bereich). Durch die unterschiedlichen Größen der Detektoren liegt das Öffnungsverhältnis bei 5.6 (sichtbarer Kanal) und 3.2 (IR Kanal). Es ist nur ein Kanal zu einem Zeitpunkt aktiv. Die Detektoren werden auf 150-190 K (CCD) beziehungsweise 65-90 K (Cadmiumtellurit) gekühlt. Das Instrument arbeitet im Pushbroom Modus, d.h. man erhält ein Bild durch viele Einzelmessungen, bei denen das Instrument über ein größeres Gesichtsfeld bewegt wird. VIRTIS-M wird vornehmlich die Asteroiden in verschiedenen Wellenlängen erfassen. Es ist Vergleich dem Instrument VIMS an Bord von Cassini, jedoch erheblich gegenüber diesem weiterentwickelt.

Das Gesichtsfeld bei beiden Kanälen beträgt 64 x 64 mRad (6.4 km aus 100 km Abstand) und die Auflösung beträgt 250 Mikrorad (25 m aus 100 km Abstand). Die spektrale Auflösung λ/Λλ liegt bei 100-380 im sichtbaren und 70-360 im IR Bereich. Die Detektoren werden passiv auf bis zu 135 K (CCD) und aktiv auf 70 k (HgCdTe) gekühlt.

Das Instrument wird von der italienischen Raumfahrtagentur ASI gestellt. Die Instrumentenelektronik (DPU : Data Processing Unit) wurde von Astrium (Ottobrunn), Kayser-Threde und DLR (Berlin) gebaut. Die DPU verwendet einen TCS 21020 32 Bit Signalprozessor von Amtel mit einer Leistung von 20 MIPS. Er verfügt über 1 MByte EEPROM für Programmdaten und 4 MByte RAM für Spektraldaten. Diese werden in Scheiben von 64 x 72 oder 64 x 144 Punkten verarbeitet. Ein Massenspeicher von 5 GBit dient zum Zwischenspeichern der Daten. Dieser ist als 2 x 3 GBit Speicher mit Redundanz ausgelegt.

Das Spektrometer besteht aus 4 Komponenten: Dem eigentlichen Spektrometer mit der Optik (5.0 kg), der Elektronik (3.0 kg), dem Kühler und Schrittmotor (1.3 kg) und der Befestigung an der Raumsonde (5.0 kg). Ohne letztere hat das Instrument beide Masse von 9.3 kg und eine maximale Leistungsaufnahme von 17.6 kg.

VIS Eigenschaften
VIR

Abbildendes Subsystem

Sichtbarer Kanal Infrarot Kanal
Detektor

Thompson TH 7896 CCD

HgCdTe Array

Pixelgröße [µm] 19 38
Pixelzahl 508 x 1024 270 x 438

Spektralbereich (µm)

0.25 - 1.0

0.95 - 5.0

Spektralauflösung (nm) (Mittel)

1.89

9.44

Spektralverhältnis (l/Dl)

100 - 380

70 - 360

Gesichtsfeld (mrad) im "Pushbroom" Modus

64 × 0.25

64 × 0.25

Gesichtsfeld (mrad) im Scanmodus

64 × 64

64 × 64

Örtliche Auflösung (mrad) 1.0 (Default)
0.25 (high)
1.0 (Default)
0.25 (high)
Teleskop Shafer Teleskop Shafer Teleskop
Teleskopöffnung [mm] 47.5
Öffnungsverhältnis 5.6 3.2
Schlitzabmessungen [mm] 0.038 x 9.53
Spektrometer Offner Relay Offner Relay
Operationstemperatur [K] 150-190 65-90

Gamma Ray and Neutron Detector GRaND

GammastrahlenspektrometerDieses Instrument soll die Verteilung der Mengenelemente O, Si, Fe, Ti, Mg, Al, Ca und der Spurenelemente U, Th, K, H, Gd, Sm auf den beiden Planetoiden bestimmen und eine Karte der Vorkommen jedes Elements anfertigen. Der Neutronendetektor kann auch das Vorkommen von Wasserstoff (d.h. bei Planetoiden Wasser) nachweisen, sofern dieses gebunden im Gestein vorkommt. Gammastrahlen erlauben es den Wassergehalt auf 3 % genau festzustellen, während der Neutronendetektor noch Wasserspuren von 0.02 % feststellen kann.

Der Gammastrahlendetektor GRaND setzt erstmals CdZnTe Detektoren als Strahlungsdetektoren ein. Ein 4 x 4 Array dieser Detektoren wird eingesetzt. Jedes Arrayelement ist 1.0 x 1.0 x 0.75 cm groß. Darunter befindet sich der 7.6 x 7.6 x 5.08 cm große Bismutgermanatkristall des Neutronendetektors. Die Szintillationsstrahlung dessen wird durch eine 7.6 cm große Photomultiplierröhre gemessen.

Beide Detektoren sind an 5 Seiten mit einer 2.5 cm dicken Schicht aus boriertem Kunststoff BC454 umgeben, um Hochenergetische Teilchen von der Seite abzufangen. Die zum Boden und zur Raumsonde zeigenden Seiten sind zusätzlich mit einer 2 mm dicken Schicht aus Glas dotiert mit Lithium-6 und einer 1 cm dicken Schicht aus Polyethylen, versetzt mit Lithium-6 versehen. Dies erlaubt die Unterscheidung von thermalen von epithermalen Neutronen. An diesen beiden Seiten befindet sich jeweils eine 2.5 cm große Photomultiplierröhre zur Detektion der Neutronen die in diesen beiden Schichten eine Reaktion verursachten. So besteht GRanD aus insgesamt 21 Einzeldetektoren (16 im Array, 5 an den Seiten). Gammastrahlen können bis aus 1 m Tiefe nachgewiesen werden.

Messungen sind möglich sobald sich Dawn bis auf 130 km an die Oberfläche nähert. Das ist während 130 Tagen bei jedem der Planetoiden der Fall. Messungen werden über 60 Sekunden gemittelt. Die mittlere Datenrate beträgt 3 KBit/sec. Das Experiment hat Abmessungen von 25.7 x 18.0 x 20.3 cm und wiegt 10.5 kg. Die Stromaufnahme beträgt 9 Watt.

Radio Science

Dieses Experiment ist praktisch kostenlos, es braucht keine zusätzliche Hardware an Bord. Man benutzt dazu den 100 Watt Sender der Raumsonde und verfolgt auf der Erde, wie sich die Sendefrequenz verändert. Dies beruht auf dem Dopplereffekt. Man kann daraus die Masse von Ceres und Vesta bestimmen, ihre Dichte und Rotationsperiode, aber auch Informationen über den inneren Aufbau, ob z.B. die dichten Elemente nach unten sanken wie dies bei der Erde der Fall ist. Benötigt wird nur Oszillator, dessen Frequenz sehr konstant ist, da deren Veränderung gemessen wird (USO - Ultrastabiler Oszillator). Für die Messungen wird nur die reine Trägerwelle ohne Daten genutzt. Mit ihr wurde z.B. auch das Innere von Vesta "durchleuchtet", indem man die Dopplerverschiebung an verschiedenen Orten bestimmte und so die lokale Schwerkraft die wiederum von der Masse (und dichte) der Materials zwischen Sonde und Mittelpunkt von Vesta abhängt.

Framing Camera

Diese von dem deutschen Max Planck Institut für Aeronomie entwickelte Kamera ist der deutsche Beitrag zu Dawn. Sie soll über 5000 Bilder von Vesta und Ceres anfertigen. Die Kamera besteht aus einem Linsenteleskop mit strahlengehärteten Linsen. Die Brennweite beträgt 150 mm und die Öffnung beträgt 18.75 mm (f/D = 7.9). Detektor ist ein 1024 x 1024 Pixel Frame-Transfer CCD mit einer Pixelgröße von 14 Mikrometern. Das Blickfeld beträgt 5.5 Grad und die Auflösung 93 Mikrorad (entsprechend 9.3 m/Pixel aus 100 km Entfernung). Das CCD hat 1056 x 1092 Pixel. Die äußeren Pixel werden genutzt um das Eigenrauschen und den Dunkelstrom zu bestimmen und vom Bild abzuziehen. Ein Kühler senkt die Temperatur des Detektors auf -60°C. Ein Wolframschild schützt vor kosmischen Strahlen, welche das Bild durch einzelne helle Pixels verfälschen.

Für Farb- und Falschfarbaufnahmen gibt es acht Filter:

Nummer Zentralwellenlänge Halbwertsbandbreite
1 430 nm (blau) 40 nm
2 540 nm (grün) 40 nm
3 650 nm (rot) 40 nm
4 750 nm 40 nm
5 820 nm 40 nm
6 920 nm 40 nm
7 980 nm 80 nm
8 Clear: 450-950 nm 500 nm

Framing CameraDie Kamera ist doppelt vorhanden. Dadurch ist es möglich durch die verschiedenen Blickwinkel beider Objektive sind stereoskope Bilder möglich. Primär dient die doppelte Auslegung aber der Redundanz. Jede Kamera wiegt 2.5 kg und kann alle 1.6 Sekunden ein Bild liefern. Die minimale Belichtungszeit beträgt 1 ms, die maximale bei 3.5 Stunden. Die typische Belichtungszeit bei Einsatz der Filter 1-6 liegt bei 100 ms bei Vesta und 1 Sekunde bei Ceres. Jedes Pixel hat einen Helligkeitsumfang von 14 Bit. Die Software erlaubt eine stufenlose Komprimierung zwischen dem Faktor 2.0 (verlustfrei) und 10 (verlustbehaftete DCT Kompression). Ein lokaler 16 GBit Speicher kann über 1000 nicht komprimierte Bilder zwischenspeichern. Eine Datenverarbeitungseinheit (DPU) auf Basis eines LEON Prozessors in FPGA Bauweise steuert die Kamera und verwaltet die Daten.

Neu an der Framing Camera sind nur einige Teile, so die Optik. Sie wurde von Kayser-Threde gebaut. Neuentwicklungen sind auch der Verschluss der Optik, der Motor für das Filterrad, der Motorkontroller, der Speicher für die DPU um die Daten aufzunehmen und das Thermalkontrollsystem. Andere Systeme wurden von anderen Projekten übernommen, bzw. aus diesen Systemen entwickelt. Die DPU (Datenverarbeitungseinheit) wurde aus der DPU der VMC Kamera von Venus Express entwickelt, der Detektor von der ROLIS Kamera des Philae Landers. Die Backplane basiert auf Entwicklungen für Giotto und die Stepper für die Filter wurden für den Mars Polar Lander entwickelt. Grund für die Verwendung von schon existierenden teilen war dass die DLR Beteiligung zuerst einen Auftrag an Jena Optronic beinhaltete, aber die Finanzierung die auch Drittmittel einschließen sollte nach einem Jahr nicht stand. So sprang das Max-Planck-Institut für Sonnensystemforschung in Lindau eingesprungen mit dem Angebot die Kamera innerhalb von zwei Jahren zu entwickeln. Das geschah im kurzen Zeitrahmen zwischen Mai 2003 und August 2005 gebaut.

Das System wiegt 5.0 kg und verbraucht mit der Elektronik maximal 12 Watt an Strom. Die Kamera soll Vesta mit einer Auflösung von 70 m und Ceres mit einer Auflösung von 130 m in 3 Spektralkanälen vollständig erfassen. Teile der Oberfläche mit besonders interessanten Geländeformen werden mit höherer Auflösung von 18-67 m/Pixel erfasst werden.

Gebaut werden zwei Flugexemplare. Das erste wurde im August 2005 an OSC geliefert und nach Tests eingelagert bis das zweite Exemplar ankommt. Dies geschah am 3.10.2005. Insgesamt wurden gefertigt:

GSFC Laser Altimeter (GLA)

GLA soll die Topographie von Ceres und Vesta bestimmen. GLA ist ein Duplikat des Instruments MLA der Raumsonde MESSENGER und verwendet Hardware, die auch der Satellit ICEsat einsetzt. GLA verwendet einen Cr:Nd:YAG Laser mit 1064 nm Wellenlänge. Dieser sendet einen 5 ns dauernden Impuls mit 20 mJ Energie aus. Er passiert eine optische Faser, die das Signal für die Zeitmessung liefert. Das Echo eines Gebietes von 50 Mikrorad Größe (50 m aus 1000 km Entfernung) wird von 4 Saphirlinsen auf eine Photodiode geworfen. Vor die Photodiode ist noch ein Hitzeschutzfilter und ein Breitbandfilter geschaltet. Dabei wird die Laufzeit des Signals bestimmt. Damit kennt man die Distanz zu dem Oberflächenpunkt und da man die genauen Daten des Orbits der Sonde kennt, kennt man auch die Höhe des anvisierten Punktes. Über sehr viele Messpunkte entsteht zuerst ein Höhenprofil, dann eine ganze Reliefkarte. GLA basiert auf dem Instrument MOLA an Bord von Mars Global Surveyor

Die Zeitauflösung beträgt 3.3 ns (dies entspricht einer Höhenauflösung von 0.5 m). Die Pulsrate beträgt 5-85 Hz. Jeder Messpunkt hat einen Durchmesser von 15 m aus 150 km Höhe. Der Abstand der Messpunkte ist von der Orbitalgeschwindigkeit abhängig. Er dürfte bei den angegebenen Umlaufszeiten bei 30 m bei Vesta und 50 m bei Ceres liegen.

Das 7.4 kg schwere Experiment mit einem Stromverbrauch von 38.6 Watt Es sollte während der zweiten Umlaufbahn in etwa 86-146 m Höhe eingesetzt werden. Das Altimeter wurde obgleich zuerst für die Sonde propagiert im Jahre 2004 von der Nutzlast gestrichen.

Magnetometer MAG

Das Magnetometer MAG wurde aus einem Instrument für den technologischen Experimentalsatelliten ST5 entwickelt. Es besteht aus zwei Sensoren. Einem an einem 5 m langen Ausleger und einem zweiten auf ein Drittel des Wegs zum ersten Sensor von der Sonde entfernt. die Differenzmessung dient dazu dass von der Sonde und den Ionentriebwerken erzeugte eigene Magnetfeld zu bestimmen und bei den Messungen auszuschalten. Verwendet werden Ring-Kernsensoren die mit einer Frequenz von 12 KHz bewegt werden. Die Magnetfelder induzieren einen Strom, der mit einer Feedbackschleife auf 0 gebracht wird. Die benötigte Strommenge für die Feedbackschleife wird gemessen. Das Magnetometer hat eine zeitliche Auflösung von 20 Hz und kann Magnetfelder von bis zu ± 1000 nT erfassen. (erwartet wird ein Feld von etwa 10 nT, in derselben Größenordnung ist das Eigenmagnetfeld der Sonde). Die Digitalisierung der Signale erfolgt mit 16 Bit. Dies ergibt eine Empfindlichkeit von ± 0.015 nT. Das Magnetometer wird eine Karte des Magnetfeldes oder Restmagnetisierungen an der Oberfläche mit einer Auflösung von 0.4 km bei Vesta und 1.0 km bei Ceres anfertigen. Das Magnetometer wiegt 3.05 kg und verbraucht 3.0 W Strom im aktiven Betrieb.

Das Magnetometer wurde obgleich zuerst für die Sonde propagiert im Jahre 2004 von der Nutzlast gestrichen.

Die Ziele

VestaDie beiden Asteroiden Ceres und Vesta sind anders als die bisher besuchten Körper recht groß. Ceres hat einen mittleren Durchmesser von 950 km. Vesta einen von 516 km. Ceres ist der größte Asteroid des Hauptgürtels. Vesta der drittgrößte.

Vesta ist nicht ganz rund. Das Rotationsellipsoid hat Hauptachsen von 578, 560 und 458 km. Es gibt mindestens einen sehr großen Einschlagskrater. Vesta besteht aus relativ schweren Elementen. Man rechnet mit einer mittleren Dichte von 3.2-5.05 g/cm³ mit einem wahrscheinlichsten Wert von 4.0 g/cm³. Das ist sehr hoch, höher als zum Beispiel. bei unserem Mond obgleich die Tendenz besteht, das kleinere Körper eher eine niedrige Dichte haben. Vesta ist trocken, er enthält kein gebundenes Wasser, ist dafür reich an schweren Mineralien und Eisen und gehört zu den eisenreichen Planetoiden.

Vesta umkreist die Sonne auf einer 7.1 Grad geneigten Bahn 2,1527 bis 2,5726-mal weiter als die Erde von der Sonne entfernt. Die Umlaufszeit beträgt 3 Jahre 230 Tage. Er selbst rotiert in 5 Stunden 20 Minuten um seine eigene Achse. Vesta wurde als dritter Planetoid im Jahre 1807 von Heinrich Wilhelm Olbers entdeckt (besser bekannt durch das Olbersche Paradoxon).

Ceres ist weiter von der Sonne entfernt und könnte gebundenes Wasser im Gestein enthalten. Er ist nahezu kreisförmig (960 x 932 km groß), anders als Vesta. Auf Hubble Aufnahmen wurde ein 250 km großer Krater entdeckt. Er umkreist die Sonne in 2,5475 bis 2,9853 AE Entfernung. die Bahn ist 10.58 Grad zur Ekliptik geneigt. Ceres rotiert in 9 Stunden 4 Minuten um die eigene Achse er wurde als erster Planetoid überhaupt von Giuseppe Piazzi im Jahre 1801 entdeckt.

Deine Dichte beträgt nur 2.1 g/cm³. Dies ist selbst für viele Aluminiumsilikatgesteine recht wenig. Ceres gehört zu einer anderen Klasse von Planetoiden: Den kohligen Chrondriten. Darin liegt das besondere von Dawn. Sie untersucht nicht nur erstmals Planetoiden des Hauptgürtels (alle bisherigen Missionen flogen leicht erreichbare Planetoiden an die nahe der Erde liegen), sondern es sind auch zwei Himmelskörper von unterschiedlicher Zusammensetzung. Ceres ist etwa 4 mal schwerer als Vesta und vereinigt 30 % der Gesamtmasse des Hauptgürtels auf sich.

Die Mission (geplant)

Anflug auf VestaDawn wurde als Mission am 21.12.2001 von der NASA genehmigt und sollte im Mai/Juni 2006 starten. Sie wurde zusammen mit dem Satelliten Kepler, der nach Planeten bei Sternen suchen soll, im Mai 2001 aus 26 Vorschlägen ausgewählt. Die Entwicklungskosten der Mission (ohne Start und Missionsdurchführung) müssen unter 299 Millionen Dollar liegen.

Als die Raumsonde 2004 in die Phase C, das heißt den Zusammenbau und die Tests ging wurden zwei Experimente nicht mit aufgenommen: Das Magnetometer und das Laser Altimeter.

Der Start war ursprünglich für den 27.5.2006 an Bord einer Delta 7925 H geplant, dem stärksten Modell der Delta 2 Trägerraketenfamilie. Für dieses Datum galt der folgende Missionsablauf. 

Dawn wird dann alleine von seinen elektrischen Triebwerken sich zuerst zu dem Orbit von Vesta (im Mittel 2.36 AE von der Sonne entfernt) spiralen und anschließend auf die Bahn von Ceres (2.77 AE von der Sonne entfernt). Dabei legt sie insgesamt 5.5 Milliarden km zurück. Schwung soll auch ein Vorbeiflug an Mars im Februar 2009 liefern. Dieser Vorbeiflug kann auch zu einem Test der Instrumente genutzt werden.

Am 30.7.2010 erreicht die Sonde nach über 4 Jahren Flug ihren ersten Asteroiden, den Planetoiden (3) Vesta. Sie schwenkt in einen Orbit ein und wird den Planetoiden 11 Monate lang aus dem Orbit untersuchen. Danach verlässt sie Vesta und macht sich zu ihrem nächsten Ziel, dem größten Asteroiden des Hauptgürtels (1) Ceres auf. Der Abflug ist geplant für den 3.7.2011. Die Ankunft bei Ceres ist geplant für den 20.8.2014 nach weiteren 3 Jahren Flug. Erneut ist auch hier eine 11 Monate dauernde Erkundung bis zum 26.7.2015 vorgesehen. Eine Verlängerung ist danach möglich. Die Finanzierung soll nach den derzeitigen Planungen im Januar 2016 enden.

Die Ionentriebwerke spiralen dabei die Sonde langsam nach außen ins äußere Sonnensystem und die Geschwindigkeit bei der Annäherung ist gering. Vor dem Erreichen von Vesta und Ceres wird die Umgebung nach eventuell vorhandenen Monden des Planetoiden abgesucht, danach wird die Sonde durch die chemischen Triebwerke in einen Orbit abgebremst und dieser durch die Ionentriebwerke langsam erniedrigt. Zuerst steht die globale Kartierung des Planetoiden aus sicherer Höhe von 700-900 km im Vordergrund. Auch das abbildende Spektrometer fertigt aus dieser Höhe die erste mineralogische Karte an. Von den 11 Monaten im Orbit jedes Planetoiden entfallen 4 auf den Betrieb der Ionentriebwerke und 7 auf den Betrieb der wissenschaftlichen Instrumente.

Danach folgt nach einigen Wochen aus einem niedrigen Orbit die Bestimmung des Höhenprofils. Hier werden auch Magnetfeld und Gravitationsdaten erfasst. Dies ist notwendig um den Orbit nochmals näher an die Oberfläche zu bringen für hochauflösende Bilder. Dazu muss die genaue Form und Schwankungen des Gravitationsfeldes bekannt sein. Dies geschieht nach 6 Monaten und umfasst dann das Anfertigen hochauflösender Bilder beider Planetoiden.

Planetoid Umlaufszeit [h] Dauer Entfernung [km] Höhe [km] Bildgröße [km] Auflösung [m] optimiert für
Vesta 18 Tage 5000 4730-4790 461 461 Erfassung der Gestalt
12.1 30 Tage 950 661-721 69 69 Optische Kartierung
3.0 130 Tage 375 86-146 12 12 Laser Höhenmessungen
2.2 25 Tage 304 15-75 5 5 Hochauflösende Bilder
Ceres 16 Tage 5000 4530-4546 437 437 Erfassung der Gestalt
11.0 30 Tage 1360 880-906 89 89 Optische Kartierung
3.3 143 Tage 610 130-156 14 14 Laser Höhenmessungen
2.7 25 Tage 529 49-75 6 6 Hochauflösende Bilder

Neben der Baseline Mission gibt es einen Alternativplan, der beschritten wird, wenn die Sonde zu schwer wird oder es Probleme bei der Finanzierung gibt. Dies ist Vorschrift für die Sonden des Discovery Programms. Es muss neben dem Missionsplan eine Alternative vorgelegt werden mit minimalen Zielen die auf jeden Fall erreicht werden können. Bei diesem Performance Plan wird nur Vesta umkreist, dafür jedoch länger (für 14 Monate). Danach kann die Sonde noch einen Vorbeiflug an dem etwa 100 km großen Planetoiden 50 Virginia machen. Man kann so Kosten sparen, da die Mission dann nur noch halb so lange dauert. Auch vom Gewicht kann man die Sonde abspecken, da man weniger Xenon und Hydrazin braucht und auch bei den Solarpanels die Masse verkleinern kann. Die folgende Tabelle vergleicht den Baseline und Performance Plan.

Baseline Performance
Startdatum 27.5.2006 27.5.2006
Ziele Vesta, Ceres Vesta, Virginia
Missionsende 26.7.2015 16.9.2011
Dauer 9.2 Jahre 5.3 Jahre
davon im Orbit 338 Tage Vesta, 340 Tage Ceres 431 Tage Vesta
benötigtes Xenon 428 kg 380 kg
benötigtes Hydrazin 56 kg 27 kg
Raumsonde "Trockenmasse" 680 kg 615 kg
minimale Startmasse 1164 kg 1022 kg

Die Mission (tatsächlicher Ablauf)

Am 16.11.2005 wurde bekannt, dass es NASA Pläne gibt, die Mission zu verschieben. Grund sollen technische Schwierigkeiten sein, welche die Mission schon heute 10-16 % teurer als geplant werden ließen. Als Budget waren einmal 373.3 Millionen Dollar vorgesehen. Der Starttermin ist nun auf den Oktober 2006 verschoben, könnte aber noch weiter nach hinten rutschen. Durch die Fähigkeit der Sonde ihre Bahn in weiten Teilen selbst zu ändern ist es aber auch möglich den Start zu verschieben. Das Startfenster von Dawn erstreckt sich über ein Jahr, so dass man eine kürzere Verschiebung auffangen kann.

Nur noch die kritischen Abläufe werden zumindest bis zum 20.1.2006 weiter geführt, wenn das Ergebnis der Beurteilung eines Reports der Aktivität vorliegt. Zu diesem Zeitpunkt befand sich die Sonde in der ATLO Phase (Assembly, Test and Launch Operations) und der Einbau der Experimente begann.

Danach wurden eine neue Trajektorie ausgearbeitet, mit der die Sonde ohne Zeitverlust auch bei einem späteren Start Vesta und Ceres erreichen kann. Der Mars Vorbeiflug 2009 kann bei einem Start bis Oktober 2007 noch erfolgen.

Am 20.1.2006 kam nun der Tag der Wahrheit: Es zeigte sich dass es nach Ansicht des NASA Hauptquartiers 29 Punkte gab, die zu lösen waren bevor die Sonde fliegen könnte und die Sonde 14 Monate hinter dem Zeitplan hinterher war. Kritischster Punkt war das Ionentriebwerk. Wie schon geschrieben waren die Tanks bei Qualifikationstests undicht gewesen und damit war der Antrieb nicht einsatzbereit. Ebenso war einer der Stromwandlungs- und Verteilungsanlagen noch nicht fertig gestellt und einige Teile überstanden Tests mit erhöhter Temperatur nicht.

Bis zu diesem Zeitpunkt war das Projekt 20% über dem Kostenrahmen von 373.3 Millionen Dollar für die gesamte Mission und die Verzögerungen würden weitere 9-12 Millionen Dollar für Lagerung und Inflationsausgleich hinzukommen.

Nach dem "stand down" im Oktober bei dem man praktisch alle Hardwarearbeiten einstellte wurde das Projekt geprüft. Die Projektleiter kamen zu dem Schluss, dass 7 Millionen Dollar fehlten. Sie beauftragten alle Teams nochmals durchzurechnen was das Projekt ihrer Ansicht nach kosten würde und diese Zahl war mit 17 Millionen Dollar höher. So schaltete man externe Gutachter ein und diese ermittelten einen "Worst Case" Wert von 40 Millionen Dollar.

Dies bewog am 2.3.2006 die NASA die Mission zu streichen, wobei sie sich an den 40 Millionen Dollar orientierte. Man sucht nun nach Möglichkeiten die Instrumente auf anderen Missionen einzusetzen. Das ist natürlich besonders bitter für die beiden internationalen Partner. Auch die zeitgleich mit Dawn beschlossene Kepler Mission ist in Schwierigkeiten: Sie ist deutlich teurer als geplant.

Dawn ist die einzige US Planetenmission die jemals gestrichen wurde, nachdem man die Raumsonde begonnen zu bauen hat. (Es gab schon Missionen die im frühen Stadium der Entwicklung gestrichen wurden). Im Jahre 1982 war Galileo nahe daran gestrichen zu werden, auch sie war damals fast fertig gebaut allerdings im Kostenrahmen und Zeitrahmen. Proteste seitens der Wissenschaftler und der Öffentlichkeit verhinderten dies.

Es hatte schon vor einigen Wochen Anzeichen gegeben, dass nun es dem Forschungsbudget an den Kragen gehen würde. Im Haushaltsjahr 2007 wurden 2 wichtige Projekte (LISA und der TPF) gestrichen und das IR Teleskop Sofia (ebenfalls mit deutscher Beteiligung) soll nach einem Jahr Flug auch wegen der Kosten eingestellt werden. Der Grund dafür sind zum einen die nach wie vor vorhandenen Kosten des Space Shuttles, obwohl diese am Boden stehen und als Folge zusätzliche Kosten für die ISS, die zwar nicht wissenschaftlich genutzt werden kann, jedes Jahr aber etwa 2 Milliarden Dollar kostet.

Der größere Batzen sind allerdings Bushs Mondpläne. Diese sollen ja durch Einsparungen finanziert werden und nicht durch neue Mittel und da man an der ISS und dem Space Shuttle sparen kann muss man eben woanders sparen. Dass in einer solchen Situation eine Mission die sowieso über ihrem Kostenlimit liegt gestrichen wird, ist eigentlich nicht verwunderlich.

Es ist allerdings auch ein Rückschlag für das Discovery Programm. Angetreten unter dem Schlagwort "Cheaper, Faster, Better" ist dies nicht der erste Fehlschlag. Frühere Missionen scheiterten, weil sie zu "cheap" waren. Dawn ist die erste die nicht den Kostenrahmen und Zeitrahmen einhalten konnte.

In einem Interview mit der Planetary Society ließ Dawn Co Investigator Mark Sykes seinen Frust los. Nach seiner Aussage war der Stop im Oktober 2005 völlig überraschend und nicht rational erklärbar. Vorher gab es jahrelang keine Beschwerden über die Arbeit. Nun stoppte man die Arbeit 8 Monate vor dem Start und entließ 2/3 der Leute - dadurch war schon das Startfenster nicht mehr zu halten und Sykes sagte dass man schon damals die Sonde streichen wollte. Grund sollen die angestiegenen Kosten um 40 Millionen und die technischen Probleme bei dem Xenontank und der Stromversorgung sein. Am 27.1.2006 befand eine Untersuchung dass es keinen technischen Grund gibt warum das Projekt nicht zuende geführt werden kann.

Mehr noch: An den 40 Millionen die man mehr brauchte war seiner Ansicht nach auch das NASA Hauptquartier schuld. Zum einen entfiel ein guter Teil der Mehrkosten auf die NASA Verwaltung und zum anderen hatte man schon Ende 2003 kürzer treten müssen als damals MESSENGER und Deep Impact ihre Budgets überschritten hatte und man dies nun bei anderen Projekten einsparte. Damals entwickelte man die Baseline und Performance Pläne und ließ Ceres als Ziel fallen. Erst durch zusätzliche Mittel die der Kongress billigte war wieder ein Flug zu Ceres möglich. Sykes hält das NASA Hauptquartier für unredlich, denn durch die Verzögerung kann man ja keine Kosten sparen : Man verpasst das Startfenster und 14 Monate Lagerung und die Wiederaufnahme kosten auch mindestens 10 Millionen Dollar mehr.

Das offizielle NASA Budget weist für Dawn ein Gesamtbudget von 458.4 Millionen Dollar aus. Davon als Folge des Stand Downs alleine ein Anstieg von 49.4 Millionen für 2007. Von dieser Summe entfallen 162 Millionen auf die Raumsonde, 13 Millionen für die Instrumente, stattliche 84 Millionen für die Delta 7924H und 199.4 Millionen auf "anderes". Dieser Brocken war wohl zu groß.

Derzeitiger Stand der Entwicklung von Dawn : Die Raumsonde ist zu 98 % fertig gestellt und zwei der drei wissenschaftlichen Instrumente sind eingebaut. Sie befindet sich derzeit bei Orbital Sciences Corporation. Dawn ist leider nur das letzte Mosaiksteinchen des Niedergang des planetaren Programms unter George W. Bush. Seit dieser sein Amt angetreten hat wurden nur 2 Sonden neu genehmigt: Die Raumsonde New Horizons nach Streichung der Vorgängermission Pluto Kuiper Express gegen ausdrücklichen Widerstand der NASA und durch Mittel des Kongresses und die Raumsonde Phoenix - Bei dieser handelt es sich aber nicht um einen Neubau sondern nur das leicht modifizierte Exemplar des 2000 eingelagerten Marslanders, der damals nicht finanziert werden konnte weil die Orbitermission nach Nachbesserungen viel teurer wurde.

Alles was die NASA seitdem gestartet hat wurde noch unter Clinton genehmigt. Drei weitere Projekte wurden schon im frühen Planungsstadium gestrichen: Den 2009 zu startenden Kommunikationsorbiter, die Jupitersonde JIMO und die Rückführung von Marsproben. In Gefahr ist weiterhin das mobile Marslabor das 2009 starten soll. Das einzige Projekt das derzeit noch in der Umsetzungsphase ist, ist ein Mondorbiter als Vorbereitung für die bemannte Rückkehr zum Mond. Selbst für die preiswerten Discovery Missionen gibt es kein Geld. Seit 1994 wurden alle 2 Jahre jeweils 2 Missionen beschlossen. Seit man Dawn und Kepler im Dezember 2001 beschloss, gab es keine Selektion mehr.

Während die Streichung in Deutschland trotz Beteiligung der DLR keine Schlagzeile wert war, schlug sie in den USA Wellen. Wissenschaftler machten der NASA Vorwürfe, weil ihrer Ansicht nach nicht die Kostenüberschreitung der DAWN Mission Grund für die Einstellung war sondern die ausufernden Kosten im Shuttle Programm, dem zur Fertigstellung der ISS mindestens 3-4 Milliarden Dollar fehlen. Als Folge hat die NASA am 27.3.2006 angekündigt, man werde die Mission wieder aufnehmen. Das JPL hätte die Genehmigung erhalten wieder in vollem Maße an der Sonde zu arbeiten. Grund seien "substantielle Fortschritte bei Technischen Fragen". Bis jetzt habe die DAWN Mission 257 Millionen Dollar gekostet, weitere 14 Millionen bräuchte man zum endgültigen Einstellen. 446 Millionen zum Durchführen. 54 Millionen mehr als vorher geplant. Anvisierter Starttermin ist nun der Sommer 2007 (Juni/Juli 2007). Bis zum November 2007 ist ein Start möglich. Verpasst man dieses Startfenster so muss man weitere 15 Jahre warten. Ein Vorbeiflug am Mars ist nach wie vor für 2009 geplant. Die Ankunftsdaten sollen davon nur wenige betroffen sein.

Als dann der Start im Juni 2007 näher rückte musste er vom ersten Starttermin am 20.6.2007 auf den 30.6.2007 verschoben werden. Grund warn Verzögerungen bei United Launch Alliance, dem Vertragspartner der NASA welche den Start durchführte. Erster Starttermin war dann der 30.6.2007. Beim Zusammenbau der Delta 2 stellte sich dann heraus, dass Zeitgeber in der dritten Stufe Fehlfunktionen hatten und ausgetauscht werden mussten. Das verschob den Start auf den 7.7.2007. Dabei gab es schon die Option den Start gleich in das zweite Startfenster ab Mitte September zu verschieben, da das erste sich nun langsam schloss. Am 11.7.2007 wäre der letzte Starttag gewesen. Doch es gab genügend Zeitgeber vorrätig (wären es zu wenige gewesen so hätte die Marssonde Phoenix Priorität gehabt). doch der Start am 7.7.2007 musste ausfallen weil ein Bahnverfolgungsschiff vor der Küste Afrikas Motorschaden hatte. Die NASA verschob erst um einen Tag, dann um zwei und dann gleich auf Mitte September. Der Grund liegt in der zweiten Stufe der Delta 2: Wird diese mit dem Treibstoff gefüllt muss man innerhalb von 40 Tagen starten. Ein Treibstoffteil ist korrosiv und kann nicht länger gelagert werden. 40 Tage rächt aber nicht wenn man das Startfenster verpasst bis Mitte September. Ein weiteres Problem ist, dass nun auch der Start von Phoenix mit demselben Delta Rakete ansteht, sich das Startteam von ULA sich aber nicht um beide Sonden gleichzeitig kümmern kann. Die Verschiebung kostet die NASA 25 Millionen Dollar, zusätzlich zu den 30 Millionen Dollar

Ankunftstermin nach einem Marsvorbeiflug 2009 ist nun Oktober 2011 bei Vesta. Abflug von dort im April 2012 und Ankunft bei Ceres im Februar 2015. Missionsende wäre im Juli 2015. Gegenüber dem ursprünglichen Plan ist dies eine Verschiebung um 15 Monate bei Vesta und 6 Monaten bei Ceres, allerdings auch verbunden mit einer kürzeren Aufenthaltsdauer bei Vesta: 7 anstatt 11 Monaten. Die Kosten für einen Start im Juli wurden mit 267 Millionen für die Raumsonde und 76.5 Millionen Euro für die Operationen angegeben, dazu kommt dann noch die Trägerrakete und der Start. Die Verschiebung der Mission, aber auch das die Raumsonde etwa 100 kg schwerer wurde als zuerst geplant machte die leistungsfähigste Version der Delta 2, die Delta 7925H-9.5 nötig. (Die NASA benutzt auch die Bezeichnung 2925H-9.5. Die Zwei soll anzeigen das es eine "Delta 2" ist, das führt aber zur Verwirrung da es von 1970-1976 eine Delta 2900 Serie gab die dann genauso heißt. Das angehängt -9.5 gibt den Durchmesser der Nutzlastverkleidung in Fuß an, also 9.5 Fuß oder 2.90 m). Die Delta 2 "Heavy" Variante mit ihren GEM-60 Boostern bringt die Sonde auf eine Fluchtbahn, erst nach etwa 60-80 Tagen des Durchcheckens im Sonnenorbit werden die Ionentriebwerke dann in Betrieb genommen. Ziel ist eine Fluchtgeschwindigkeit von 11.43 km/s.

Der derzeitige Terminplan:

Der Vorbeiflug am Mars kann zum Test der Instrumente genutzt werden, ob dies erfolgt Stand beim Start noch nicht fest. Er soll die Sonde vornehmlich aus der Ekliptik herausbringen, da Vesta nicht in der Ekliptik ihre Bahnen zieht. Er ändert die Geschwindigkeit der Sonde um 1.327 km/s. Vesta wird 7 Monate lang beobachtet aus einem nahezu polaren Orbit der langsam von 2500 auf 200 km Höhe abgesenkt wird.  Dasselbe Spiel wiederholt sich bei Ceres. Am Missionsende wird dort die Sonde in einem polaren 700 km hohen Orbit sein, der für etwa ein Jahrhundert stabil ist.

Start von DawnAm 27.sten September 2007 startete nun Dawn mit einer eintägigen Verzögerung problemlos ins All. Die Sonde verließ die Erde mit einer Energie (c3) von 5 km²/s² im Unendlichen (entspricht einer Geschwindigkeitsänderung um 2,2 km/s gegenüber der Erdbahn). Bis zu diesem Zeitpunkt kostete die Entwicklung von Dawn 281.7 Millionen Dollar und 75.8 Millionen US-Dollar sind für den Betrieb veranschlagt. Dazu kommt dann noch die Trägerrakete. Der Marsvorbeiflug hat sich nun auf den Februar 2009 verschoben und verändert die Geschwindigkeit nur noch um 1.166 km. Dabei kommt die Sonde bis auf 500 km an Mars heran. Auch sonst haben sich einige Ankunftsdaten verschoben:

Es wurden also zwei Monate bei Vesta gewonnen. Durch die "Neuordnung" des Sonnensystems fliegt Dawn nun auch nicht mehr zu zwei Asteroiden, sondern einem Asteroiden (Vesta) und einem Zwergplaneten (Ceres), vielleicht als ausgleichende Gerechtigkeit dafür, das New Horizons zu einem Planeten (Pluto) startete und während des Fluges dieser seinen Planetenstatus verlor und nur noch Zwergplanet ist.

Die zweite Stufe brachte Dawn in zuerst in eine Parkbahn in 185 km Höhe. Ein zweites Zünden ergab dann eine exzentrische Erdumlaufbahn von 185 x 6.835 km Höhe bei 26.7 Grad Neigung und einer Geschwindigkeit von 9010 m/s. Danach zündete die PAM-D und die Dawn beschleunigte auf 11.5 km/s. Nach dem Ausbrennen wurden zwei Yo-Yo Kabel aktiviert, welche die Rotation des Roboters mit der PAM-D absenkten und die PAM-D Oberstufe abgetrennt. 26 Stunden nach dem Verlassen der Erde kreuzte Dawn die Bahn des Mondes und gelangte auf ihre solare Umlaufbahn mit einer hyperbolischen Exzeßgeschwindigkeit von 3360 m/s: Eine Bahn von 1.0 x 1.62 AE Entfernung von der Sonne, 0.5 Grad zur Sonne geneigt.

Am 6.10.2007 fand dann der erste Test der Ionentriebwerke statt. Sie arbeiteten innerhalb der vorgegebenen Spezifikationen. Fünf Monate später hat Dawn bei einer durchschnittlichen Beschleunigung von 8 Millionstel der Erdbeschleunigung schon 420 m/s an Geschwindigkeit zugelegt und 5% ihres Treibstoff verbraucht. Im November gab es den ersten Computerreset nach einem Schauer geladener Teilchen von der sonne. Die Software die vierfach an Bord der Sonde ist (jeweils im Primär und Backup Rechner doppelt vorhanden) bootete den Rechner automatisch neu, wie vorgesehen.

Marsvorbeiflug

Dawn entpuppte sich in der Folge als eine Raumsonden, von denen man fast nichts in den Nachrichten hören konnte. Das galt auch für den Marsvorbeiflug, der am 18.2.2009 stattfand. In einer minimalen Distanz von 565 km zur Oberfläche passierte Dawn den roten Planeten und beschleunigte dabei um rund 800 m/s. Dabei wurde die Framing Kamera des DLR aktiviert und sie nahm einen Streifen zwischen den Tharsis Vulkanen und Olympus Mons auf. Doch selbst dies konnte man nicht von der NASA erfahren, sondern von der DLR, die als Experiment dieselbe Gegend eine Stunde später von Mars Express fotografieren ließ - wobei die Kamera um 28 Grad zur Seite schauen musste. Die Auswertung wird zeigen ob die nahezu zeitgleiche Aufnahme eines Gebietes von zwei Raumsonden aus unterschiedlichem Blickwinkel einen besonders hohen wissenschaftlichen Wert hat. Auf jeden Fall erlaubt es den Forschern mit ersten "echten" Aufnahmen eines Himmelskörpers die Framing Kamera zu kalibrieren und sich so auch auf Vesta und Ceres vorzubereiten.

Vesta Südpol

Eines war schon wenige Tage später klar: Die Kamera hat einwandfrei funktioniert und auch unter schwierigen Lichtverhältnissen (Morgen an der Stelle wo die Bildserie entstand) Bilder machen können. Allerdings gab es nur wenige Bilder die durch einen "Glitch" einen Fehler entstanden. Die Star-Trackerkameras die zur Bestimmung der räumlichen Lage dienen werden durch die Marsscheibe gestört. Daher werden diese 10 min vor der nächsten Begegnung nicht mehr genutzt bis 20 min nach dem Vorbeiflug. Währenddessen wird ein Flag gesetzt, das die Daten als ungültig markiert. Dieses Flag müsste zurückgesetzt werden, wurde aber an das System zur Ausrichtung der Raumsonde weitergereicht und dort nicht zurückgesetzt. Als nun der Startracker nach 20 Minuten wieder operationell war signalisierte dieses Flag unbrauchbare Daten und Dawn ging in einen Safemode, da nicht schnell genug der zweite redundante Star Tracker hochlief. Im Safe Mode wurden dann die Instrumente abgeschaltet um Strom zu sparen. So gingen die meisten Bilder verloren. 1.000 Bilder waren geplant. Lediglich 93 waren bis zu diesem Zeitpunkt gemacht worden und nur 40 dieser waren vorher an den Bordcomputer der Sonde übergeben worden und dort gesichert. Die anderen waren verloren bzw. wurden nicht nicht gemacht, da die Raumsonde erst aus dem Safe Mode herausgebracht werden musste. Nur 5 dieser Aufnahmen zeigten Gebiete mit Licht und nur zwei zeigten auch Strukturen.

Zu Vesta

Das war der einzige Vorbeiflug an einem Himmelskörper. Von nun an ist Dawn immer weiter von der Sonne entfernt als der Mars. Das nächste Ziel ist nun Vesta. Die Sonde pirscht sich dabei recht langsam an den Planetoiden heran. Einige Wochen vor der Annäherung gab es erste Aufnahmen die dann sukzessive deutlicher wurden. Das letzte am 9.7.2011 gelang aus 41.000 km Entfernung. Am 15.7.soll dann Vesta die Sonde einfangen. Das zeigt wie der elektrische Antrieb die Relativgeschwindigkeit langsam verringert hat, denn beim chemischen Antrieb wäre nur ein Manöver nötig. So braucht die Sonde aber 6 Tage um die 41.000 km zurückzulegen, was einer Geschwindigkeit von nur 100 m/s (360 km/h) relativ zu Vesta entspricht. Erst am Samstag (in Europa Sonntag) dem 16.7. wird allerdings das JPL bei einer Kommunikationssession erfahren ob alles klappte.

Nach dem derzeitigen Zeitplan ist nun ein Aufenthalt an Vesta über ein Jahr bis zum Juli 2012 geplant. Die nächsten 3 Wochen wird Dawn seinen Orbit der in rund 16.000 km Höhe verläuft beibehalten und dabei auch nach Monden Ausschau halten. Danach dürften der Orbit genau genug bekannt sein um ihn dann langsam abzusenken. Bis zu Vesta hat Dawn insgesamt seine Geschwindigkeit durch den Ionentriebwerk um 6,7 km/s geändert und eine Strecke von 2,8 Milliarden Kilometern zurückgelegt. Schon jetzt war dies das Antriebsmanöver mit der höchsten Geschwindigkeitsänderung aller bisher gestarteten Raumsonden.

Am 11.8.2011 erreichte Dawn den "Survey Orbit" in 2.700 km Entfernung von der Oberfläche. Wie der Name ausdrückt wird die Raumsonde in diesem Orbit erst einmal global den Asteroiden kartieren, sowohl mit der Framing Kamera wie auch dem Infrarotspektrometer. Durch Verfolgung des Radiosignals wird das Gravitationspotential von Vesta genauer bestimmt, das ist wichtig um danach noch weiter heranzugehen, weil es bei einem nicht ganz runden Körper nicht gleichmäßig ist und es bei kleinen Asteroiden auch Abweichungen wie Hohlräume gab (womit allerdings bei Vesta keiner nähert). Diese Phase dauert 20 Tage. Danach schließt sich eine weitere Anpassung der Umlaufbahn an, die Sonde  erreicht den High Altitude Mapping Orbit (HAMO), Ende September. Einen Monat lang wird sie dann 60 mal Vesta umrunden und dabei eine noch höherauflösende Karte des beleuchteten Teils anfertigen. Beim HAMO beträgt die Umlaufszeit nur noch eine Halbe Stunde, verglichen mit 3 Stunden im Survey Orbit.

Bis Ende August verblieb Dawn im ersten Beobachtungsorbit mit einem Abstand von 2.700 km von der Oberfläche. Hier konnte sie die gesamte sonnenbeschienen Oberfläche mit der Kamera und dem Spektrometer erfassen. Danach spiralte sie sich näher an den Asteroiden heran und erreichte den nächsten, tieferliegenden Orbit (High Altitude Mapping Orbit) am 29.9.2011. Dieser hat nun nur noch eine mittlere Entfernung von 680 km von der Oberfläche, führt die Raumsonde als viermal näher an die Oberfläche. Hier erfolgte eine weitere Kartierung der Oberfläche. 90% können beobachtet werden. Die Nordpolregion ist bedingt durch die Jahreszeiten derzeit im Schatten. Aus dem HAMO gelingen Bilder mit einer Auflösung von rund 70 m pro Pixel.

Der niedrigste Orbit LAMO (Low Altitude Mapping Orbit) wurde dann am 12.12.2011 erreicht. Nun beträgt die mittlere Entfernung nur noch 230 km und die Auflösung zwischen 23 und 30 km pro Pixel, je nach Abstand.

Die Beobachtungen zeigten, dass Vesta trotz ihrer Kleinheit sehr interessant sind. So ergab die Datierung dass zwei große Einschlagsbecken nur 1 und 2 Milliarden Jahre alt sind. Man erwartet dass auch bei Asteroiden nach etwa 3 Milliarden Jahren die Zusammenstöße rapide zurückgehen, weil dann die großen Körper die kleinen alle aufgesammelt haben. Vesta muss noch zweimal später mit zwei großen Asteroiden zusammengestoßen sein.

Die mineralogische Untersuchung der Oberfläche spricht dafür dass dieses Material teilweise magmatisch war, also früher geschmolzen war. Vesta hat daher auch einen Differenzierung durchlaufen wie die Erde und einen kleinen Eisenkern.

Es gibt sehr große Berge, doppelt so hoch wie der Mount Everest, die noch aus der Urzeit stammen und die Oberfläche ist sehr unterschiedlich gefärbt, teilweise so dunkel wie Kohle. Auch diese Variation war so nicht erwartet worden. Zur Zeit der Publikation von mehreren Fachartikeln über die Geologie von Vesta Anfang Mai 2012 hatte Dawn über 20.000 Aufnahmen zur Erde gefunkt.

Am 25.7.2012 wurde die Kartierung beendet und die Sonde begann sich langsam hochzuspiralen, als am 8.8.2012 ein Reaktionsschwungrad ausfiel. Die Reaktionsschwungräder sind das primäre System mit dem die Ausrichtung der Sonde im Raum geändert wird. Es zeigte erhöhte Reibung und wurde abgeschaltet. Dieser Ausfall ist gravierend. Die Sonde braucht drei Schwungräder, eines in jeder Hauptachse um sich bei Beobachtungen oder zur Kommunikation drehen zu können. Eines fiel schon im Juni 2010 aus. Das konnte von einem Reserverad kompensiert werden. Dieser Ausfall kann nun nicht von einem Reserverad kompensiert werden. Die Raumsonde hat genügend Hydrazintreibstoff an Bord um damit bei Ceres die Drehungen durchzuführen, doch wie immer wenn ein solch schwerwiegender Vorfall vorkommt untersucht man ihn. Dadurch verzögerte sich der Abflug von Vesta um 10 Tage. Weiterhin entfallen und Aufnahmen des Nordpols. Er war vom niedrigen Orbit aus nicht beobachtbar, da er im Schatten lag. Nun sind die Belichtungsbedingungen etwas besser und beim Hochspiralen sollten mittel bis grobauflösende aufnahmen entstehen. Doch da die Sonde nun nicht gedreht werden kann, bzw. man dafür Treibstoff verbraucht entfallen diese. Das Problem der Reaktionsschwungräder soll auf der Reise zu Ceres untersucht werden, wo sie inaktiv sind. Dann wird auch entschieden wie man bei Ceres verfährt.

Am 5.9.2012 verließ Dawn Vesta. Sie hatte eine Entfernung von 17.200 km und eine Geschwindigkeit von 33 m/s relativ zu Vesta erreicht als diese die Sonde nicht mehr in ihrem Gravitationsfeld halten konnte. Nun geht es ab zu Ceres. Insgesamt 20 Millionen Spektren und 31.000 Aufnahmen wurden bei Dawn gewonnen. Das Ionentriebwerk war bisher 2,9 Jahre im betrieb oder 58% der gesamten Missionszeit. Ceres ist nun noch 64 Millionen km entfernt, aber so weit entfernt von der Sonne mit weniger Strom wird die Raumsonde zweieinhalb Jahre brauchen bis Ceres im Februar 2015 erreicht wird.

Die Topographie Vestas zeigt obige Karte. Aufgrund der nur nahezu kreisfömig (besser: kartoffelförmigen) Form sind die Höhenunterscheide enorm. Auf der Nordhalbkugel liegt der Unterscheid zwischen -22,24 und +44,22 km. Bei der Südhalbkugel sind es -23,61 bis +28,67 km. Wie die Karte zeigt ist der Polradius kleiner als der Äquatorradius. Dieser liegt bei 572,6 x 557,2 km (die beiden Achsen in der Äquatorebene) während die durch die Pole gehenden Achse nur 446,4 km lang ist. Ein Tag dauert auf Vesta 5,34213 Stunden. Die mittlere Dichte ist relativ hoch und liegt bei 3,456 g/cm³ - höher als die des Mondes und nur wenig kleiner als die des Mars. Das spricht für die Anwesenheit schwerer Metalle wie eisen und Nickel, denn Gestein hat eine mittlere Dichte von unter 3 g/cm³.

Im Januar 2014 hatte Dawn die Hälfte der Strecke zu Ceres zurückgelegt. Ende des Jahres gab es dann die ersten Aufnahmen von Ceres, die erste am 5.12.2014 aus 1,2 Millionen km Entfernung. Am 30.12.2015 war Dawn schon bis auf 640.000 km nahe gekommen und näherte sich mit 725 km/h. Nun begannen die Vorbereitungen um in einen Orbit einzuschwenken. Das ist für den März 2015 geplant.

Schon knapp zwei Wochen später, am 13.1.2015 hatte sich die Entfernung auf 383.000 km halbiert und die Framing Kamera konnte Ceres in einer Auflösung abbilden die vorher nur durch das Hubble Weltraum Teleskop möglich war. Über eine halbe Rotationsperiode wurde ein Videofilm generiert. Einen Monat später, am 19.2.2015 war Ceres nur noch 83.000 km entfernt und Details zeichneten sich ab. In den Augen des Autors sah Ceres auf den Bildern zuerst so aus wie die Saturnmonde die von Voyager in den frühen Achtziger Jahren aufgenommen wurden (ich hielt die aufnahmen zuerst für welche von Tethys).Am 25.2.2015 hat sich die Distanz schon auf 40.000 km verkleinert und eine erste Karte, allerdings noch mit einer groben Auflösung von 4 km/Pixel wurde veröffentlicht.

Am 6.3.2015 wird dann Dawn von Ceres eingefangen. Nun, in der letzten Phase der Mission konnte die NASA, nachdem es während der Entwicklung doch einige Finanzprobleme gab, die Gesamtkosten mit 473 Millionen Dollar angeben - zwar ein Plus von 100 Millionen Dollar gegenüber den Planungen, aber neue Discovery-Class Missionen wie MAVEN kosten 450 Millionen Dollar + Trägerrakete, was sie dann in einen Preisrahmen von 625 bis 650 Millionen Dollar hebt. Zahlreiche Sonden haben noch ein Leben nach der Primärmission, Orbiter um Mars und Venus arbeiteten noch viele Jahre nach der Erfüllung des primären Ziels, selbst Vorbeiflugsonden wie Stardust oder Deep Impact steuerten Jahre später noch ein zweites Ziel an. Dawn wird keiner verlängerte Mission haben. Limitierend sind die bordeigenen Hydrazinvorräte die für die Lageregelung gebraucht werden (die Ionentriebwerke dienen nur als Antrieb, aber nicht zur Lageveränderung). Ihr Vorrat dürfte wenige Monate nach Ende der Primärmission im Juni 2016 erschöpft sein. Die Sonde bleibt dann in dem niedrigen Orbit den sie zuletzt hat (LAMO, in 375 km Höhe). Er soll für einige Jahrhunderte stabil sein.

CeresDer erste Orbit wird in 13.500 km Höhe sein. danach bewegt sich die Sonde in den Survey Orbit in 4400 km Höhe. Dann kommt der High Attitude Mapping Orbit (HAMO) in 1470 km Entfernung und zuletzt der Low Altitude Mapping Orbit in 375 km Höhe. In diesem wird die Sonde verblieben.

Das Einschenken verlief auch problemlos, es verlief sogar schneller als gedacht. Die Sonde reduzierte ihre Geschwindigkeit relativ zu Ceres sodass der Zwergplanet sie "einfing". Die Distanz bei des geschah war recht hoch - 61.000 km, vor drei Tagen als die letzten veröffentlichten Bilder entstanden war die Sonde schon näher am Kleinplaneten - diese entstanden aus rund 48.000 km Entfernung.

Sukzessive wurde Dawns Orbit abgebremst. Im Februar 2016, ein Jahr nach Erreichen des ersten Orbits befand sich die Sonde in einem kreisförmigen, 385 km hohen Orbit, hatte 600-mal Ceres umrundet und 99,6% der Oberfläche fotografisch erfasst. Man hatte es geschafft den Hydrazinverbrauch zu reduzieren und peilt nun als Missionsende den 30.6.2016 an. Die Dauer wurde verlängert, auch weil man langsamer in den den niedrigen Orbit gelangte. Auffällig an Ceres waren schon aus größerer Distanz erkennbare weiße Flecken. Die zuerst geäußerte Vermutung es könnte Eis sein musste ausgeschlossen sein. Ceres hat sich seit Aonen nicht verändert und Eis wäre längst verdampft. Spektrale Untersuchungen ergaben schließlich das es sich um Natriumcarbonat handelt.

Der Ionenantrieb hatte bis 8.1.2016 insgesamt 2019 Tage gearbeitet und die Geschwindigkeit um 11 km/s geändert.

Am 1.7.2016 fiel die Entscheidung die Raumsonde weiter in einem Orbit um Ceres zu belassen und die Passage des Perihels zu untersuchen. Es gab wie erst jetzt bekannt wurde beschloss man in der Missionskontrolle Dawn nicht zu einem weiteren Ziel zu schicken. In Frage käme der Asteroid 145 Adeona, ein 150 km hoher Asteroid. Er wäre im Mai 2019 passiert worden ohne in eine Umlaufbahn einzutreten. Die limitierende Ressource ist nicht der Treibstoff für die Ionentriebwerke. Er reicht noch aus um die Sonde zu Adeona zu bringen. Doch durch den Ausfall der Reaktionsschwungräder braucht Dawn viel mehr Hydrazin und trotz Sparmaßnahmen nähert sich dieses dem Ende zu. Das Hydrazin wird aber für Lageänderungen im Orbit benötigt. Die Entscheidung wurde nicht nur begrüßt, es gab auch kritische Stimmen die sich mehr Wissenschaft von einem dritten Asteroiden erhofften.

Artikel zuletzt verändert am 5.1.2017

Links

Dawn Homepage

NSSC Masterkatalog

VIR Homepage

MPAE Framing Camera

Interview mit Mark Sykes zum Streichen der Mission

http://citeseerx.ist.psu.edu/viewdoc/download?doi=10.1.1.465.718&rep=rep1&type=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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