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ISRO Mars Orbiter Mission

Einleitung

Der profan, nur "Mars Orbiter" getaufte Gefährt ist Indiens erste interplanetare Raumsonde, und wenn sie den Mars erreicht, auch die erste Asiens überhaupt. (Die Versuche Chinas mit Yinghuo 1 und Japans mit Nozomi scheiterten 2011 / 2003). Es ist die zweite Raumsonde nach Chandrayaan 1 die den Mond umkreiste. Die Raumsonde ist eher klein, kein vergleich zu den aktuellen Orbitern Europas Mars Express und Amerikas (MRO), allerdings geht auch bei den USA mit MAVEN wieder eine kleinere Raumsonde auf den Weg. Dafür ist sie preiswert, die Kosten werden mit nur 74 Millionen Dollar angegeben. (4,5 Milliarden Rupien) Dafür würde man woanders nicht mal die Trägerrakete bekommen. Die Mars Orbiter Mission hat neben der wissenschaftlichen Erkundung auch technologische Herausforderungen. So ist vieles bei indischen Satelliten bisher nicht erprobt wie z.B. die Zündung des Triebwerks 300 Tag nach dem Start was missionskritisch ist und die Mission ist daher auch als technologische Pfadfindermission zu betrachten. Die ISRO spricht auch von MOM (Mars Orbiter Mission), indische Medien, aber nicht die ISRO, auch von "Mangalyaan". (Mars Reisender)

Raumsonde

Mars OrbiterDie Raumsonde besteht aus dem schon erprobten Bus der bei den Satelliten IRS / NSTAR und der Raumsonde Chandrayaan 1 eingesetzt wurde. Der größte Teil der 1.360 kg Startmasse bestehen aus Treibstoff. 852 kg sind für das Verlassen der Erdumlaufbahn und Einschwenken in eine Marsumlaufbahn an Bord. Es wird der lagerfähige Treibstoff MMH (Monomethylhydrazin) mit dem Oxydator NTO (Stickstofftetroxyd) verwendet. Zwei Tanks von je 390 l Fassungsvermögen fassen den Treibstoff. Ein einzelnes Triebwerk mit 440 N treibt die Sonde an. Damit es nach 300 Tagen Reisezeit erneut gezündet werden kann wurden es redundant ausgelegt. Acht kleinere Triebwerke mit 22 N Schub können Feinkorrekturen durchführen und die Sonde Drehen oder quer zur Bahn verschieben.

Die Struktur besteht aus Aluminium in Honigwabenbauweise bei den tragenden Teilen und kohlenfaserverstärktem Kunststoff bei den Abdeckplatten. Zwei Motoren entfalten das Solarpanel und die Antenne. Das Solarpanel wurde für die Anforderungen im Marsorbit entworfen. Hier sinkt die Stromausbeute auf 35 bis 50% des Wertes auf der Erde und es wird sehr kalt, bis -185°C werden im Marsschatten erwartet. Das Paneel aus drei Segmenten von 1,8 x 1,4 m Größe wurde so entworfen, das es bis -200°C arbeiten kann und mindestens 840 Watt beim Mars abgibt. Für die Stromversorgung während des Eintritts in den Erd- und Marsschatten gibt es eine Lithiumionenbatterie mit einer Kapazität von 36 Ah.

Das Altitude and Orbit Control Elecronics Subsystem (AOCS) setzt den MAR31750 Prozessor ein, dieser Prozessor basiert auf dem MIL-STD 1750A Prozessor, der vom US-Militär in den achtziger Jahren entwickelt wurde. Er ist inzwischen veraltet wurde aber bis vor einigen Jahren auch noch in ESA Raumsonden wie Rosetta, Mars Express und Venus Express verwendet. Vier Reaktionsschwungräder mit einem Moment von jeweils 5 Nms sind das primäre System um die Sonde zu drehen. Die 22 N Triebwerke dienen als Backup. Ein Reaktionsschwungrad dient als Reserve, da diese mechanischen Systeme nur eine begrenzte Lebensdauer haben.

Die Ausrichtung der Sonne erfolgt mit zwei Sternsensoren. An den Solarpanelen ist ein Sonnensensor angebracht der dieses auf die Sonne ausrichtet. Während des Flugs zum Mars wird ein zweiter Sonnensensor benutzt um auch die Raumsonde auf die Sonne auszurichten. Neben diesem äußeren Bezugssystem liefert ein Inertialsystem und Beschleunigungsmesser auch Daten ohne das man ein äußeres Referenzsystem braucht wie die Raumsonde orientiert ist und wie stark sie beschleunigt wird (z.B. bei Antriebsmanövern). Star Tracker Kameras wie sie seit etwa zwei Jahrzehnten Standard in US-Sonden sind werden nicht eingesetzt.

Die Daten der Experimenten werden auf zwei Massenspeichern mit Halbleitern von jeweils 16 Gbyte Größe gespeichert. Nur einer ist aktiv, der andere dient als Backup. Die Kommunikation zur Erde erfolgt sowohl bei den wissenschaftlichen Daten wie der Telemetrie im S-Band. Es gibt jeweils eine Niedriggewinnantenne (Rundstrahlantenne), Mittelgewinn und Hochgewinnantenne. Die letztere hat 2,2 m Durchmesser. Das höherfrequente X-Band das andere Raumsonden einsetzen wird nicht genutzt, geschweige denn das Ka Band, das die USA seit Jahren erproben. Beide höherfrequente Bänder haben den Vorteil das man bei gegebener Sendeleistung erheblich mehr Daten übertragen kann.

Exploded ViewDas hat zur Folge, das Mars Orbiter einen für eine Raumsonde sehr leistungsfähigen Transmitter einsetzt: Er hat eine 230 Watt TWTA, das ist eher eine Sendeleistung die man von einem geostationären Direktfernsehsatellit erwartet. Trotzdem kann wegen des benutzten S-Bands nur mit 5/10/20/40 kbit/s gesandt werden. Die Datenrate wird an die Sendedistanz angepasst. Der Einsatz von Turbo-Codierung kann die Nettodatenrate noch etwas anheben. Sender und Empfänger sind redundant vorhanden.

Als Herausforderungen in technischer Sicht nennt die ISRO:

Trägerrakete

BahnWie schon Chandrayaan 1 wird der Mars Orbiter mit der PSLV gestartet. Die Abkürzung PSLV steht für den Zweck der Rakete: Polar Satellite Launch Vehicle. Sie wurde ursprünglich entwickelt um Satelliten in den polaren, sonnensynchronen Orbit zu befördern. Nachdem die Kinderkrankheiten überwunden wurden ist die PSLV sehr erfolgreich. Die letzten 21 Starts gelangen. Die PSLV hat inzwischen auch zahlreiche Nutzlasten von zahlenden Kunden gestartet und anders als der Name suggeriert auch in andere Umlaufbahnen. Dafür wurde eine vergrößerte Version die PSLV XL entwickelt.

Seit Jahren arbeitet die ISRO an einer leistungsfähigen Rakete, der GSLV, jedoch gab es bisher zahlreiche Rückschläge. Die letzten drei Starts schlugen fehl, seit drei Jahren wartet man auf den nächsten Start. Daher hat man den Mars Orbiter wohl schon bei Projektbeginn auf die kleinere PSLV ausgelegt. Die GSLV hat nicht nur die doppelte Nutzlast sie erreicht auch direkt einen geostationären Orbit und daher könnte sie den Mars Orbiter auch direkt zum Mars entsenden.

Trotzdem wurde die PSLV nicht entwickelt für Missionen zu den Planeten, dafür verwendet sie zu mittelenergetische Stufen. Indien verwendet wie bei Chandrayaan-1 eine etwas ungewöhnliche Lösung. Die Raumsonde wird in einen 250 x 23500 km Orbit abgesetzt. Dieser ist ähnlich wie die GTO Orbits von Satelliten die mit der PSLV transportiert werden. (Aus Performancegründen ist es besser die Sonde in einem subsynchronen Orbit zu platzieren und diesen dann anzuheben). Aufgrund der Lage der Perigäums war bei diesem Flug eine sehr lange Freiflugphase von 1580 - 1800 s vor Zündung der vierten Stufe nötig, dafür wurde diese modifiziert.

In der Erdumlaufbahn wird der Mars Orbiter dann mehrmals jeweils im erdnächsten Punkt seinen eigenen Antrieb zünden und dabei die Ellipse immer weiter ausweiten, bis die letzte Zündung ihn auf eine hyperbolische Bahn zum Mars bringt. Da er dazu alleine 1200 bis 1300 m/s zusätzlich aufbringen muss und dann beim Mars auch noch in einen Orbit einbremsen muss wofür er weiteren Treibstoff braucht. Daher ist die Trockenmasse des Mars Orbiters so gering. Dieses Bahnregime ist auch der Grund, warum der Mars Orbiter vor MAVEN startet, denn er braucht einige Wochen um die Erdbahnen zu durchfliegen

Diese Vorgehensweise ist nicht neu, analog wurde schon die Mondsonde Chandrayaan 1 gestartet. Auch Giotto, die erste Raumsonde der ESA startete von einem GTO Orbit aus.

Instrumente

Der Mars Orbiter hat fünf Instrumente an Bord die drei Untersuchungsgebiete abdecken sollen:

StartDie Nutzlast ist beschränkt und wiegt zusammen nur 15 kg. Das ist sehr wenig, selbst wenn man die geringe Masse der Raumsonde bedenkt. Man hätte eher 50 bis 70 kg bei einer Raumsonde mit einem Trockengewicht von 500 kg erwartet. Mars Express wiegt z.B. trocken 620 kg und hat über 100 kg Instrumente an Bord.

Die Mars Color Camera (MCC) soll Aufnahmen des Mars und der beiden Monde Phobos und Deimos machen. Die nur 1,27 kg schwere Kamera macht Aufnahmen in drei Farben und soll auch erlauben, die Ergebnisse der anderen Experimente im Kontext zu betrachten. Beobachtet soll das Wetter und Veränderungen der Oberfläche werden. Die Kamera ist das leichteste Instrument an Bord. Angesichts des geringen Gewichts wird sie wohl ein größeres Gewichtsfeld abbilden. Sie hat einen Sensor mit einem festen Bayer-Pattern auf dem Chip. Das ist die Bauweise die auch normale Digitalkameras bis hin zu teuren Spiegelreflexkameras einsetzen: Über dem Chip sitzt eine Muster aus sich wiederholenden 2x2 Quadraten mit je zwei grün und einem rot und blauem Filter. Die Farbe der Bildpunkte wird durch Kombination der Rot-, grün und blaugefärbten Pixel des Bildpunktes und der Nachbarpunkte gewonnen, stammt also aus 4 Pixeln. In Raumsonden sind sonst eher Filterräder üblich und man macht eine Farbaufnahme durch die Kombination dreier Aufnahmen, gewonnen durch unterschiedliche Filter. Das sind "echte" Farbaufnahmen. So sind auch Falschfarbenaufnahmen möglich. Doch dies ist deutlich aufwendiger, kann durch die Mechanik ausfallen, schwerer und ergibt höhere Datenraten.

Der Sensor hat für Raumsondenverhältnisse viele Pixel: 2048 x 2048 Pixel (4 Megapixel - Curiosity landete z.B. ein Jahr früher mit nur 2 MPixel Kameras, nur Rosetta hat auch einen so großen Sensor). Jedes Pixel ist 5,5 Mikrometer groß. Es gibt 16 Belichtungsprogramme. Die Auflösung ist gering und sollte aus 371 km Entfernung nur 19,5 m betrage, das sind 107 Bogensekunden. Im marsfernsten Punkt beträgt sie dann 4 km. Das erlaubt es aus dieser Entfernung den ganzen Mars abzubilden. Das Gesichtsfeld entspricht 60 Grad, also dem eines 35 mm Normalobjektives einer Kamera (bei 35 mm  Film).

Das Thermal Imaging Spectrometer (TIS) misst die Infrarotstrahlung des Mars bei Tag und Nacht und stellt die Zusammensetzung der Oberfläche fest. Gemessen wird Temperatur und Emission der Oberfläche. Es ist mit einer Masse von 3,2 kg das zweitschwerste Instrument an Bord. Es verwendet ungekühlte Mikro-Bolometer die zwischen 7 und 13 µm die Infrarotstrahlung messen.

Das Lyman Alpha Spektrometer (LAP) misst über die Absorption der Lyman-± Spektrallinie das Vorhandensein und die Konzentration von Wasserstoff und Deuterium sowie ihres Verhältnisses in der oberen Atmosphäre durch Bestimmung der Emission der Lyman-Alpha Strahlung dieser beiden Gase. Es misst bei der Absorptionslinie von Wasserstoff bei 121.567 nm und Deuterium (121.534 nm Es ist mit 1,97 kg das zweitleichteste Instrument an Bord.

Der Methan Sensor for Mars (MSM) misst die Konzentration von Methan in der oberen Atmosphäre mit einer Genauigkeit von 1 Teilchen pro 1 Milliarde. Methan wurde von Mars Express in der Marsatmosphäre nachgewiesen. Da Methan in der Marsatmosphäre instabil ist und innerhalb weniger Jahre verloren geht, war diese Entdeckung aufregend und führte zu dem Wunsch diesen Tatbestand genauer zu untersuchen. MSM misst die reflektierte Solare Strahlung, wahrscheinlich bestimmt er Methan indem er den Unterschied zwischen einer Atomabsorptionslinie und dem Kontinuum daneben bestimmt. Er soll zeitliche und räumliche Variationen der Methankonzentration bestimmen. Der Methansensor misst die Methankonzentration bei 1,65 µm Wellenlänge mit 20 Bit Auflösung und einem Rauchverhältnis S(N-Rato von > 7.0000. Es ist ein einzelner Messwert, kein Spektrum. Der MSM wiegt 2,94 kg.

Der Mars Exosphere Neutral Composition Analyzer (MENCA) untersucht die Exosphäre des Mars, also den Bereich in dem die Atmosphäre schon in das interplanetare Medium übergeht. Er bestimmt die Zusammensetzung der neutralen (nicht ionisierten) Atome. Dazu wird ein Massenspektrometer eingesetzt, das den Bereich von 1 Dalton bis 300 Dalton abdeckt, die Auflösung beträgt 1 atomare Masseneinheit (Dalton). Mit 3,56 kg Gewicht ist es das schwerste Instrument an Bord.

Mission

Erstes FotoDer Start klappte gleich zu Beginn des Startfensters. Nach dem Start am 5.1.2013 insgesamt fünf Bahnanhebungen durchführen. Am 30.11.2013 soll sie die Erde endgültig verlassen. Die Ankunft ist dann am 24.9.2014 am Mars, nahezu zeitgleich mit Maven, die allerdings die Erde 13 Tage früher verlassen soll. Dort wird sie in einen 365,5 x 80.000 km Orbit einschwenken, also einen sehr elliptischen Orbit mit einer Umlaufszeit von 3 Tagen 4 Stunden.  Dieser ist nahezu äquatorial und weist nur eine Neigung von 6,8 Grad zum Äquator auf. Hier das Aufstiegsprofil von Mars Orbiter:

Ereignis Zeit Höhe Geschwindigkeit
Zündung Korrekturtriebwerke -3,00 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Zentralstufe 0,00 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Boosterpaar 1+2 0,46 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Boosterpaar 3+4 0,66 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Boosterpaar 5+6 25,04 s 2,670 km 611,5 m/s
Abtrennung Boosterpaar 1+2 69,94 s 23,456 km 1431,8 m/s
Abtrennung Boosterpaar 3+4 70,14 s 23,618 km 1436,5 m/s
Abtrennung Boosterpaar 5+6 92,04 s 39,704 km 2024,3 m/s
Abtrennung Zentralstufe 112,75 s 57,678 km 2387,7 m/s
Zündung zweite Stufe 112,95 s 57,846 m/s 2387,1 m/s
Aktivierung Closed Loop Guidance 117,95 s 61,955 km 2415,4 m/s
Abtrennung Nutzlastverkleidung 201,75 s 113,169 km 3624,7 m/s
Abtrennung Stufe 2 264,74 s 132,311 km 5379,3 m/s
Zündung Stufe 3 265,94 s 132,531 km 5378,9 m/s
Abtrennung Stufe 3 583,60 s 194,869 km 7730,8 m/s
Zündung Stufe 4 2100,50 s 271,317 km 7624,0 km
Brennschluss Stufe 4 2619,72 s 342,515 km 9833,5 m/s
Abtrennung Mars Orbiter 2656,72 s 383,388 km 9804,0 m/s

MOM MarsuafnahmeDas Bodennetzwerk von Indien besteht aus zwei Antennen von 18 und 32 m Größe mit einer Sendeleistung von bis zu 20 kW. Man nutzt zumindest teilweise aber auch das DSN der NASA mit Antennen von 35 und 70 m Größe. Sie ermöglichen nicht nur den Empfang wenn die Sonde von Indien aus unter dem Horizont ist, sondern haben auch bis zu 200 kW starke Sender, die man z.B. in Notsituationen brauchen könnte, wenn die Antenne nicht korrekt auf die Erde ausgerichtet wird.

Nominell soll die Mission nur sechs Monate am Mars dauern. Dann ist der Mars 375 Millionen km von der Erde entfernt und nähert sich der Oppositionsposition, bei der über einige Wochen durch die Sonne die in der Verbindungslinie Erde-Mars steht keine Kommunikation möglich ist. Zudem ist dann die Datenrate minimal. Sollte die Raumsonde dann noch arbeiten können kann die ISRO über eine Verlängerung der Mission nachdenken.

Schon wenige Tage nach dem Start gab es das erste Problem. Am 11.11.2012 stand das vierte Manöver zum Anheben des Apogäums um 130 m/s von 71.623 auf über 100.000 km an. Doch nachdem die Geschwindigkeit um 35 m/s erhöht wurde stoppte das Triebwerk. Es wurde nur ein Apogäum in 78.276 km Höhe erreicht. Ein zusätzliches Manöver am 12.11.2013 soll nun den Orbit auf 116.282 km anheben. Man will dabei erstmals die eingebauten redundanten Einheiten erproben. Sie können aber nur alternativ betrieben werden.

Am 30.11.2013 startete der Mars Orbiter ein letztes Mal sein Triebwerk in einer Erdumlaufbahn. Nach 22 Minuten war die Sonde soweit beschleunigt, das sie auf eine Transferbahn zum Mars gelangte. Als Ankunftstermin wurde der 24.9.2013 genannt. Vor dem Verlassen hatte die Raumsonde nach NORAD ein Perigäum in 846,9 km Höhe, ein Apogäum in 194.676,7 km Höhe und 15-mal die Erde umkreist.

Manöver Apogäum Brenndauer Geschwindigkeitsänderung
Start 23.563 km    
Bahnanhebung 1 (6.11.201, 3 Minuten Dauer) 28.826 km 416 s  
Bahnanhebung 2 (7.11.2013) 40.183 km 570,6 s  
Bahnanhebung 3 (8.11.2013) 71.623 km 707 s  
Bahnanhebung 4 (vorzeitig abgebrochen, 11.11.2013) 78.722 km   35 m/s
Bahnanhebung 4 (zweiter Versuch) (12.11.2013) 116.282 km 303,5 s  
Bahnanhebung 5 (16.11.2013) 192.874 km 243,5 s  
Verlassen der Erdumlaufbahn (30.11.2013, 22 Minuten Dauer   1329,9 s 647,96 m/s

Am 20.11.2013 sandte Mars Orbiter sein erstes Bild zur Erde, dass natürlich Indien mit einer Auflösung von 3,5 km/Pixel zeigt. Es folgte am 23.11.2013 eine weitere Fotosession. Ziel dieser Aufnahmen die in der gleichen Entfernung (rund 70.000 km) stattfanden wie der marsfernste Punkt der geplanten Marsbahn war ein Test unter realistischen Bedingungen. Für diese Aufnahmen genügte eine Belichtungszeit von 0,4 ms, das ist 1/2500 s,

Die Mission verlief dann unspektakulär. Am 12.11.2014 fand in 2,9 Millionen km Entfernung die erste Kurskorrektur statt. 40,5 s lang wurden die 22 N Triebwerke gezündet. Am 12.6.2014 folgte in 103 Millionen km Entfernung die zweite Kurskorrektur bei die Verniertriebwerke 16,8 s lang arbeiten. Wie bei der zweiten Marsmission des 2013 Startfensters, MAVEN, war keine weitere Kurskorrektur mehr nötig. Am 23.9.2014 schwenkte MOM nach einer Reise von 666 Millionen km in den Orbit ein. Am 22.9.2014 hatte man vorsichtshalber das 440 N Triebwerk für 3,968 s lang probeweise gezündet und die Geschwindigkeit um 2,18 m/s geändert. Das Triebwerk verlangsamte während der 24 Minuten Brennzeit die Sonde um 1098 m/s. Damit erreichte Indien als erste asiatische Nation einen Marsorbit. Das war vorher Japan (Raumsonde  Nozomi) und china (Orbiter Yinghuo-1, an Bord von Phobos Grunt) nicht gelungen.

Nach den ersten Vermessungen ist der Orbit weitestgehend so erreicht worden wie geplant. Der marsnächste Punkt liegt bei 421,7, der entfernteste Punkt bei 76993,6 km. Die Inklination beträgt 150 Grad, das heißt der Orbiter gelangt bis maximal 30 Grad Nord/Süd und umrundet den Mars retrograd, also gegen die Rotationsrichtung. Die Sonde wurde in 1388,9 s um 1099 m/s abgebremst und umrundet den Mars in 72 Stunden, 51 Minuten und 31 s. Das würde, wenn er noch leicht angepasst wird eine Kommunikation alle 3 Tage (=72 Stunden) im marsfernsten Punkt erlauben.

Die Sonde übermittelte auch erste Aufnahmen die feierlich dem indischen Premier überreicht wurden. Die Aufnahmen sind unschärfer als die Aufnahme der Erde, eventuell eine Folge des geringeren Lichtes und der Bewegung der Sonde zum Mars, die für Bewegungsunschärfe sorgt. Verglichen mit den derzeit eintreffenden Aufnahmen des MRO aber auch der ESA Sonde Rosetta sind sie relativ kontrastarm und unscharf (auch die obige Erdaufnahme), etwa auf dem Niveau von Mariner 9. Doch ist der Mars Orbiter ja auch primär eine Technologiemission. Auch die erste ESA-Sonde Giotto machte keine sehr hochauflösenden und scharfen Halley Bilder. Das hier abgebildete Foto entstand in 7300 km Entfernung mit einer Auflösung von 372 m/Pixel. Da es nur 680 x 680 Pixel groß ist könnte es ein Ausschnitt oder eine gebinnte Aufnahme (3x3 Pixel zusammengefasst) sein.

In der Folge gab es immer wieder Aufnahmen. Am 26.9.20115 stellte die ISRO nach einem Jahr im Marsorbit einen Marsatlas auf Basis der bisher gewonnenen Aufnahmen vor. Es sind nur 350 die die Sonde seitdem übermittelt hat (inklusive der aus dem Erdorbit). 100 wurden dafür für das Dokument verwendet. Während die globalen Aufnahmen eine bemerkenswerte Schärfe haben, gilt dies nicht für die Detailaufnahmen. Es sind Artefakte erkennbar, die bei den durch Profis bearbeiteten Bildern anderer Missionen nicht bekannt sind, so farbige Bildpunkte die von der Bayer-Maske herrühren, Linien die sich vor allem nach hellen Kontrasten durch das ganze Bild ziehen und insgesamt wirken sie unscharf und zu kontrastreich. Über den Ursprung kann man nur rätseln. Es kann sein, das die Artefakte durch eine übermäßige Vergrößerung herrühren, schließlich hat die Kamera einen großen Blickwinkel. Es kann auch sein, dass sie näher am Mars gemacht wurden und die Kombination von höherer Sondengeschwindigkeit und kleinerem Blickfeld, das sich so rascher bewegt führte zu einer Verschmierung der man nur durch Reduktion der Aufnahmezeit begegnen kann und damit verliert man Reserven und Artefakte treten deutlicher hervor.

Da die Sonde inzwischen auch die Konjunktion überstanden hat, also die Zeit in der die Sonne zwischen Erde und Mars steht und durch ihre Radio Emissionen den Funkkontrakt so stark stört dass man weder die Sonde kontaktieren noch Daten von ihr empfangen kann, sie also über einige Wochen autonom arbeiten muss ist die ISRO nun zuversichtlich, dass die Mission noch über einige Jahre fortsetzbar ist.

Am 8.12.2016 wurde bekannt das das Methan-Experiment gar kein Methan detektieren kann. Das Problem besteht aus zwei Teilen. Das eine sind Störeinflüsse von anderen Gasen die viel häufiger vorkommen wie Kohlendioxid. Das zweite ist das das Instrument keine Spektren erstellt, sondern diese auf wenige Datenpunkte reduziert, sodass auch eine nachträgliche rechnerische Auswertung, z.B. durch Summieren vieler Spektren das Problem nicht Löst. Wissenschaftler des MAVEN Teams rieten dazu den Sensor für andere Zwecke wie die Albedomessung oder die Bestimmung des reflektierten Lichts einzusetzen.

Am 17.6.2017 war der MOM 1.000 Tage im Orbit, er hatte zwei Oppositionsphasen ohne Funkkontakt überstanden und am 17.1.2017 nach mehr als zwei Jahren zum ersten Mal den Orbit geändert, um zu verhindern, dass er längere Zeit im Marsschatten ist. Dieses Manöver kostete 20 kg Treibstoff, sodass nur eine Reserve von 13 kg verbliebt. 715 Aufnahmen wurden bisher übermittelt, eine neue Auflage des Mars Atlas wird vorbereitet. Bei 1,65 µm wurde die erste "globale" Karte (Aufgrund der Umlaufbahn fehlen die Pole) erstellt.

Die Kamera konnte die Skalenhöhe des Staubes über dem Valles Marineris zu 11,24 km bestimmen (Abnahme um den Faktor e = 2,71...). Das entspricht der Skalenhöhe der Druckabnahme von 11,1 bis 12,1 km. Die Höhe von Wolken über dem Olympus Mons wurde zu 35 bis 38 km bestimmt. Das Eis nahm im einem Monat zwischen dem Dezember 2015 und ende Januar von 9,52,700 km² auf  6,33,825 km² durch Sublimation von Trockeneis ab.

MENCA konnte nach Absenken der Periapsis auf 265 km Höhe unterhalb von 275 km die Atome Sauerstoff-16, Kohlenmonoxid (28) und Kohlendioxid (44) nachweisen. Die Temperatur der Exosphäre wurde zu 270 K ermittelt.

Links

Mars Orbiter homepage

http://www.isro.org/mars/updates.aspx

http://www.spaceflightnow.com/mars/mom/140923moi/

http://www.hou.usra.edu/meetings/lpsc2014/pdf/2449.pdf

https://www.isro.gov.in/sites/default/files/flipping_book/MOM/files/assets/common/downloads/publication.pdf

 

Artikel erstellt am 11.11.2013.

Artikel zuletzt geändert am 26.9.2014


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

Bücher vom Autor über Raumsonden

Lang Zeit gab es von mir nur ein Buch über Raumsonden: die beiden Mars-Raumsonden des Jahres 2011, Phobos Grunt und dem Mars Science Laboratory. Während die russische Raumsonde mittlerweile auf dem Grund des Pazifiks ruht, hat für Curiosity die Mission erst bekommen. Das Buch informiert über die Projektgeschichte, den technischen Aufbau der Sonden und ihrer Experimente, die geplante Mission und Zielsetzungen. Die Mission von Curiosity ist bis nach der Landung (Sol 10) dokumentiert. Einsteiger profitieren von Kapiteln, welche die bisherige Marsforschung skizzieren, die Funktionsweise der Instrumente erklären aber auch die Frage erläutern wie wahrscheinlich Leben auf dem Mars ist.

2018 wurde dies durch zwei Lexika, im Stille der schon existierenden Bücher über Trägerraketen ergänzt. Jedes Raumsonden Programm wird auf durchschnittlich sechs bis acht Seiten vorgestellt, ergänzt durch eine Tabelle mit den wichtigsten zeitlichen und technischen Daten und Fotos der Raumsonde, bzw., Fotos die sie aufgenommen hat. Ich habe weil es in einen band nicht rein geht eine Trennung im Jahr 1990 gemacht. Alle Programme vorher gibt es in Band 1. Die folgenden ab 1990 gestarteten dann in Band 2. In Band 2 ist ein Raumsonden Programm meist eine Einzelsonde (Ausnahme MER). In Band 1 dagegen ein Vorhaben das damals zumeist aus Doppelstarts bestand, oft auch mehr wie z.B. neun Ranger oder sieben Surveyor. Beide Bänder sind etwa 400 Seiten stark. In Band 1 gibt es noch eine gemeinsame Einführung für beide Bände über Himmelsmechanik und Technik der Instrumente. Beide Bände haben einen Anhang mit Startlisten, Kosten von Raumsonden und Erfolgsstatistiken. Band 2 hatte Redaktionsschluss im Januar 2018 und enthält die für 2018 geplanten Missionen über die es genügend Daten gab.

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