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Juno

Einleitung

Juno vor dem StartJuno ist nach Galileo die zweite Mission, die Jupiter umrunden soll. Gewünscht hätte sich die wissenschaftliche Community sicher eine Art "Galileo 2", also eine Mission welche die Dinge nachholt, das waren vor allem die Detailaufnahmen der Monde und Jupiters. Das ist Juno nicht. Stattdessen ist es eine Mission, die genauer den Strahlungsgürtel und das Magnetfeld des Riesenplaneten untersucht. Juno ist eine New Frontier Mission, die zweite nach New Horizons. Die New Frontiers Missionen liegen preislich über den kleineren Discovery Class Missionen, wie sie Maven eine ist, aber noch unter den Flagship Missionen wie sie z.B. Cassini oder der Mars Rover Curiosity welche sind. Juno wird rund 1 Milliarde Dollar kosten. Die dritte bewilligte New Frontiermission ist OSiRIS-REx, die Material von einem Asteroiden gewinnen und zur Erde zurückbringen soll. Juno war in der römischen Mythologie die Göttin der Geburt, Ehe und Fürsorge und die Gattin Jupiters.

Juno wird wissenschaftlich vom Southwest Research Institute geleitet. Das JPL hat die Aufsicht über das Projekt und die Umsetzung. Die Raumsonde selbst wird von Lockheed-Martin gebaut. Die Instrumente stammen vom SWRI, dem Goddard Space Flight Center, JPL und Malin Space Systems. Sowohl Raumsonde, wie auch Experimente, machen viel Gebrauch von schon für andere Raumsonden entwickelter Hardware.

Juno ist wie alle neueren Raumsonden eine "cost-capped" Mission. Dies schloss die Trägerrakete und Reserven ein. Im Finanzjahr 2003 waren 700 Millionen Dollar bewilligt worden. Das war noch ohne den Start, da der Startvertrag erst abgeschlossen werden kann wenn die Mission genau geplant und die Sondenmasse bekannt ist. Die Instrumente machen von den 700 Millionen 10% aus. Für die Trägerrakete und den Start zahlte die NASA an ULA 190 Millionen Dollar. Dazu kommt noch eine unbekannte Summe an die USAF, da das Startgelände ihr gehört und sie auch Services wie Bahnverfolgung, Startvorbereitungen bereitstellt. Beim Start nannte die NASA Gesamtkosten von 1,1 Milliarden Dollar. An dieser Summe ist sicher auch die sukzessive Verschiebung des Starts um drei Jahre schuld.

Wissenschaftliche Ziele

JunoJuno soll über die Erforschung von Jupiter unser Verständnis über das Sonnensystem verbessern. Sie ist damit auch ein Bindeglied zwischen der Planetenforschung und der Sonnenforschung / Astrophysik.

Juno wurde im Mai 2006 als zweite New Frontier Mission (nach New Horizons) ausgewählt. Damals war ein Start für 2009 geplant. Sehr bald gab es aber durch Faktoren die nichts mit Juno selbst zu tun hatten eine Startverschiebung auf 2010 und kurz darauf auf 2011. Dadurch verlängerte sich die Phase B des Projekts, das ist der Entwurf des Designs. Dieses wurde im September 2008 bewilligt und damit konnte die eigentliche Hardwareentwicklung beginnen.

Die Raumsonde

Juno ist nach Cassini die zweitschwerste Raumsonde die ins äußere Sonnensystem aufbricht. Mit einer Startmasse von 3.625 kg ist sie nahezu doppelt so schwer wie der Galileo Orbiter. Als Galileo startete, war die Mikroelektronik noch auf einem anderen Stand als heute. Eine Herausforderung war daher der Strahlenschutz auf allen Ebenen. 89% der Gesantdosis an ionisierender Strahlung erhält die Raumsonde nach dem Eintritt in den Jupiterorbit, also einem Sechstel der Missionszeit. Jupiter hat ein sehr starkes Magnetfeld und in diesem starken Magnetfeld fängt er Teilchen des Sonnenwindes, d.h. Elektronen, Protonen und in kleinerer Menge Alpha Teilchen und schwerere Ionen ein. Jede Sonde die sich dem Jupiter stark nähert wird daher einer hohen Strahlung ausgesetzt da die Elektronen und Protonen mit hoher Geschwindigkeit (=Energie) auf sie treffen.

Der Bordcomputer und zahlreiche Experimente setzten bei Galileo z.B. den RCA 1801 Mikroprozessor ein. Die Elektronik von Galileo war für eine Strahlendosis von 150 kRad ausgelegt, nach dem Ende der verlängerten Mission hatte sie 400 krad widerstanden und bis Missionsende 1200 kRad, allerdings gab es dann auch zahlreiche Ausfälle. Heute würde keine Elektronik diesen Strahlungsdosen wiederstehen, da die integrationsdichte erheblich höher ist und die integrierten Schaltkreise empfindlicher. Der leistungsstärkste Prozessor ist z.B. für maximal 200 kRad spezifiziert. Die Strategie beim Entwurf war es daher nicht besondere Elektronik zu wählen, sondern diese besser zu schützen. 

Juno "Vault"Um die elektronischen Komponenten zu schätzen haben sie einen "Tresor" entwickelt. Alle wesentlichen Komponenten die Elektronik beinhalten werden in einen Box aus Titan eingebettet, die alleine 157 kg wiegt. Sie soll die Dosis innerhalb des "Tresors" auf 25 kRad oder weniger reduzieren. Um Gewicht zu sparen sind die sechs Seiten der Box unterschiedlich dick. Die größten Wände haben in etwa 1 m² Fläche und eine Stärke von 1 cm. So muss die Elektronik nur einem Sechstel der Dosis widerstehen für die Galileos Avionik qualifiziert war. In dieser Box befinden sich sowohl die Elektronik der Experimente, die mit Kabeln mit den Sensoren verbunden ist, wie der Bordcomputer, die Ringlaserkreisel, die ebenfalls elektronische Teile beinhalten, die gesamte Steuerung und die mit den Sendern verbundenen elektronischen teile (für Codierung/Dekodierung) der Signale. Herausgekommen ist eine dicht gepackte Kiste von weniger als einem Kubikmeter Volumen die praktisch alle elektronischen Teile enthält, die nicht direkt an den Instrumenten sitzen müssen (wie CCD-Detektoren an der Optik).

1 rad (eigentliches Einheitenzeichen rd, wird aber in der Raumfahrt immer ausgeschrieben) ist eine veraltete Einheit für die Strahlendosis als Gesamtenergie die ein Körper pro Kilogramm Masse aufnimmt. 1 rad entspricht einer Energie durch ionisierende Strahlung von 0,01 J/kg. Damit sind 100 rad ein Gray. Das Gay ist die heutige SI-Einheit für die Dosis. Für einen Menschen sind 1 krad (aufgenommen über kurze Zeit wie Stunden bis einige Tage) tödlich. Bei der Krebsbehandlung von Tumoren werden (lokal begrenzt) 4-8 krad zum Abtöten des Gewebes eingesetzt. Die Gesamtdosis die Juno in 15 Monaten beim Jupiter erhält entspricht rund 100 Millionen Röntgenuntersuchungen in einer medizinischen Praxis.

Die Elektronik ist spezifiziert für einen Grenzwert von 50 kRad, hat also einen Sicherheitsfaktor von 2, da die Abschirmung in der Mission maximal 25 krad passieren lassen sollte. Sie ist damit nicht strahlungstoleranter als normale Avionik an Bord von Satelliten, die meist für 100 kRad spezifiziert ist. Die Kabel die zu den Außenanlagen führten, mussten trotzdem noch speziell abgeschirmt werden.

Das Wissenschaftsdeck ist nur gering mit Folien abgeschirmt. Sie reduzieren die Strahlung auf der Oberfläche von 100 auf 11 MRad. Die äußeren Sensoren der wissenschaftlichen Instrumente erhielten eigene Abschirmungen, welche die Dosis auf 0,6 MRad reduzierten. Dazu reicht schon eine Abschirmung von 1,524 mm Aluminiumfolie. 0,3 mm Glas auf den Solarpanels reduziert dort die Strahlung auf 3 MRad. Das Gesamtdesign ist ausgelegt für eine Strahlendosis von 375 krad (gemessen hinter einer einer 7,62 cm starken Aluminiumhülle) mit einem Sicherheitsfaktor von 2.

Die 100 Mrad, welche die Sonde erhält, würden ausreichen um sie (wenn sie aus Wasser bestände) sie um 240°C zu erhitzen. Da diese Dosis sich aber über ein Jahr aufgenommen, wird ist die Erwärmung zu vernachlässigen.

Parameter Wert
Startmasse: 3,625 kg
Trockenmasse: 1.593 kg
Treibstoff und Druckgas 2032 kg, davon 1.279 kg NTO und 752 kg Hydrazin
ΔV Budget 2000 m/s
Abmessungen: Spannweite 20 m, Höhe des Zentralkörpers 3,5 m, Durchmesser des Zentralkörpers: 3,5 m
"Vault" (Abschirmung für die Elektronik) 0,8 x 0,8 x 0,6 m, 157 kg leer,  277 kg mit Elektronik

Lageregelung

Juno ist anders als die meisten Raumsonden spinnstabilisiert. Das bedeutet sie rotiert um eine Achse, in diesem Fall eine Achse die von der HGA durch den Sondenkörper zu den Triebwerken geht. Das hat Vor- und Nachteile. Für die Messung von Jupiters Magnetfeld und die Teilchen im Strahlungsgürtel ist dies von Vorteil, da so die Instrumente bei einer Rotation die gesamte Umgebung erfassen. Es gilt ja die dreidimensionale Verteilung von Teilchen und Magnetfeldlinien zu bestimmen. Für Experimente die den Jupiter beobachten ist dies eher von Nachteil, da sich der Planet unter ihnen wegbewegt. hier hat man zum Teil mit rotierenden Spiegeln Abhilfe geschaffen. Auf der anderen Seite nähert sich Juno Jupiter so nahe (bis auf 5000 km, das Jupiter dort praktisch den halben Himmel einnimmt. Die Experimente müssten sonst aufwendig geschwenkt werden. Das Schwenken übernimmt nun die Rotation der Sonde. Die Rotationsrate von 2 Umdrehungen pro Sekunde bedeutet genügend Daten für die Wellen- und Partikelinstrumente und kein zu großer Aufwand für die auf einen Punkt ausgerichteten Instrumente beim Nachführen.

Die Rotationsrate variiert während der Missionsphasen. Während der Cruisephase rotiert Juno mit einer Umdrehung pro Minute. Im Jupiterorbit sind es die erwähnten zwei Umdrehungen und wenn ein Antriebsmanöver ansteht wird auf fünf Umdrehungen pro Minute erhöht. Die höhere Rotation stabilisiert die Sonde und gleicht Ungleichheiten des Schubvektors aus (geht er nicht durchs Zentrum, so gibt es keinen Drift, weil durch die Rotation sich auch der Schubvektor mit dreht).

Eine besondere Herausforderung war die Feststellung der Ausrichtung, die wesentlich ist für die Ausrichtung der Antenne zur Erde und der Instrumente auf Jupiter. Da Juno rotiert und nahe des Perijoviums (jupiternächster Punkt der Bahn) über Stunden hinweg Jupiter den halben Himmel abdeckt war sehr bald klar, das bisherige Startrackerkameras sich nicht für Juno eigneten. Man vergab zwei Studien für neue Systeme. Schließlich wurde Galileo Avionika selektiert, die eine Stellar Reference Unit (SRU) entwickelten, die die "Auszeit" in der Jupiter eine genaue Navigation verhindert, auf unter 30 Minuten reduzierte. Die Kameras können die Ausrichtung der Sonde mit einer Genauigkeit von 1,5 Bogensekunden feststellen.

Bordelektronik

Juno hat keine besondere Elektronik wie Galileo, sie verwendet strahlengeschützte, weltraumtaugliche Chips, wie sie auch in anderen Satelliten eingesetzt werden. Das Datenverarbeitungssystem  setzt Speicherchips des Typs EDS5104 von Elipse Data ein, das sind 512 MBit SDARAM Bausteine mit einem Takt von 100 bis 166 MHz je nach Typ. Zusammen mit dem Speicherschutz (EDAC) sind insgesamt 80 Chips für den Speicher verbaut, mit einer Gesamtspeicherkapazität von 4 GByte. Dies ist der Massenspeicher von Juno, als Ersatz für eine Festplatte. Er ist selbst nach heutigen Maßstäben klein, aber die Sonde sendet ihre Daten nur mit geringer Datenrate und da reichen 4 GByte mehr als aus (es werden maximal 4 GBit pro Orbit, d.h. weniger als ein Achtel dieser Datenmenge erwartet)

Der Bordcomputer setzt den RAD750 von BAE ein, eine strahlengeschützte Version der PowerPC 750 Prozessors. Er ist mit bis zu 200 MHz getaktet. Technologisch und in der Geschwindigkeit entspricht er in etwa einem Pentium II Prozessor. Trotzdem ist er der schnellste derzeit verfügbare strahlengehärtete Prozessor. Er wurde schon in zahlreichen Satelliten und Raumsonden seit 2005 eingesetzt. Der RAD750 hat einen Arbeitsspeicher von 256 MByte Flash-RAM für das festgespeicherte Betriebssystem und 128 MByte DRAM für die Daten.  Darüber hinaus haben die Experimente einen eigenen Speicher zum Verarbeiten und Zwischenspeichern der Daten.

Antriebssystem

Der Treibstoff teilt sich in den Oxydator Stickstofftetroxyd (NTO) und den Treibstoff Hydrazin aus. Das Leros 1B Haupttriebwerk von AMPAC-ISP aus England hat einen Schub von 645 N. Bisher setzte die NASA vor allem Triebwerke von Aerojet ein, doch diese hatten nur ein schubschwächeres oder deutlich schubstärkeres Triebwerk im Angebot. Seine Düse aus Niob wird durch einen Mikrometeoritenschutzschild geschützt, der jeweils einige Tage vor einer Bahnänderung hochgeklappt und danach wieder zurückgefahren wird. Das Triebwerk wird nur für größere Bahnänderungen, davon gibt es mindestens vier während der Mission, eingesetzt. Durch den hohen spezifischen Impuls von 3120 m/s spart man Treibstoff gegenüber den reinen Hydrazinantrieben ein, die die NASA bisher bei ihren Raumsonden in den letzten Jahren einsetzte.

Kleine Kurskorrekturen, aber auch Lageänderungen führen 12 kleine RCS-Triebwerke (RCS: Reaction Control System) durch. Sie zerlegen nur das Hydrazin katalytisch und verwenden keinen Oxydator. Sie sind angeordnet in vier Modulen zu je drei Triebwerken, In jedem Modul gibt es je ein Triebwerk pro Raumachse. Die RCS Antriebe sollten ein Δv von 75 m/s durchführen können. Das ist ausreichend für die meisten kleinen Bahnänderungen und dazu kommt die Lageränderung der Sonde, also Drehen oder Neuausrichten.

Die Tanks selbst sind mit mehreren Schichten Folie überzogen, die ein Auskühlen verhindert. Vor einer Zündung müssen sie bis zu mehreren Wochen lang mit Heizelementen erhitzt werden, weil die Treibstoffe bei den bei Jupiter herrschenden Temperaturen zu Eis gefrieren. Das Antriebssystem hat genügend Treibstoff um die Geschwindigkeit der Sonde um 2000 m/s zu ändern.

Kommunikationssystem

HGAJuno hat vier Antennen und mehrere Sender im X-Band und Ka Band. Die Antennen sind je zwei Low-Gain, je eine Medium Gain und High-Gain Antenna. Die Low Gain Antenna (Niedriggewinn oder Rundstrahlantenne) erlaubt ein Senden und Empfangen auch wenn die Raumsonde nicht korrekt auf die Erde ausgerichtet ist. Das ist nach dem Start der Fall, oder in Notsituationen. Es ist aber auch der Fall wenn die Sonde ihre Triebwerke zündet und sich dann so dreht, dass die Antennen von der Erde weg zeigen. Je eine Niedriggewinnantenne ist an der Vorderseite und Rückseite angebracht. Über die Niedriggewinnantennen sendet die Sonde keine Telemetrie, also Messdaten zahlreicher Sensoren an Bord, sondern nur eine Statusinformation in Form eines "Tons", wobei dessen Übermittlung 10 Sekunden dauern kann. Ein Ton ist eine von 256 fest definierten Botschaften, die eine Zusammenfassung über den Gesundheitszustand geben.

Die Mittelgewinnantenne erlaubt eine Kommunikation, wenn die Hochgewinnantenne nicht genau auf die Erde zeigt. Weil Juno mit den Solarzellen Richtung Sonne schaut, ist dies während des Flugs zum Jupiter meist nicht der Fall. Bei Jupiter angekommen ist die Erde von der Sonde aus gesehen nie weiter als 11 Grad von der Sonne entfernt und die Hochgewinnantenne kann eingesetzt werden. Die Hochgewinnantenne ist eine Parabolantenne mit 2,5 m Durchmesser. Sie wurde aus der 3 m Parabolantenne des MRO entwickelt. Die HGA schützt, solange die Sonde sich nahe der Sonne befindet, auch das obere Deck vor Überhitzung. Die HGS wiegt nur 21,3 kg.

Daten werden von der Sonde im X-Band bei 8404 MHz gesendet. Telemetrie ebenfalls. Kommandos werden bei 7153 MHz empfangen. Der X-Band Sender hat eine Leistung von 25 Watt bei einer Eingangsleistung von 57 Watt. Er ist redundant vorhanden. Kommandos können mit eine Datenrate von 7,8125 bis 4000 Bit/s empfangen werden, Davon wird allerdings nur eine Datenrate bis maximal 2000 Bit/s im operativen Betrieb genutzt. Die Downlinkrate beträgt mindestens 18 kbit/s vom Jupiter aus zu einer 34 m DSN Station. Die Datenraten sind so gewählt, dass man bei Jupiter die Datenraten maximal ausnutzen kann. Die Entfernung der Raumsonde schwankt zwischen 6,4 und 4,46 astronomischen Einheiten das bedeutet ein Schwanken der Datenrate um den Faktor 2. So gibt es alleine drei Datenraten zwischen 18 und 35 kbit/s. Es gibt mehrere Kodierungsverfahren. Telemetrie, also "Gesundheitsdaten" werden im Reed-Solomon Code mit nur 10 bis 40 Bit/s übertragen. Wissenschaftliche Daten dagegen im effizienteren Turbo Code .

Sollte eine der 70 m DSN Antennen eingesetzt werden, so steigt die Datenrate auf 120 kbit/s. Bei einem "Pass" von etwas mehr als 8 Stunden pro Orbit würde bei Einsatz einer 70 m Antenne die Datenmenge auf 3,46 GBit/Orbit ansteigen. Die 70 m Antennen sind bisher nur für Notfälle vorgesehen. In Erdnähe können bis zu 200 kbit/s übertragen werden. Die Fehlerrate beträgt 1 Bit auf 100.000 Bits beim Uplink und 1 Bit auf 1 Million Bits beim Downlink. Die HGA wird auf 0,25 Grad auf die Erde genau ausgerichtet.

Das Ka-Band wird nicht für die Kommunikation genutzt, sondern ist Bestandteil des Experiments Gravity Science. Der Ka-Band Sender und Empfänger stammt von der ASI, der italienischen Weltraumagentur. Er hat einen Stromverbrauch von 46,2 Watt. Der Downlink erfolgt bei 32.083 MHz, der Uplink bei 34.365 MHz.

Das gesamte Kommunikationssystem hat einen Stromverbrauch von maximal 70,4 Watt (nur X-Band aktiv, nur 54 Watt für das Senden) bzw. 116,6 Watt (X-Band und Ka Band aktiv). Das Gewicht beträgt 83,2 kg, davon wiegt die HGA nur 21,3 kg.

Parameter Hintere LGA LGA MGA HGA
Antennengewinn 5,5 db (empfangen), 6,5 db (senden) 8,7 db (empfangen), 7,7 db (senden) 18,1 db (empfangen), 18,4 db (senden) 44,5 / 43 db (X-Band) 47,5 / 47 db (Ka-Band)
3 db Signalabfall (Grad von der Mitte) 10 Grad 40 ° (empfangen), 42 ° (senden) 10,3 " (empfangen), 9,3 ° (senden) 2 Grad
Datenraten (Downlink) 10, 40, 100, 250, 1.000, 1.745, 2.000, 4.000, 12.000, 18.000, 22.500, 26.000, 30.000, 35.000, 40.000, 50.000, 100.000, 120.000, 150.000, 200.000 bit/s
Datenraten (Uplink) 7,8125, 15,625, 31,25, 62,5, 125, 250, 500, 1.000, 2.000, 4.000 Bit/s

Thermalkontrolle

Juno wird sich während der sechs Jahre dauernden Reise bis auf 0,87 AE der Sonne nähern und bis zu 5,4 AE von ihr Entfernen. (1 AE = mittlere Entfernung der Erde von der Sonne (149,6 Millionen km).  Das entspricht einer Variation der Sonnenstrahlung um den Faktor 30. Daraus resultieren große Temperaturschwankungen. Bei den Solarzellen erwartet man z.B. Temperaturextreme von +89 und -140°C. Diese sind zu groß für Experimente und Elektronik. Gegen zu hohe Hitze schützt Juno wie die meisten Raumsonden sich durch eine Verkleidung aus mehrschichtigen Folien. Das Vakuum zwischen den Folien isoliert. Alle anderen Teile werden aktiv beheizt. Dazu gibt es elektrisch betriebene Heizelemente in der Elektronikkiste, bei den Instrumenten und den Treibstofftanks. Ein guter Teil der elektrischen Leistung (155 des Stromverbrauchs von 405 Watt) wird nur dafür benötigt. Auf die bei anderen Sonden eingesetzten RHU (Radioisotope Heater Units), das sind kleine Plutonium-238 Pellets in einer Rhodium-Platinlegierung als Wärmequelle hat man verzichtet. Ein solcher RHU wiegt 40 g und gibt 1 Watt Wärme ab. Derartige RHU gab es an Bord von Cassini (82 Stück), den beiden Rovern Spirit und Opportunity und Curiosity.

Stromversorgung

SolarzellenJuno ist die erste Raumsonde die in der Entfernung von Jupiter mit Solarzellen als Stromquelle betrieben wird. Die ESA Raumsonde Rosetta hat auch Solarzellen und erreichte einen Orbit, der sie bis auf Jupiterentfernung führte, war aber dabei im Hibernation Modus, also in einem Zustand wo die meisten stromverbrauchenden Systeme abgeschaltet sind. Dies ist bei Juno anders. Die Sonde wird bei Jupiter mit ihren Solarzellen arbeiten. Für diese gibt es einige Herausforderungen. So müssen sie bei 0,85 und bei 5,5 AE Entfernung von der Sonne arbeiten. Das ist ein Unterschied in der Strahlung um den Faktor 36, so schwankt zum einen die Temperatur, zum anderen die Leistungsabgabe. Bei Jupiter kommt dann noch die hohe Belastung durch Strahlung, vor allem energiereiche Teilchen hinzu. Gegen letztere schützt eine dünne Glasschicht auf den Arrays etwas, trotzdem verlieren die Arrays in einem Jahr fast 10% ihrer Leistung. Die Gesamtdosis die sie erfahren, ist genauso hoch wie bei einer 10-jährigen GEO Mission. Jedoch erhalten sie diese vor allem in der einjährigen Zeit bei Jupiter, weil sie die anderen 5 Jahre weitgehend von der Sonne als zweiter Strahlungsquelle entfernt sind. Die Solarzellen gliedern sich in drei Panel aus je vier Segmenten. Das an der Raumsonde liegende ist etwas kleiner, sonst hätte es Probleme gegeben die Sonde unter die Nutzlasthülle zu packen. Sie sind so verschaltet, dass zuerst nur ein Segment Strom liefert. Wenn die Entfernung zur Sonne steigt und die Stromstärke pro Segment 7 Ampere unterscheitet wird das nächste hinzugenommen und bei noch weiterer Entfernung ein weiteres Segment. Zwischen 0,87 und 1,9 AE liefert so ein Segment pro Panel Strom, zwischen 1,8 und 3,75 AE zwei Panel und ab 3,75 AE sind es drei Segmente pro Panel.

Ein Panel trägt das Magnetometer und hat ein Segment weniger. Insgesamt sind so 11 Segmente vorhanden. Die gesamte Fläche beträgt rund 45 m²

Die Solarzellen sind speziell ausgelegt für den Betrieb bei niedrigen Temperaturen. Trotzdem liefern sie bei Jupiter alleine durch die niedrigere Temperatur 11% weniger als bei dieser Entfernung, basierend auf den Werten bei der Erde, zu erwarten wäre. Die Unterschiede der Anforderungen sind so extrem zu bisherigen Solarzellen, das man ein Forschungsprogramm startete. Bei sogenannten LILT Bedingungen (Low Intensity, Low Temperatures) steigt bei normalen Zellen durch die niedrige Temperatur, aber auch die Halbleiterstruktur der innere Widerstand an und die Zellen geben weniger Leistung ab, als man nur aufgrund der Abnahme der Eingangsstrahlung vermuten würde. Es gab zwei Möglichkeiten: neue Zellen zu entwickeln oder vorhandene Galliumarsenidzellen zu untersuchen und geeignete zu selektieren bzw. ihre Herstellung an die Bedingungen anzupassen. Man entschied sich aus Kostengründen für das Letztere. Es wurden Spectrolab UTJ Zellen für Juno nach zahlreichen Tests in Testständen mit Strahlungsbeschuss, Kühlung und niedriger Lichtbestrahlung selektiert. Trotzdem war eine zusätzliche Beschichtung notwendig, um die Strahlenschäden zu reduzieren. Es wurde nach Tests eine 0,2048 mm dicke Beschichtung aus Indium-Zinnoxid gewählt, das durchlässig für solare Strahlung zwischen 200 und 2000 nm ist. Diese dünne Schicht reduziert die Dosis von 100 auf 3 MRad.

Die Zellen sind etwas schwerer als konventionelle Solargeneratoren. Das liegt an der zusätzlichen Beschichtung, aber auch der benötigten Steifheit (Juno rotiert, das erzeugt Zentrifugalkräfte und ein Ausleger trägt auch das Magnetometer).

Trotz der Nachteile wunden Solarzellen als Stromversorgung anstatt Radioisotopenbatterien gewählt, weil diese extrem teuer sind. Ein GPHS, wie er seit Galileo alle Raumsonden ins äußere Planetensystem antrieb, liefert 285 Watt Leistung, kostet aber rund 90 Millionen Dollar. Problematisch ist das sie USA seit 1988 kein Plutonium-238 für RTG mehr produziert haben. Seit 1993 es von Russland bezogen, doch Russland will keines mehr liefern. Die USA hätten bei Projektbeginn noch 16,2 kg Pu-238 gehabt, genug für zwei weitere GPHS. Doch hat man sich für die Solarzellen entschieden, da zu Planungsbeginn von Juno noch eine Titan- und Europamission im Gespräch waren und diese RTG benötigten. Erst 2013 hat man die Produktion von Pu-238 aufgenommen, als der Vorrat auf 10 kg abgesunken war. Für jährlich 10 Millionen Dollar sollen 1-1,5 kg des Radioisotops pro Jahr gebrütet werden.

Die Raumsonde ist andauernd so ausgerichtet, dass die Solarpanels auf die Sonne zeigen, selbst bei Jupiter. Dies wird nur während 10 Minuten beim Erdvorbeiflug unterbrochen. Für diese Phasen stehen zwei Batterien mit einer Leistung von 55 Ah als Reserve zur Verfügung. Die Bordelektronik arbeitet mit 28 V, die Solarzellen liefern mindestens eine Spannung von 29,4 V.

Parameter Wert
Gewicht (pro Panel) 99,7 kg pro langes Panel, 91,6 kg kurzes Panel.
Gesamtgewicht: 340,2 kg
Abmessung pro Panel 2,091 m bzw. 2,90 m x 8,4 m
Segmente 11
Solarzellen 18.698 GaAs Zellen (5,59 x 9,40 cm)
Strom bei der Erde 18 kW
Strom bei Jupiter Missionsbeginn >450,5 Watt
Strom zu Missionsende >411,9 Watt
Strom benötigt 405 Watt
Temperatur der Zellen bei Jupiter -132°C
Fläche 59 m², 45 m² belegt
Abmessungen: 2,74 x 8,84 m.

Von dem Strom wird fast die Hälfte nur zur Heizung der Sonde benötigt. Nur 250 Watt stehen für Experimente, Sender und Elektronik zur Verfügung. Dies ist ein Nachteil von Solarzellen. Bei den RTG reichte die Abwärme dieser aus um die Sonde zu beheizen.

Experiment Gewicht Stromverbrauch
Gravity Science 10,4 kg 70,4 / 116,6 Watt (nur X-Band/X+Ka Band)
MWR 46 kg 32 Watt
JIRAM 10,3 kg 16,7 Watt
Junocam 2 kg  
Mag 13 kg 8 Watt
JADE 23,27 4,9 Watt
JEDI    
WAVES    
UVS   9 Watt

Die Instrumente

Juno InstrumenteDie Instrumente wurden nach den wissenschaftlichen Fragestellungen ausgewählt, die sich nun auf Jupiter und seine innere Zusammensetzung konzentrieren. Die Beobachtung der Monde wird wieder Aufgabe einer anderen Sonde sein. Derzeit ist JUICE seitens der ESA als Mission geplant.  Wie bei den meisten Raumsonden hat man die Instrumente aufeinander abgestimmt. So empfängt das Plasmapaket Informationen außerhalb der Atmosphäre, JIRAM erforscht die für uns sichtbare Atmosphäre bis maximal 10 bar Druck, MWS sieht deutlich tiefer in die Atmosphäre bis 100 bar Druck und Daten über das Innere Jupiters bis zum Kern bekommt man von Mag und dem Gravity Science Experiment.

Das einzige abbildendende Instrument stammt diesmal nicht von der NASA sondern der Main Space Systems/Planetary Society. Es ist die JunoCam. Sie hat keine wissenschaftliche Aufgabe, sondern soll vor allem gute Aufnahmen von Jupiter machen. Juno wird Aufnahmen ermöglichen, die andere Raumsonden nicht machen konnten, weil sie sich in der Äquatorebene bewegten, wo auch die vier großen Monde Io, Europa, Ganymed und Kallisto den Planeten umkreisen. Man wird von oben auf die Wolkenbänder schauen können. Auf der anderen Seite bedeutet das aber auch, dass die Sonde keinem der vier galileischen Monde nahe kommen wird und von diesen keine hochauflösenden Aufnahmen zu erwarten sind.

Die Sensoren der Instrumente kann man nicht so abschirmen wie die Elektronik, die nach innen gewandert ist. Sie hat einen 1,5 mm starken Schild, der die Strahlendosis auf 600 krad reduziert. Einzelne Experimente wurden noch weiter abgeschirmt. Die Oberfläche des Decks erreichen noch 25.000 krad, den Rest fangen die Folien zur Thermalisolation ab.

Bei Gravity Orbits sind das MWR und die Junocam abgeschaltet. Umgekehrt sind bei Beobachtungen mit dem MWR keine Gravity Science Untersuchungen möglich und die Junocam aktiv. Die anderen Experimente sind bei beiden Untersuchungsmodi aktiv.

Junocam

JunocamDie Junocam kommt von Malin Space Systems. Diese Firma hat seit 1990 für die meisten NASA-Marssonden die Kamerasysteme entwickelt. Anders als die Mooncam bei Grail A+B, die von Amateuren auf Basis kommerzieller Webcams entwickelt wurden, ist es eine Anpassung eines Instruments das Malin für das Mars Science Laboratory gebaut hatte, nämlich die MARDI Kamera, die beim Abstieg Aufnahmen machte. Es wurde aber der Bayes Filter entfernt und ein Schild montiert um die Strahlung zu begrenzen. Die Junocam macht Gebrauch von der Tatsache das Juno rotiert. Der Chip ist mit vier Filtern in den Farben Rot, Grün, Blau und nahes Infrarot (Methanabsorptionsband) belegt. Während Juno sich dreht, zieht die Scene unter der Kamera vorbei. So wird ein Filter nach dem anderen belichtet Bei nominell zwei Rotationen pro Minute macht die Kamera in der ersten Rotation die Aufnahme durch den Rot, Grün und Blau Filter, der Infrarotfilter (Methanabsorptionsband) folgt dann bei der zweiten Rotation. Auf der Erde müssen nun die jeweiligen Teilstücke der Aufnahmen übereinandergelegt werden. Wenn, wie im Falle des Erdvorbeiflugs, sich in einer Minute die Distanz stark ändert, geht die nicht problemlos wie diese dabei gewonnene Aufnahme zeigt.

Die Filter belegen unterschiedliche Stücke auf dem 1200 Pixel hohen CCD Chip. Rot, Grün und Blau sind jeweils 128 Pixel hoch und durch einen 27 Pixel Abstand getrennt. Der Nah-IR Filter ist dagegen 278 Pixel breit. Alle Filter sind 1600 Pixel lang. Die Optik selbst ist ein Normalobjektiv, die Auflösung entspricht einer 2 MPixelkamera. Bei Jupiter kann man bei nächster Annäherung rund 15 km/Pixel erwarten, das klingt nach wenig, doch bei einem Durchmesser des Giganten von 142.800 km wären das fast 10.000 Pixel, der Planet wird also mehr als bildfüllend sein. Schlechter sieht es bei den gallileischen vier großen Monden aus, zumal die Sonde durch ihre Bahn sich diesen maximal auf einige 100.000 km nähert. Sie dürften nur grob aufgelöst sein. Aus 100.000 km Entfernung beträgt die Auflösung nur noch 63 km, damit wäre selbst Ganymed als größter Mond gerade mal 80 Pixel groß.

Junocam ErdeDer Kontrakt mit der NASA zur Fertigung der Kamera hat einen Umfang von 3,8 Millionen Dollar.

Parameter Wert
CMOS-Sensor 1600 x 1200 Pixel
11,84 x 8,88 mm
Gesichtsfeld Rot, Grün, Blau 4,64 x 58 Grad
Gesichtsfeld Methanband 10,1 x 58 Grad
Pixel pro Filter Rot, Grün Blau 128 x 1600 Pixel
Pixel Methanband 275 x 1600 Pixel
Fokuslänge 11,7 mm
Pixelgröße 7,4 µm
Maximale Auflösung bei Jupiter 15 km/Pixel
Gewicht: 2 kg

MWR

Das MWR ist das wichtigste Experiment mit der größten Masse. Die Hälfte der Orbits sind anfangs für seinen Betrieb vorgesehen.

Das Mikrowellen Radiometer besteht aus sechs Antennen die Frequenzen von 600 MHz bis 23 GHz abdecken. Das Experiment wird vom JPL gestellt, die Antennen selbst werden von Space Systems/LORAL gebaut, da diese Firma durch die Fertigung von Kommunikationssatelliten große Kompetenz aufweist. Das Grundprinzip ist, das Materie Strahlung abstrahlt, wobei das Frequenzmaximum von der Temperatur abhängt. Die Temperatur steigt bei Jupiter mit der Tiefe an, weil der Druck der oberen Atmosphärenschichten die unteren Schichten erwärmt. Die 600 MHz Emissionen kommen aus einem Druckniveau unter 1 bar und mit 22 GHz empfängt man noch Strahlung aus der 100 bar Region. Die Wahl der Wellenlängen vermeidet eine Störung durch die Synchotronstrahlung von Jupiters Magnetosphäre.

Da im Mikrowellenbereich Moleküle, aber auch Strahlung absorbieren, kann man so die Konzentration von Molekülen in der Atmosphäre feststellen. Bei Jupiter sind nur zwei Moleküle signifikant: Ammoniak in den höheren Wolken und Wasser. Wasser fand die Galileo Eintauchsonde in nur geringer Konzentration. Da Sauerstoff, aber eines der häufigsten Elemente im solaren Nebel ist, sollte sich viel Wasser in Jupiters Atmosphäre befinden. (Aus dem anderen Element, Wasserstoff besteht der größte Teil des Planeten) Mit MWR kann man nun tiefer in Atmosphäre schauen als jemals zuvor und so  feststellen ob Galileo gerade ein "trockenes" Gebiet durchflog oder Wasser vielleicht generell nur tiefer in der Atmosphäre vorkommt.

Beim MWR sind Empfangsantennen und Elektronik getrennt. Die Antennen befinden sich an verschiedenen Positionen an der Außenseite, die Elektronik im Inneren. Dadurch sind die Antennen sehr hohen Strahlungsdosen von 10 MRad ausgesetzt. Diese Konstruktion macht durch die Kabellängen von 2-3 m aber eine genaue Untersuchung der Temperatureinflüsse auf die Kabel notwendig. Sie verlieren auch 1-2 db an Signalstärke. Weiterhin betrieb man sehr großen Aufwand um die Messgenauigkeit von typisch 2% auf 0,1% zu erhöhen. Dazu gehört die Kalibration gegen eine Diode mit einem definierten "Geräuschpegel" und einem 50 Ohm Widerstand. Vereinfacht wurde die Aufgabe durch den Umstand, das MWR nur im jupiternächsten Punkt, typischerweise 2 Stunden lang betrieben wird. Das reduziert den Drift des Signals.

Die Elektronik zur Auswertung basiert auf einem 8051 Mikrocontroller ergänzt durch ein FPGA, das memory mapped auf den Speicher des 8051 zugreift.. Der 8051 kommuniziert mit 57,6 kbit/s über eine RS-422 Schnittstelle mit dem Bordcomputer.

Parameter Wert
Gemessene Frequenzen 0.6, 1.25, 2.6, 5.2, 10, 22 GHz
Empfindlichkeit / Verstärkungsfaktor 80 db
Messintervall 4% der Frequenz
räumliche Auflösung 12°
Messfehler 0,1%
Gewicht: 46 kg
Stromverbrauch: 32 Watt
Datenrate 3 kbit/s, 100 MBit pro Orbit

Die 600 und 1200 MHZ Antennen sind Patch-Array Antennen (5x5), bei 2,6 bis 10 GHz kommen Schlitzantennen (8x8 Array) zum Einsatz und die 22 GHz Antenne ist eine einzelne ausgerichtete Hornantenne. Durch die Rotation der Sonde werden die Antenne einen Streifen vom Nordpol bis zum Südpol bei jedem Vorbeiflug abtasten. Man erwartet das MWR nicht so lange durchhält, wie die anderen Experimente, es wird daher vor allem während der ersten acht Orbits aktiv sein.

MAG

MagnetometerDas Magnetometer stammt vom Goddard Space Flight Center. Es besteht aus zwei Teilexperimenten. Einem des GSFC für die Vektormessungen des Magnetfels (die Magnetfeldstärke in allen drei Raumrichtungen). Dazu werden zwei Sensoren eingesetzt. Jeder kann die Stärke in zwei Raumrichtungen messen.  Dazu kommt ein Helium-Magnetometer vom JPL, das nur die Ausrichtung des Magnetfeldes misst. Beide Sensoren befinden sich an einem Ausleger an einem der Solarpanels, das dadurch ein belegtes Modul weniger hat. Das reduziert Störeinflüsse durch die Raumsonde und ihre Elektronik. Da die Sonde rotiert, muss die Ausrichtung der Sensoren relativ zu einem unbeweglichen System bekannt sein, Dafür gibt es eine Kamera der dänischen technologischen Universität, welche die Sterne aufnimmt und so eine Referenz der Ausrichtung liefert. Sie besteht aus keramischem, nicht magnetischem Material.

Juiters Magnetfeld ist im Vergleich zum irdischen riesig. Seine Feldstärke ist 20.000 mal stärker und es dehnt sich zur sonne über 3 Millionen km aus, von der Sonne weg konnte Pioneer 10 es noch in Saturnentfernung nachweisen.

Die Sensoren sind 8,8, 9,8 und 11,8 m von dem Raumsondenbus entfernt.

JIRAM

JIRAM (Jupiter InfraRed Auroral Mapper) ist ein abbildendes Infrarotspektrometer. Es stammt nicht von der NASA sondern zwei Instituten des italienischen nationalen Instituts für Astrophysik (INAF). Es ist nicht das erste seiner Art, das Italien baut. Abbildende Spektrometer hat Italien schon für Cassini entwickelt (VIMS), Rosetta und Venus Express (VIRTIS) und Dawn (VIM). Bisher wurde nur ein Vorläufer dieser Instrumente NIMS bei Galileo eingesetzt. Gegenüber diesem Instrument ist es ein Quantensprung.

Ein Spektrometer verengt das Gesichtsfeld auf einen Spalt und trennt dann den Strich, der noch bleibt, in ein Spektrum auf. Das fällt auf einen CCD Chip. Jede Spalte des CCD sieht so einen Wellenlängenbereich des Spektrums. Jede Zeile das Spektrum eines anderen Punktes im Schlitz. So erhält man zuerst das Spektrum von y Punkten (y Zeilen des CCD) mit x Messpunkten (x: Anzahl der spalten des CCD). Bewegt sich nun die Sonde so sieht sie laufend einen neuen Bereich des Planeten. Synchronisiert man das auslesen des Spektrums mit der Bewegung der Kamera, so erhält man ein zweidimensionales Bild und für jeden Bildpunkt ein Spektrum.

Das erlaubt es die Emission des ganzen Planeten in einer oder mehreren Spektralbereichen als Bild darzustellen. Diese Aufnahmen informieren über das Vorkommen von Spurengasen oder heben bestimmte Strukturen hervor.

JIRAM ist gegenüber den bisherigen Instrumenten erweitert worden. es ist ein Kombiinstrument, das gleichzeitig Spektrometer und Kamera ist. Das Licht das durch das Teleskop einfällt landet zuerst auf eine Kamera mit einem CCD Chip, empfindlich im Infraroten. Seien Chipfläche ist mit zwei Filtern belegt. Der eine lässt Licht mit einer Wellenlänge von 3,5 Mikrometern passieren und der zweite Licht mit 4,8 Mikrometern. Die Kamera kann aus 5000 km Entfernung Bilder mit einer Auflösung von 1,2 km machen. Diesem optisch überlagert durch einen Strahlenteiler sitzt das Spektrometer, das eine Zeile in ihr Spektrum aufspaltetet und dieses zwischen 2 und 5 Mikrometer Wellenlänge detektiert. Ein rotierender Spiegel vor dem Teleskop lenkt das Licht so um, dass man einen kontinuierlichen Streifen beobachtet.

Die Auflösung beträgt rund 200 km bis 1,1 km bei einem Vorbeiflug, abhängig von der Entfernung von der Oberfläche. Das wichtigste Bauprinzip war das das Instrument so klein wie möglich sein sollte und zudem wenig Strom verbrauchen sollte. so entfiel ein Spiegel der das Spinnen vollständig ausgleicht. Der Hauptspiegel kann leicht bewegt werden. Damit kann er das Bild für 1 Sekunde einfrieren. Diese Zeit wird für die Integration der Signale für ein Spektrum benötigt. Als Folge sieht das Instrument Jupiter alle 20 Sekunden. Während einer Umdrehung gewinnt es ein Bild und 2-3 Zeilen des Spektrometers. Letzteres produziert daher über die Passage einen langen Streifen mit einer variablen Auflösung. Die Pole und Aurora kann man nur nach der Passage des Perijovums in niedriger Auflösung aufnehmen.

JIRAM wird sicherlich die Jupiterforschung weiter bringen, denn das einzige Instrument das bisher Jupiter längere Zeit beobachten konnten war NIMS an Bord von Galileo. Als es entworfen wurde steckte die Technik der abbildenden Spektrometer in den Kinderschuhen (normale Spektrometer, die es auch gibt, machen nur Messungen eines Punktes. Aus vielen dieser Messungen kann man ein Bild rekonstruieren, doch dies ist oft grob auflösend). NIMS hatte 24 Pixel für die spektrale Auflösung. Bei JIRAM sind es 336. Die räumliche Auflösung ist doppelt so hoch.

Der genutzte Wellenbereich im nahen Infrarot wurde so gewählt, weil hier zum einen die Absorptionsbanden von Wasser (2,7 und 2,9) und Methan (2,3 und 3 µm) sind, zum anderen man so etwas tiefer in die Atmosphäre schauen kann. Bei 4-5 Mikrometern nimmt man dagegen die höchsten sichtbaren Cumulus Wolken auf. So kann man zwei Regionen mit einem Instrument beobachten. JIRAM wird die Region zwischen 0,2 und 3 bis 10 Bar, abhängig von der Zusammensetzung sehen. Weitere Features in diesem Wellenlängen Bereich sind die Aurora Emissionen bei 3,4 Mikrometern und die von Galileo bekannten "Hot spots" bei 5 Mikrometern.

Parameter Wert
Gesichtsfeld 3,5 Grad (längs zur Bewegung) x 6,0 Grad  (quer zur Bewegung) für die Kamera
3,5 Grad (längs zur Bewegung) x 50 Bogensekunden für das Spektrometer
13,7 x 13,7 Grad Teleskop
Fläche CCD Kamera 432 x 128 Pixel pro Filterbereich
Filter: 3,3-3,6 µm (L-Band)
4,55-5,05 µm (M-Band)
Fläche Spektrometer 256 (räumliche Auflösung) x 336 Pixel (spektrale Auflösung)
Spektrum 2,0 bis 5,0 µm, 9 nm Spektralauflösung, 336 Punkte
Teleskopöffnung: 47 mm
Auflösung: 0,25 mrad/Pixel
Detektor HgCdTe CMOS Chip, 250 x 436 Pixel zu je 38 µm² Größe
Operationstemperatur <100 K
Gewicht: 8,04 kg (mit Reserven)
Stromverbrauch: 16,7 Watt Peak

Gravity Science

Gravity ScienceDas vom JPL stammende X-Band Telemetriesystem  wird zusammen mit dem Ka-Band am Boden genutzt um die innere Struktur Jupiters zu vermessen. Diese beeinflusst das Schwerfeld und das kann man über die Signalverschiebungen (Dopplereffekt) messen. Genaue technische Daten finden sich bei dem Abschnitt über das Kommunikationssystem der Sonde. Beim Gravitationsexperiment wird die Hochgewinnantenne eingesetzt. Die Sonde empfängt Signale einer definierten Frequenz von der Erde, multipliziert die Eingangsfrequenz mit einem festen Wert und sendet auf der sich ergebenden Ausgangsfrequenz das Signal zurück, das von einer der Deep Space Network Antennen empfangen wird. Dabei wird die Empfangsfrequenz durch die zweimalige Passage des Schwerefeldes dopplerverschoben sein. Das wird gemessen und zusammen mit hochgenauen Messungen der Position der Sonde genutzt das Schwerfeld und lokale Variationen zu "kartieren". Vorgesehen ist dafür der Goldstone DSN-Komplex, da dieser schon auf das Ka-Band umgestellt wurde. Der Einsatz des Ka-Bandes wird durch die höhere Frequenz die Genauigkeit in der man die Koeffizienten des Gravitationsmodells (eine Überlagerung von Schwingungen wird genutzt, um die Gravitation eines Körpers in einem Modell  zu beschreiben) um den Faktor 100 erhöhen von 10-6 bis 10-7 auf 10-8 bis 10-9. Die Geschwindigkeit der Raumsonde kann bei einer Messung über 60 s auf 0,005 mm/s genau erfasst werden, das und das Halten einer Frequenz mit einer Abweichung von nur 10-15 der Frequenz ermöglicht diese hohe Genauigkeit. Die für die Experimente notwendigen Sender und die Elektronik addierten 10,4 kg zur Raumsonde.

Gravity Science wird ab dem 8-ten Orbit aktiv sein.

JADE

Das Jovian Auroral Distributions Experiment vom SwRI misst die Elektronen und Ionen, Dafür gibt es auf dem Deck vier Sensoren. Drei für Elektronenanalysatoren (JADE-E) und ein ein Ionen-Massenspektrometer. (JADE-I)Sie haben ein Gesichtsfeld von 360 x 90 Grad für die Elektronen und 360 x 270 Grad für die Ionen. Die Elektronen werden durch elektrostatische Analysatoren untersucht. An diesen treten die Elektronen durch einen Spalt ein und werden durch eine an einer kugelförmigen Metalloberfläche angelegten Spannung in einem Kreisbogen auf den Detektor gelenkt. Je nach angelegter Spannung können nur bestimmte Elektronen passieren, die anderen schlagen auf die Wand auf. Dasselbe gilt bei einem zu hohen Einfallswinkel. So selektiert diese Instrument alle Elektronen einer bestimmten Energie aus einem Winkelbereich. Vor dem Eingangsspalt gibt es zwei weitere geladene Gitter, die Deflektoren. Sie begrenzen den Eingangsbereich senkrecht zur Einfallsrichtung und selektieren so nur einen Ausschnitt aus dem Kreissegment.

Bedingt durch die Beschleunigung durch das elektrische Feld kann am Detektor (MCP-Elektronenvervielfacher und eine dahinter geschaltete Anode) nur die Zahl der Elektronen gemessen werden. Die Energie wird durch die vorgegebene Eingangsenergie des Analysators festgelegt. Um alle Elektronen zu erfassen wird diese schrittweise erhöht. Analog wird die Spannung der Deflektoren variiert um den Eingangsbereich zu selektieren.

Der Detektor für Ionen funktioniert nach demselben Prinzip, kann aber auch die Masse grob feststellen. (m/Δm = 2,5). Anstelle eines einfachen Sensors ist der Detektor ein miniaturisiertes Flugzeitmassenspekrometer. Das Experiment setzt in der Auswerteelektronik einen  Atmel AT697E SPARC8, RISC Prozessor, mit 86 Dhrystone MIPS oder 23 Whetstone MFLOPS) ein. (Ein 2014 aktuelle Haswell Core I5-4690 hat rund 16300 MIPS und 4200 MFLOPS pro Kern, und davon vier Stück).

Zusammen mit JEDI werden beide Instrumente erstmals die Partikel untersuchen können welche die Aurora, das ist auf der Erde das "Nordlicht" rund um die Pole entstehen lassen, da der Flugpfad von Juno über beide Pole führt.

Parameter Wert
Energien Elektronen: 100 - 100.000 keV
Energien Ionen: 10 - 40.000 keV
Zeitliche Auflösung Elektronen: 1 s
Zeitliche Auflösung Ionen: 4 s
Gesichtsfeld Elektronen: ±45 x 120 Grad
Räumliche Auflösung Elektronen 5 Grad
Gesichtsfeld Ionen: 20 Grad
Räumliche Auflösung Ionen: ±45 x 270 Grad
Gewicht: 5,24 kg (pro JADE-E Sensor)
7,552 kg (JADE-I)
Abmessungen: 21 x 21 x 21 cm JADE-E
18 x 24 x 22 cm JADE-I
Stromverbrauch: 1 Watt pro Sensor JADE-E
1,9 Watt JADE-I

JEDI

Während JADE das Energiespektrum der Teilchen bestimmt (Summenwert der Verteilung) misst JEDI (Jupiter Energetic Particle Detector Instrument) die Energie einzelner Teilchen, ihre Atommasse und Ionisation. Bei JEDI handelt es sich um ein kompaktes Flugzeitmassenspektrometer. Einfallende geladene Teilchen werden durch ein eklektisches Feld beschleunigt und treffen je nach Masse und Ladung zu einem unterschiedlichen Zeitpunkt am Detektor an. Dort wird die Masse und Energie detektiert. Derartige Instrumente werden auf zahlreichen Raumsonden zur Bestimmung von Ionen, aber auch Atomen und Molekülen in stark verdünnten Medien (Kometenschweifen, Ionosphäre) genutzt. Das Instrument, vor allem die Detektoren sind geschützt durch Schilde mit einem Gewicht von 5 bzw. 10 g/cm². Das entspricht 2-4 cm Aluminium.

Um eine vollständige Abdeckung zu erreichen, gibt es 6 Sensoren die zusammen einen Bereich von 160 x 12 Grad abdecken. Zusammen mit der Rotation der Raumsonde wird so ein Streifen um die Raumsonde abgedeckt. JEDI stammt vom Institut für Astrophysik der John Hopkins Universität.

Parameter Wert
Energien Elektronen: 25 - 10.000 eV
Energien Protonen 10 - 10.000 eV
Energie Alpha Teilchen 25 - 10.000 eV
Massereichere Ionen (O bis S) 40 - 10.000 eV
Energieauflösung 20%
Zeitliche Auflösung: 0,5 s
Räumliche Auflösung: 18 Grad
Abtaststreifen 160 x 360 Grad
Gesichtsfeld 160 x 12 Grad

Waves

Das Plasmawellenexperiment der Universität von Iowa besteht aus einer Dipolantenne am Heck der Raumsonde und einem Fluxmeter, parallel zur Rotationsachse angebracht. Das Messprinzip ist im Prinzip das einer Empfangsantenne mit einem Breitbandempfänger. Wenn Elektronen entlang von Magnetfeldlinien bewegt werden, können sie nicht gerade fliegen, sondern folgen diesen. Sie senden dann Radiowellen aus. Diese stören auf der Erde z. B. den Radioempfang. Jupiters enorm starke Magnetosphäre strahlt ungleich mehr Radiowellen aus als die Erde. Sie sind sogar von der Erde aus nachweisbar.

Das Instrument besteht daher aus einer Antenne und einem Empfänger. Es gibt zwei Modi. Im einen wird ein sehr großer Frequenzbereich abgetastet und pro Dekade (Frequenz erhöht sich um den Faktor 10) nur an zehn Punkten die Intensität gemessen. Bei maximal 3 Dekaden sind dies 30 Messpunkte. Erheblich höhere Datenraten erzeugt der Burstmodus. In diesem wird in einem Bereich bis zu 150 KHz die Wellenform festgestellt. Damit dies möglich ist, muss es erheblich mehr Messungen geben, im Extremfall die doppelte Maximalfrequenz.

Die beiden Dipolantennen sind einfache Peitschenantennen von 2,8 m Länge, 45 Grad zur Rotationsachse angebracht und mit einem Winkel von 120 Grad zwischen den beiden Antennen. Das Fluxmeter ist eine Antenne aus einem 15 cm hohen Konus, umwickelt mit 10.000 Wickelungen aus feinem Kupferdraht.

Es gibt zwei Empfänger, einen für niedrige Frequenzen (LFR) und einen für hohe Frequenzen (HFR) mit zusammen 5 Kanälen. Die Signale werden mit 12 Bits digitalisiert.

Parameter Wert
Messbereich elektrisches Feld 50 Hz - 40 MHz
Messbereich magnetisches Feld: 50 Hz - 20 kHz
Spektrale Auflösung: 10 Kanäle pro Zehnerpotenz
Messfrequenz Perijovum: 1 Spektrum pro Sekunde
Messfrequenz Apojovum: 1 Spektrum alle 30 Sekunden
Burstmode: Wellenformen bei elektrischen Feldern von 50 Hz bis 150 KHz
bei magnetischen Feldern von 50 Hz bis 20 KHz
Radiowellenbandbreite: 1 MHz
Sensitivität Radiowellen: 72 dB
Plasmawellen Sensitivität: 90 dB
Empfänger LFR 2 Kanäle 50 Hz bis 20 kHz
1 Kanal 10 KHz bis 150 KHz
Empfänger HFR 1 Kanal 100 KHz  bis 40 MHz (Surveymode)
1 Kanal 1 MHz (Burstmode)

UVS

Das Ultraviolett Spectrometer vom SwRI besteht aus einem Teleskop mit einem angeschlossenen Spektrometer untergebracht des Instrumentendecks. Es hat ein Gesichtsfeld von 6 x 0,05 Grad, UVS ist senkrecht zur Rotationsachse angebracht. Wie JIRAM ist es ein abbildendes Instrument, fertigt also durch Scannen des Planeten eine Abbildung im UV-Bereich an. UVS sitzt an der Seite der Raumsonde und sieht so einen Streifen bei jeder Rotation. für eine zusätzliche Flexibilität ist vor der Teleskopöffnung ein rotierender Spiegel angebracht, der es erlaubt bis zu 30 Grad von der Rotationsachse entfernt Spektren zu erstellen. Es basiert auf ALICE, einem UV-Spektrometer das auch auf der ESA-Raumsonde Rosetta und der Plutosonde New Horizons fliegt.

Bedingt durch den engen Spalt muss alle 17 ms ein Spektrum aufgenommen werden. Das ist technisch nicht möglich, so werden die Daten zwischengespeichert und synchronisiert über mehrere Rotationen addiert.

Parameter Wert
Spektralbereich 70 bis 205 nm
Spektrale Auflösung: 0,4-0,6 nm (Punktquelle) 1,0-1,2 nm (ausgedehnte Quelle)
Räumliche Auflösung: 0,1 Grad (125 km aus dem Perijovum)
Gesichtsfeld: 0,2 x 2 Grad
Schwenkbereich: 360 x 60 Grad
Abbildungsbereich: 1024 (spektral) x 256 (räumlich) Pixel

Die Mission

Juno StartJuno wiegt mit 3.625 kg beim Start erheblich mehr als die Nutzlast der eingesetzten Atlas 551 für eine Transferbahn zum Jupiter. Daher kann sie nicht direkt Jupiter erreichen. Die Atlas 551, die leistungsfähigste Version der Atlas V Familie, wird Juno auf eine zweijährige Umlaufbahn schicken. Diese führt am 9.10.2013 wieder an der Erde dabei. Ein Korrekturmanöver ein Jahr vorher verschiebt dabei den Kreuzungspunkt mit der Erdbahn. Die Erde beschleunigt die Sonde, und dreht die Bahn so, dass sie dann nach weiteren 33 Monaten Jupiter erreicht. Dieser Typ von Bahn wird ΔV-EGA (Delta Velocity Earth Gravity Assist genannt). Die Kurskorrekturen in der interplanetaren Bahn haben den Antriebsbedarf von 1700 auf 2000 m/s (inklusive Reserven und Lageänderungen) angehoben.

Trotzdem spart man so viel Treibstoff. Der Geschwindigkeitsbedarf für eine klassische Hohmannbahn zu Jupiter ohne Swing-By beträgt rund 14,2 km/s relativ zur Erdbahn. Mit dem Siwng-By sind es 13,1 km/s. Die Raumsonde wäre mit einer Atlas nicht direkt zu Jupiter sendbar, dafür ist sie zu schwer. Schon die jetzige Version braucht die größte verfügbare Atlas Version die 551 mit 5 Zusatzboostern.

Ereignis Zeit
Start RD-180 -2,7 s
T=0 Freigabe Start 0,0 s
Abheben mit Zünden der SRB 1,1 s
Voller Schub erreicht 2,1 s
Dreih/Neigemanöver in 26 m Höhe 3,8 s
Mach 1 erreicht 34,5 s
Maximale Druckbelastung durch aerodynamische Kräfte 46,4 s
Brennschluss SRB 94 s
Abtrennung erste zwei SRB 104 s
Abtrennung dritte bis fünfte SRB 105,5 s
Abtrennung Spitze Nutzlastverkleidung 204,9 s
Abtrennung Forward Load Reaktor und seitliche Nutzlastverkleidung 211 s
Schubreduktion bei Erreichen von 5,0 G 233 s
Brennschluss Atlas 267,2 s
Trennung Atlas - Centaur 273,2 s
Erste Zündung Centaur 283,2 s
Erster Brennschluss, Parkorbit erreicht 645,3 s
Zweite Zündung Centaur 2493,5 s
Zweiter Brennschluss, interplanetare Bahn erreicht in 260,9 km Höhe c3=31,1 km²/s² 3034,2 s
Abtrennung Juno 3229,2 s
Ereignis Zeitpunkt
Start 5.8.2011, c3=31,10 km²/s² (12,34 km/s)
Erstes Deep Space Manöver 30.9.2012, 345 m/s Geschwindigkeitsänderung, 376 kg Treibstoff verbraucht
Zweites Deep Space Manöver 14.9.2012 in 298 Millionen km Entfernung, 388 m/s Geschwindigkeitsänderung, 376 kg Treibstoff verbraucht
EGA Manöver 9.10.2013 in 560 km Entfernung 7300 m/s Geschwindigkeitsänderung
Jupiter Orbit Insertion 5.7.2016, 431 - 480 m/s Geschwindigkeitsänderung, 365 kg Treibstoff verbraucht
Orbit Anpassung 19.10.2016, 540- 637 m/s Geschwindigkeitsänderung, 456 kg Treibstoff verbraucht Bahn 1,06 x 39 Jupiterradien (4300 x 2713.000 km über der Oberfläche)
Jupitereinschlag 16.10.2017

FlugpfadDer Kurs war nach dem Start so gut, dass ein Trajectory Correction Manoever (TCM-1) nicht nötig war. Es dient dazu kleine Abweichungen vom Sollkurs zu kompensieren. Am 26.8.2011, als die Raumsonde schon 6 Millionen km von der Erde entfernt war, wurde ein erstes Testbild von Erde und Mond mit der Junocam gemacht. Die erste Bahn wird Juno nun bis auf 2,26 Astronomische Einheiten von der Sonne entfernt führen. Am 19.12.2011, nach nur etwas mehr als  4 Monaten wurde der Orbit des Mars gekreuzt. Raumsonden zum Mars, die eine nicht so exzentrische Umlaufbahn haben, brauchen rund 8-10 Monate um den Planeten zu erreichen. Erst am 1.2.2012 folgte das erste TCM, das die Geschwindigkeit der Sonde nur um 1,2 m/s veränderte (3,11 kg Treibstoff wurden verbraucht).

Ein Jahr nach dem Start fanden in zweiwöchigem Abständen die beiden größten Kurskorrekturen vor Erreichen des Jupiters. Beide Deep Space Manöver (DSM) sollten die Raumsonde näher an die Sonne bringen, sie verschoben den sonnennächsten Punkt auf 0,87 AE. Das verschob den Vorbeiflugpunkt an der Erde und den Winkel zur Erde und sorgte so dafür, dass die Erde die Sonde zu Jupiter umlenken kann. Beim ersten DSM wurde ein zu hoher Druck im Antriebssystem festgestellt. Das zweite Deep Space Manöver wurde zur Untersuchung dieser Anomalie deswegen vom 3.9 auf den 14.9 verschoben. Beide Manöver haben die Geschwindigkeit der Raumsonde um 732 m/s verändert. Es waren zwei, damit das Haupttriebwerk nicht überhitzt. Jedes dauert rund 30 Minuten.

Am 7.8.2013 begann mit dem zweiten TCM die Feinabstimmung des Erdvorbeifluges. Am 31.8.2013 wurde der sonnennächste Punkt in 0,87 AE Entfernung durchlaufen.

Am 9.10 passierte Juno die Erde mit dem nächsten Punkt vor der Küste Südafrikas. Dabei geriet Juno nach Durchlaufen des erdnächsten Punktes in einen Safe-Mode. Mit der Junocam gelangen trotzdem einige Aufnahmen, da der erdnächste Punkt auf der Nachtseite lag. Sieben Aufnahmeserien in den vier Spektralbändern wurden dabei gewonnen. Weitere Aufnahmen die nach dem Vorbeiflug geplant waren, fielen aus. Mit den anderen Experimenten wurde ein wissenschaftlicher Jupiterorbit durchgespielt. Auch der Mond diente als Ziel für Untersuchungen. Während der interplanetaren Phase sind die Instrumente inaktiv, Sie werden nur alle 12 bis 18 Monate aktiviert um sie zu kalibrieren.

Der Erdvorbeiflug änderte die Geschwindigkeit um 7,3 km/s als Absolutbetrag, allerdings entfiel ein Großteil davon auf eine Drehung der Bahn zum Jupiter hin, die Beschleunigung selbst betrug nur 3,5 km/s. Die Raumsonde musste dafür einen Korridor von 100 km Abweichung in 559 km Entfernung treffen. Der Safemode kam während der Phase auf der Nachtseite zustande, als der Bordcomputer feststellte dass der Stromverbrauch zu hoch war und daraufhin in den Safemode ging was den Stromverbrauch durch Abschalten aller nicht notwendigen Teile natürlich drastisch reduzierte. Als Juno sich der Erde näherte, hatte ihre Masse schon auf 2870 kg abgenommen. Als man die Raumsonde wieder aktivierte fiel sie wieder in den Safemode zurück, weil einer der beiden Star Trackerkameras nach wie vor in einem Betriebsmodus für den Erdvorbeiflug war. Nach Investigation dieses erneuten Problems war Juno am 23.10.2013 wieder in dem normalen Modus, den sie während der Reisephase einnimmt.

Die Umläufe um Jupiter sind so angelegt, das zwischen zwei Durchläufen des jupiternächsten Punktes Jupiter um 192 Grad rotiert. 15 Umlaufbahnen ziehen dann ein Netz um Jupiter mit 24 Grad zwischen einem Orbit. Das ist die Minimal-Mission von Juno. In diesen ersten 15 Orbits finden auch die Beobachtungen durch die Junocam und das Mikrowellenradiometer statt. Beide Instrumente sind nicht so ausgelegt dass sie hohen Strahlungsdosen wiederstehen können. MWR soll bis Orbit 8 arbeiten, sollte nominell aber bis Orbit 11 "überleben".

Juno OrbitDer polare Orbit hat mehrere Vorzüge, so kann man die Aurora, das "Nachtlicht" nahe der Pole gut beobachten und man durchquert die ganze Magnetosphäre, nicht wie bisherige Sonden vor allem die Äquatorregion. Nahe Jupiter werden sich Umlaufbahnen, wo man mit den MWR-Sendern die Atmosphäre durchleuchtet mit "Gravity Science" Umlaufbahnen abwechseln. Bei den Gravity Science Orbits sind Junocam und Mikrowellenradiometer abgeschaltet, die anderen Instrumente sind bei beiden Orbittypen aktiv.

Der Orbit selbst ist so angelegt, dass die Strahlenbelastung minimal ist. Die polare Bahn (90 ± 10 Grad) sorgt dafür dass die Sonde möglichst lange jenseits des Äquators ist. Der Strahlungsgürtel von Jupiter hat die höchste Dichte am Äquator wo die vier großen Monde kreisen. Daher bekam Galileo auf einer äquatorialen Bahn auch eine ziemliche Strahlendosis ab. Juno wird den Planeten auf einer polaren Bahn umkreisen. Die Äquatorebene wird zweimal gekreuzt: einmal im jupiterfernsten Punkt (wo die Strahlung gering ist) und einmal im jupiternächsten Punkt wo die Sonde die höchste Geschwindigkeit von 50 km/s hat, d.h. sie durchfliegt die Äquatorebene recht schnell. Beide Maßnahmen minimieren die aufgenommene Dosis. Juno wird unterhalb der Thermalisolation an der Oberfläche eine Dosis von 5000 krad erhalten. 2,5 mm Aluminium der Struktur reduzieren sie auf 300 krad, 25 mm Aluminium auf 39 krad. Was die Sonde aber von Galileo oder der geplanten europäischen JUICE Mission unterscheidet ist, dass die Gesamtbelastung um den Faktor 5 kleiner ist, aber die Spitzenbelastung um den Faktor 3 höher. Das resultiert aus dem nahen passieren der Oberfläche. Daher wurde auch der "Tresor" geschaffen, weil sonst durch die hohe Strahlendosis während dieser Zeit trotzdem mit Ausfällen zu rechnen ist - dies gerade, wenn die interessantesten Messungen stattfinden sollten. Da die Umlaufbahnen langsam um den Planeten rotieren, steigt die Strahlenbelastung langsam an. Während den ersten 17 Orbits erhält die Sonde 25% ihrer Belastung. Während der letzten 4 Orbits weitere 25% und 50% in den 11 Umlaufbahnen dazwischen.

Die höchste Belastung gibt es in 10 Jupiterradien Abstand, bedingt durch die Bahngeometrie, aber auch dem Staubgürtel nahe des Jupiters der dort die Teilchenzahl reduziert.

Juno Orbits2Beim Jupiter Orbit Insertion Manöver nähert sich die Sonde um Treibstoff zu sparen, bis auf 4500 km Höhe über dem 1 bar Niveau dem Planeten. Nach 30 Minuten Brennzeit ist sie um 480 m/s, langsamer.

Der erste Orbit ist ein "Capture Orbit". Jupiter soll die Sonde einfangen, es ist aber noch nicht der endgültige Orbit.  Er hat eine sehr lange Umlaufszeit von 78 bis 106 Tagen. wenn erneut das Perijovum durchlaufen wird, dann zündet Juno sein Triebwerk zum zweiten Mal und senkt die Umlaufdauer auf 11 Tage ab. Man hat diese Strategie mit zwei Zündungen aus zwei Gründen gewählt. Die erste ist die maximale Betriebszeit des Haupttriebwerks von möglichst nicht viel länger als 30 Minuten, die nicht eine Änderung in einem Durchgang ermöglichte. Zudem ist diese Strategie treibstoffsparend, da der Abbremseffekt um so größer ist je näher sich die Sonde an Jupiter befindet und bei einer Brennzeit von 1 Stunde würde sie sie sich sonst schon stark von der Oberfläche entfernen.

 Das zweite ist das sich Jupiter im September bis Anfang Oktober 2016 von der Erde aus gesehen hinter der Sonne befindet, also ein Funkkontakt zu Juno unmöglich ist. Da sich diese Zeitpunkte alle 13 Monate wiederholen, kann man so die wissenschaftlichen Orbits, die in knapp einem Jahr durchlaufen werden, zwischen zweien dieser Ereignisse einbetten, hat also keinen Datenverlust durch fehlenden Funkkontakt.

Nach einem Durchlauf findet das zweite Manöver statt, dass nun die Umlaufszeit auf 11 Tage reduziert. Für beide Manöver gibt es unterschiedliche Geschwindigkeitsangaben, die auch mit unterschiedlichen Umlaufzeiten für den Capture Orbit (78 und 104 Tage) korrespondieren.  Das gleiche gilt für die Angaben über die Höhe des Perijovums (6.000-8.000 km und 4.200-5.300 km), jedoch die endgültige Orbitperiode von 10,9725 Tagen ist fest.

Während der 11 Tage eines Orbits gibt es nur sechsmal Funkkontakt zur Erde zur Datenübertragung. Einmal ist ein Hochladen von Instruktionen vorgesehen, Der Empfang erfolgt primär über die Antennen des Goldstone Komplexes. Vier Kontakte dauern je acht Stunden. Je einer vier Stunden und einer zwei Stunden. Kurz vor dem Start der Messungen, nahe des Perijovums sind Bahnänderungen angesetzt, falls diese nötig sind. Die Instrumente sammeln den größten Teil der Daten in lediglich drei Stunden vor und nach der Passage des jupiternächsten Punktes. Den Rest der Umlaufbahn werden weniger Messungen gemacht. Beim den "Gravity Orbits" können Ka-Band Sendungen / Empfang nur von der Goldstone Antenne durchgeführt werden. Dies führte mit der gewünschten Verschiebung um 24 Grad zu der Umlaufbahn mit einer Periode von 10,9725 Tagen.

Aufgrund der Strahlenschäden der Solarpanels durch die energiereiche Strahlung Jupiters wird es keine ausgedehnte erweiterte Mission wie bei Galileo geben, die noch fünf Jahre nach der Primärmission das Jupitersystem durchquerte. Die Stromausbeute ist zwar nach den ersten Schätzungen 2,5% höher als erwartet, doch bei einem Verlust von 10% pro Jahr dürften diese 2,5% nur für eine kurzzeitige Verlängerung der Mission ausreichen. Die NASA will auf jeden Fall, solange die Sonde noch kontrollierbar ist, sie gezielt auf Jupiter einschlagen lassen. Das ist nach den Planungen vor dem Start schon ein Jahr nach Erreichen des Orbits geplant.

Wenn der 33 Orbit durchlaufen ist, wird Juno nach die Bahn leicht durch ein Korrekturmanöver ändern und dann im Apojovium am 11.10.2017 seine Triebwerke zünden um den jupiternächsten Punkt soweit abzusenken, dass die Raumsonde beim Durchlaufen des jupiternächsten Punktes auf dem Jupiter einschlägt. so kann ein Einschlag auf einem der Jupitersatelliten ausgeschlossen werden. Am 16.10.2017 sollte dann Juno in Jupiters Atmosphäre verglühen. Diese Strategie hat man gewählt, um zu vermeiden, dass vorher eine wichtige Komponente durch Strahlung ausfallen kann, die sich ja als Belastung akkumuliert. Sie könnte dazu führen, das Juno nicht mehr von der Erde auskontrolliert werden kann. Zudem steht nach Ablauf eines Jahrs die nächste Konjunktion an, der Funkkontakt wäre also für einige Wochen unterbrochen und auch die Solarzellen haben an Leistung verloren, sodass in wenigen Wochen der Strom nicht mehr ausreicht alle Systeme zu betrieben.

Gegen das Betreiben der Sonde "solange es geht" spricht vor allem die NASA-PR, die um Mittel für Missionen zu bekommen, die Chancen das es Leben auf dem Jupitermond Europa gibt extrem hochgeschaukelt hat und folglicherweise darf man dann nicht den Jupitermond Europa mit irdischen Bakterien "verseuchen" - als hätten die Bakterien diese enorme Strahlendosis überstanden. Bakteriensporen überstehen maximal bei der Entkeimung mit ionisierender Strahlung (üblich zum Teil bei Gewürzen) 0,5 krad, Viren 1,5 krad. Doch selbst im "Tresor" von Juno werden 25 kRad erreicht, an der Oberfläche sogar 100.000 kRad.

Mission (real)

Ab jetzt die realen Ereignisse ab dem 4.7.2016. Die reale Brennzeit betrug beim Einbremsen 35 Minuten. Der erste Orbit hat eine Umlaufszeit von 53 Tagen. Wenige Tage später gab es die ersten Aufnahmen aus dem Orbit von Junocam. Vor dem Eintritt in den Orbit wurden die Instrumente abgeschaltet. Am 27.8.2016 wird das erste Perijovum durchlaufen. Am 14.10.2016 ist geplant die Umlaufdauer auf 14 Tage abszusenken.

Bei der Pressekonferenz nach dem Einschwenken wurde als derzeitiges letztes Missionsdatum der 20.2.2018 genannt, bei dem die Sonde auf Jupiter stürzt. Dieses spätere Datum (Planung: 16.110.2017) liegt daran, dass die Orbits längere Umlaufszeiten haben. So wird der zweite Orbit eine Urlaubsdauer von 14 anstatt 11 Tagen haben. entsprechend länger dauert die Mission. Nach wie vor wird es der 27-ste Orbit sein. Eine Verlängerung wird nicht ausgeschlossen, doch man rechnet nur mit wenigen Monaten.

Der erste Vorbeiflug (nach dem Einschwenken in den Orbit, bei dem alle Instrumente abgeschaltet waren) lieferte spektakuläre Aufnahmen von Jupiters Polen, wie diese vom Jupiter Südpol. Aufnahmen der Pole gab es bisher keine, da alle Raumsonden die Kameras an Bord haben den Jupiter am Äquator passierten oder umrundeten (Galileo). Lediglich Ullysses flog über die Pole, doch die europäische Sonnensonde hatte keine Kamera an Bord.

Das zweite große Antriebsmanöver, das ursprünglich (ebenfalls nach einigen Verschiebungen) auf den 19.10.2016 geplant wurde, wird nun frühestens am 11.12.2016 durchgeführt werden. Es sollte die Umlaufszeit von 53,4 auf 14 Tagen reduzieren. damit sollte die eigentliche wissenschaftliche Phase beginnen, nachdem man im ersten Orbit zuerst einmal nur die Instrumente in Betrieb nahm und prüfte.

Südpol des JupitersDer Grund sind Helium-Ventile. Helium dient wie bei den meisten Raumsonden als Druckgas. Das Druckgas presst den Treibstoff in die Brennkammer und bestimmt so den Brennkammerdruck und den Schub. Vor der Zündung wird der Tankdruck erhöht. Bei einem Test der Zündsequenz am 14.10.2016 reagierten die Helium-Druckregulierventile zu langsam. Sie sollten sich innerhalb von Sekunden öffnen. Stattdessen dauere es mehrere Minuten. Dieses Problem wird nun eingehend untersucht. Da eine Zündung nur während des Durchlaufen des Perijoviums (des jupiternächsten Punktes der Bahn) möglich ist ist der nächste Zeitpunkt der 11.12.2016. Weitere Möglichkeiten schließen sich dann alle 53,4 Tage an. Wahrscheinlich wird dies auch die Mission verlängern. So ist dieses Vorkommnis, wenn es gelöst werden kann, letztendlich nicht so schlimm, da man so mehr Daten von Jupiter bekommt vor allem aus größerer Entfernung die später nicht mehr erreicht wird.

Am 19.10. fiel die Sonde dann 13 Stunden vor der nächsten Annäherung in einen Safe-Mode, aus dem sie fünf Tage später nach Checks durch die Bodenkontrolle "erlöst" wurde. Es zeigte sich das es Probleme mit dem Datentransfer des JIRAM Instrumentes gab. das Instrument selbst war in Ordnung doch der Transfer der Daten scheint den Computer in einen Safemode gebracht zu haben. Man schrieb einen Patch, konnte ihn aber nicht rechtzeitig vor dem nächsten Vorbeiflug am 11.12.21016 installieren. Daher schaltete man für diesen Vorbeiflug JIRAM aus. Die anderen Instrumente arbeiteten störungsfrei. Beim nächsten Vorbeiflug am 3.2.2017 soll dann auch JIRAM wieder aktiv sein. Eine Entscheidung wann und ob man das Haupttriebwerk wieder zündet steht Ende Januar 2017 noch aus. In dem derzeitigen Orbit ist die Qualität der Daten die gleiche wie beim geplanten 14 Tages Orbit da diese um das Perijovum gewonnen werden, also den jupternächsten Punkt. Dieser wird aber nicht verändert, nur das Apojovium, der jupiterfernste Punkt wird verringert.

Prinzipiell könnte Juno wenn es keine anderen Einschränkungen gibt auf dieser Umlaufbahn verbleiben, müsste dann aber viermal länger in Betrieb bleiben als wenn man die Umlaufdauer auf 14 Tage reduziert hätte.

Genau dies wurde am 18.2.2017 beschlossen. Es gelang nicht in den vergangenen Monaten zu klären warum die Heliumdruckventile nicht funktionieren und sicherzustellen ob sie bei einem Brennen ordnungsgemäß funktioniert hätten. Eine Untersuchung zeigte das eine Folge es sein könnte das das Haupttriebwerk bei einer Zündung länger als geplant arbeitet und man so einen Orbit erreicht dessen Umlaufperiode kürzer als die 14 Tage wäre. Das würde die Lebensdauer der Sonde gravierend reduzieren und zudem hätte man Probleme die Daten alle zu übertragen - Juno gewinnt am jupiternächsten Punkt einen Großteil der Daten, speichert diese ab und überträgt sie dann über den nächsten Umlauf gemischt mit weiteren Echtzeitdaten aber kleinerer Samplerate. Bilder werden z.B. nur rund um den jupiternächsten Punkt gewonnen, da die Kamera eine geringe Auflösung hat. Bilder weiter weg von Jupiter wären nicht besser oder schlechter aufgelöst als irdische Teleskopaufnahmen.

Das die Sonde in ihrer 53-Tages Bahn bleibt bedeutet auch das sich die Mission verlängert, wahrscheinlich um fast 4 Jahre. Die Kosten dafür beziffert die NASA mit 100 bis 150 Millionen Dollar. Das Budget sah für 2017 39,1 Millionen Dollar vor, sinkend auf 14,5 Millionen Dollar in 2018, da dann nur noch Daten ausgewertet werden sollten (nach ursprünglicher Missionsplanung sollte die Sonde am 16.10.2017 gezielt deorbitiert werden).

Das Geld muss die NASA aber erst erhalten. Derzeit (Februar 2017) läuft die Planung nur bis Juli 2018. Bis dahin werden 12 Orbits durchlaufen. Das JPL betont die Vorzüge des Planes. So verbringt Juno mehr Zeit in der äußeren Magnetosphäre, der Magnetopause und da Jupiters Bahn sich um die Sonne dreht gerät sie sogar während der verlängerten Mission in die Magnetopause, den Schweif den Jupiter sonnenabgewandt hinter sich herzieht. Das war nicht geplant und ein "Science-Bonus". Weiterhin ist auf der derzeitigen Bahn durch die höhere Geschwindigkeit im Perijovium die Strahlenbelastung kleiner, da die inneren Strahlengürtel schneller durchlaufen werden. da die Strahlung die Lebensdauer der Sonde limitiert, könnte sie dadurch noch länger arbeiten.

Jupiters SüdpolReferenzen

JPL Juno Telecommunications
ULA: Juno Atlas V
NASA: Juno Fact Sheet
Steve Matousek: The Juno New Frontier Mission
Richard Grammier: An Overview of the Juno Mission to Jupiter
Richard Grammier: The Juno Mission to Jupiter
Richard Grammier: A look inside the Juno Mission to Jupiter
Microwave Radiometers from 0,6 to 22 GHz for Juno, a Polar Jupiter Orbiter
Scott Boulton: Radiation:Lessons learned
Lydia P. Dubson: Using Quality Attributes to Bridge Systems Engineering Gaps: A Juno Ground Data System Case Study
Steven Dawson: JUNO Photovoltaic Power at Jupiter
JUNO-JIRAM Jovian InfraRed Auroral Mapper
JIRAM Technical Description
Fran Bagenal: Juno
Space Reviews: The Jovian Auroral Distributions Experiment (JADE) on the Juno Mission to Jupiter
W.S. Kurth The Juno Waves Investigation
http://juno.wisc.edu/spacecraft.html

http://descanso.jpl.nasa.gov/DPSummary/Juno_DESCANSO_Post121106H--Compact.pdf

http://www.nytimes.com/2016/07/05/science/juno-enters-jupiters-orbit-capping-5-year-voyage.html

https://www.missionjuno.swri.edu/news/next-jupiter-pass

https://arstechnica.com/science/2017/02/due-to-concerns-about-engine-juno-to-remain-in-elongated-jupiter-orbit/

https://www.nasa.gov/sites/default/files/atoms/files/fy_2017_budget_estimates.pdf

http://www.jpl.nasa.gov/news/news.php?feature=6752

 

Erstelldatum des Artikels: 17-25.11.2013


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