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Exomars 2016 - die Sonde

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.

Ergänzt wird dieser Artikel über die 2016-er Sonde durch eine Beschreibung der geplanten und tatsächlichen Mission.

Der Trace Gas Orbiter (TGO)

Exomars mit Adapter zur TrägerraketeDie 2016-er Mission ist vor allem eine Orbitermission. Das drückt sich auch in den Startmassen aus: Der TGO wiegt beim Start 4.332 kg, davon macht der Lander Schiaparelli nur 600 kg aus. Mit 4.322 kg Startmasse ist er die schwerste "westliche" Nutzlast, schwerer als die beiden Viking Sonden und der MRO. Nur die russischen Raumsonden Kosmos 419, Mars 2+3, Phobos 1+2 und Mars 96 waren noch schwerer. Bedingt durch Italiens Bereitschaft die Hauptlast der Exomars Finanzierung zu tragen ist Thales Alenia Space der Hauptkontraktor für den TGO.

Wie der Name verrät ist die wissenschaftliche Hauptaufgabenstellung die Untersuchung von Spurengasen in der Marsatmosphäre. Per Definition ist jedes Gas das weniger als 1% der Atmosphäre ausmacht ein Spurengas. Beim Mars gehören dazu Sauerstoff, Kohlenmonoxid und Wasser dazu. Das Hauptaugenmerk der Untersuchungen gehört aber Methan. Methan kommt nur in geringer Konzentration in der Marsatmosphäre vor. Erstmals wurde es 2005 von Mars Express nachgewiesen. Obwohl die Konzentration gering ist war dies eine Sensation, denn Methan ist in der Marsatmosphäre nicht stabil, es wird durch U-Strahlung rasch zerstört und ist so leicht das es den Mars verlassen kann. Die Suche nach dem Ursprung des Methans ist daher auch eine der wichtigsten Fragestellungen des TGO. Da Mars nicht nur anorganisch entstehen kann sondern auch Abbauprodukt von biologischen Prozessen ist (auf der erde entsteht es z.B. durch bakterielle Zersetzung in Sümpfen und Kuhmägen) feuert das Vorkommen dieses Spurengases die Debatte über Leben auf dem Mars an.

Die Instrumente durchsuchen sowohl den Boden um nach den Quellen der Spurengase zu suchen. Dazu dient eine Stereokamera, CASSIS und ein russisches Neutronenspektrometer, eine Weiterentwicklung des HEND-Instruments von Mars Odyssey. Die Atmosphäre wird durch zwei Spektrometer untersucht dem russischen ACS und dem europäischen NOMAD. Zusammen wiegt die instrumentelle Nutzlast 113,2 kg. Das ist gemessen an der Startmasse relativ wenig. Mars Express mit einem Drittel der Startmasse hat mit 116 kg eine größere Nutzlast.

Die Struktur besteht aus einer Zentralen Röhre in Zylinderform von der Paneele für die außen angebrachten Teile abgehen. Sie besteht aus einem Materialmix aus kohlenfaserverstärktem Kunststoff und Aluminium in Hongwabenform als Kompromiss zwischen Gewicht und Belastungsfestigkeit. Diese zentrale Röhre ist strukturell verstärkt, sie überträgt die Lasen auf den Nutzlastadapter der Rakete. Die Struktur des TGO hat mit Verkleidung 2,00 m Kantenlänge und 3,50 m Höhe. Sie wird von OHB gefertigt.  Zwei Solarpaneele sind seitwärts angebracht. Sie haben eine Spannweite von 17,50 m. Der TGO ist ausgelegt eine maximale wissenschaftliche Nutzlast von 135,6 kg.

Den Großteil der Masse entfällt auf den Treibstoff. Exomars setzt die Mischung MMH und NTO ein, die sich bei Kontakt selbst entzündet. Das DS-400 Triebwerk (andere Bezeichnung S0400-15) von EADS / Airbus Space and Defence mit 424 Newton Schub und die Tanks werden auch in Kommunikationssatelliten eingesetzt. Jeder Tank nimmt 1210 l Volumen auf. Sie sind übereinander im Rumpf untergebracht. Sie fassen bis zu 1.000 kg MMH und 1.500 kg NTO.  Der Tankdruck und auch Brennkammerdruck wird durch Helium bewerkstelligt. Dazu gibt es zwei Heliumflaschen von je 90 l Volumen. Der Startdruck beträgt 310 bar. Vor Erreichen des Mars sinkt er auf 207,8 Bar ab, da die Tanks nur teilweise gefüllt und es auch einige Manöver gibt die verhältnismäßig viel Treibstoff verbrauchen sodass das zu beaufschlagende Volumen ansteigt.. Neben dem Haupttriebwerk gibt es 21 kleinere Triebwerke von jeweils 10 N Schub. Sie werden für Lageänderungen eingesetzt, aber auch kleinere Geschwindigkeitsänderungen. Sie sind in drei Gruppen orientiert für Rolländerungen, Lageverschiebungen oder Beschleunigung. Beim Einschwenken in den Marsorbit ist geplant vier bis sechs der kleineren RCS-Triebwerke zusätzlich zum Haupttriebwerk einzusetzen. Anders als viele andere kleine Triebwerke setzen auch sei NTO umd MMH ein, nicht nur MMH. Sie haben einen spezifischen Impuls von 291 s.  Das Haupttriebwerk hat einen sehr hohen spezifischen Impuls von 330 s. Von den 3.722 kg Startmasse entfallen 2.290 kg auf den Treibstoff und Druckgas. Es ist so viel, weil Die Mitführung des Schiaparelli Landers der Sonde eine ungünstige Trajektorie aufzwingt. Sie muss zuerst einen Kurs fliegen der sie direkt zu einem Marsaufschlag führt. Nach Abtrennung des Landers muss der TGO dem Mars ausweichen um nicht selbst zu verglühen und er kann nicht direkt in die um 74° geneigte Umlaufbahn einschwenken, weil Schiaparelli beim Äquator abgesetzt wird. Die spätere Anhebung der Inklination kostet rund 200 m/s an zusätzlichem Impuls.

Das eigentlich für eine über 4 t schwere Sonde zu kleine Triebwerk von 424 N Schub hat einige Folgen. So dauert das Einbremsen in den Marsorbit zweieinhalb Stunden während dessen sich der abstand laufend erhöht was deutliche Gravitationsverluste mit sich zieht. So muss die Sonde eine um 30% höhere Geschwindigkeit erreichen, als wenn sie nur einen Impuls beim marsnächsten Punkt durchführen muss. Viking hatte z.B. ein Triebwerk mit 1323 N Schub und wog mit 3,5 t deutlich weniger. Um den Effekt zu minimieren wird Exomars nachdem die halbe Bahn durchflogen ist ein Deep Space Manöver durchführen, das die Sondengeschwindigkeit um 340 m/s ändert und dabei die Ankunftsgeschwindigkeit reduziert. (Details bei Michael Khan). Leider gibt es in Europa keine schubstärkeren Triebwerke (das nächstgrößere ist schon das Aestus Triebwerk der Ariane 5 EPS-Oberstufe mit 28.700 N Schub) und zwei Triebwerke wollte man wohl nicht einbauen.

Für jede Raumsonde ist es wichtig die Orientierung im Raum zu kennen. Nur so sind die Instrumente präzise ausrichtbar (die Spektrometer haben z.B. einen Modus indem sie nur die Atmosphäre am Rand der Planetenscheibe abtasten), die Solarpaneele auf die Sonne und die Hochgewinnantenne zur Erde. Dazu gibt es zwei Systeme. Zum einen Sonnensensor, der vor allem wenn die Raumsonde ihre Orientierung verliert die Solarpaneele auf die Sonne ausrichtet. So ist die Stromversorgung gesichert. Die Ausrichtung der Strompanelle ist auch eine der Hauptaufgaben der Sonnensensoren. Jeder Sensor wiegt 0,2 kg. Der redundante Sensor richtet die Sonde mit einer Genauigkeit von 2 Grad auf die Sonne aus. Die normale Lageregelung erfolgt mit Star Trackern. Dies sind kleine Kameras mit einem kleinen Teleobjektiv von 20 x 20 Grad Größe. Eine Blende verhindert das Einfallen von Sonnenlicht in die Optik. Diese erzeugt ein gezielt defokussiertes Bild auf einen Sensor. Durch das defokussierte Bild ist ein Stern nicht in einem Pixel sondern über viele verschmiert. So kann aber die genaue Größe und Position besser berechnet werden. Dafür scheiden schwache Sterne aus. Der Star Tracker überwacht so bis zu 15 Sterne im Blickfeld, ermittelt deren Position und Stellung zueinander und vergleicht diese Daten mit einem Katalog von Sternen. So kann die Ausrichtung des TGO bis auf 8,3 Bogensekunden in der Nick- und Gierachse und 11 Bogensekunden in der Rollachse festgestellt werden. Jeder Star Tracker wiegt 2,07 kg. Als zweites davon unabhängiges System hat die Sonde eine IMU an Bord. Eine IMU ist ein Inertialsystem, mit dem man nicht die absolute Ausrichtung aber die Veränderung bestimmen kann. Dazu gibt es pro Raumachse einen Ringlaserkreisel der durch Interferometrie eine Lageveränderung erfasst und einen Beschleunigungsmesser für die Messung der Beschleunigung. Damit kann man die Lageveränderung und Beschleunigung in jeder Raumachse feststellen. Jedes Rad wiegt 5 kg, hat einen Durchmesser von 35 cm bei einer Höhe von 12 cm. Es rotiert mit bis zu 7200 U/min und liefert ein Drehmoment von bis zu 23 Ns.

Um die Lage zu ändern gibt es neben den kleinen Triebwerken Reaktionsschwungräder. Kippt man ein schnell rotierendes Rad so gibt es einen der Bewegung entgegengesetzten Impuls ab, der in diesem falle die ganze Raumsonde dreht. Der TGO hat drei Reaktionsschwungräder, eines in jeder Raumachse. Jedes ist 12 cm hoch, hat 35 cm Durchmesser und wiegt 5 kg. Es wird von einem bürstenlosen Gleichstrommotor angetrieben und hat bei 7500 U/min ein Drehmoment von 23 NMs. Es gibt sechs verschiedene Betriebsmodi die sich in der Ausrichtung und den verwendeten Sensoren unterscheiden. Sie tragen dem Umstand Rechnung dass die Sonde sowohl eine Reise zum Mars absolviert, wie auch eine Aerobraking Phase und es unterschiedliche Betriebsmodi der Instrumente gibt die einmal direkt auf den Fusspunkt schauen, dann wieder an den Horizont. Zudem gibt es Modi für Ausfälle von einzelnen Systemen.

Die Bordelektronik setzt den bewährten, aber langsamen 1533 Bus ein, der zur Sicherheit redundant vorhanden ist. Der Zentralprozessor basiert auf der SPARC V8 Architektur die in ein strahlenngehärtetes ASIC umgesetzt wurde. Er arbeitet mit nur 80 MHz und hat eine Spitzengeschwindigkeit von 65 MIPS. Der Bordcomputer ist ein Leo 2/FT der von Atmel als AT697F gefvetigt wird. Er ist als ASIC konfigurierbar so ist die registerzahl zwischen 2 und 32 (Standard: 8) variierbar. Der Leon 2 FT ist ein Nachfolger des Leon 2 mit dem Feature das er Single-Event-Upset tolerant ist. So sind alle internen Speicher durch EDAC und Paritätsbits geschützt und Dlip-Flops sind trimodular redundant ausgelegt. Die SPARC V8 Architektur die der Leon 2 verwendet wurde in Sun Workstations von 1992 bis 1995 eingesetzt und ist daher schon etwas betagt. Der Prozessor leistet 0,9 MIPS/MHz. Zwei Module mit jeweils 16 GBit (2 GByte) Arbeitsspeicher stehen zur Verfügung. Der Speicher kann je nach angeschlossenem Link zum Kommandoempfänger mit 5 oder maximal 20 MBit/s beschrieben werden. Für die wissenschaftlichen Daten gibt es einen separaten Speicher mit 128 GBit (16 GByte) Größe. Der Bordcomputer wiegt 16 kg und verbraucht im Mittel 40, maximal 60 Watt an Leistung. Wie bei vielen Rechnern an Bord von Raumsonden entspricht er nicht dem aktuellen Stand der Technik.

Die beiden Solarpanel bestehen aus vier Einzelpaneelen von je 2,00 x 2,50 m Größe. Sie liefern beim Mars eine Leistung von 2000 Watt und beim Start etwa die doppelte Leistung. Die Fläche von 20 m zu zu 90% belegt (insgesamt 18,1 m²). Sie speisen zwei Lithium-Ionenbatterien mit einer Gesamtkapazität die die Sonde im Marsschatten versorgen. Die Stromversorgung zu den Instrumenten ist unreguliert und die Spannung kann zwischen 22 und 34 V schwanken. Die Leistung der Solarpanelle beträgt beim Mars mindestens 2000 Watt. Die wiederaufladbare Lithiumionen-Batterie hat eine Kapazität von 5100 Wh.

HGADie Kommunikation mit der Erde erfolgt durch eine 2,20 m große Parabolantenne. Sie ist nach der 3,00 m großen des MRO-Orbiters die zweitgrößte aller Raumsonden zum Mars, 50% größer als die von Mars Express. Die Antenne wurde von Rosetta übernommen. Mit einem 65 Watt Sender der im X-Band operiert  kann die Sonde aus maximaler Distanz mit mindestens 150 kbit/s Daten übertragen (5 Gbit/Tag). Bei minimaler Distanz zur Erde steigt die Datenrate auf 900 kbit/s. Die Datenmenge, die aber von den Instrumenten bestimmt wird, auf nur auf 8 Gbit/Tag. Zusätzlich gibt es drei Niedriggewinnantennen, die in unterschiedliche Richtungen schauen. Sie sind vor allem eine Absicherung für den Fall, dass die Sonde die Orientierung verliert und die Hochgewinnantenne nicht zur Erde zeigt. Mit ihnen ist trotzdem eine Kommunikation mit niedriger Datenrate möglich. Zusätzlich hat der TGO einen Empfänger für die Daten von Rovern die im UHF-Bereich senden. Er wird die Daten des Exomars Rovers von 2018 übertragen. Die Datenmenge die von den Rovern empfangen werden kann beträgt 400 MBit/Tag.

Zur Kommunikationsausrüstung gehört auch die Electra-Suite. das ist ein Sender/Empfänger im UHF-Bereich zwischen 390 und 450 MHz. Er kann zudem Dopplermessungen durchführen. Electra wurde erstmals auf dem MRO eingesetzt und ist seitdem die Standard-Kommunikationsausrüstung der Rover und Orbiter der NASA. Anders als die vorhergehenden Sende/Empfänger überwachen zwei Electrageräte (eine auf dem Rover und eine auf dem Orbiter die Qualität der Funkverbindung und selektieren automatisch die optimale Datenrate zwischen 1 und 2048 Kbit/s. Die Vorherige Generation die beim MGS und Odyssey zum Einsatz kam konnte maximal 128 Kbit/s übertragen. Elektra wiegt 4,9 kg und steckt in einer 17 x 14 x 22 kg schweren Box.

Parameter Wert
Startmasse: 4.332 kg
davon Orbiter Instrumente 112 kg
davon Schiaparelli Lander 600 kg
Abmessungen Trace Gas Orbiter 3,5 x 2 x 2 m, 17,5 m Spannweite mit entfalteten Solarpaneelen
Abmessungen Schiaparelli 2,40 m Durchmesser mit, 165 m ohne Hitzeschutzschild, 1,80 m Höhe
Trockenmasse TGO ohne Treibstoff: 1.432 kg
Start: 14.3.2016
Ankunft: 19.10.2016

Die Instrumente des Trace Gas Orbiters

Verglichen mit der Startmasse ist die Instrumentensuite des TGO relativ leichtgewichtig. Nur vier Instrumente mit einem Gewicht von 113,2 kg werden mitgeführt, das ist im Gewicht vergleichbar der instrumentellen Ausstattung von Mars Express, dieser hat aber mehr Instrumente an Bord. Zwei der Instrumente stammen von der ESA, zwei von der russischen Akademie der Wissenschaften, die so relativ preiswert (für einen kostenlosen Proton Start) zu dem Einsatz ihrer Instrumente beim Mars kommt. Zudem dürfte nachdem keine einzige russische Marsmission erfolgreich war, und die letzte Sonde die nicht vor Erreichen des Ziels ausfiel 1973 startete auch wichtig sein, dass die Chancen das die Instrumente auch Daten liefern auf Exomars deutlich höher sind als bei einer russischen Sonde. Viele Instrumente basieren auf früheren Entwicklungen für andere europäische Raumsonden, oder Instrumenten die für Phobos Grunt gedacht waren oder bei US-Sonden mitflogen.

Für Russland ist die Fluggelegenheit einmalig, denn bisher war ihr Marsprogramm nicht erfolgreich. Von zahlreichen Sonden des Programmes "Mars" kamen nur sieben über die Erdumlaufbahn heraus und nur eine Mission davon kann als Teilerfolg gewertet werden. Die beiden Sonden zu Phobos scheiterten schon vor Erreichen des Ziels und die beiden letzten Raumsonden (Mars 96 und Phobos Grunt) gingen schon im Erdorbit verloren.

Parameter Wert
Cassis 17,7 kg
Frend: 36 kg
ACS 33,5 kg
NOMAD 26 kg (Differenzberechnung)

Colour and Stereo Surface Imaging System (CASSIS)

CASSIS ist das Kamerasystem von Exomars. Seine primäre Aufgabe ist es die Geologie des Mars aufzunehmen und so einen Kontext bereitzustellen wenn man mit den anderen Instrumenten eine Besonderheit wie eine Gasemission feststellt. Dann kann man auf den CASSIS Aufnahmen die zeitgleich gemacht wurden die Oberfläche betrachten die passiert wurde.

CASSIS ist eine Stereokamera. Um Stereoaufnahmen anfertigen zu können braucht man (mindestens) zwei Bilder der Oberfläche aus verschiedenen Perspektiven. Schon auf der Mars Expressmission gab es eine Stereokamera, die HRSC. CASSIS hat nur ein Teleskop. Um damit Stereoaufnahmen machen zu können rotiert die Kamera bei den Aufnahmen. Sie zeigt zuerst um 10 Grad vorwärts (relativ zum Fußpunkt) und schwenkt dann um 180 Grad auf 10 Grad hinter den Fußpunkt.

Das Teleskop hat eine Brennweite von 880 mm bei einem Durchmesser von 135 mm. Die Teleskopoptik besteht aus leichtgewichtigem kohlefaserverstärktem Kohlenstoff. Das optische System besteht aus 4 Spiegeln. Bedingt durch die hohe Brennweite (mehr als viermal so lange wie bei der HRSC Kamera von Mars Express) hat diese Kamera eine hohe Auflösung. Sie liegt bei 4,6 m/Pixel. Das ist höher als bei allen anderen Kameras mit Ausnahme der HiRISE Kamera des MRO. Die niedrige Auflösung bedeutet aber auch dass CASSIS pro Jahr nur 2% der Oberfläche erfassen kann, also mit Sicherheit nicht den ganzen Mars abbilden wird. Vielmehr wird man geologisch interessante Features untersuchen und Kontextaufnahmen machen um die Daten anderer Instrumente mit Oberflächenformationen zu verknüpfen. Gegenüber HRSC als bisher einziger Stereokamera die beim Mars eingesetzt wird ist die Bildbreite 5-mal kleiner, die Auflösung doppelt so hoch. Stereo-Aufnahmen haben den Vorteil, dass man aus den Bildern eine dreidimensionale Abbildung generieren kann, ein Höhenmodell der Oberfläche kann erstellt werden.

Ungewöhnlich ist der Sensor. Die letzten Kameras an Bord von Marssonden wie HiRISE, CTX oder HRSC verwandten Zeilen-CCD wie sie auch kommerzielle Erderkundungssatelliten wie Orbview einsetzen. Die Kamera setzt einen  Osprey 2k hybrid CMOS Detektor ein. Dieser Chip hat 2048 x 2048 Pixel die mit einer Rate von 5 MPixel/s ausgelesen werden. Die Digitalisierung erfolgt mit 14 Bit/s, das Instrument liefert also eine Datenrate von 70 MBit (8,75 MByte)/s. Um Farbaufnahmen mit einem Chip zu ermöglichen ist die Fläche mit 4 Farbfiltern belegt, d.h. es wird bei jeder Aufnahme ein Streifen von maximal 256 Pixel Breite in jeder Farbe gewonnen. Die vier Filter liegen im blauen Bereich, grünen-roten Bereich und zwei Nah-.Infrarotwellenlängen. Echtfarbenaufnahmen sind so nicht möglich. Ein eigener Prozessor (Dual-Core GR712RC LEON 3FT SPARC V8) komprimiert die Daten um den Faktor 6-8. Verschiedene Modi um Bilder zu dimmen oder nur den monochromen PAN-Kanal zu nutzen gibt es.

Der Operationsmodus sieht vor, das in einem Zyklus von 46,9 s das Instrument jeweils eine Aufnahme mit zwei Schwenkvorgängen von 15 s Dauern macht. In dieser Zeit legt Exomars 143,1 km über der Oberfläche zurück. Es gibt also keine kontinuierliche Abdeckung. Ein Bild deckt eine Breite von 9,4 km ab, mehrere Bilder werden nacheinander aufgenommen und dann rotiert. So erhält man ein Bild mit einer größeren Länge als Breite.

Ein Problem bei der Entwicklung war das trotz der langen Entwicklungszeit erst 2010 der Auftrag für die Kamera an die Universität von Bern ging. Dort hatte man nur zwei Jahre für die Entwicklung Zeit. Sie gelang weil man die Fokalebene des SIMBO-Sys Instruments von BepiColombo verwenden konnte. Das Team hat versprochen das zwischen dem erfassen von Aufnahmen und dem Veröffentlichen nur 3 Monate vergehen sollten. Das die Daten bei ESA Missionen erst nach einem Jahr allgemein verfügbar sind und dann in Form von Rohdaten nicht aufbereiteten Bildern für die Öffentlichkeit war ein großer Kritikpunkt bei der Rosetta Mission. Für die Öffentlichkeit ist auch nicht das Datenarchiv wichtig, sondern sie braucht einzelne kommentierte Bilder die aufbereitet sind und die erklären, was man sieht. Es ist zu wünschen das es auch für die Öffentlichkeit einzelne Bilder in häufiger Frequenz auf den ESA Seiten gibt. Zumindest angedacht ist die Möglichkeit wie bei HiRISE Ziele durch die Öffentlichkeit aussuchen zu lassen. Geplant sind für das erste Marsjahr (687 Erdtage) 3,4% der Oberfläche in Farbe und 1,7% in Stereo.

Geplant sind für das Instrument 2,9 GBit/Tag, das entspricht 6-8 Stereopaaren.
Parameter Wert
Teleskopöffnung 135 mm
Brennweite: 880 mm
Gewicht: 17,7 kg
Chip: 2048 x 2048 Pixel, 14 Bit/Pixel, 10 µm Pixelgröße.
Genutzt: 2048 x 1350 Pixel, belegt: 4 x 2048 x 256 Pixel
Bildgröße  1.33 Grad x 0.88 Grad
Datenmenge/Tag 2,9 GBit
Gesichtsfeld aus 400 km Höhe 9,4 km Bildbreite
Filter: PAN: 500-880 nm
RED: 790-910 nm
Blue-Green: 435 -575 nm
IR: 875-1025 nm
Typische Bildgröße 9 x 40 km.

NOMAD - Nadir and Occulatation for Mars Discovery

NOMAD ist eine Spektrometerinstrumentensuite die im UV-, visuellen und Infraroten Wellenlängenbereich arbeitet. Es hat zwei Arbeitsmodi. Zum einen den Bedeckungsmodus. Bei ihm schaut das Instrument auf die Sonne und wenn der Trace Gas Orbiter dann auf die Nachtseite wechselt geht die Sonne für ihn "unter" und passiert vorher die Atmosphäre. Analog beim Übergang an die Tagseite. Der zweite Modus ist auf der Tagseite aktiv. Im Nadirmodus schaut das Instrument senkrecht auf den Planeten, denn Fußpukt der Sonde. Das Instrument soll das Vorkommen von Spurengasen bestimmen. Aufgrund seiner hohen spektralen Auflösung kann es auch Moleküle mit schweren Isotopen (z.B. Deuterium anstatt dem normalen Wasserstoff) von den "normalen" Molekülen unterscheiden. Da eine Reihe von Isotopen durch die kosmische Strahlung entsteht und die schweren Isotope angereichert werden kann man so Rückschlüsse über die Evolution der Marsatmosphäre aber auch Bildung und Verlust von gasen ziehen.

Im Bedeckungsmodus macht das Instrument pro Sekunde 6 Messungen die nur Teile des Gesamtspektrums umfassen. In den 5 Minuten die diese Messung maximal dauert werden so bis zu 300 Spektren gewonnen. Im Nadirmodus werden Spektren der Oberfläche erhalten. Dieser Modus ist nur alle 3-4 Marstage aktiv. Zusätzlich gibt es noch einen UV-Modus. Im UV geben Atome Licht ab, wenn sie von der solaren UV-Strahlung angeregt werden. Um diese Strahlung zu erfassen muss das Instrument nicht auf die Sonne schauen sondern kann auch den freien Weltraum direkt über dem Planeten bei Tag beobachten.

Es gibt drei Kanäle. Zwei arbeiten im Infraroten, der dritte im UV. Die beiden IR-Kanäle basieren auf dem SOIR Teilinstrument des SPICAV Instrumentes von Venus Express. Der dritte Kanal der im UV arbeitet ist neu. Die beiden Kanäle im Infraroten sind auf die beiden Beobachtungsmodi ausgerichtet: Der Solar Occultation (SO) Kanal abreitet im Bedeckungsmodus, der Limb, Nadir and Occultation Kanal (LNO) arbeitet dagegen auch bei Beobachtungen des Fusspunktes und des Horizontes (Limb). Der SO-Kanal verwendet ein durch akustisch-optischen Filter der von dem aufgespalteten Spektrum nur einen schmalbandigen Bereich zwischen 2,2 und 4,3 Mikrometern Wellenlänge selektiert. Innerhalb dessen kann es mit sehr hoher Auflösung 1/25000 der Wellenlänge einzelne Substanzen untersuchen die genau an diesem Punkt das Licht absorbieren. Die hohe Auflösung erlaubt es auch zwischen "normalen" Verbindungen und Verbindungen mit schwereren Kohlenstoffisotopen oder Deuterium unterscheiden. Da der Mars die schwereren Isotope langsamer verliert als die leichten kann man so Schätzungen machen wie hoch nicht nur der heutige Verlust an Spurengasen ist, sondern auch wie viel der Mars schon verloren hat. Der SO-Kanal hat eine Höhenauflösung von 180 m, er erfasst ein 1 x 10 km großes Gebiet (die deutlich höhere Höhenauflösung erreicht man durch die geringe Meßzeit von 160 ms, während das Instrument über den Horizont geschwenkt wird). Bis zu 12 Meßbereiche sind pro Messung möglich.

Der NADIR Kanal hat dieselbe Auflösung und verwendet en Spektrometer derselben Bauart (ein Echelle-Spektrometer), erstellt aber ein komplettes Spektrum zwischen 2,2 und 3,8 Mikrometer Wellenlänge. Er bietet zwei Modi mit 3 x 12 und 5 x 6 km pro Messung. 

Der UVIS Kanal basiert auf dem UV-Sensor der Instrumentensuite ESS von Beagle 2, dem 2003 bei der Landung verlorengegangenen Zweitnutzlast von Mars Express. Er deckt den Wellenlängenbereich zwischen 0,2 und 0,65 Mikrometern ab, das ist vom fernen UV (unterhalb des Bereiches den unsere Erdatmosphäre durchlässt) bis am Ende des sichtbaren Bereichs der bei 0,68 bis 0,7 Mikrometern liegt. In diesem Bereich beträgt die spektrale Auflösung 1,5 nm, das entspricht 300 Meßpunkte pro Spektrum. Derr UV-Kanal soll uv-aborbierende Substanzen wie z.B. Ozon überwachen. Er schaut immer auf den Horizont, da die UV-Absorption der Sonne beim Durchlaufen der Marsatmosphäre gemessen wird, auf die das Instrument ausgerichtet ist und erzeugt vertikale Profile mit einer räumlichen Auflösung von 300 m eines 1 x 1 km großen Gebietes. Wird er nach unten ausgerichtet so erfasst er pro Messung ein 8 x 5 km grpßes Gebiet.

Im Infraroten liegt die Empfindlichkeit zwischen 2 und 4,3 Mikrometern. Hier handelt es sich um klassisches Spektrometer mit einer sehr hohen Auflösung von λ/Δλ von 20.000 im Nadirmodus ist die Auflösung auf 1/10000 und der Wellenlängenbereich auf 2,3 bis 3,8 Mikrometern reduziert. Spurengase die NOMAD überwachen soll sind z.B. CO2 (incl. 13CO2, 17OCO, 18OCO, C18O2), CO (incl. 13CO, C18O), H2O (incl. HDO), NO2, N2O, O3, CH4 (incl. 13CH4, CH3D), C2H2, C2H4, C2H6, H2CO, HCN, OCS, SO2, HCl, HO2, und H2S. Die hohe Auflösung von 0,15 cm-1

NOMAD soll Methan mit einer Genauigkeit von 1 ppb (1 Teil auf 1 Milliarde Teilchen) nachweisen. Die Auflösung beträgt je nach Kanal 30 bis 300 km². Mit der Fähigkeit den Planeten innerhalb von 3 Sols (rund 74 Stunden) komplett zu scannen wird NOMAD auch schnelle und lokal begrenzte Veränderungen entdecken können.

NOMAD stammt vom belgischen Institut für Space Aeronomy.

ACS: Athmospheric Chemistry Suite

ACS ist das erste von zwei russischen Instrumenten. Es basiert auf zwei Vorentwicklungen: eines an Bord von Phobos Grunt und ein zweites an Bord der ISS von 2009 bis 2012 eingesetzten. Teile stammen vom DLR und dem französischen LATMOS Institut. ACS besteht aus drei Spektrometern die eine gemeinsame Elektronik und einen Schwenkmechanismus teilen. Mit 33,5 kg gehört ACS zu den schwersten Instrumenten von Exomars.

Der NIR (Nahinfrarotkanal) Teil basiert auf dem RUSALKA Instrument der ISS und setzt ein Echelle Spektrometer mit einem akustisch anpassbaren Filter ein. Das Instrument erreicht eine hohe Auflösung von λ/Δλ von 20.000. Es arbeitet bei 0,7 bis 1,6 Mikrometern also in einem Bereich der nicht von NOMAD abgedeckt wird. Das Gesichtsfeld beträgt 20 x 0,02 Bogenminuten. Der Detektor ist ein 640 x 512 Pixel großes Indium-Galliumarsend-Detektor. Er wird in der Höhe (512 Pixel) in 5 Spektralbänder unterteilt. Jedes nimmt ein Spektrum von 640 Pixeln um den Wellenlängenbereich auf.  DER NIR Kanal wird nicht das ganze Spektrum aufnehmen sondern nur die Punkte um einen besonders interessanten Wellenlängenbereich. In Frage kommet das Wasserband bei 1,38 Mikrometer, das O2-Band bei 1,27, das CO-Band bei 1,43 und bei Spurengasen das NO-Band bei 1,224 und OH-Band bei 1,43 Mikrometern.

Der MIR (mittlerer Infrarotkanal) arbeitet bei 2,3 bis 4,2 Mikrometern parallel zum IR-Kanal bei NOMAD. Anders als dieses misst es aber nicht bei diskreten Wellenlängen sondern deckt pro Messung einen 300 nm breiten Bereich aus diesem Spektralbereich ab. Der Blickwinkel hat eine Größe von 0,5 x 10 Mikrometern. MIR wird vertikale Höhenprofile von 10 bis 140 km Höhe über der Marsoberfläche anfertigen. Auch dieses Instrument soll nach schweren Isotopen in der Marsatmosphären suchen und hat in etwa dieselben Fähigkeiten wie der IR-Kanal von SOIR, aber ein anderes Instrumentenverfahren und unterschiedliche Spektrale/räumliche Auflösung. Daher ergänzen sich beide Instrumente gegenseitig und können Entdeckungen des einen Instrumentes durch eine zweite Bestimmung absichern. Weiterhin führt es auch Temperaturmessungen in der Atmosphäre durch.

Das Thermal InfraRed V-shape Interferometer Mounting (TIVIM) ist ein Fourier-Spektrometer wie PFS an Bord von Marsexpress. Die Fortschritte der Technik erlaubten es aber die Masse auf ein drittel (11 anstatt 30 kg) zu reduzieren. Gegenüber dem PFS besteht sein Hauptvorteil in neueren Detektoren die aktiv gekühlt werden und so bis zu 50-80-mal empfindlicher sein sollen. Es gibt zwei Detektoren, einer arbeitet zwischen 1,7 und 4,5 Mikrometern, der zweite von 1,7 bis 17 Mikrometern. Ein dritter, nicht aktiv gekühlter ist empfindlich zwischen 1,7 und 25 Mikrometern und dient als Backup, da die Stirling-Maschinen für die Kühlung mechanische, bewegte Bauteile haben die verschließen können. TVIM kann auf den Fußpunkt schauen, aber auch im Sonnenbedeckungsmodus arbeiten. Dazu wird dann die Öffnung mit einem Periskop verkleinert.

TVIM soll prinzipiell in drei Bändern Messungen machen:

FREND

Das zweite russische Instrument ist FREND der russischen Akademie der Wissenschaften. Es basiert auf HEND, das schon 2002 an Bord von Odyssey gestartet wurde. Es ist ein Detektor für Neutronen. Der wesentliche Unterschied zu HEND ist eine Einengung des Gesichtsfeld auf 40 km (aus 400 km Höhe). Die Technologie dafür wurde schon bei LEND erprobt das im Lunar Reconnaissance Orbiters erprobt.

HEND hat eine Karte des Neutronenflusses mit einer Bodenauflösung von 600 km erstellt. HEND maß Neutronen aus allen Richtungen. Ein Kollimator engt dagegen die Eintrittsöffnung von FREND ein und so wird er die Auflösung auf 40 km verbessern. Dazu gibt es an der Stirnseite fünf Löcher. Eines für den Detektor für hochenergetische Neutronen (> 300 eV Energie) mit einem Öffnungswinkel von 15 Grad und vier für niedrigenergetische Neutronen (> 0,4 eV) mit einem Öffnungswinkel von 5,6 Grad an den vier Ecken. Mit dem Kollimator wird man die räumliche Auflösung um mindestens den Faktor 10 auf 40 km erhöhen.

Dazu kommt ein Dosimeter. Es macht Energiespektren zwischen 100 keV und 80 MeV Energie von energiereichen Teilchen mit einer zeitlichen Auflösung von 1 Minute. Es soll die Plasmaumgebung des Mars näher charakterisieren,

Die Masse von 36 kg, das schwerste Instrument des Trace Gas Orbiters schlägt sich vor allem in der dafür nötigen Abschirmung nieder, denn Neutronen sind sehr durchdringend und würden ohne Abschirmung auch von der Seite eindringen. Die Abschirmung besteht aus Polyethylen mit Borverbindungen. 10B fängt Neutronen recht gut ab.

Der Mars wird ständig von kosmischer Strahlung bombardiert, zumeist Protonen hoher Energie. Sie gelangen bis zur Oberfläche, da der Planet fast kein Magnetfeld aufweist und die dünne Atmosphäre viele Teilchen passieren lässt. Die Protonen wechselwirken mit der Oberfläche. Bei diesen Kernreaktionen entstehen Neutronen, die wiederum mit umgebenden Atomkernen zusammenstoßen.. Die Neutronen sind anfangs sehr schnell. Aber wenn sie mit Wasserstoffkernen = Protonen zusammenstoßen, die praktisch dieselbe Masse wie Neutronen haben, werden sie stark verlangsamt und „thermisch“ genannt. Stoßen sie mit anderen Atomkernen zusammen, so werden sie nur wenig verlangsamt und heißen dann „epithermal“. Je mehr Wasserstoff es im Marsboden gibt, desto mehr thermische relativ zu epithermalen Neutronen sind unter den rückgestreuten Neutronen zu erwarten. Bestimmt man nun die thermischen und epithermalen Neutronen, so erhält man Informationen über den Wassergehalt im Boden und dessen Zusammensetzung. Dazu braucht man ein Neutronenspektrometer, welches den Energiegehalt von Neutronen bestimmt. FREND ist so ein Neutronenspektrometer. Es bestimmt daher durch die Detektion von langsamen Neutronen das Vorkommen von Wasserstoff bis in etwa 1 m Tiefe. Wasserstoff kommt beim Mars aber nur einer Verbindung vor: Wasser. Damit kann man eine "Karte" des unterirdisch vorhandenen Wassers erstellen.

Der Schiaparelli Lander

SchiaparelliDer Lander lief, bis er den Namen Schiaparelli erhielt unter dem technischen Kürzel EDL-Demo. EDL steht für Entry-Decend-Landing. Kurz man möcht die gesamte Landung einmal erproben bevor man 2018 den Rover landet. Das Konzept der Erprobung wirkt im dritten Jahrtausend für den Autor überholt. Schlussendlich haben die USA mit Viking 1+2, Mars Pathfinder, Opportunity, Spirit, Phoenix und Curiosity schon sieben Landungen erfolgreich gemeistert. Lediglich der Mars Polar Lander ging verloren, dies allerdings aufgrund eines Software Fehlers, der weitestgehend baugleiche Phoenix landete erfolgreich. Wie ein Landesystem also aufgebaut wird, welche Aktionen man wann auslösen muss das ist heute bekannt. Die USA haben sogar die verschiedene Landemethoden ausprobiert: In der Endphase abgebremst mit Triebwerken, mit Airbags oder einem Skycrane, einem Herablassen des Landers mit Seilen von der schwebenden Plattform.

Benannt wurde der Lander nach dem italienischen Astronomen Giovanni Schiaparelli. Schiaparelli beobachtete zu Ende des 19-ten Jahrhunderts den Mars, lieferte aber auch Erkenntnisse über Merkur und Venus. Er wurde durch eine Marskarte bekannt bei der er zahlreiche Linien einzeichnete, die er "Canali" nannte, ein Wort das im italienischen auch für Flusslauf stehen kann. Percival Lowell und andere Astronomen nahmen es aber wörtlich und deuteten die Linien die auch bei anderen gesehen wurden als künstliche Kanäle die Wasser von den Polregionen zum Äquator führten. Die Canali erwiesen sich als optische Täuschung, doch Schiaparelli wurde durch sie berühmt. Sie verursachten Ende des 19-ten Jahrhunderts eine wahre Marsmannie. Da Italien Hauptfinanzier von Exomars ist, ist es nicht verwunderlich, dass man den Lander nach diesem bekannten Astronomen benannte. Doch verwundert das man dies nicht beim Orbiter machte, denn er wird über Jahre arbeiten, während Schiaparelli nur wenige Tage lang arbeiten wird.

Die Hülle die den Lander umgibt hat einen Durchmesser von 2,40 m und eine Höhe von 1,80 m. Sie besteht aus zwei Schilden. Dem vorderen Hitzeschutzschild und der hinteren Aeroshell. Beide sind mit Hitzeschutzkacheln belegt. Der vordere Hitzeschutzschild besteht aus 90 Kacheln aus einem Kork-Resingemisch, das ablativ bei bis 1850 K verbrennt und den Lander vor der bei dem Eintritt in die Atmosphäre entstehenden Hitze schützt. Die Dicke dieser Schicht beträgt zwischen 8 und 18 mm. Derartige Schilde sind Standard bei Marsmissionen aber auch bemannten Landekapseln. Dieser vordere Schild wiegt 80 kg. Der hintere Schild besteht aus 93 Kacheln aus zwölf verschiedenen Typen, die auf einem Kohlefasergerüst angebracht sind. Sie wiegen wegen der geringeren Belastung nur 20 kg. Diese Aeroshell enthält auch die Fallschirme. Die Umhüllung hat an der Stumpfen Seite einen Winkel von 70 Grad und an der hinteren Seite eine Winkel von 47 Grad zur Waagerechten. Maximal 1850 Grad Celsius werden an der Oberfläche der Aeroshell erreicht, 710 °C an der Backshell. Unter dem Schild ist es maximal 170°C heiß, weitere Isolationsschichten reduzieren die Temperatur bei Schiaperelli selbst auf 50°C. Im Bild oben ist der Lander links abgebildet, in der Mitte die Backshell mit der er am TGO angebracht wurd und rechts die Aeroshell mit der er in die Atmosphäre eintritt.

SchiaprelliDer Fallschirm wird nach Abtrennung beider Hüllen durch einen Mörser aus einem 30 cm großen Packet "herausgeschossen". Es entfaltet sich zuerst ein 1,6 m großer Stabilisierungsfallschirm, der ein Verheddern oder Zusammenfallen des Hauptfallschirms verhindern soll. Der Hauptfallschirm hängt an 24 m langen Leinen die turbulente Strömungen durch die Sonde verhindern sollen. So ist das Ende des Fallschirms 27,2 m von Schiaparelli entfernt. Der Fallschirm ist ausgelegt für eine Entfaltung bei maximal Mach 2,1 rund 2.500 km/h.

Bei der Landung wiegt Schiaparelli nur noch die Hälfte: 300 kg. Die Lage stellt er während der Reise durch einen Ringlaser-Kreisel fest. Er informiert den Bordcomputer über Änderungen der räumlichen Lage, die dann mit den Triebwerken ausgeglichen wird. Bei der Landung kommen vier Radarantennen zum Einsatz. Eine zeigt genau auf den Fusspunkt, die anderen drei auf drei Punkte auf einem Kreisring mit einem Winkel von 120 Grad. Der Winkel mit der diese drei Antennen nach außen zeigen ist variierbar. Das Radarsystem wiegt 35 kg und kann die Lage mit einer Genauigkeit von 5 Grad feststellen, die Höhe auf 0,7 m genau und die horizontale Geschwindigkeit auf 1,05 m/s und die vertikale auf 0,5 m /s genau.

Das Antriebssystem das den Lander während der drei Tage Flug vom Trace Gas Orbiter stabilisiert und dann in der Endphase abbremst besteht aus drei Triebwerksbündeln und drei Hydrazintanks die je 15,4 kg Hydrazin fassen. Jeder Hydrazintank ist mit jedem Triebwerksbündel verbunden. Druckbeaufschlagt werden sie mit Helium. Das Hydrazin wird katalytisch zersetzt. Daher braucht man nur eine Komponente. Die CHT400 Triebwerk von Airbus Space and Defence arbeiten im Pulsbetrieb, maximal 5 Impulse pro Sekunde. Mit der Pulszáhl und der Triebwerkszahl ist der Schub zwischen 3600 und 0 N reguliert werden. Ein Triebwerk verbraucht bis zu 0,7 kg Treibstoff pro Sekunde. Alle Triebwerke weisen schräg von der Sonde weg. Ihr Hauptzweck ist es die Sonde von 250 auf 7 km/h abzubremsen, nachdem in 1200 m Höhe über der Oberfläche der Fallschirm abgetrennt wird. Sie arbeiten etwa 30 s lang.

Da der primäre Zweck des Landers es ist, Technologien für die Landung zu erproben ist es sehr wichtig, dass die Daten über die Systeme in jedem falle bei der Erde ankommen. Der Schiaparelli Lander überträgt während des Abstiegs über einen UHF-Sender zeitkritische und wichtige Statusdaten über den Exomars Orbiter zur Erde. Nach der Landung erfolgt die Kommunikation über die US-Orbiter die Mars umkreisen, da dann de Orbiter seinen ersten Umlauf durchführt und bald zu weit von der Landestelle entfernt ist, während die US-Orbiter den Mars in nur wenigen Hundert Kilometern umrunden. Die Datenmenge ist wegen der kurzen Mission klein. Gerechnet wird mit 100 MBit Daten der EDL-Systeme (Engineering-.Data) und 50 MBit der Instrumente (Science Data).

Da die Sonde auf dem Mars landen soll, durchlief sie ein rigides Sterilisationsprogramm. Dies betraf nicht nur den Schiaparelli Lander sondern auch den Trace Gas Orbiter, die Breeze-M Oberstufe und die Nutzlastverkleidung. Sie wurden mehrfach mit einer 79% Isopropanollösung gereinigt, die Reinräume wurden mit Wasserstoffperoxyd desinfiziert. 3000 Tests wurden unternommen um die Maßnahmen zu überprüfen. Dadurch wurde die Keimzahl deutlich reduziert, es gibt aber keine keimfreie Raumsonde, dazu ist das Innenleben zu komplex. Der Schiaparelli Lander der als einziges Element auf dem Mars neidergehen sollte wurde zusätzlich mehrere Stunden auf 110 bis 125°C erhitzt.

Der Lander hat die Aufgabe das Landeverfahren zu erproben, er ist nicht für einen längeren Betrieb auf der Marsoberfläche ausgelegt. So hat er nur Batterien als Stromversorgung. Damit kann er nur wenige Tage arbeiten. Dagegen gab es Unmut, vor allem weil man zumindest einen Teil der Oberfläche mit Solarzellen belegen könnte. Schiaparelli hat einen Durchmesser von 1,65 m ohne den ihn umgebenden Schild, würde man von den 2,1 m² Fläche 1 m² mit Solarzellen belegen, so müssten sie mindestens 600 Wh am Tag Energie liefern (die 1,3 m² großen Solarpaneele der MER-Rover Spirit und Opportunity liefern anfangs 900 Wh). Selbst wenn dies den Energieverbrauch nicht deckt, so würde man die Mission doch deutlich verlängern können. Wie lange Schiaparelli auf der Marsoberfläche arbeitet, darüber gibt es auch bei der ESA-Seite nur vage Angaben. Es ist von einer wissenschaftlichen Phase von 2-4 Sols (1 Sol = 1 Marstag = 24 Stunden, 37 Minuten) die Rede, der gesamte Datensatz soll nach 8 Sols übertragen sein. Schiaparelli enthält vier Batterien. Zwei für den betrieb des Landers im Inneren, davon eine wieder aufladbar. Und zwei für die Stromversorgung der Instrumente und die "Surface Operations" an dem Deck. Bis kurz vor der Landung befindet sich der Lander in einem Schlafmodus indem nur der Bordcomputer und Heizelemente für die Batterien aktiv sind. In diesem Modus verbraucht er 7 Watt..

Der Bordcomputer entspricht dem des TGO, es entfällt aber der große Massenspeicher, da die Mission nur auf zwei Überflüge von Orbitern von je 13 Minuten Dauer ausgelegt ist. Diese sollen zusammen 100 MBit an Ingenieursdaten und 50 MBit an wissenschaftlichen Daten übertragen.

Instrumente von Schiaparelli

Von den rund 300 kg Landegewicht entfallen nur 3 kg, also nur ein Prozent auf die Instrumente. Sie wird DREAMS genannt (Abkürzung für "Dust Characterization, Risk Assessment, and Environment Analyzer on the Martian Surface"). Wie der Name besagt hat sie zum einen die Aufgabe grundlegende Parameter der Umgebung festzustellen und zum andern Daten für die Risikoanalyse zu liefern. DREAMS besteht aus mehreren Sensoren die Temperatur, Luftfeuchtigkeit, Sonnenlichtabschwächung, Wind und elektrische Felder messen.

Neben diesem Instrumentenpacket das an der Oberfläche nach der Landung aktiv ist gibt es weitere Instrumente die beim Abstieg aktiv sind und mehr Ingenieurs-Charakter gemäß der Zielsetzung von Schiaparelli. Sie liefern Daten die beim Absteigt gesammelt werden, so eine Abstiegskamera DECA, die nach Abtrennung der Hülle aufnahmen des Landeortes macht, ein Instrument das die aerodynamischen und thermalen Parameter an der Schutzhülle misst und eine Suite die Daten verschiedener Temperatur, Druck und Windsensoren mit denen von Landersystemen wie dem Radar, der IMU und Beschleunigungsmessern kombiniert und aufzeichnet.

Dazu kommt als bisher einmaliges Experiment ein Laser-Retroreflektor der nach der Landung ausgesetzt wird.

Die Daten werden größtenteils aufgezeichnet. Es gibt aber einen Datenlink während des Abstiegs das es erlaubt die wichtigsten Statusdaten zu übertragen.

In der Suite fehlt leider eine Kamera auf dem Deck, die nach der Landung Aufnahmen der Umgebung machen könnte. Diese wären sicher öffentlichkeitswirksamer als die Abstiegsaufnahmen. Als man 2010/2011 die Instrumente vorschlug waren es noch elf Instrumente, darunter auch eine Kamera. davon hat die ESA aber nur sechs ausgewählt, die Kamera entfiel dadurch.

DREAMS

Dreams ist eine kleine Wetterstation auf dem deck des Landers. Die Abkürzung DREAMS steht für Dust Characterisation, Risk Assessment, and Environment Analyser on the Martian Surface. Sie besteht aus den Sensoren Dreams-P (Luftdruck), Dreams-H (Feuchtigkeit) und Metwind (Windgeschwindigkeit). Einzigartig ist ein Sensor Atmospheric Radiation and Electricity Sensor; MicroARES) zur Messung des elektrischen Feldes an der Marsoberfläche. Man erhofft sich von ihm zusammen mit anderen Messungen mehr Aufschluss über das Verhalten des Staubs. elektrisch aufgeladener staub verhält sich anders als "normaler" Staub. Wie die meisten Marslandesonden landet Schiaparelli in einer Jahreszeit in der Staubstürme auftreten. Sie treten meist um die Passage des sonnennächsten Punktes auf, den der Mars am 29.10.2016, also nur kurz nach der Landung durchläuft. Der Staub ist auch Gegenstand des letzten Sensors von Dreams, dem Solar Irradiance Sensor, SIS. Er misst die Helligkeit der Sonne und damit deren Abschwächung durch Staub im Himmel. Zusammen mit MicroAres und Dreams-H bekommt man so ein Gesamtbild von der Menge Des Staubs, seiner Größenverteilung und einiger physikalischen Eigenschaften des Staubs. Der Marsstaub ist immer nach Jahrzehnten noch etwas rätselhaft. 1971 war als Mariner 9 ankam der ganze Planet in globale Staubstürme gehüllt die sich erst nach Wochen legten. Auf den Viking Sonden konnte man über die Jahre die Zunahme des Staubs verfolgen und auch Mars Pathfinder verzeichnete 1997 eine gravierende Abnahme der elektrischen Leistung der Solarzellen durch Bedeckung mit Staub sodass man bei den MER-Rovern annahm, dass sie nur wenige Monate würden genügend Strom haben. Das ist aber nicht der Fall gewesen immer wieder gibt es Windhosen im Miniaturformat die wenn sie einen Rover passieren den Staub von den Paneelen "putzen". Ob allerdings die kurze Zeit von Schiaparelli ausreicht das Wissen über den Staub zu vermehren muss sich noch zeigen.

Dreams hat eine eigene Batterie die für einen betrieb über 2-4 Sols ausreichen sollte. Aufgrund der beschränkten Batteriekapazität wird nicht dauernd gemessen sondern es gibt pro Sol 31 Messperioden von insgesamt 6 Stunden Dauer, also etwa einem Viertel der Gesamtzeit.

INNRI

INNRI: Die Abkürzung für "Instrument for Landing-Roving Laser Retroreflector Investigations" ist ein kleiner Laser-Retroreflektor in Kugelsegmentform von nur 5,5 cm Durchmesser und 2 cm Höhe. Er trägt acht Laserreflektoren an der Oberfläche. Orbiter mit Lasern (derzeit vor allem eingesetzt um über die Laufzeitmessung Höhenprofile zu gewinnen) können durch die reflektierten Signale die genaue Position auf der Oberfläche feststellen. Über die Verfolgung eines stationären Landers über Jahre bekommt man so Erkenntnisse über die Geodäsie des Mars. Bei einem Rover wäre so der Weg den er zurücklegt  sehr einfach verfolgbar. Bisher gab es nur einen Orbiter mit einem Laser an Bord, dies ist der Mars Global Surveyor, der 1996 den Mars erreichte. Er ist aber seit 10 Jahren außer Betrieb. Zukünftige Orbiter könnten jedoch wieder Laser mitführen, seit langem wird Laserkommunikation als Kommunikationsalternative vorgeschlagen. Ein Laserreflektor ist ein passives Experiment das wenn nicht Sand die Oberfläche verkratzen beliebig lange in Betrieb bleiben kann. Die Laserreflektoren die Apollo und die beiden Lunochods auf der Mondoberfläche hinterließen sind 50 Jahre nach der Landung immer noch aktiv.

Komm schon!

DECA

Die Decent Camera von Schiaparelli ist - vereinfacht gesagt - eine Webcam die raumfahrtqualifiziert ist. Solche Kameras kommen seit etwa einem Jahrzehnt zum Einsatz um Systeme die mechanische Komponenten haben zu überwachen, wie z.v. Solarpaneele oder Radargeräte die ausgefahren werden oder auch Abtrennvorgänge zu dokumentieren. So dokumentierte die VMC an Bord von Mars Express die Abtrennung des Landers Beagle und seitdem wird sie auch zweckentfremdet für Aufnahmen des Mars verwendet. Anders als eine normale Webcamera kann DECA aber die ganze Elektronik inklusive Datenspeicher an Bord.

Deca ist nur 9 cm groß und wiegt 0,7 kg. Deca ist ein Nachbau der VMC von Herschel die die Abtrennung der Sylda welche die Raumsonde umhüllt aufnahm. Sie wird nach Abtrennung der Aeroshell 15 Aufnahmen im Abstand von 1,5 s aufnehmen und in einem lokalen Speicher ablegen. Die Bilder werden nach der Landung übertragen. Deca schaut nach unten und wird so den späteren Landeort erfassen, ist aufgrund der Position aber nicht fähig, nach der Landung Aufnahmen zu machen.


Parameter Wert
Abmessungen: 9 x 9 x 9 cm
Gewicht: 0,615 kg
Fokus 6,65 mm Brennweite f/9, scharfe Abbildung ab 3 m Distanz
Sensor Star 1000 512 x 512 Pixel, 15 µm Pixelgröße
Empfindlichkeit: 400 bis 1000 nm Wellenlänge
Stromverbrauch: 3 Watt Durchschnitt, 4,5 Watt Spitze
Bilder: 15 in einem Abstand von 1,5 s aufgenommen

COMARS+

COMARS (COMBINED AEROTHERMAL AND RADIOMETER SENSORS INSTRUMENT PACKAGE) ist ein Ingenieursexperiment, das wichtiger als die Sensoren ist die nach der Landung aktiv sind, denn Zweck des kurzlebigen Landers ist es ja die Lande- und Abstiegssysteme zu erproben und Comars+ liefert dazu die Daten. Comars+ besteht aus drei Sensoren in gleichem Abstand über die Backshell, also den hinteren Schild verteilt. Jeder Sensor misst den Druck, die Temperatur des Schildes, den Temperaturfluss auf den Schild und die an das heiße Gas abgegebene Wärmemenge bis der Schild in 1200 m Höhe abgetrennt wird. Dazu kommt ein engbandiges Radiometer, das ist ein Temperaturmessgerät, das berührungslos die Temperatur durch Messung der Energie der abgestrahlten Strahlung misst, ähnlich wie die Infrarottemperaturmeter zur Messung der Innenohrtemperatur. Comars wiegt 1,73 kg und braucht 4,5 Watt an Leistung.

Amelia

AMELIA (Atmospheric Mars Entry and Landing Investigation and Analysis) ist das zweite Ingenieursexperiment an Bord. Es hat keine eigenen Sensoren, vielmehr werden die Daten die sowieso an Bord anfallen gesammelt gespeichert und später ausgewertet. Dies sind die Dopplerdaten der Radioverbindung die Auskunft über Höhe und Geschwindigkeit geben, die Daten der Beschleunigungssensoren die Auskunft über die Abbremsungsrate geben sowie die Daten der IMU über räumliche Lage und Ausrichtung. Nimmt man noch die Daten von Comars+ hinzu so kann man ein vertikales Temperatur, Dichte, Wind und Dynamic der Atmosphäre ab 130 km Höhe liefern.

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


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