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Exomars 2016 - die Mission

Einführung

Exomars hat eine zehnjährige Wechselvolle Geschichte. Diese habe ich in einem eigenen Artikel behandelt. Die 2016 er Mission startete am 14.3.2016 mit einer Proton M Breeze M. Sie wird einen Lander absetzen, der Daten für die 2018 er Mission liefert. Vor allem ist sie aber eine Orbitermission wie schon Mars Express, der seit 2004 den roten Planeten umrundet. Das war im ursprünglichen Konzept anders vorgesehen, da war Exomars vornehmlich eine Landemission, der Orbiter kam erst später dazu.

Die 2016-er Exomarsmission ist der zweite europäische Orbiter zum Mars nach Mars Express, der 2003 startete und 2016 immer noch arbeitet. Mit ihm verbindet den Trace Gas Orbiter von Exomars auch, dass ein kleiner Lander mitgeführt wird. Dies war bei Mars Express Beagle 2, der jedoch nach der Landung verloren ging. Der Schiaparelli Lander ist zwar größer doch gemessen an der Startmasse wie Beagle 2 mit mitgeführte Zusatznutzlast.

Geplant war ein Start von Marsexpress im Januar 2016 auf einer Typ-II Hohmannbahn. Diese hat eine Umlaufdauer von etwa 10 Monaten und durchläuft etwas mehr als einen halben Umlauf des Mars. Die Sonde sollte auf eine Bahn mit einem C3-dV von 7,44 km/s² geschickt werden, das entspricht einer Geschwindigkeitserhöhung von 2.727 m/s relativ zur Erde. Durch die Verzögerungen wich man auf ein Startfenster vom 14-25.3.2016 aus, das den Orbiter auf einer kürzeren Bahn, einer Typ-II Hohmannbahn zum Mars schickt. Diese Bahn erfordert eine etwas höhere Startgeschwindigkeit von 3.054 m/s relativ zur Erdumlaufbahn. Da das Ankunftsdatum auf den 19.10.2016 festgelegt wurde, wurde dieses beibehalten (unter anderem müssen auch die Bahnen der amerikanischen Orbiter so angepasst werden, dass sie die Daten des Schiaparelli Landers übertragen können, daneben gibt es auch irdische Gründe wie festgelegte Termine für Pressekonferenzen oder gedruckte Broschüren mit dem Datum). Es liegt eigentlich drei Wochen hinter dem optimalen Ankunftsdatum. Trotzdem liegt die Bahn noch im Treibstoff Budget. Das ist ein wichtiger Parameter (in der Endumlaufbahn darf der TGO minimal 1.800 kg wiegen) ein zweiter war die Ankunftsgeschwindigkeit die unter 3470 m/s relativ zu Mars liegen muss das ist die Obergrenze die für die EDL-Mission gegeben ist.

Der Wechsel des Partners von der NASA zur Roskosmos bedeutete auch einen Wechsel de Trägers - von der Atlas V, die bisher in über 50 Missionen nur einen partiellen Fehlstart hatte (ein Satellit erreichte nur eine zu niedrige Umlaufbahn, konnte diese aber mit den eigenen Treibstoffvorräten ausgleichen) zur Proton-M, die vor allem durch zahlreiche Fehlstarts auffiel. Obwohl die Proton M nur die neueste Version (M steht für "modernisiert") der seit 1967 existierenden Trägerrakete ist, also eigentlich gemäß dem Gesetz das Fehler im Design vor allem bei den ersten Einsätzen auftreten, sehr zuverlässig sein sollte, hat sie eine erschreckend niedrige Zuverlässigkeit. Von 94 Starts scheiterten 10, mehr als jeder zehnte. Mehr noch: es sind signifikant mehr Starts russischer Nutzlasten (bestellt von Roskosmos) als kommerzieller Nutzlasten (bestellte Träger von ILS betroffen) und auch diesmal ordert die Roskosmos die Rakete. Die Proton M Breeze M ist eine vierstufige Rakete mit einem sehr aufwendigen Missionsprofil, das im falle des Trace Gas Orbiters drei Zündungen der Oberstufe Breeze M vorsieht. Bei kommerziellen Missionen können es sogar vier Zündungen sein und 24 Stunden vergehen bis der Zielorbit erreicht ist.

Gottseidank klappte der Start. Er dauerte für einen Raketenstart sehr lange, über 11 Stunden. Das liegt an der schubschwachen Breeze-M Oberstufe. Durch den geringen Schub ergibt sich eine lange Brennzeit in der die Stufe sich von der Erde entfernt. Dabei verliert sie wieder Geschwindigkeit. Um dies auszugleichen verlässt die Sonde die Erde nicht mit einem Manöver sondern mehreren.

Die ersten drei Stufen beschleunigten die Kombination auf 7240 m/s, nur etwa 500 m/s unterhalb der Orbitalgeschwindigkeit. Alleine um diese restlichen 500 m/s aufzubringen braucht die Breeze M 6 Minuten und verbraucht 2 t Treibstoff.17 Minuten nach dem Start ist die Kombination in einem 175 km hohen, 51,5 Grad geneigten Erdorbit angekommen.

Start von ExomarsWenn sie den Äquator nach eineinhalb Stunden und einem Umlauf passiert zündet die Breeze M ein zweites Mal. Sie erreicht nun ein Perigäum von 250 km und ein Apogäum von 5000 km. um die Gravitationsverluste zu begrenzen stoppt man den betrieb wenn die Kombination sich zu weit von der Erde entfernt. Nach Viereinviertel Stunden wurde diese Bahn mit einem Apogäum von 5.000 km durchlaufen. Nun zündet die Breeze M erneut im Perigäum und erreicht eine Bahn mit einem erdfernsten Punkt von 21.000 km. Nach der Zündung wird ein ringförmiger Zusatztank abgeworfen der nun leer ist und zwei Drittel des Treibstoffs aufnimmt. So verringert sich das Gewicht um 950 kg und die Nutzlast ist dadurch höher. Die letzte Zündung, mehr als 10 Stunden nach dem Start erhöht die Geschwindigkeit dann soweit das die Sonde die Erde verlassen kann. 10 Stunden 46 Minuten nach dem Start wird dann Exomars von der Breeze M abgetrennt.

Ereignis Zeitmarke Geschwindigkeit Höhe
Abheben -3,1 s 0 0
Stufentrennung 1→ 2 123,8 s 1715 m/s 43 km
Stufentrennung 2 → 3 349,8 s 4603 m/s 129 km
Stufentrennung 3 → Breeze M 573 s 7240 m/s 153 km
1. Zündung Breeze M 660 s 7810 m/s 175 km
Zweite Zündung Breeze M ~ 90 Minuten 8733 m/s 5.100 km
Dritte Zündung Breeze M ~ 260 Minuten 9843 m/s 21.000 km

Die Vermessung der Umlaufbahn zeigte, dass der Einschuss recht präzise war und nur um 1,5 m/s von den Vorgaben abwich. Danach nahm man alle Systeme in Betrieb und führte eine Woche nach dem Start ein erstes Kurskorrekturmanöver durch um die Abweichung vom Startvektor auszugleichen. Doch ganz ohne Vorkommnisse verlief der Start nicht. Kurz nach Abtrennung von Exomars gab es eine Explosion an Bord der Breeze-M Oberstufe. Aufnahmen eines brasilianischen Observatoriums zeigen neun Bruchstücke auf der Bahn der Breeze M. Nach Angaben der ESA wurde Exomars aber nicht beschädigt. Die Explosion fand angeblich einige Stunden nach der Abtrennung statt, als Exomars schon mehrere Kilometer von der Oberstufe entfernt war. Die Distanz ergibt sich dadurch dass der Orbiter mit Federn von der Oberstufe abgetrennt wird. Die Federn beschleunigen den Orbiter auch. Die Beschleunigung ist gering doch über Stunden hinweg ergibt sich so eine sichere Distanz. Roskosmos dementierte eine Explosion, man habe keine Anzeichen dafür gefunden und noch später Telemetrie der Oberstufe Breeze M empfangen. In jedem Falle ist Exomars nicht beeinträchtigt worden und es gab auch keine Abweichungen im vorgesehenen Missionsablauf.

Nach dem Start beginnt für den TGO eine siebenmonatige Reise. Er wird den Mars am 19.10.2015 erreichen. Erstaunlicherweise änderte sich das Ankunftsdatum nicht, nachdem der Start um zwei Monate verschoben wurde. Das liegt an der gewählten Bahn. Mars steht alle 26 Monate in Opposition zur Erde, d.h. der Abstand Erde-Mars ist dann am kleinsten. Kurz vor diesem Zeitpunkt müssen Raumsonden starten. Dabei gibt es zwei mögliche Bahnen, die beide nahe der energieärmsten bahn liegen. Die eine schneidet die Marsbahn bevor ein halber Umlauf erfolgte, die andere danach. Die letzte war für die 2016 Mission vorgesehen, das ergab den früheren Starttermin. Die zweite Bahn ist kürzer und ihr Startfenster öffnete sich zwei Monate später. Der Preis dürfte eine höhere Ankunftsgeschwindigkeit sein, die miteinher geht mit einem etwas höheren Treibstoffverbrauch beim Einbremsen in die Umlaufbahn.

Zum höheren Treibstoffverbrauch tragen auch der höhere Geschwindigkeitsbedarf bei den Mittkursmanövern bei. Das erste findet am 29.7.2016 statt. Dabei wird das Triebwerk über 50 Minuten lang brennen und die Geschwindigkeit um fast 327 m/s ändern. Das ist bedeutend mehr als bei anderen Marssonden bei denen die gesamte Geschwindigkeitsänderung (es gibt meistens zwei bis drei dieser Manöver) unter 100 m/s liegt. Weitere kleinere Trimmmanöver sind für den 11.8, 19.9 und 14.10 angesetzt. Die Erfahrung der letzten Raumsonden zeigt, dass man meistens das letzte weglassen kann. Die Trimmmanöver dienen dazu die Abweichung des Zielpunktes vom realen Passagepunkt zu minimieren. Je näher man dem Mars ist desto kleiner ist die Auswirkung eines Manövers. Daher setzt man die letzten Feinkorrekturen kurz vor dem Erreichen des Mars an. Insgesamt wird Exomars 2016 die Bahn schon vor dem Mars um 343 m/s ändern und dabei 420 kg Treibstoff verbrauchen.

Ebenfalls kurz nach dem Start erhielt der Trace Gas Orbiter ein Update des Betriebssystems. Das 3 Megabyte große Image entspricht einem Windows-Update. Es gibt nur geringe Veränderungen, vor allem werden Dinge "gefixt" die schon in der frühen Phase des Flugs auftraten wie einige Abweichungen beim betrieb der Star Tracker. Die Software wurde in der vom Militär entwickelten und in der Luft & Raumfahrt verbreiteten Programmiersprache ADA geschrieben.

Erste TestaufnahmeAm 17.6.2016 machte CASSIS eine Testaufnahme des Mars. Er war zu diesem Zeitpunkt noch 41 Millionen km entfernt und so isst die Auflösung mit 460 km/Pixel noch sehr grob, schlechter als die besten Aufnahmen erdgebundener Teleskope. (Bei diesem Maßstab ist der Mars nur 15 Pixel groß).

Die Landung nach den Planungen

Vor Erreichen des Mars wird Schiaparelli abgetrennt und selbstständig landen. Nach den Planungen wird dies drei Tage vor Erreichen des Mars am 16.10.2016 der Fall sein.  Federn drücken Schiaparelli vom Trace Gas Orbiter weg. Sie sorgen für eine Startgeschwindigkeit von 0,3 m/s, etwa 1 km/h oder die Geschwindigkeit eines sehr gemütlichen Schwimmers. Schiaparelli aktiviert unmittelbar nach der Abtrennung seine eigenen Triebwerke. sie bringen ihn in eine langsame Rotation um die eigene Längsachse. Dies stabilisiert ihn und richtet den vorderen Hitzeschutzschild, die Aeroshell auf den Wiedereintrittspunkt aus. Der Trace Gas Orbiter führt danach auch ein Manöver durch, denn er soll ja nicht auf dem Mars aufschlagen sondern ihn nur nahe passieren.

Der Lander erreicht die obere Marsatmosphäre in 122 km Höhe mit 21.000 km/h. Bedingt durch die dünne Marsatmosphäre dauert die Landung nur 6 Minuten. Das Landeprofil ist ein klassisches wie es schon bei Viking, dem MPL und Phoenix eingesetzt wurde: Es wird, nachdem der Hitzeschutzschild die meiste Energie vernichtet hat, ein Fallschirm entfaltet. Da die Marsatmosphäre zu dünn ist um mit einer Fallschirmlandung eine akzeptable Landegeschwindigkeit zu erreichen wird der Fallschirm in geringer Höhe abgeworfen und die restliche Geschwindigkeit durch Triebwerke abgebaut. Da die Triebwerke nur 30 s lang brennen und eine Geschwindigkeit von weniger als 100 m/s abbauen müssen ist der benötigte Treibstoffvorrat kein großes Handicap. Im 2 m Höhe schwebt der Lander, dann werden die Triebwerke abgeschaltet und der Landeschock durch verformbare Stoßdämpfer aufgefangen. Die Landegeschwindigkeit von 10 km/h (angegeben) bzw. 14 km/h (beim freien Fall aus 2 m Höhe) entspricht auf der Erde einem Fall aus 40 bzw. 80 cm Höhe, also in etwa der Belastung die ein Gegenstand hat der vom Schreibtisch auf den Boden fällt.

Landung von SchiaparelliDer Fallschirm hat entfaltet einen Durchmesser von 12 m. Die Triebwerke sind in drei Gruppen mit jeweils drei Triebwerken angeordnet. Ihr Schub beträgt jeweils 400 N. Da dieser Schub deutlich über der Gravitationskraft des Mars ist arbeiten die Triebwerke im Pulsbetrieb.(Bild Links: Kurz vor der Landung).

Ereignis Höhe Geschwindigkeit Zeitindex
Auftreffen auf die Marsatmosphäre 122,5 km 21.000 km/h 0
Maximale Aufheizung 45 s 19.000 km/h 1 Minute 12 s
Fallschirm entfaltet 11 km 1.650 - 1.700 km/h 3 Minuten 21 s
Abwurf vorderer Hitzeschutzschild, Radar aktiviert 7 km 320 km/h 4 Minuten 1 s
Abwurf hintere Aeroshell mit den Fallschirmen 1,2 - 1,3 km 240 km/h 5 Minuten 22 s
Zündung Triebwerke 1,1 km 250 - 270 km/h 5 Minuten 23 s
Abschalten Triebwerke, frier Fall 0,002 km 4 km/h 5 Minuten 53 s
Aufsetzen 0 km 10-11 km/h 5 Minuten 55 s

Die Aufprallenergie nehmen Schockabsorber auf, die von 6 cm Ausgangshöhe durch das Gewicht zusammengepresst werden. Es tritt eine maximale Belastung von 40 g bei der Landung auf. Das klingt nach viel, ist jedoch für Landekapseln eher wenig. Frühere Raumkapseln die auf der Venus oder Erde niedergingen mussten 350 bis 500 g aushalten. Ein Mensch kann maximal 100 g (kurzzeitige Abbremsung) überleben.

Nach der Landung überträgt der Schiaparelli Lander über NASA-Orbiter zuerst die wichtige Telemetrie des Abstiegs, dann die Daten der wenigen Instrumente. Die Batterien reichen nur für einen Betrieb über 2 bis 4 Sols, ein Sol ist ein Marstag von 24 h 27 Minuten Länge. Der Landeort liegt bei 6 Grad West, 2 Grad Süd in Meridiani Planum. Eine Ebene in deren Westlichen Teil schon 2004 der Marsrover Opportunity landete. Das Bild rechts zeigt eine farbkodierte Aufnahme der Gegend. Je roter es ist desto höher liegt das Gebiet. Landet Exomars in der Mitte der Landeellipse so ist er etwa 50 km von Opportunitys Landeort entfernt. Dieser war auf Aufnahmen von Opportunity relativ flach und langweilig. Die Landellipse, das ist die Zone die mit 99% Wahrscheinlichkeit getroffen wird ist 100 km lang und 15 km breit. Das ist höher als bei den neueren US-Sonden, doch bei diesen erfolgen auch mehr Kurskorrekturen und die Abtrennung erfolgt später. Bedingt dadurch das der Orbiter eine Umlaufbahn erreichen muss sind die Unsicherheiten durch die frühe Abtrennung deutlich höher.

Die geplante Orbitermission

LandezoneNach Abtrennung des Landers verändert der TGO die Bahn leicht (mit 15 m/s Abbremsung so, dass sie sich gerade vom Landeort auf einen Punkt "neben" dem Mars verschiebt) Der TGO wird am 19.10.2016 in eine erste Umlaufbahn einschwenken. Ihr marsnächster Punkt wird in 300 km Höhe liegen. Der marsfernste Punkt bei etwa 96.000 bis 100.000 km Entfernung liegt und in der er 4 Tage braucht den Mars zu umrunden. Dafür muss er um 1.550 m/s abgebremst werden. das ist relativ viel für diese exzentrische Umlaufbahn und liegt wie schon oben erwähnt an den Gravitationsverlusten durch das kleine Triebwerk. Danach wird er eine Reihe von Kurskorrekturen vornehmen. Sie dienen primär dazu die Inklination auf 74 Grad festzulegen, diese hat man als optimale für die wissenschaftlichen Untersuchungen festgelegt und den marsnächsten Punkt abzusenken. In den nächsten Monaten wird er nun seine Umlaufbahn durch Aerobraking absenken. Diese Technik die beim marsnächsten Punkt tiefer in die Marsatmosphäre eintaucht setzen US-Raumsonden mit einer Ausnahme (MAVEN) seit 1996 ein, um Treibstoff zu sparen, wenn der marsfernster Punkt unter 400 km sinkt wird die Sonde den marsfernsten Punkt anheben und in eine 400 km hohe, 74 Grad zum Äquator geneigte Umlaufbahn einschwenken. Vor Missionsbeginn setzte man neun bis 15 Monate für diese Phase an. Nominell sollte der Trace Gas Orbiter im November 2017 in seiner kreisförmigen 400 km hohen Umlaufbahn ankommen. Zwischen dem 11.7 und 17.8.2017 muss das Aerobraking unterbrochen werden, weil die Raumsonde in Konjunktion zur Erde steht, also die Sonne zwischen Erde und Mars steht. Sie stört den Radioempfang der Signale von der Sonde.

Nun beginnt die wissenschaftliche Untersuchung des Mars die bis mindestens zum Dezember 2022 dauern soll. Sie soll ab 2018 beginnen. Limitierend für den Betrieb sind vor allem die Treibstoffvorräte und das Altern der Batterien die den Orbiter bei jedem Durchlaufen der Nachtseite mit Strom versorgen müssen, doch die Umlaufbahn ist so hoch, dass der Trace Gas Orbiter weitaus länger arbeiten kann. Bisher erreichten vier Raumsonden eine Betriebszeit von mehr als Zehen Jahren im Orbit: Mars global Surveyor, 2001 Odyssey, Mars Express und Mars Global Surveyor. Die Chancen stehen gut dass auch der TGO so lange durchhält. Die Verschiebung des Starts der zweiten Exomars Sonde von 2018 auf 2020 wurde von der wissenschaftlichen Gemeinde positiv aufgenommen, da der Trace Gas Orbiter diese Landemission unterstützen soll. So steht mehr Zeit für die wissenschaftliche Arbeit zur Verfügung bevor diese wenn die zweite Sonde Mars erreicht wieder eingeschränkt werden muss. Sie würde sonst nominell am 19.1.2019 beginnen, also nur 13 Monate nach beginn der wissenschaftlichen Phase.

Da Europa inzwischen drei 35 m Antennen in Chile, Australien und Spanien hat ist die ESA fähig die Sonde dauernd zu kontrollieren. Ab dem Zeitpunkt der Ankunft ist der Mars auch das einzige Ziel das verfolgt werden muss, da Rosetta als zweite Raumsonde Ende September auf dem Kometen Churymasov-Geramisenko landen wird. Venus Express verglühte schon 2015 in der Venusatmosphäre. Erst 2018 wird mit BepiColombo eine weitere Raumsonde hinzukommen. So wird sich lange Zeit der TGO nur mit Mars Express eine Antenne teilen müssen.

Die missglückte Landung

Am 13.10.2016 stand schließlich das einbremsen in den Orbit und die Landung von Schiaparelli an. Während ersteres problemlos klappte verstummte der Lander kurz vor der Landung. Die ESA meldete man werde weiter versuchen Kontakt aufnehmen und man habe die Daten vom Abstieg bekommen die man brauche, selbst wenn sich Schiaparelli nicht melden sollte. Offensichtlich wusste man schon das der Lander verloren ist da die Funkverbindung schon 50 s vor dem geplanten Landezeitpunkt abriss. Die Informationspolitik erinnert stark an die Landung Philases, wo man auch zuerst jubelte und erst später zugab, das der Lander gar nicht gelandet war sondern noch weiter auf dem Kometen herumhüpfte.

Schiaparellis AufschlagspunktDie Neuigkeiten kamen in der Folge von der NASA. Sie veröffentlichte zuerst eine Übersichtsaufnahme mit der Context-Kamera des MRO. Diese Kamera mit einer groben Auflösung dient dazu die hochauflösenden Aufnahmen genau der Geographie zuzuordnen, also den "Kontext" die Umgebung zu erfassen damit man die genaue Position des relativ kleinen Streifens bestimmen kann. Sie zeigt beim Vergleich mit vorherigen Aufnahmen einen deutlichen Fleck der dunkel verfärbt ist und einen undeutlicheren der hell verfärbt ist. Damit war die Position bekannt und einige Tage später gab es dann dank einer HiRise Aufnahme vom MRO, die eine Auflösung von etwa 35 cm hat die Gewissheit: Schiaparelli ist abgestürzt und hat einen 2,4 m großen Krater hinterlassen. Von diesem gehen dunkle Strahlen aus. Drei helle Stellen, wahrscheinlich abgesprengte Bruchstücke sind zu sehen. Der 12 m große Fallschirm ist auf den Aufnahmen mit der Backshell zu sehen, auf den MRO-Aufnahmen konnte man auch die Aeroshell ausmachen. die anders als der Lander keine dunkle Verfärbung im weiten Umkreis verursachte. Die dunkle Verfärbung wurde als entzündeter Hydrazintreibstoff interpretiert. Die Aeroshell kam etwas nordöstlich  herunter. alle drei Teile liegen in einem Kreis von 1,5 m Durchmesser.

Schiaparelli landete bei Meridiani Planum 6,21 Grad West, 2,07 Grad Süd. Geplanter Landeort war 6,10 West, 1,90 Grad Süd. Das sind 12 km vom Zentrum der Landeellipse entfernt (10,1 km nach Süden und 6,5 km nach Westen verschoben9. Das war bei einer Landeellipse von 100 x 15 km Größe eine relativ präzise Landung.

Währenddessen bekam das Missionsteam die Telemetriedaten von Schiaparelli. Vorher konnten nur große Radioantennen auf der Erde die Trägerwelle empfangen und aufgrund der die Geschwindigkeit zurückrechnen.  die ESA hat nachdem sie Beagle 2 verlor hinzugelernt und der Trace Gas Orbiter hat die gesamte Telemetrie des Abstiegs empfangen und zwischengespeichert und nachdem er in einem Orbit angekommen war auch zur Erde übertragen.

Diese Stelle hat eine Größe von 15 x 40 m. Der Fallschirm liegt etwa 1 km südlich. Die Landestelle liegt 5,4 km westlich des Zentrums der Landellipse. Später gab die ESA nach und nach bekannt was passiert ist. Demnach gab es beim Entfalten des Fallschirms sehr starke Kräfte die den Lander durchrüttelten. Die Software missinterpretierte die Daten der Kreisel die diese Kräfte als Sensordaten wiedergab falsch und dahingehend, dass die Landung erfolgt sei und warf den Fallschirm vorzeitig ab und schaltete die Bremstriebwerke an, allerdings nur für 3 Sekunden, da bei einer Landung natürlich auch die Bremstriebwerke abgeschaltet werden. So flog der Lander den Rest der Strecke, etwa 2-4 km ungebremst und schlug mit einer Geschwindigkeit von 300 m/s auf. Eine Farbaufnahme vom 1.11.2016 zeigte dann das sich der Fallschirm im Vergleich zur Aufnahme vom 25.10. durch den Wind bewegt hat.

Die endgültige Klärung sollte nacheiner gründlichen Auswertung der übermittelten Daten und Überprüfung der Tests bei der Qualifikation feststehen. Eine zweite, weitaus unwahrscheinlichere Möglichkeit ist das die Kreisel eine Fehlfunktion haben. Da heute aber Laserkreisel eingesetzt werden, die zwar "Kreisel" heißen, in Wirklichkeit aber Interferometer sind, ohne schnellrotierende Kugeln wie bei mechanischen Kreiseln ist das relativ unwahrscheinlich. Laserinterferometer haben keine beweglichen Teile die blockieren können wie mechanische Kreiselplattformen. Offen ist Anfang November noch ob es eine unerwartet heftiger Ausschlag war, der zu Schwankungen der Achse um bis zu 180 Grad pro Sekunde führte oder die Software einfach zu wenig robust war um auch mit diesen Bedingungen fertig zu werden. Außer den Kreiseldaten gibt es ja noch die Daten des Radarhöhenmessers und der Beschleunigungssensoren die weiter einen Abstieg signalisieren. Nach einem Interview eines Experten von Thales Alenia Space meinte die Software zeitweise, der Lander wäre 2500 m unter der Oberfläche. Das erinnert an den Verlust des Mars Polar Landers 1998, der auch durch einen Softwarefehler versurachte wurde: Damals induzierte das Ausfahren der Beine ein Rütteln wenn diese in die Endposition schnappten und der Sensor an den Landebeinen meldete das an den Bordcomputer, der es für das Signal das man Bodenkontakt habe interpretierte. Auch hier schaltete der Bordrechner dann die Landetriebwerke ab und die Sonde stürzte auf die Oberfläche und zerschellte. Dieser Verlust hätte durch ein Softwareupdate noch am tag vor er Landung behoben werden können und kam erst Monate nach dem Verlust heraus, als man eine identische Sonde gründlicheren Tests unterzog und bei ihr der Fehler auch auftrat.

Am 23.11.2016 bestätigte die ESA in einer Pressekonferenz diese ersten Vermutungen. Computersimulationen hätten die Hypothese bestätigt. Ursache wäre ein "gesättigter" Meßwert der IMU gewesen. Dieser Messwert signalisierte, dass die Sonde sich unterhalb der Oberfläche befand. Das löste einige Trigger aus. So wurde der Fallschirm abgeworfen, das nächste Ereignis im Ablauf (bei 1,2 km Höhe), dann die Triebwerke aktiviert doch da sich die Sonde ja auf der Oberfläche befinden sollte wurden sie sofort wieder abgeschaltet. Computersimulationen hätten diesen Ablauf bestätigt. Vorher lief alles nach Plan so wurden die Fallschirme in 12 km Höhe bei einer Geschwindigkeit von 1730 km/h entfaltet und der untere Schild in 7,8 km Höhe abgeworfen. Als der Vorfall sich ereignete war Schiaparelli in einer Höhe von 3,7 km. Vieles erinnert an den Verlust der Ariane 5 der auch durch einen Softwarefehler zustande kam. So das man physikalisch unmögliche Zustandsänderungen ohne Nachprüfung für real annahm. Die Empfehlung der ESA bei Ariane 5 - einfach mit den vorliegenden alten Daten weiter arbeiten hätte auch Schiaparellis Mission gerettet. Mehr zu in einem Blog zu dem Thema.

Die EA betrieb Schadenbegrenzung und verwies darauf, dass der eigentliche Zweck des Schiaparelli Landers war die Überschallphase der Landung zu erproben. Dafür waren auch die Sensoren an der Backshell mit dem Fallschirm montiert gewesen. Mit dem Abwurf dessen war also diese "Primärmission" erfüllt. Deren Daten hätte man bekommen weil man aus dem Desaster mit Beagle gelernt hatte, der 2004 verloren ging ohne das er beim Abstieg Daten lieferte. Nun könnte man an die Konzeption der Landung für 2020 gehen. Die Mission von 2018 wurde kurz nach dem Start von TGO auf 2020 verschoben. Das gibt der ESA auch genügend Zeit die Probleme zu lösen. Bei einem Start 2018 hätte man nur knapp ein Jahr dafür Zeit gehabt. Allerdings fehlen für die 2020 Mission auch noch 400 Millionen Euro. 300 Millionen will man beim Ministerratstreffen vom 2-3 Dezember 2016 akquirieren.

Der Trace Gas Orbiter

Der TGO führte direkt nach Abtrennung von Schiaparelli, 3 Tage vor der Ankunft ein "Orbit Retrageting Manöver" durch. Es hob den marsnächsten Punkt von 0 auf 1200 km Höhe an und erfordere 12 m/s Geschwindigkeitsänderung.

Der Trace Gas Orbiter erreichte dagegen planmäßig einen ersten Orbit mit einem marsnächsten Punkt in 3.671 km Höhe und einem marsfernsten in 101.000 km Entfernung und einer Umlaufperiode von 4,2 Tagen. Der TGO brauchte 139 Minuten um die Geschwindigkeit um 1,55 km/s zu ändern. Ohne Gravitationsverluste wären es 1,33 km/s. gewesen, Er erreichte den Mars 107 Minuten vor Schiaparelli. Der TGO wog noch 3.200 kg vor dem Eintritt in die Umlaufbahn. Danach werden es noch etwa 2050 bis 2100 kg sein. Nun stehen noch einige Manöver an. So wird man im Januar den marsfernsten Punkt auf 33.000 km Höhe erniedrigen um schneller in die endgültige Umlaufbahn zu gelangen (vorher braucht man über vier Tage für eine Marsumkreisung und danach nur noch einen Tag. Da man die Bahn nur beim durchlaufen des Marsnächsten Punkts abbremst bedeutet das, das vorher eine Abbremsung alle vier Tage erfolgt, danach jeden Tag. Dazu kommt ein Manöver das die Neigung der Umlaufbahn auf 74 Grad, die spätere Zielbahnneigung anpasst. Diese komplexe Mission ist eine Folge des relativ schubschwachen Haupttriebwerks. Es muss sehr lange Brennen um die Umlaufbahn zu ändern und dabei gibt es Gravitationsverluste. So hat man beim Mars Orbit Insertion erst einmal nur eine stabile Bahn angestrebt und die folgenden Anpassungen der Bahn in die gewünschte Zielbahn auf später verschoben wobei man die Manöver jeweils dann zum optimalsten Zeitpunkt durchführen kann.

Sind alle Manöver durchgeführt so hat Exomars noch etwa 400 kg Treibstoff für Lageänderungen und Veränderungen der Umlaufbahn zur Verfügung. Bei de dann auf rund 1800 kg gesunkenen Masse ist dies noch ein komfortables Polster für viele Jahre Betrieb.

Am 29.11.2016 hat das Cassis Team die ersten Aufnahmen des Mars veröffentlicht. Das Instrument wird noch getestet, trotzdem sind die Aufnahmen schon sehr detailreich. Wenige Tage später gab es die erste Farbaufnahme von Phobos durch CASSIS. Der Trace Gas Orbiter war zum Zeitpunkt der Aufnahme noch 7.700 km von kleinen Marsmond (maximaler Durchmesser: 28 km) entfernt.

Mitte März begann dann die heiße Phase des Aerobraking Manövers. bis dahin hatte sich der marsfernste Punkt der Umlaufbahn schon auf 33.000 km abgesenkt. Am 15.3.2017 und am 19.3.2017 senkten zwei Zündungen der marsnächsten Punkt auf 140 km ab. Fünf weitere am 22.3, 24.3. 1.4 und 7.4 senken die Periapsis dann auf 113 km ab. Die Raumsonde fliegt so, dass die Solarpanels maximal abbremsen und Instrumente nicht in Flugrichtung liegen. Die Abbremsung geschieht relativ vorsichtig, weil es die erste Erfahrung der ESA mit Aerobraking ist. Die NASA hat die Technik schon 1997 beim Mars Global Surveyor eingesetzt und seitdem bei zwei weiteren Orbitern (Mars Odyssey und Mars Reconnaisance Orbiter) angewandt. Der Trace Gas Orbiter ist so programmiert, das er automatisch seine Triebwerke zündet wenn einer der überall in der Sonde verteilten Messfühler eine Temperatur von über 145°C misst. Nach den Modellrechnungen sollte sie maximal 70°C an den Solarpaneelen erreichen.

Ein Jahr später kann man Exomars gratulieren. Ist man von der ESA ja schon gewohnt, dass es kaum Bilder und Ergebnisse für die Öffentlichkeit gibt, so hat Exomars einen neuen Rekord aufgestellt: Ein Jahr ohne irgendwelche Ergebnisse. Dabei vermeldet die ESA am 5.3.2017 sogar das alle Instrumente nun operativ seien. Aber keine Aufnahmen, keine weiteren Ergebnisse, geschweige denn eine Offenheit wie bei der NASA wo es Rohdatenbilder der Missionen als JPEG gibt. Zu diesem Zeitpunkt war Exomars in einer 200 x 33.000 km Bahn. Das Aerobraking soll noch ein weiteres Jahr bis 2018 dauern.

Der Bericht der Untersuchungskommission

Am 17.5.2017 wurde der Bericht der Untersuchungskommission veröffentlicht. Hier eine Tabelle der wesentlichen Ereignisse:

Ereignis Zeitpunkt [UTC]
Abtrennung vom Trace Gas Orbiter 16.10.2016 14:42:00
Erwachen 19.10.2016 13:19:48
Erste Verzögerung durch Atmosphäre registriert ~ 125 km Höhe 14:42:22
Fallschirm geöffnet 14:45:23
Hitzeschutzschild abgetrennt 14:46:03
Radarhöhenmesser aktiviert 14:46:19
Fallschirm mit Backshell abgetrennt 14:46:49
Start der Triebwerke 14:46:51
Brennschluss der Triebwerke 14:46:54
Aufschlag auf der Oberfläche 14:47:28
Geschätzte Landezeit, wenn alles normal gelaufen wäre 14:48:05

Der Ablauf war mit der über den Trace Gas Orbiter übertragenen Daten rekonstruierbar. Die schon kurz nach dem Unglück aufgekommene Vermutung wurde bestätigt.

Als sich der Fallschirm öffnete, das war noch bei hoher Geschwindigkeit, über Mach 2, kam es zu starken Bewegungen von Schiaparelli, er bewegte sich sowohl in der Vertikalen und rotierte um die eigene Achse. Schiaparelli hat eine IMU, eine Inertialeinheit an Bord. Sie stellt die räumliche Lage fest. Das ist wichtig, weil der Lander horizontal landen soll und nicht schräg. Durch diese abrupten Bewegungen kam es zu einer kurzzeitigen Sättigung der IMU. Sie setzte deswegen ein Flag, das dies signalisierte. Dieses Flag, so nahmen die Ingenieure der ESA an, würde maximal 15 ms lang gesetzt sein. Kommuniziert mit dem Hersteller der Inertialeinheit wurde das aber nicht. In der Praxis wurde es viel länger gesetzt. Solange es gesetzt war, gab die IMU nicht die reale Lage wieder, sondern maximal möglichen Höchstwert, selbst als die Schwankungen sich nach einigen Sekunden legten.

Mit diesem Wert berechnete der Bordcomputer nach Öffnung des Fallschirms die Ausrichtung der Sonde und berechnete einen Korrekturfaktor für die Radardaten. In der Endphase wird mit diesem Korrekturfaktor die Distanz verrechnet. Schaut das Radar schräg, so ist die Höhe viel kleiner als die aus der Laufzeit bestimmte Distanz. Dazu wird der Cosinus berechnet, entsprechend einem rechtwinkeligen Dreieck, bei der Berechnung der Ankathete, wenn die Hypotenuse bekannt ist. Nun ist der Cosinus bei Winkeln über 90 Grad negativ und der übermittelte Winkel war 165 Grad.

Benutzt wurde der Korrekturfaktor erst, als der Fallschirm abgelöst wurde und die Triebwerke aktiviert werden sollten. Dann wurde die vom Radar gelieferte Höhe mit dem Korrekturfaktor multipliziert, und da dieser negativ war, nahm der Bordrechner an, Schiaparelli wäre gelandet und stellte die Triebwerke ab. So zerschellte der Lander auf der Oberfläche.

Nach dem Board ist daher die primäre Ursache Sättigungsflag und es kommt zum Schluss, dass wenn es wie von der ESA-Seite angenommen nur 15 ms lang gesetzt gewesen wäre, es nicht zu dem Fehlverhalten gekommen wäre. Nur war diese Annahme nicht zum Hersteller kommuniziert worden und es gab auch keine Tests. Das so extreme Schwingungen auftreten konnten, war zwar nicht bei den Simulationen vorhergesehen worden, doch sie war nicht so außergewöhnlich. Ähnliche Erfahrungen machte schon die NASA bei ihren Landungen.

Das Ganze ist aber nur ein Teilaspekt. Die GNC (Guidance-Navigation-Control) Software hat mit diesem Wert ja gerechnet, ohne ihn zu hinterfragen. Es ist nun mal physikalisch unmöglich, das Schiaparelli  165 Grad zum Boden geneigt am Fallschirm hängt - dann müsste der Fallschirm Richtung Oberfläche zeigen. Ebenso erfolgte keine Prüfung, ob der Korrekturfaktor negativ ist, auch das ist physikalisch unmöglich und zuletzt hinterfragte die Software die Daten nicht, wie plötzlich die Sonde in einem Sekundenbruchteil von 3,7 km Höhe über dem Boden auf 2,5 km unterhalb des Bodens ankam.

In der Software Welt war die Software nicht "robust" genug. Vieles erinnert an den Fehlstart der ersten Ariane 5, als durch eine zu hohe horizontale Beschleunigung in einem von der Ariane 4 übernommenen Programm, es bei der Konvertierung einer Zahl einen Überlauf kam und der Bordcomputer diesen Überlauf als reale Position nahm und die Rakete abrupt schwenkte, wodurch sie auseinanderbrach.

Links

ESA Exomars Seite

Exomars ESA Broschüre

ESA Medienkit

http://mars.aeronomie.be/multimedia/pdf/Neefs_15.pdf

http://www-mars.lmd.jussieu.fr/oxford2014/abstracts/trokhimovskiy_oxford2014.pdf

http://www-mars.lmd.jussieu.fr/paris2011/abstracts/vandaele_paris2011.pdf

http://www.lpi.usra.edu/meetings/marsconcepts2012/pdf/4209.pdf

https://airbusdefenceandspace.com/wp-content/uploads/2016/03/news-release-exomars-launch-de.pdf

http://exploration.esa.int/science-e/www/object/doc.cfm?fobjectid=57334

http://exploration.esa.int/science-e/www/object/doc.cfm?fobjectid=57573

http://www.atmel.com/devices/AT697F.aspx

http://spaceflight101.com/exomars/trace-gas-orbiter/

http://spaceflight101.com/exomars/schiaparelli-edm/

http://spaceflight101.com/exomars/trace-gas-orbiter-instruments/

 ttp://www.oip.be/files/cms/ll-deca-v1.pdf

http://meetingorganizer.copernicus.org/EGU2013/EGU2013-9055.pdf

http://www.esa.int/Our_Activities/Space_Science/ExoMars/Schiaparelli_landing_investigation_makes_progress

http://scilogs.spektrum.de/go-for-launch/exomars-2016-deep-space-manoeuvre-am-28-juli/

http://scilogs.spektrum.de/go-for-launch/exomars-woran-man-alles-denken-muss/

http://scilogs.spektrum.de/go-for-launch/exomars-setzt-heute-schiaparelli-ab/

http://blogs.esa.int/rocketscience/2016/04/21/new-os-for-exomarstgo/

https://solarsystem.nasa.gov/docs/p507.pdf

 

Artikel verfasst am 4.10.2016, Artikel zuletzt aktualisiert am 21.3.2.2017


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

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