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Mars Climate Orbiter

Einleitung

In diesem Aufsatz geht es um den beim Einschwenken in den Orbit verlorenen Mars Climate Orbiter MCO.

MCOIm Jahre 1992 wurde das Discovery Programm beschlossen, das sehr viel preiswertere Missionen als bislang zum Ziel hatte. Ein besonderes Ziel war der Mars, der nach den damaligen Planungen, bei jedem Startfenster von 1996 bis 2005 von jeweils zwei Sonden besucht werden sollte. Innerhalb dieses Zeitraums wollte die USA mehr Raumsonden zum Mars senden als in den vergangen 30 Jahren zusammen.

Den Auftakt machten 1996 die Sonden Mars Global Surveyor (MGS) und Mars Pathfinder (MPF). Diese waren jedoch Sonderfälle. MGS hatte zum Ziel fünf der sieben Instrumente des 1993 verlorenen Mars Observers zu transportieren. Der MPF dagegen hatte seinen Ursprung in einem technologischen Programm. Beide Missionen waren daher teurer als die folgenden mit Gesamtkosten von 230 bzw. 265 Millionen Dollar (obgleich dies für eine Planetenmission trotzdem sehr preiswert ist).

Die folgenden Sonden sollten erheblich billiger werden. Kosteten Mars Pathfinder und MGS zusammen (ohne den Rover und die Trägerraketen) noch 340 Millionen US-$, so dürften die Kosten für die 1998/99 er Missionen nur noch 235.9 Millionen US-$ kosten. Man musste also sparen, wo es nur ging. Dies wurde beiden Sonden zum Verhängnis. Gestartet wurde 1998/99 der Mars Climate Orbiter (MCO) und der Mars Polar Lander (MPL). Während beim 1996 Startfenster einen gut ausgestatten Orbiter und einen weniger gut ausgestatten Lander gestartet wurden, hatte sich diesmal das Verhältnis umgekehrt. Der Lander führte mehr Experimente mit sich, während man beim Orbiter zurückstecken musste. Beide Sonden liefen vor ihrer Benennung als Mars 98 Surveyor Orbiter/Lander. Die Gesamtkosten des MCO betragen 83.1 Millionen US-$, dazu kommen 32.8 Millionen US-$ für die Missionsdurchführung und 45 Millionen US-$ für die Trägerrakete, so dass der Mars Climate Orbiter insgesamt 160.9 Millionen US-$ kostet. Dazu kamen als technologische Experimente die beiden Deep Space 2 Penetratoren, die weitere 29.2 Millionen US-$ kosteten und vom Mars Polar Lander mitgeführt wurden.

Die Raumsonde

Gegenüber dem Mars Global Surveyor musste die Sonde vor allem Gewicht abspecken. Die Kostenreduktion machte nun auch vor der Trägerrakete nicht halt. Anstatt einer etwa 60 Millionen US-$ teuren Delta 7925 (Nutzlast zum Mars 1120 kg) war nun nur noch die Delta 7425 möglich. Das Weglassen von fünf Startboostern verbilligte die Rakete um 15 Millionen US-$ (-25 %), reduzierte die Nutzlast aber auf 643 kg (-43 %). Wirklich gespart hat man dabei also nicht.

MCO SystemeMCO sieht durch den Antennenmast und das einzelne Solarpanel wie eine verkleinerte Nachbildung des 1993 verlorenen Mars Observers aus. Der rechteckige Bus hat Abmessungen von 2.1 × 1.6 × 2.0 m. Voll betankt wiegt der Mars Climate Orbiter beim Start 629 kg. Ohne die 291 kg schwere Treibstoffzuladung noch 338 kg. Davon sind 45 kg Instrumente. Die Struktur besteht aus einem Aluminiumrahmen in Honigwabenbauweise mit Verbundwerkstoffen an den Seitenflächen. Die Temperaturregelung erfolgt durch bemaltes und beschichtetes Kaptongewebe, Louver an der Seite und eine Heizung.

Strom liefert ein 5.5 m langes Solarpanel mit 11 m² Fläche, davon sind 7.4 m² belegt mit Galliumarsenid / Germanium Solarzellen. In Erdnähe sind es 1000 Watt. Beim Mars noch 500 Watt. Für die Zeiten im Schatten des Mars gibt es eine wiederaufladbare 16 Ah Nickelmetallhydridbatterie. Diese befindet sich mit den Experimenten am Boden der Sonde.

Das Haupttriebwerk hat einen Schub von 640 N und wird von den Treibstoffen Hydrazin und Stickstofftetroxid angetrieben. Für die Lageregelung gibt es ein zweites System aus Düsen die Hydrazin katalytisch zersetzen. Es gibt vier 22.4 N und 7 N Düsen in der X und Y Achse und 4 kleinere 0.9 N Düsen in der Z Achse für Rollmanöver. Dazu gibt es Drallräder welche beschleunigt werden und durch ihren Impuls die Raumsonde drehen. Die Lage im Raum wird ermittelt durch 2 Sonnensensoren und Startracker (Kamera welche die Sterne aufnimmt und mit einem Katalog vergleicht. Dies wurde erstmals erprobt durch die Raumsonde Clementine im Jahre 1994. Unabhängig davon gibt es auch drei Accelometer und drei Ringlaser Gyros als Referenzsysteme für Bewegungen.

Die Langzeitstabilität für die Ausrichtung der Sonde beträgt 1.5 Grad. Für kurze Zeiten (1 / 3 Sekunden) sind auch 0.09 und 0.18 Grad möglich. Der Treibstoff ist in zwei Tanks untergebracht, die Lageregelungsdüsen nützen den Hydrazintank mit. Bei den meisten US-Sonden gibt es für die Lageregelung ein eigenes System. Der Oxydator reicht gerade für das Erreichen des Orbits. Ist er verbraucht, so wird mit den Lagekontrolldüsen korrigiert. Die Druckbeaufschlagung geschieht wie bei allen Raumsonden und Satelliten durch Helium-Druckgas. Es wird in eigenen Druckgasflaschen mitgeführt. Helium wird deswegen gewählt, weil es von allen chemisch neutralen gasen die kleinste Atommasse hat also das Gas am wenigsten wiegt. (Auch wenn die Druckgasflasche üblicherweise ein vielfaches des Druckgases wiegt). Ein weiterer Vorteil von Helium ist das es auch bei tiefen Temperaturen gasförmig ist.

Zusammenbau des MCOEine 1.3 m durchmessende parabolische Kommunikationsantenne ist an einem in zwei Achsen drehbaren Mast angebracht. Sie sendet und empfängt Daten im X-Band. Verwendet wird ein relativ schwacher 15 W Sender. Die kleine Sendeleistung führt zu einer niedrigen Datenrate zwischen Erde und Mars. Der Transponder stammt von Cassini. Daneben gibt es auch eine Mittelgewinnantenne (Nur Senden) und eine Niedriggewinnantenne (Nur Empfangen).

Für die Datenübertragung der Daten des Mars Polar Landers gibt es auch eine Zweiwege UHF Antenne. Der MCO kann an den Lander auch Daten von der Erde übermitteln, MGS kann dagegen nur Daten empfangen. Die Datenrate beträgt 128 KBit/sec vom Mars Polar Lander und 2 KBit/sec zum Lander. Die Datenrate des Mars Climate Orbiters beträgt je nach Antenne und Entfernung 40, 2.100, 5.688, 9.954, 33.180, 71.100, 110.600 Bits/sec zur Erde. Den größten Teil der Zeit kann der Mars Climate Orbiter aber nur mit 5.7 und 9.9 KBit/sec senden, da die Zeit in denen der Mars der Erde besonders nah kommt nur einige Wochen der mehr las zweijährigen Umlaufszeit ist.. Man erwartete während der 690 Tage dauernden Primärmission 33.4 GBit an wissenschaftlichen Daten.

Die Sonde verwandte den von Mars Pathfinder erstmals erprobten RAD6000 Prozessor als Hauptcomputer. Die Taktrate war einstellbar zwischen 5 und 20 MHz. Dies entspricht einer Leistung von max. 22 MIPS. Der RAD6000 ist eine strahlengehärtete Version des 32 Bit RS 6000 SC Prozessors von IBM, der wiederum eine Variante des Power PC 601 Prozessors ist. Dieser wurde auch in den ersten Apples mit Power PC Prozessor eingesetzt. Er entspricht in etwa der Leistung eines PC aus dem Jahre 1993 mit einem schnellen 386-Prozessor oder einem langsamen 486-Prozessor.

Anders als alle anderen Orbiter vor ihm, verwendet er keinen Massenspeicher. Er verfügt aber über 128 MByte Arbeitsspeicher der zum größten Teil (80 %) als Datenspeicher genutzt werden kann. Weiterhin gibt es 18 MB Flash-RAM Speicher für Betriebssystem und wichtige Daten die dort in 8 MB zusätzlich zum RAM abgelegt werden. Der Computer redundant ausgelegt.

Auch beim Management ging man neue Wege. Seitens des JPL gab es nur ein kleines Team. Der industrielle Kontraktor Lockheed-Martin hatte viel mehr Freiheiten beim Bau der Sonde. Bei der Missionsdurchführung gab es zwei Teams. Eines von Lockheed kümmerte sich um den MCO und eines beim JPL um die Mission.

Die Instrumente

Als 1993 der Mars Observer verloren ging, suchte man nach Wegen die sechs Instrumente im Gesamtgewicht von 158 kg auf anderen Sonden zu transportieren. Der Mars Global Surveyor transportierte davon 4 im Gesamtgewicht von 78 kg. Zwei schwere Instrumente konnte er nicht mitführen, das PMIRR, welches erst nachgebaut werden musste und das GRS. MCO kann nur eines dieser Instrumente transportieren (Ein Nachbau des MGS hätte wohl beide geschafft). Man entschied sich für das PMIRR. Als neues Instrument gab es noch eine kleine Kamera an Bord. MCO hat daher nur 2 Experimente im Gesamtgewicht von 44.2 kg an Bord.

Pressure Modulated Infrared Radiometer (PMIRR)

PMIRR SchaubildPMIRR misst die von der Oberfläche und Atmosphäre reflektierte Strahlung im sichtbaren und IR Bereich. Es verfügt über 9 Kanäle die jeweils einen Spektralbereich erfassen. Ein Breitbandkanal im sichtbaren Bereich und 8 Infrarotkanäle zwischen 6 und 50 µm. Zwei Kanäle haben druckmodulierte Zellen in ihrem Strahlengang. Diese sind mit Kohlendioxyd und Wasserdampf gefüllt. Der Druck wird mit 50 Hz moduliert. Dies erhöht die Auflösung. Es sind dies der Kanal mit 6.7 µm Wellenlänge (Absorptionsband Wasser) und 15 µm Wellenlänge (Absorptionsband Kohlendioxid). In diesen ist eine besonders hohe spektrale Auflösung möglich. So kann der Partialdruck dieser Gase sehr genau erfasst werden. Es kann z.B. ein Wassergehalt von 4 ppm bestimmt werden. Die Daten des Instrumentes sollten die Variation der Atmosphäre durch jahreszeitliche Veränderungen, Staub und Wasser erkennen, und so Rückschlüsse auf das Marsklima erlauben.

Ein passiver Kühler kühlt die Detektoren auf 80 K. Die Optik besteht aus einem 6 cm Gregorian-Teleskop mit einem Öffnungsverhältnis von 11.9. Das Gesichtsfeld beträgt 1.7 × 0.95 Grad. Dies entspricht 5.0 km auf dem Mars. Ein rotierender Spiegel (mit 800 Hz) schaltet immer zwischen Weltraum und Marsoberfläche / Atmosphäre um. So können die Temperaturen genauer bestimmt werden, da der Weltraum eine bekannte Temperatur von 3 K hat.. Das Instrument macht einen Schwenk beim Abtasten des Planeten von Horizont zu Horizont und erfasst so auch die vertikale Schichtung der Atmosphäre bis in 80 km Höhe mit 5.0 km Höhenauflösung. So ergibt sich auch über die Zeit ein dreidimensionales Bild der Atmosphäre. Das Instrument wiegt 42 kg und braucht 41 W an Strom.

Da es nachgebaut werden musste, suchte man nach Kooperationspartnern um die Kosten zu senken und fand diese... in Russland. Durch Beteiligung des russischen Institutes für Weltraumforschung IKI konnten die Kosten für den Nachbau entscheidend gesenkt werden.

Mars Color Imager (MARCI)

MARCI KameraDies ist die zweite Kamera von Malin Space Systems die zum Einsatz in einem Orbiter kommt, nach der MOC beim MGS. Auch auf dem Mars Polar Lander ist der Imager MARDI untergebracht. Sie besteht aus eine Weitwinkelkamera welche Aufnahmen macht die den Mars global abdecken. Dazu kommt eine Telekamera welche höher aufgelöste Aufnahmen macht.

Beide Kameras schauen senkrecht auf die Oberfläche. Beide Kameras haben eine ungewöhnliche Technik um Aufnahmen in mehreren Wellenbereichen zu machen. Normalerweise schiebt dabei ein Filterrad einen Filter in den optischen Weg, der nur Licht der gewünschten Wellenlänge durchlässt. Bei MARCI sind die Filter direkt auf dem 1024 × 1024 Pixel großen Kodak KAI-1001 CCD angebracht. (1008 x 1018 aktive Pixel, je 9 µm groß). Jeder Filter hat eine Breite von etwa 100 Pixels, dazwischen gibt es Zonen ohne Filter. Ein Bild besteht also aus mehreren Streifen, sobald sich die Sonde um die 100 Pixels eines Streifens weiterbewegt hat, wird das nächste Bild gemacht. Ein komplettes Bild wird so aus verschiedenen Bildern zusammengesetzt. Jedes Bild besteht dafür aus sieben Spektralbereichen.

Die Weitwinkelkamera ist mit der Weitwinkelkamera der MOC Kamera von MGS vergleichbar. Es ist ein Objektiv mit einem Öffnungswinkel von 140 Grad. Es gibt zwei Linsensysteme mit f/6 für kurzwelliges UV und f/5 für langwelliges UV und sichtbares Licht. Beide Linsensysteme werden durch Prismen zu einem gemeinsamen Strahlengang mit einer Brennweite von 4.3 mm vereinigt. Es gibt sieben Spektralkanäle, fünf im sichtbaren Licht und zwei im UV Bereich (250 und 330 nm Wellenlänge). Die Filter dekcen den Wellenlängenbereich von 225 bis 800 nm ab.

Die Auflösung beträgt mindestens 7.2 km bei täglicher globaler Beobachtung des Mars. Die Datenrate beträgt bei Echtzeitdaten 29.6 KBit/sec pro Spektralband. Durch die größere Anzahl an Spektralkanälen und die UV Empfindlichkeit ist diese Kamera besser als die Weitwinkelkamera MOC für tägliche Wetterberichte vom Mars geeignet. Die Kamera ist fähig Auflösungen von 1 km am Fußpunkt und 4,1 km am Horizont zu erreichen.

Die Telekamera hat dagegen ein Gesichtsfeld von 6 Grad und ein katadioptisches System mit Blende F//2. Die Brennweite beträgt 87.9 mm., der Durchmesser der Optik entsprechend 44 mm. Die Kamera macht Aufnahmen in Acht Spektralbändern mit einer Auflösung von 40 m an Fußpunkt der Sonde. 80 % der Oberfläche hätten in dieser Auflösung kartiert werden sollen. Die Datenrate zum Bordcomputer beträgt 704 KBit/sec. Die Kamera wiegt 2.2 kg und braucht 4 W an Strom. Die Kamera wurde nachgebaut und wird im Jahre 2005 an Bord der Raumsonde Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) erneut zum Mars aufbrechen. Ihre Entwicklung kostete 3 Millionen Dollar.

Die geplante Mission

Delta 7425 StartNach dem Start mit einer Delta 7425 (erster Einsatz dieses Modells mit vier anstatt neun Castor 4B Boostern) beginnt eine lange Reise in einer Hohmann Typ 2 Bahn. Diese Bahn zeichnet sich durch einen Winkel von mehr als 180 Grad zwischen den beiden Planeten beim Start aus. Die Reise dauert dafür 10 Monate in denen der MCO über 670 Millionen km zurücklegte. Mars Climate Orbiter startete am 11.12.1998 und sollte den Mars am 23.9.1999 erreichen.

Der Vorteil dieser lang gestreckten Bahn eine geringe Ankunftsgeschwindigkeit von nur 5.5 km/sec. Dies sind 0.2 km/s weniger als beim MGS, wodurch die Treibstoffvorräte kleiner sind. Die HGA Antenne bleibt eingefahren bis zum Ende des Aerobraking. Die Inbetriebnahme der Experimente erfolgt allerdings schon auf dem Weg zum Mars.

Der Einschuss in den Orbit geschieht durch Zündung des 640 N starken Haupttriebwerks. Die Sonde verfügt über mehr Hydrazin als Stickstofftetroxid, so dass letzteres zuerst ausgeht. Das ist Signal für den Brennschluss des Haupttriebwerks. Bei diesem Manöver nähert sich die Sonde bis auf 170 km an den Mars. 16 Minuten Betrieb des Triebwerks sollte die Geschwindigkeit der Sonde um 1370 m/s reduzieren. Die Sonde erreicht somit einen ersten 14-15 Stunden Orbit. (150 x ~21.000 km). Da die Sonde sich hier dreimal öfter als der MGS sich dem Mars nähert, dauert das Aerobraking nur zwei anstatt vier Monate. Der Preis dafür ist eine um 380 m/s höhere aufzubringende Geschwindigkeit beim Einschuss in den Orbit. Nun korrigiert die Sonde ihre Geschwindigkeit nur noch durch die kleinen Düsen mit katalytischer Spaltung von Hydrazin.

Beim Aerobraking nähert sich die Sonde bis auf 100 km an den Mars, etwa 15-20 km näher als Mars Global Surveyor, so dass die Abbremsung effektiver ist. Dazu werden die Solarpanels an den Sondenkörper herangezogen und die nicht belegte Fläche dem Mars zugewandt. In dieser Konfiguration liefern sie keinen Strom, bremsen aber durch ihre 11 m² Fläche sehr gut ab. Es sollte 200 mal durch Aerobraking die Sonde verlangsamt werden. Dies sollte nur 44 Tage dauern. Danach wäre der Mars Climate Orbiter im Wunschorbit.

Mars Climate Orbiter in AerobrakingkonfigurationWenn es keine Verzögerungen gibt, wäre der MCO zwei bis drei Wochen vor Ankunft des Mars Polar Landers und der DS-2 Proben in seinem endgültigen Orbit in 405-421 km Höhe. (Zielzeitpunkt. 1.12.1999). Dieser ist polar und sonnensynchron, d.h. MCO passiert eine bestimmte Stelle der Marsoberfläche immer unter gleichen Belichtungsbedingungen. Dies sollte am 1.12.1999 spätestens erreicht sein. Er kann hier als Relais für den MPL fungieren und anders als der MGS auch Daten zum Lander übermitteln. Dies war auch die Hauptaufgabe der ersten drei Monate, da zu diesem Zeitpunkt der Orbiter nur eine niedrige Datenrate von 5.6-9.9 KBit/sec wegen der großen Erdentfernung nutzen kann. Wissenschaftliche Beobachtungen sind in dieser Zeit also nur begrenzt möglich.

Der MCO sollte dann während der Primärmission von 690 Tagen Dauer den Mars mit 40 m Genauigkeit kartieren und die Atmosphäre eingehend untersuchen. Eine weitere 130 Tage Verlängerung (wegen der Mission des MPL) galt als gesichert. Das wissenschaftliche Datenvolumen wurde mit 33.4 GBit (690 Tage) und 35.8 GBit (820 Tage) bestimmt. Danach war Mars Climate Orbiter als Relay für zukünftige Lander vorgesehen.

Weitgehend verlief auch die Mission so - zumindest bis die Sonde den Mars erreichte. Die Sonde startete am 11.12.1998 mit einer Delta 7425 Rakete. Es gab dann vier Kurskorrekturmanöver am 21.12.1998, 4.3.1999, 25.7.1999 und 15.9.1999. Am 23.9.1999 näherte man sich Mars und es stand nun die Abbremsung in den ersten Orbit an. Ein letztes Kurskorrekturmanöver das noch möglich gewesen wäre wurde als nicht nötig befunden.

Der Verlust

Am 15.9.1999 wurde der Kurs vom MCO ein letztes Mal geändert. Mit einer Zündung der Manövertriebwerke von 15 Sekunden Dauer wurde der Orbit feinjustiert. Danach war man überzeugt, dass sich der Mars Climate Orbiter bis auf 140 km an den Mars nähern würde. Es war das vierte Korrekturmanöver. Vorher hatte man schon am 21.12.1998, 4.3.1999 und am 15.7.1999 den Kurs angepasst. Als der Orbiter am 23.9.1999 in die Marsumlaufbahn eintreten sollte begann er sein Triebwerk zu feuern, Fünf Minuten später verschwand er hinter dem Mars, 16 Minuten 30 Sekunden nach der AerobrakingZündung sollte das Abbremsmanöver beendet sein und 29 Minuten tritt MCO aus dem Funkschatten heraus, doch er antwortete nicht mehr.

Was war schief gegangen? Normalerweise finden Untersuchungskommissionen in wochenlanger Arbeit eine mögliche Ursache (oder auch keine). Bei Mars Climate Orbiter hatte man die Ursache schon am selben Tag gefunden. Man musste nur die Telemetrie der Sonde auswerten. Neben den Nutzsignalen kann man aus den Funksignalen auch weitere Informationen entlocken. So ist die Geschwindigkeit Erde-Sonde durch die Dopplerverschiebung erkennbar. Durch Verändern dieser über mehrere Stunden (Da die Antenne relativ zum Raumfahrzeug sich durch die Erdrotation bewegt) ist auch der Ort einer Sonde genau bestimmbar.

Die Analyse der letzten Telemetrie über 6-8 Stunden welche der MCO zur Erde sandte ergaben sofort, dass die Sonde nicht auf Kurs war und der marsnächste Punkt bei 57 km Höhe über der Marsoberfläche anstatt bei 140-150 km lag. In dieser Höhe ist die Marsatmosphäre aber schon so dicht, dass die Sonde dort entweder verglüht oder wie ein Stein vom Wasser abprallt. In jedem Fall wurde die Raumsonde zerstört. Sie war für das Aerobraking so ausgelegt, dass sie sich dem Mars bis auf 85 km nähern konnte.

Auch das die Sonde einem Navigationsfehler aufsaß, war noch am selben Tag klar. Es gab Warnungen des Navigationsteams (von dem nur einer in Vollzeit für den MCO arbeitete) an die Missionsleitung. Diese waren jedoch nicht eindringlich genug um diese zum Handeln zu bewegen. Andererseits rechnete das Missionsteam noch mit einer Kurskorrektur vor Eintreten in den Orbit, die aber nicht erfolgte. Man rechnete deswegen mit einer Korrektur weil nach der letzten Zündung am 15.9 sich MCO bis auf 226 km an den Mars nähern sollte. Nach den Bahnvermessungen nach der Korrektur näherte er sich aber auf 110 km. Das war eine so hohe Abweichung, dass die Flugkontrolleure an ein weiteres Manöver dachten. Die Projektleitung sah zwar, dass der Wert sehr nah am Planten war, aber doch noch außerhalb der Gefahrenzone die bei 85 km Höhe beginnt.

Als man nach der Ursache forschte, wurde unglaubliches bekannt: Ursache war ein Verfahren namens Angular Momentum Desaturation (AMD). Durch das große, einteilige, Solarpanel bei kleiner Masse des Orbiters bekam die Sonde durch den Sonnenwind einen Drall. Das war schon bei der Konstruktion bekannt. Eine Abhilfe wäre gewesen, die Sonde regelmäßig um 180 Grad zu drehen. Man wählte jedoch eine andere Strategie. Die Drallräder kompensierten das Moment, doch bei Dauerbetrieb wurden sie immer schneller und das war gefährlich. Man musste sie zyklisch herunterfahren und dann langsam wieder beschleunigen. Also korrigierte man von Zeit zu Zeit mit den Lagekontrolldüsen nach, da das Herunterfahren der Räder die Sonde sonst drehte. Dies war das AMD Manöver. Bei MCO war dies 10 bis 14 mal häufiger als bei anderen Sonden nötig, weil das Solarpanel unsymmetrisch am Sondenkörper angebracht war.

Der häufige Einsatz dieser Düsen beeinflusste aber den Kurs. Man musste dies also bei der Navigation berücksichtigen. Dazu gab es vom Hersteller des MCO, Lockheed Martin eine AMD Einheitentabelle, den AMD 'Small Forces' Files. Die Zahlen in dieser Tabelle waren bei Lockheed in amerikanischen (imperialen) Einheiten erstellt worden, d.h. Impulse waren in der Einheit Pfund × Sekunden angegeben. Bei der NASA wurde das international gebräuchliche SI-System verwendet (Newton × Sekunde). Diese beiden Systeme differieren um den Faktor 4.45. Diese Tabellen wurden in einem Softwareprogramm zur Berechnung der erwarteten Abweichung eingelesen. Der MCO konnte die Kräfte die das AMD Manöver verursacht auch bestimmen, hat er doch Accelometer (Beschleunigungsmesser) und Lasergyroskope an Bord. Dies war vielleicht nicht so genau, doch erstaunlicherweise ignorierte man diese Daten, welche der MCO zur Erde funkte.

Während der ersten 4 Monate nach dem Start konnte man die AMD Tabellen wegen zahlreicher Softwarefehler (darunter "multiple file format errors") nicht nutzen. Man ließ sich von Lockheed Martin, der die AMD Manöver durchführte per Email informieren. Als nach 4 Monaten man erstmals mit der Software arbeiten konnte stellte sich heraus, dass man den Effekt wohl drastisch unterschätzt hatte (Der Faktor 4.45 schlug nun zu). Da aber der Haupteffekt der Düsenzündungen senkrecht zur Sichtlinie erfolgte, konnte man den tatsächlichen Effekt nicht durch Dopplermessungen verifizieren. So korrigierte man bei den Kurskorrekturmanövern nicht nur den AMD Effekt sondern um den Faktor 4.45 mehr und lenkte dadurch den MCO auf eine zu nahe Marsbahn. Als man die Werte korrigiert um den Faktor 4.45 neu berechnete, zeigte sich sofort, dass der MCO sich bis auf 57 anstatt 110 km dem Mars nähern würde. Auf dieser Bahn verglühte er schließlich.

Das Problem ist dabei nicht das Verwenden von amerikanischen Einheiten bei Lockheed-Martin (Entgegen den Vorschriften der NASA), sondern, dass der Fehler nicht entdeckt wurde. Das lag an mehreren Faktoren:

Dies alles war begründet durch das geringe Budget der Sonde. Die Teams waren zu klein, zu unerfahren und man gliederte wichtige Verfahren an die Industrie aus. Als auch noch der Mars Polar Lander aufgrund ähnlicher leichtsinniger Vorgehensweise verloren ging, überdachte die NASA ihre Strategie und schickte 2001 keinen Lander zum Mars. Als Folge wurden bei den nächsten Missionen auch die Managementstrukturen grundlegend überarbeitet. Für das PMIRR wird es keinen weiteren Flug geben, doch MARCI wird erneut fliegen an Bord des Mars Reconnaissance Orbiters, obgleich sich inzwischen mit der HRSC an Bord von Mars Express eine ähnliche Kamera beim Mars befindet.

Einheitenwirrwar

TCOEin abschließendes Wort noch zu der Ursache des Verlustes. Dieses beruhte auf unterschiedlichen Einheitensystemen. In Deutschland wurde wie in vielen Ländern der Erde das metrische System übernommen, das in den wichtigsten Einheiten auf Kilogramm, Meter und Sekunde basiert. Dieses ist auch als SI-System international üblich). In drei Ländern (USA, Liberia und Myramar) ist ein anderes System üblich, das "imperiale System", dieses basiert auf eine Vielzahl von Einheiten, die historisch gewachsen sind. Längen werden dort z.B. durch Zoll (2.54 cm), Fuß (30.48 cm) Yards (1.016 m) und Meilen (1.609 km bzw. 1.852 km bei nautischen Meilen) ausgedrückt. Neben diesen im Alltag üblichen Einheiten (bei uns gibt es neben den SI-Einheiten auch noch PS und Kcal neben KWh und kJ) ist im wissenschaftlichen Bereich, der Lehre und bei der Technik aber immer das SI-System üblich.

Dies ist auch bei der NASA so, die dieses System auch für ihre Zulieferer verbindlich vorschreibt. Die NASA Webseiten geben z.B. zumeist immer die SI Einheiten an und dann die amerikanischen Einheiten in Klammern. In Websites für Fachpersonen wie dem NSSC Masterkatalog findet man nur SI Einheiten und keine imperialen Einheiten. Es gibt davon zwar Ausnahmen wie die Presskits für Journalisten und einige Websites wie die von NEAR in denen man fast nur imperiale Einheiten findet, doch intern werden in der NASA nur SI-Einheiten verwendet.

In der Industrie ist dies anders, obgleich Ingenieure in SI-Einheiten ausgebildet werden findet man dort bei vielen Teilen gerade Imperiale Einheiten. Seien es Tanks die das vielfache von Gallonen als Volumen haben, Schubdüsen die das vielfache von Pfund (4.536 N) als Schub haben oder den Abmessungen von Raketen, die meist ein Vielfaches eines Fußes (0.3048 m) betragen.

Man muss sich daher nicht wundern, warum viele nach dem Verlust von MCO zuerst verblüfft waren und dann eine gewisse Häme nicht verbergen konnten. Schließlich hätte man so etwas bei einem Entwicklungsland als Fehler erwartet, aber nicht aber von den USA. Das Einheitensystem im wissenschaftlichen Bereich ist ja getrennt von dem im täglichen Leben. Es gehört zur Ausbildung in jeder technischen Disziplin wie auch in Wissenschaften, dass man eine fülle von neuen Einheiten kennt. Chemiker kennen atomare Masseneinheiten, Molwärmen, Reaktionsenthalpien und andere Einheiten, die man im täglichen Leben nicht kennt. Daher wird in der Wissenschaft ein einheitliches weltweit übliches Einheitensystem verwendet. Auch Europäer müssen da sich umgewöhnen und Temperaturen in Kelvin anstatt in Celsius angeben. Dieses System ist auch in der Konstruktion und der Technik üblich, denn dies ist ja die praktische Umsetzung von Wissenschaft.

Das Scheitern des MCO lässt daher tief blicken: Wie provinziell die US Industrie ist. Wie weltweite Standards und internationale Verpflichtungen (Die USA müssen nach ihrem Beitritt zum SI-System zumindest im wissenschaftlich / technischen Bereich dieses System in der Lehre und Dokumenten nutzen) ignoriert werden. Schlimm ist, dass manche dies sogar aus Unwissenheit oder aus Kapitulation vor den USA übernehmen. So findet man in vielen Websites die nicht aus den USA kommen z.B. als Einheit für den spezifischen Impuls die US Einheit die um den Faktor 9.81 von der metrischen Einheit abweicht.

Schaut man im Jahre 2004 auf US Webseiten, so findet man auf den meisten NASA Webseiten metrische Einheiten oder die Werten in beide Einheitssystemen (Eine Ausnahme sind die Seiten der John Hopkins Universität, welche verantwortlich für die Raumsonden NEAR, CONTOUR, MESSENGER und New Horizons) ist. Bei den Seiten von US Luft und Raumfahrtunternehmen wie Lockheed Martin oder Boeing findet man jedoch fast nur imperiale Einheiten. Das zeigt, dass das Problem auch fünf Jahre nach Verlust vom Mars Climate Orbiter weiter existiert.

Eine der Folgen war nicht nur das die folgenden Projekte finanziell besser ausgestattet wurden, damit auch größere Teams mit mehr erfahrenen Personen. Man führte nun auch das Delta Differential One-way Ranging (Δ-DOR) ein. Bei diesem verfahren verfolgen zwei Bodenstationen die weit auseinander liegen, am besten auf unterschiedlichen Kontinenten die Raumsonde. Sie empfangen ein von der Raumsonde ausgesandtes Zeitsignal und protokollieren den Empfang. Dazu müssen sie genau dieselbe Zeitbasis haben, z.B. Atomuhren die man dann noch an einer externen Quelle wie Quasaren eichen muss. Daneben muss Genz genau die Position und die ändert sich durch die Erdrotation zueinander und zu der Sonde bekannt sein. Dieses Verfahren ist erheblich aufwendiger. Ein Vorteil ist nicht nur, das es erheblich genauer als die eigentliche Vermessung mit nur einer Bodenstation ist. Es ist weil zwei Stationen genommen werden nicht so "blind" gegenüber Abweichungen senkrecht zur Bewegungsrichtung wie sie beim MCO vorkamen und deswegen, weil sie nicht sofort offensichtlich waren, nicht auffielen. Der Missionsspezialist Michael Khan, hat die genauen technischen Probleme der Bahnvermessung in seinem Blog für Interessierte noch besser beschrieben.

Links

Mars Climate Orbiter Homepage

NSSC Datenbank zu MCO



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