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MESSENGER

Einleitung

MESSENGERDie Erforschung des Planetensystems erfolgte nicht gleichmäßig. Zuerst erfolgten Flüge zu Venus und Mars, erst 10 Jahre später zu Jupiter, Merkur, Saturn, Uranus und Neptun. Als in den neunziger Jahren das Interesse an der Planetenforschung neu erwachte, galt es zuerst dem Mars und kleinen Körpern wie Kometen und Planetoiden. Erst mit MESSENGER erwachte erneut das Interesse an der Erforschung des Planeten Merkur. MESSENGER ist die achte Sonde im Rahmen des Discovery Programms. MESSENGER ist die Abkürzung für MErcury Surface Space ENvironment, GEochemistry and Ranging und wird deswegen auch in Großbuchstaben geschrieben.

Die Entwickler von Messenger (John Hopkins Universität in Arizona) haben zuvor die beiden Raumsonden CONTIOUR und NEAR entwickelt. Auf diese Vorentwicklung stützen sich die zahlreiche Subsysteme, so ist der Bordcomputer zum Zeitpunkt des Starts sehr veraltet und das CCD von MDIs wurde vom Hersteller durch eine Nachfolgeversion ersetzt.

Dieser Teil beschäftigt sich mit dem Roboter Messenger, den wissenschaftlichen Instrumenten und der geplanten Mission. Die aktuelle Mission und ihre Ergebnisse bis zum Einschwenken in den Orbit sind Bestandteile des zweiten Teils. Im letzten Teil geht es um die Mission im Orbit um Merkur.

Die Raumsonde

MESSENGER ist eine sehr kompakte Raumsonde. Der eigentliche Zentralkörper ist ein Quader von 1.27 m × 1.42 m × 1.85 m Abmessungen. Sie wird von einem wesentlich größeren halbzylindrischen Schutzschild vor der intensiven Sonneneinstrahlung bei Merkur geschützt. Lediglich das Magnetometer und die Solarzellen sind der Hitze in bis zu 46 Millionen km Entfernung ausgesetzt. MESSENGER wiegt beim Start 1.107 kg, davon sind 599,4 kg Treibstoff. Leer wiegt die Sonde noch 507.9 kg.

Parameter Wert
Startmasse 1107 kg
Treibstoff: 507,9 kg
Trockenmasse: 599,4 kg
Abmessungen 1,44 x 1,28 x 1,82 m mit Schild und Solarpaneelen: 2,54 x 1,85 x 6,14 m
Experimente: 7 im Gesamtgewicht von 42,5 kg
Datenrate: 9,9 - 104 kbit/s

Lageregelung und Kurskorrektur

Der Treibstoff dient für Bahnänderungen, wofür ein Triebwerk von Aerojet mit 667 N Schub (spezifischer Impuls  316 s = 3099 m/s) verwendet wird. Daneben werden mit dem Treibstoff auch Veränderungen der räumlichen Lage mit jeweils vier 22 N und zwölf 4.4 N Triebwerken durchgeführt. Die vier 22 N Triebwerke sind parallel zum Haupttriebwerk montiert,. Die 4,4 N Triebwerke gibt es in vier Blöcken mit je drei Triebwerken. Sie sind für Drehungen des Raumschiffs zu ständig. Die 22,4 N Treibwerke für Kurskorrekturen die klein sind und daher vom Haupttriebwerke mit seinem hohen Schub eine sehr kurze Brennzeit (mit entsprechend höherem Fehler) erforderlich machen sollten.

Das Haupttriebwerk verwendet die Kombination Hydrazin und Stickstofftetroxid. Die kleineren Triebwerke zersetzen nur das Hydrazin katalytisch. Der Druck in den beiden besonders leichtgewichtigen Tanks aus Titan wird durch Helium aufgebaut. Die vier 22 N Triebwerke stabilisieren auch die Sonde während des Betriebs des Haupttriebwerkes. Sie nutzen den Treibstoff nicht so effizient (der Verbrauch ist um 30 % höher als beim Haupttriebwerk), aber sie erlauben kleinere Geschwindigkeitsänderungen als das Haupttriebwerk. Die schubschwächsten 4.4 N Triebwerke sind ein Backupsystem für die Reaktionsschwungräder (um die Lage der Sonde zu ändern) und werden ebenfalls für kleine Kurskorrekturen benutzt. Ihr spezifischer Impuls beträgt 230 s = 2296 m/s.

Der Treibstoffvorrat ist für eine Geschwindigkeitsänderung von 2200 m/s bemessen. Nur 30 % des Treibstoffs wird benötigt um in den Orbit um Merkur einzuschwenken. Der Rest wird für interplanetare Kurskorrekturen benötigt. Vor dem Start wurden die drei Haupttanks (je zwei für Hydrazin und einer für Stickstofftetroxid) und ein nachfüllbarer Hilfstank für Hydrazin mit zweimal 178 kg Hydrazin (Haupttank), 9,34 kg Hydrazin (Hilfstank) und 231,6 kg Stickstofftetroxid, mithin 596,94 kg Treibstoff beladen. Dazu kamen 2,256 kg Helium als Druckgas das anfangs einen Druck von 232,7 Bar hatte. Während des Betriebs hatten die Tanks einen Druck von 17,2 Bar (Treibstofftanks), 15,2 bar (Oxidatortank) und 10,34 bar (Hilfstank). Der Hilfstank dient zur Versorgung der kleineren Triebwerke, aufgrund des geringen Drucks wird er vom Haupttank nachgefüllt, da bei verbrauch Treibstoff in den Hilfstank hineingedrückt wird.

Die Lagekontrolle umfasst als Sensoren Startracker. Dies sind Kameras die den Sternenhimmel fotografieren, sowie vier Beschleunigungsmesser und vier Kreiseln als internes System. Als Backup dienen 6 Sonnensensoren. Sie können nur die Sonde so ausrichten, dass die Sonne die Solarpanels beleuchtet und der Schutzschild zur Sonne zeigt, aber nicht die Hochgewinnantenne zur Erde ausrichten. Die Lage wird vornehmlich durch vier Reaktionsschwungrädern verändert. Bei Ausfall dieser können dies die 4.4 N Triebwerke übernehmen. Die Software fragt die Weitwinkel "Startracker" Kameras 10 mal pro Sekunde ab, und vergleicht das Bild des Sternenhimmels mit einem Katalog von Sternpositionen und ermittelt so die Ausrichtung der Sonde und korrigiert diese gegebenenfalls. Die Sonnensensoren messen kontinuierlich den Winkel der Sonde zur Sonne. Sie sind vor allem bei Verlust der primären Lageregelung wichtig, da man mit ihrer Hilfe die Sonde so ausrichten kann, dass die Sonnenpaneele und der Schutzschild zur Sonne zeigen und eine MGA Antenne zur Erde, so dass man mit der Sonde kommunizieren kann, sie aber nicht durch falsche Ausrichtung durch die Sonnenstrahlung beschädigt wird.

Struktur

Die Struktur muss die bislang höchste Temperaturbelastung aushalten, der jemals eine Raumsonde ausgesetzt war. Mariner 10 passierte Merkur am sonnenfernsten Punkt seiner Bahn, der zugleich der sonnennächste von Mariner 10 war. Dadurch war die Sonde nur der 5 fachen Strahlung wie bei der Erde ausgesetzt. MESSENGER dagegen begleitet den Merkur und muss bis zum 11 fachen der Wärmeeinstrahlung in Erdnähe aushalten. Daher ist ein besonderer Schutz nötig.

Systeme von MessengerDie Struktur des Raumschiffs besteht aus leichtgewichtigem Graphit - Cyanidestern Kunststoffen (GrCE), einem Graphitepoxidmaterial. Sie hat die Abmessungen von 1.27 m x 1.42 m x 1.85  m. Der halbzylindrische Sonnenschirm besteht aus dem keramischen Werkstoff Nextel, der auch bei den Hitzeschutzschild des Shuttles verwendet wird, er hat die Aufgabe die Raumsonde kühl zu halten, während er selbst auf 370-450 Grad Celsius aufgeheizt wird. Es schließt sich eine mehrfache Isolierung durch Kaptongewebe an, mit dem auch die Raumsonde isoliert ist. Er hat die Abmessungen 2.5 × 2.0 m und ist über Streben aus Titan an der Raumsonde befestigt. Hinter dem Schirm sollen die Temperaturen nur noch 20 °C betragen.

Die Raumsonde kontrolliert ihre Temperatur durch Louver (metallene Jalousien, die Wärme abstrahlen), Heat Pipes und Heizungen. Dazu kommt die Kaptonfolienumhüllung aus mehreren Lagen. Die Raumsonde selbst wird so auf Raumtemperatur gehalten. Nicht so stark geschützt ist die Seite mit den Instrumenten. Da die 400 Grad Celsius heiße Merkuroberfläche aber auch ein starker Wärmestrahler ist, ist die Beobachtungsdauer pro Umlauf begrenzt. Der Orbit selbst ist so ausgelegt, dass die Sonde sich nur 25 Minuten pro Orbit nahe des Merkurs aufhält.

Computer und Datenverarbeitung

Die Raumsonde verfügt über zwei Computersysteme, einen mit 25 MHz getakteten RAD60000 Prozessor (einer weltraumtauglichen Variante des Power PC 601 Prozessors) und ein 10 MHz RAD6000 Prozessor als Backup für den Ausfall des primären Systems und zur Fehlerprävention. Beide Systeme sind weiterhin redundant ausgelegt, so dass es vier Computersysteme an Bord gibt. Die Elektronik ist normale Elektronik, nicht besonders hitzeresistente Elektronik, da die gesamte Raumsonde bei 20° Celsius operieren sollte.

Der Ausfallschutz - Computer hat die Aufgabe die Raumsonde zu überwachen. Sollte es Störungen geben schaltet er fehlerhafte Komponenten ab und wechselt auf Backupsysteme. Der Hauptcomputer führt dagegen die Befehle von der Erde aus, verarbeitet die Daten der Experimente und kontrolliert die Lage und Ausrichtung der Sonde.

Als Datenspeicher dienen zwei "Datenrekorder" aus RAM Bausteinen mit einer Kapazität von jeweils 1 GByte. Der Hauptcomputer spricht diese wie eine Speicherkarte oder einen USB-Stick als Laufwerk an und speichert die Daten als Dateien dort ab, wobei die Daten in der Regel vorher komprimiert werden. Wegen der stark schwankenden Datenrate wird bei Merkur ein Großteil der Daten auf den Rekordern gespeichert, wenn Merkur weit von der Erde entfernt ist und bei Annäherung dann übertragen. Daher besitzen die Datenrekorder auch eine hohe Speicherkapazität.

Stromversorgung

Systeme von MessengerDie Solarzellen sind wie der Schutzschirm der elffachen Hitze wie in Erdnähe ausgesetzt. Sie bestehen daher nur zu 33 Prozent aus Galliumarsenid / Germanium Solarzellen und zu 67 % aus verspiegelter Fläche, welche die Strahlung wieder in den Weltraum abstrahlen sollte. Im Merkur Orbit werden sie rotiert und schräg gegen die Sonne gestellt, so dass nur soviel Einstrahlung auf die Zellen fällt, wie man für die Stromversorgung der Sonde braucht. Der Computer rotierte die Panel so, dass sie sich nicht über 150 °C erhitzen, da sonst die Solarzellen beschädigt werden.

Jedes Panel hat Abmessungen von 1.5 × 1.65 m. Die Sonnenzellen haben einen Wirkungsgrad von 28 Prozent. Der Stromverbrauch beträgt 450-485 W während der Reise und max. 640 W im Orbit um Merkur. Es wechseln sich auf jedem Panel eine Reihe Sonnenzellen mit zwei Reihen Spiegeln ab. Durch Schrägstellen der Panel erreicht man bei Merkur, dass die Sonde sowohl genügend Strom hat wie auch, dass die Panel auf maximal 150 Grad Celsius aufgeheizt werden. Zum Abpuffern von Zeiten ohne Ausrichtung auf die Sonne gibt es zwei Nickelmetallhydridbatterien mit einer Kapazität von 23 Ah an Bord. In Erdnähe liefern die Panels 390 Watt an Leistung.

Kommunikation

Die Kommunikation erfolgt erstmals über zwei fest installierte Phased-Array Antennen, welche im X Band arbeiten. Die Wahl für diese Technologie, bei der die Richtung des Signals elektronisch verändert wird wurde getroffen, weil die Temperaturen von 300 Grad bei Merkur Probleme bei einer Mechanik verursacht hätten. Doch auch für die Phased Array Antennen musste man lange suchen bis man Komponenten fand die 300 Grad Celsius aushalten können. Sie können elektronisch um 45 Grad geschwenkt werden. Es ist der erste Einsatz dieser Antennen bei Raumsonden. Der Öffnungswinkel um den das Signal um 3 dbi (Faktor 2) abnimmt beträgt 7 Grad, entsprechend einem Verstärkungsfaktor um 29 dbi. Das entspricht bei einer parabolischen Hochgewinnantenne von  76 cm Durchmesser. Jede Antenne ist nur 17 cm breit und 77,7 cm lang. Jede wiegt nur 3,12 kg. Die Sendeleistung der beiden Sender beträgt 10 bzw. 11 Watt bei Eingangsleistungen von 39 bzw. 40 Watt.

Darüber hinaus gibt es zwei Mittelgewinn- (MGA) und vier Niedriggewinnantennen (LGA) auf der Vorder- und Rückseite der Sonde. Die Phased-Array Antennen werden erstmals bei einer Raumsonde eingesetzt. Sie können in einem Sektor von 45 Grad auf ein Ziel ausgerichtet werden nur durch Elektronik, ohne bewegliche mechanische Teile. Die Datenrate liegt je nach Entfernung von der Erde und verwendeter Antenne zwischen 9.9 Bit/s und 104 KBit/sec. Die MGA und LGA Antennen dienen dem Empfang von Kommandos und dem Senden von Statusinformationen. Ihr Öffnungswinkel ist kleiner und die Datenrate geringer. Dafür sind die LGA so angebracht, dass auch bei Verlust der Lagekontrolle man über eine LGA immer die Raumsonde ansprechen kann. Mindestens 2 Antennen schauen immer zur Erde, egal wie der Roboter räumlich orientiert ist. Die Datenrate zur Sonne beträgt zwischen 7.8 und 500 Bit/sec.

Die Instrumente

Instrumente von MESSENGERMESSENGER verfügt über insgesamt sieben Instrumente und ist damit für eine Discovery Mission relativ gut ausgerüstet. Die Instrumente stammen teilweise von Vorgängerversionen an Bord der Raumsonde NEAR ab. Ziel war es vor allem die Instrumente zu miniaturisierten. So wiegen die 7 Experimente zusammen nur 42.4 kg. Geplant war sogar ein Gewicht von nur 30 kg. Maximal 50 kg dürften es sein, da sonst die Treibstoffreserven knapp geworden wären.

Wenn Sie sich mehr über die Arbeitsweise von Instrumenten an Bord von Planetensonden informieren wollen, so folgen sie diesem Link.

Bei allen Experimenten ist die John Hopkins Universität beteiligt oder sogar Principal Investor (der für das Experiment verantwortliche Entwickler und Betreuer). Dies ist relativ selten, normalerweise werden die Experimente einer Raumsonde von verschiedenen Instituten vorgeschlagen und dann die besten ausgewählt, so dass die Experimente von verschiedenen Instituten kommen.

Die Experimente befinden sich alle auf derselben Seite der Sonde. Eine besondere Herausforderung für den Bau bestand in den hohen Temperaturgegensätzen denen sie ausgesetzt werden. Nach dem Start schirmt der Schild die Sonne ab, so, dass sie stark auskühlen, bei Merkur reicht selbst die thermische Strahlung des Planeten von 350-400 °C aus sie signifikant aufzuheizen.

Instrument Gewicht Stromverbrauch
MDIS 8.0 kg 7.6 W
GRS 9.2 kg 6.6 W
NS 3.9 kg 6.0 W
XRS 3.4 kg 6,9 W
Mag 4.4 kg 4.2 W
MLA 7.4 kg 16.4 W
MASCS 3.1 kg 6.7 W
EPPS 3.1 kg 7.8 W
Summe 42.5 kg 62.2 W

Radio Science (RS)

Die Vermessung der Funksignale von MESSENGER, ihrem Dopplershift erlaubt es Änderungen der Geschwindigkeit durch Merkur genau zu bestimmen. Damit kann eine Gravitationsanormalie durch Gesteine höherer Dichte, wie man dies bei dem Mond (Mascons) kennt, bestimmt werden. Bei MESSENGER liefert der Laserhöhermesser weitere Daten über die Position der Sonde und die Topographie, die zusammen mit den Frequenzverschiebungen der Radiosignale eine besonders gute Kartierung der Massenkonzentrationen erlaubt.

Radio Science benutzt die normalen X Band Phased Array und Low/Medium Gain Antennen der Sonde und benötigt keine zusätzliche Hardware. Änderungen der Geschwindigkeit von 0.1 mm/s während 60 Sekunden können festgestellt werden.

Magnetometer (MAG)

Das nur 1.5 kg schwere Magnetometer befindet sich an einem 3.6 m langen ausfahrbaren Mast um weit möglichst von den elektrischen Feldern der Sonde entfernt zu sein. Mit dem Mast wiegt es 4.4 kg. Der Stromverbrauch beträgt maximal 4.2 Watt. Nachdem Merkur für seine Größe ein sehr starkes Magnetfeld hat, soll MESSENGER dessen Eigenschaften, vor allem auch lokale Änderungen und Aktionen mit dem Sonnenwind erforschen.

Das Instrument arbeitet von -1024 nT bis +1024 nT Feldstärke und hat bei einer Quantifizierung mit 16 Bits eine Auflösung von 0.03 nT. Die Samplingrate liegt bei 40 Vektoren pro Sekunde. Die Ausleserate ist einstellbar in den Bereichen von 0.01, 0.1, 1, 10, 20 und 40 Hz. Es gibt zwei Summenmodi, in denen die Signale über 0.025 und 1 Sekunde Dauer summiert werden. Digitale Filter erlauben es bestimmte Feldstärken zu selektieren. Man erwartet sich eine Datenmenge von 440 MByte während der 12 Monate dauernden Primärmission.

Zum Schutz vor der Sonne hat das Magnetometer einen eigenen Schutzschild.

Energetic Particle and Plasma Spectrometer (EPPS)

Das nur 3.1 kg schwere EPS hat die Aufgabe die Magnetosphäre und Exosphäre von Merkur zu untersuchen, in der sich geladene Teilchen des Sonnenwindes verfangen können. EPPS besteht aus zwei Teilinstrumenten, dem FIPS (Fast Imaging Plasma Spectrometer), welches das thermale Plasma untersucht und EPS (Energetic Particle Spectrometer), welches energiereiche Ionen und Elektronen untersucht.

Das EPS hat eine zylindrische Eingangsöffnung von 10 cm Durchmesser. Diese ergibt ein Gesichtsfeld von 160 × 12 Grad. Dieses wird weiter in 6 Kreissektoren von je 25 Grad aufgeteilt. Jeder Sektor hat seinen eigenen Detektor um die Einfallsrichtung eines Teilchens auf 12 × 25 Grad genau zu bestimmen. Die Teilchen passieren eine dünne mit Aluminium beschichtete Polyimidfolie mit einem Gewicht von 9 Mikrogramm/cm². Sie blockiert einerseits Teilchen mit einer Energie unterhalb des gewünschten Energiebereichs, zum anderen induzieren die Teilchen beim Aufprall Sekundärelektronen, welche man zur Flugzeitbestimmung nutzen kann und damit kann man die Geschwindigkeit der Ionen berechnen.

EPS detektiert Ionen von 10 keV pro Nukleon bis maximal 5 MeV bei den Ionen H, He, CNO, Fe. Detektor ist ein Siliziumhalbleiter Array unterteilt in einzelne Pixels. Gemessen wird ein 8 Punkt Spektrum, Auftreffzeitpunkt und die Gesamtenergie.

Für die Erfassung von Elektronen gibt es zwei separate Detektoren, die jeweils ein 25 Grad großes Feld abdecken. Gemessen werden Elektronen in einem Energiebereich von 20 bis 700 keV. Die Spektren von Elektronen und Ionen werden alle 36 Sekunden ausgelesen.

FIPS soll die Ionen H, ³He, 4He, O, Ne, Na, K, S, Ar und Fe erfassen. Durch eine Eingangsöffnung können alle Ionen in einem Sektorbereich von 360 × 70 Grad eintreten. Eine elektrostatischer Analysator lässt nur Teilchen mit einem einstellbaren Energie zu Ladungsverhältnis passieren. Danach werden die Ionen durch zwei Kollimatorplatten durch eine fest angelegte Spannung beschleunigt. Die Ionen passieren eine dünne (1 Mikrogramm/cm²) Graphitfolie und gelangen in einen Flugzeitanalysator. Dieser vergleicht den Zeitpunkt des Einschlags auf einem Mikrokanaldetektor, mit denen von in der Folie induzierten Elektronen. Diese werden durch Mikrokanaldetektoren neben der Platte detektiert.

Die Spannung im elektrostatischen Analysator wird von 0 bis 8 kV innerhalb einer Minute hochgefahren, dies erlaubt die Detektion von Ionen mit Energien von 9 bis 10 keV/Ladung. Die Flugzeit beträgt zwischen 50 und 500 ns. EPPS verbraucht 7.8 Watt an Strom und soll während der Primärmission 4.4 GByte an Daten liefern.

Mercury Laser Altimeter (MLA)

MLAMLA soll die Topographie der nördlichen Hemisphäre von Merkur bestimmen. Die südliche Hemisphäre ist nicht erforschbar, da MILA nur unterhalb von 1000 km Höhe arbeitet und dann befindet sich MESSENGER auf der Nordhalbkugel.

MLA basiert auf dem Instrument MOLA an Bord von Mars Global Surveyor und verwendet Hardware, die auch der Satellit ICEsat einsetzt. MLA verwendet einen Cr:Nd:YAG Laser mit 1064 nm Wellenlänge. Dieser sendet einen 5 ns dauernden Impuls mit 20 mJ Energie aus. Er passiert eine optische Faser, die das Signal für die Zeitmessung liefert. Das Echo eines Gebietes von 50 Mikrorad Größe (50 m aus 1000 km Entfernung) wird von 4 Saphirlinsen auf eine Photodiode geworfen. Vor die Photodiode ist noch ein Hitzeschutzfilter und ein Breitbandfilter geschaltet. Dabei wird die Laufzeit des Signals bestimmt. Damit kennt man die Distanz zu dem Oberflächenpunkt und da man die genauen Daten des Orbits der Sonde kennt, kennt man auch die Höhe des anvisierten Punktes. Über sehr viele Messpunkte entsteht zuerst ein Höhenprofil, dann eine ganze Reliefkarte.

In der Mitte befindet sich das Sendeteleskop mit 4,5 cm Durchmesser, daneben die vier Empfangsteleskope mit jeweils 14 cm Durchmesser. Alle fünf Teleskope sind Linsenteleskope. Ein 0,7 nm Filter lässt nur Licht um 1064,5 nm Wellenlänge passieren. Detektor ist eine 0,7 mm große Silizium-Photodiode.

Die Zeitauflösung beträgt 2.0 ns (dies entspricht 0.3 m Höhenauflösung). Geplant war eine Auflösung von 3.3 ns (0.5 m Höhenauflösung), doch erwies sich das Instrument als deutlich leistungsfähiger. Die Pulsrate beträgt 8 Hz (8 Messungen pro Sekunde). Weitere programmierbare Messfrequenzen sind 1,6, und 10 Hz.

Gesteuert wird es durch einen strahlengehärteten 80C196 Prozessor getaktet mit 16 MHz, 64 KB PROM, 256 KB EEPROM, 512 KB SRAM, ergänzt durch FPGA (Actel RT54SX72S) für die Datenverarbeitung und Kommunikation. Beim Aussenden eines Pulses wird ein Timer mit einer Frequenz von 5 MHz gestartet. Von den 23 Bit des Timers werden die letzten 16 Bit (maximal 3932 km Entfernung) zur Höhenmessung genutzt.

Jeder Meßpunkt hat am Boden je nach Abstand der Sonde einen Durchmesser von 10-50 m und der Abstand der Messpunkte beträgt 100-300 m entlang des Orbits der Sonde. Das 7.4 kg schwere Experiment mit einem Stromverbrauch von 16.4 Watt liefert eine Datenmenge von 1.5 GByte während der Primärmission. Es ist nur nahe des merkurnächsten Punktes der Bahn aktiv bis in maximal 1000 km Höhe über der Oberfläche. Eine Kopie dieses Instrumentes wird auf der Raumsonde Dawn eingesetzt und von den Asteroiden Ceres und Vesta Höhenprofile anfertigen.

Mercury Atmospheric and Surface Composition Spectrometer (MASCS)

MASCS ist ein Kombinationsinstrument, welches ein UV/Vis und ein IR Spektrometer beinhaltet. Es basiert auf dem Galileo UVS Spektrometer. Die Auswertung der spektralen Information in beiden Kanälen lässt Rückschlüsse über die chemische Zusammensetzung der Merkuroberfläche zu. MASCS wiegt lediglich 3.1 kg und verbraucht 8.2 Watt an Strom. Es sollte 2.7 GByte an Daten während der 12 Monate dauernden Primärmission liefern.

MASCS besteht aus den Teilinstrumenten UV/Visible Spectrometer (UVVS) und Visible/IR Spectrograph (VIRS). Beide benutzen eine gemeinsame Optik, ein Cassegrain Teleskop von 250 mm Durchmesser und 1250 mm Brennweite (f/5).

UVVS benutzt ein Ebert-Fastie Spektrometer. Ein Gitter mit 1800 Furchen/mm erzeugt aus dem einfallenden Licht das Spektrum mit einer Auflösung von 0.5 bis 1.0 nm. Bei einem Ebert-Fastie Spektrometer wird das Spektrum am Detektor vorbeibewegt. Das Gitter rotiert mit einer Schrittweite von 0.25 nm für das Abtasten des Spektrums durch die fest montierten Detektoren. Drei Photodioden sitzen jeweils hinter Eingangsschlitzen und erfassen den Bereich des fernen UV (115-190 nm), mittleren UV (160-320 nm) und den sichtbaren Bereich (250-600 nm).

Das Instrument ist optimiert für Untersuchungen der dünnen Atmosphäre am Horizont über der Planetenscheibe. Die beiden UV Detektoren können aber auch Oberflächenuntersuchungen durchführen. Der Sensor für den visuellen Spektralbereich wird abgeschaltet wenn die beleuchtete Planetenscheibe in das Gesichtsfeld gerät. Das Gesichtsfeld beträgt 1 × 0.05 Grad bei der Untersuchung der Atmosphäre und 0.023 × 0.023 Grad bei dem Planeten. Die Auflösung liegt bei 25 km bei Atmosphärenuntersuchungen am Horizont.

VIRS dagegen ist für Beobachtungen der Oberfläche im sichtbaren Licht und nahen Infrarot ausgelegt. Es macht ein Spektrum zwischen 300 und 1450 nm Wellenlänge. Das Licht der Optik wird durch ein Glasfaserbündel auf ein holographisches Gitter mit 120 Furchen/mm gelenkt. Ein Strahlenteiler spaltet dann das Spektrum in das optische (300 - 1025 nm Wellenlänge) und infrarote Spektrum (950-1450 nm) auf.

Der Detektor für das visuelle Spektrum ist eine Silizium CCD Zeile mit 512 Pixeln und einem Filter für die Absorption des Sekundärspektrums. Der IR Detektor ist eine 256 Pixel Indiumgalliumarsenid Zeile. Die Auflösung in beiden Spektralbereichen liegt bei 4 nm. Die Werte werden mit 12 Bits digitalisiert. Das Gesichtsfeld beträgt 0.023 × 0.023 Grad. Dies sind 0.4 km aus 1000 km Höhe. Erwartet werden Spektren mit einer Auflösung von 100 m bis 7500 m am Boden. Die Entwicklung von MASCS an der University von Colorado kostete 8.7 Millionen USD.

X-ray Spectrometer (XRS)

XRS ist eine Nachfolgeversion des XGRS Instrumentes an Bord der Raumsonde NEAR. Es detektiert die Kα Linien mit Energien von 1-10 keV Energie von den Elementen Magnesium (1.254 keV), Aluminium (1.487 keV), Silizium (1.740 keV), Schwefel (2.308 keV), Calcium (3.691 keV), Titan (4.508 keV) und Eisen (6.403 keV). Diese Emissionen entstehen, wenn solare Röntgenstrahlen Elektronen aus dem Gestein herausschlägt. Die Emissionen die XRS misst, stammen aus der obersten, 1 mm dicken Schicht.

Das Instrument besteht aus einem Beryllium-Kupfer Schutzschild, der ein Gesichtsfeld von 12 Grad frei lässt. Detektoren sind drei Siliziumproportionalzähler. Zwei Filter aus jeweils 8.5 Mikrometer dicken Magnesium und Aluminium Folien lassen nur Röntgenstrahlen oberhalb von 850 eV Energie passieren und erhöhen die Auflösung im niedrigen Energieband bis 2.4 keV Energie. Die Detektoren sind bis zu einer Energie von 5.9 keV empfindlich. Ein weiterer Detektor mit einem 300 Mikrometer dicken Siliziumsensor erfasst die solare Röntgenstrahlung, deren Intensität benötigt wird, um die Daten des XRS zu interpretieren.

Gegenüber dem XGRS Vorgänger an Bord von NEAR, kann das Instrument durch eine bessere Geometrie der Sonde während 50 % des Orbits arbeiten. Bei NEAR waren es nur 5 %. Auch ist die Energieauflösung mit 300-340 eV höher als bei NEAR (600-850 eV). Die Integrationszeit hängt von der Entfernung ab und liegt zwischen 100 und 2000 Sekunden. Die maximale Abtastrate liegt bei 20 kHz. Beim merkurnächsten Punkt nahe 60 Grad Nord sind Auflösungen von bis zu 20 km zu erwarten. Die Südhalbkugel wird nur mit einer Auflösung von 3000 km erfasst.

XRS wiegt lediglich 3.4 kg und verbraucht 8 bis 11.4 Watt an Strom. Es werden 1.5 GByte Daten während der Primärmission erwartet.

Gamma-Ray and Neutron Spectrometer (GRNS)

Auch dieses Instrument basiert auf einem Vorgänger an Bord von NEAR. Dort war XGRS ein Kombinationsinstrument aus Gammastrahlenspektrometer, Röntgenspektrometer und Neutronenspektrometer. Bei MESSENGER hat man Gammastrahlenspektrometer und Röntgenspektrometer getrennt. Eine besondere Anforderung für GRS ist, dass man für gute Messungen einen sehr kühlen Bismautgermanat Kristall braucht. Selbst in Merkurnähe sollte dieser -183 Grad Celsius kalt sein. er wird daher auf der sonnenabgewandten Seite der Sonde angebracht.

GRNS erfasst Gammastrahlung durch natürlichen Zerfall radioaktiver Elemente (Bestimmung der Elemente K, Th und U) sowie induzierte Gammastrahlung, durch das Bombardement kosmischer Strahlen (O, S, Si, Fe und H). Für diese Elemente kann das Vorkommen bestimmt werden.

GRNS besteht aus einem 31 cm langen Zylinder, an dessen Ende ein Detektor angebracht ist. Der Detektor ist von einem 9 × 9.5 cm großen, 1.25 cm dicken Kristall aus Bismutgermanat geschützt. Er engt das Gesichtsfeld auf 45 Grad ein und verhindert das Passieren von Röntgenstrahlen. Der Detektor ist ein 45 × 50 mm großer auf -183 grad gekühlter Cäsiumiodid Szintillationsdetektor, gekoppelt an eine Photodiode. Diese erfasst die durch Gammastrahlen induzierten Lichtblitze im Cäsiumiodidkristall und wandelt das Licht in ein elektrisches Signal um. Der erfasste Energiebereich liegt zwischen 0.3 und 10 MeV/Photon. Die Energieauflösung liegt bei 8 % bei einer Energie von 0.662 MeV. Die Signale werden je nach Planetenabstand über 300-1800 Sekunden integriert.

Das Neutronenspektrometer erfasst den Fluss und die Energie von Neutronen, die durch kosmische Strahlen aus den obersten 40 cm der Oberfläche freigesetzt werden. Der Detektor besteht aus zwei je 6.35 dicken Szintillationsdetektoren aus Glas (GS20) mit 6.6 % Lithiumanteil, getrennt von zwei boriertem (BC454) Kunststoff - Szintillationsdetektoren. Die Fläche jedes Detektors beträgt jeweils 80 cm². Der GS20 Detektor ist empfindlich für thermische Neutronen, während der BC454 Detektor schnelle, epithermale Neutronen erfasst.

Die Energie der Neutronen hängt vor allem von der Anwesenheit von Wasserstoff ab. Dadurch kann man an den Polen unterirdisches oder in tiefen Kratern vorkommendes Eis detektieren. GRNS wiegt insgesamt 13.1 kg und verbraucht zwischen 4.5 Watt und 23.6 Watt an Strom. Es soll 3.9 Gigabyte an Daten während der Primärmission liefern.

Mercury Dual Imaging System (MDIS)

Das Kamerasystem an Bord von MESSENGER besteht aus zwei Kameras, einer Weitwinkelkamera und einer Telekamera. Beide befinden sich an einem gemeinsamen Einlass, den ein Schutzschild bis auf 12 × 12 cm abschirmt. Dahinter befinden sich Breitbandfilter, welche nur das sichtbare und infrarote Licht passieren lassen.  Ein Berylliumspiegel, der von -50 bis +20 Grad schwenkbar ist, reflektiert das Licht in die Optiken.

Die Weitwinkelkamera verwendet einen Refraktor mit 4 Linsen als Optik. Die Öffnung beträgt 30 mm bei einer Brennweite von 78 mm und das Gesichtsfeld 10.5 Grad. Ein Filterrad mit 12 Positionen nimmt 10 Engbandfilter zwischen 415 und 1020 nm Wellenlänge mit Halbbandbreiten von 10-40 nm auf. Ergänzt wird dies durch einen Breitbandfilter für kurze Belichtungszeiten nahe des merkurnächsten Punktes und einen Panchromalen Filter für die Fotos zur optischen Navigation. Die Weitwinkelkamera wird auch bei der Annäherung während der drei Vorbeiflüge Aufnahmen machen, um eine globale farbige Karte zu erstellen. Anders als bei den späteren Orbits kommt dabei die Sonde auch der Südhalbkugel nahe. Zusammen mit den Aufnahmen im Orbit sollen 60 % des Planeten in 10 Farben mit einer Auflösung von 1 km abgebildet werden und der ganze Planet mit 2.4 km oder besser. Durch die elliptische Umlaufbahn sind leider keine hochauflösenden Aufnahmen der Südhalbkugel möglich. Die Auflösung beträgt 179 µrad, das entspricht 36 m aus 200 km Höhe und 2.7 km aus 15000 km Höhe.

Die Telekamera verwendet ein 12.1 cm Schiefspiegel Teleskop als Optik und hat nur einen fest montierten Breitbandfilter mit einem Durchlass von 650 bis 850 nm. Er entspricht dem Breitbandfilter (Nr.11) der Weitwinkelkamera. Die Brennweite beträgt 550 nm. Das Gesichtsfeld beträgt 1.5 Grad oder ein Siebtel der Weitwinkelkamera. Die Auflösung beträgt 5.2 m aus 200 km Höhe und 390 m aus 15000 km Höhe. Während der ersten 6 Monate soll nahezu (90 %) der ganze Planet mit einer Auflösung von 250 m erfasst werden, danach wird die Kartierung wiederholt um eine Stereoskope Karte mit 2 km Auflösung zu erhalten. Teile des Planeten (nördliche Hemisphäre) können mit 20 m/Pixel abgebildet werden.

Beiden Optiken gemeinsam ist der Detektor: Ein Frame-Transfer CCD Chip mit 1024 × 1024 Pixels (davon nutzbar 1020 Pixel) von je 14 Mikrometern Kantenlänge. Der Chip stammt von Amtel (Thompson) und ist vom Typ TH7888A. Er lässt Belichtungszeiten von 1ms bis 10 Sekunden zu. Die Kopierzeit eines Frames beträgt 3 ms, es kann 1 Bild pro Sekunde gewonnen werden (begrenzend ist hier die DPU, der Chip selbst lässt etwa 20 Bilder pro Sekunde zu)

Die Signale werden mit 12 Bits/Bildpunkt digitalisiert. Es gibt elektronisch gesteuerte Belichtungszeiten von 1 ms bis 10 Sekunden. Es können jeweils 2 × 2 Pixels summiert werden, um die Bildgröße auf 512 × 512 Pixels zu reduzieren. Auch kann jeder beliebige rechteckige Ausschnitt eines Bildes gespeichert werden. Bei der Verarbeitung voller Bilder ist es möglich alle 4 Sekunden ein Bild zu speichern. Vor der Übertragung zur Erde können die Bilder durch verschiedene verlustlose oder verlustbehaftete Kompressionsalgorithmen verarbeitet werden, um die Datenmenge zu reduzieren.

Der Computer der Kamera beherrscht selbst drei Kompressionsmethoden: Ein "Binning", d.h. das Zusammenfassen von Punkten um 1024 x 1024 auf 512 x 512 Pixels zu reduzieren (2 x 2 Binning), eine verlustbehaftete Reduktion von 12 Bits/Bildpunkt auf 8 Bit mittels einer Color-Lookup Tabelle und eine "schnelle" verlustlose Kompression.

Sofern es keine Störungen in der Mission gibt hat man vor die Daten der Telekamera immer auf 8 Bit/Bildpunkt zu reduzieren und die Daten der Weitwinkelkamera als 12 Bit Werte zu speichern. Beide Formate werden dann verlustlos auf dem Recorder der Raumsonde gespeichert. Die Übertragung zur erde kann dann nach verschiedenen Verfahren erfolgen Weitere Binning Verfahren können angewandt werden, nur Subframes können übertragen werden (z.B. bei der Annäherung an einen Planeten wenn dieser nicht das ganze Bild ausfüllt) und verlustbehaftete Kompressionsalgorithmen können eingesetzt werden.

Vorgesehen ist das die monochromen Daten 8:1 über Integer Wavelet Kompression komprimiert werden und die Farbdaten 4:1 komprimiert übertragen. Der zu erwartende Verlust wurde anhand von NEAR Bildern überprüft auch unter Randbedingungen wie sehr helle oder dunkle Bilder oder ein Altern des CCD Chips. Flaschenhals ist der sehr leistungsschwache Hauptprozessor, der bei normaler Arbeitslast pro Tag nur etwa 82 volle Bilder komprimieren kann. Dies soll in der Regel ausreichen,. bei guten Beleuchtungsbedingungen kann die Sonde aber bis zu 260 Bilder am Tag machen. Dann muss man auf das 2 x 2 Binnung zurückgreifen. In diesem Modus können 330 Bilder/ Tag komprimiert werden.

Es kann nur eine Kamera arbeiten. Das Umschalten zwischen den Kameras ist aber in 5 Sekunden Intervallen möglich. Ein Motor kann die Kameras über einen breiten Bereich drehen. In der X-Achse sind es 240 Grad von -185 bis +55 Grad. In der Z Achse sind es 90 Grad. von +55 Grad sonnenzugewandt bis - 40 Grad Sonnenabgewandte Seite des Raumschiffs. Die Genauigkeit der Ausrichtung beträgt 150 µrad oder 0.01 Grad. Die Geschwindigkeit beträgt maximal 1.1 Grad/s. Die beiden Kameras sind ebenfalls auf 0.01 Grad zueinander ausgerichtet. Wesentlich größer ist allerdings der Fehler in der Ausrichtung der Raumsonde der bei 0.1 Grad liegt und bei der räumlichen Position der Raumsonde selbst die bei 0.2 Grad liegt.

Die Kameras wiegen zusammen nur 7.9 kg und verbrauchen maximal 10 Watt an Strom. Die Datenmenge während der Primärmission liegt mit 12 Gigabyte an komprimierten Daten höher als bei jedem anderen Instrument.

Filter Zentralwellenlänge Bandbreite
1 698.8 nm 5.3 nm
2 Panchromatisch (Navigation) 700 nm 600 nm
3 479.9 nm 10.1 nm
4 558.8 nm 5.8 nm
5 628.8 nm 5.5 nm
6 433.3 nm 18.1 nm
7 748.7 nm 5.1 nm
8 947.0 nm 6.2 nm
9 996.2 nm 14.3 nm
10 898.2 nm 5.1 nm
11 1012.6 nm 33.3 nm
12 828.4 nm 5.2  nm
NAC Filter 750 nm 50 nm

Die Mission

Delta 7925HMESSENGER als Discovery-Mission wurde am 7.7.1999 beschlossen mit einem finanziellen Rahmen von 286 Millionen USD für die Raumsonde alleine, zusammen mit der Discovery Mission Deep Impact. Die Kosten konnten gering gehalten werden, durch Verbesserung schon vorhandener Instrumente von NEAR und die Verwendung von Untersystemen anderer Sonden. Die Gesamtkosten des Projektes inklusive Start und Betrieb bis 2012 betrugen nach ursprünglichen Planungen 427 Millionen USD. Wie bei anderen Projekten auch gab es Überschreitungen des Kostenrahmens. So gab man beim ersten Merkurvorbeiflug am 14.1.2008 die Kosten schon mit 447 Millionen Dollar an.

Gebaut wurde MESSENGER von der Johns Hopkins University. Diese Universität war schon bei der Raumsonde NEAR beteiligt. Merkur bekam erst einmal Besuch von der Erde. Dies war von 1974-75 die Raumsonde Mariner 10, welche drei Vorbeiflüge an Merkur machte. Aufgrund der räumlichen Konstellation der Bahn passierte die Sonde aber den Merkur bei allen drei Vorbeiflügen bei exakt denselben Beleuchtungsbedingungen, so, dass wir heute nur knapp die Hälfte der Oberfläche von Merkur kennen.

Merkur zieht seine Kreise in 46 bis 69 Millionen km Entfernung von der Sonne. Um zu Merkur zu fliegen braucht man schon fast so viel Energie wie zu Jupiter. Noch schwieriger ist das Einbremsen in eine Umlaufbahn, denn die Raumsonde kommt bei einer "normalen" Vorbeiflugbahn mit 7.5 km/s Relativgeschwindigkeit bei Merkur an. Dies ist viel zu viel, um alleine durch chemische Treibstoffe in einen Orbit einzuschwenken.

MESSENGER fliegt daher nicht direkt zu Merkur. Zum einen nutzt er Venus um zu Merkur zu kommen, zum anderen muss die Sonde Merkur mehrmals passieren, um durch die Technik des Swing-By ihre Bahn an die von Merkur anzugleichen, um schließlich mit geringem Energieaufwand in eine Umlaufbahn einzuschwenken. Startrakete für MESSENGER ist eine Delta 7925 H (H für Heavy Variante). Es ist der zweite Einsatz dieser Rakete für eine Planetensonde, nach dem Start des Mars Rovers Opportunity im Jahre 2003.

Die Missionsplanung änderte sich im Laufe der Zeit. Zuerst war ein Start zwischen dem 10 und 29. März 2004 geplant. Die Venus wäre dann zweimal am 24.7.2004 und 6.3.2006 passiert worden. Diese beiden Venus Vorbeiflüge hätten die Bahn soweit verändert, dass sie nun zwischen der Venus und Merkur liegt. Es wären zwei Merkur Vorbeiflüge am 21.7.2007 und 11.4.2008 gefolgt, bevor die Sonde am 6.4.2009 in einen hochelliptischen Merkur Orbit einschwenken sollte. Die beiden Merkurvorbeiflüge erlauben es auch die Kartierung des Merkurs zu verbessern. Bislang wurde von Mariner 10 etwa 35-40 Prozent der Oberfläche mit einer Auflösung von 1 km oder besser erfasst. MESSENGER erfasst schon bei den Vorbeiflügen Teile der Oberfläche, welche Mariner 10 unzugänglich waren.

Alte BahnAls man im Projekt in Verzug kam, wurde auf die zweite Variante zurückgegriffen. Der Start sollte nun am 11-23.5.2004 erfolgen. Die Vorbeiflüge an der Venus fänden nun am 2.11.2004 in 12.666 km Höhe, am 28.8.2005 in 6.416 km Höhe und am 22.10.2006 in 14292 km Höhe statt. Dem folgten zwei Vorbeiflüge an Merkur in jeweils 200 km Höhe am 16.10.2007 und 7.7.2008. Die endgültige Bahn sollte am 2.7.2009 erreicht werden, also 3 Monate später als beim Start im März, dafür mit der Gelegenheit die Venus ein drittes mal zu besuchen. Jeder Vorbeiflug an Venus und Merkur wird für eine Beobachtung der beiden Himmelskörper genutzt.

Leider konnte auch dieses Startfenster nicht eingehalten werden und so rutschte der Start auf den 30.7.2004 - 11.8.2004. Während die Verschiebung vom März auf Mai die Bahn kaum beeinflusste, verlängerte sich nun die Reise drastisch. Nun stand die Venus nicht mehr in der richtigen Position und die Sonde muss zuerst eine Extrarunde um die Erde drehen. Insgesamt umrundet die Sonde 15 mal die Sonne auf ihrem Weg zu Merkur und legt dabei 7.5 Mrd. km zurück. Die erste Bahn ist eine elliptische Umlaufbahn von 0.92 -1.08 AE Entfernung von der Sonne und 6.4 Grad Neigung. 3 Wochen nach dem Start wurden Ungenauigkeiten der Bahn korrigiert und nun befindet sich MESSENGER auf einer Bahn mit einem Jahr Umlaufszeit, so dass sie sich 1 Jahr nach dem Start wieder der Erde nähert.

Sie passiert diese am 29.7.2005 in 2866 km Entfernung, wobei die Erde nun die Bahn zur Venus hin dreht. Die Venus wird am 23.10.2006 in 3612 km Entfernung und am 6.4.2007 in 300 km Entfernung passiert und bringt die Sonde dann zu Merkur. Diese Möglichkeit scheint preiswerter zu sein als die Alternative die Sonde 1 Jahr lang einzulagern und dann zu starten, denn die Delta 7925H hätte kein Problem die Sonde direkt zu der Venus zu befördern.

Die beiden Venus Vorbeiflüge senken den sonnennächsten Punkt soweit ab, dass er bei der Umlaufbahn von Merkur zum liegen kommt. Nun ist Merkur mit der Veränderung der Bahn dran: Es sind nun drei Vorbeiflüge am 14.1.2008, 6.10.2008 und 29.9.2009 in jeweils 200 km Höhe nötig, bevor die Sonde am 18.3.2011 in einen Orbit einschwenkt. Die Vorbeiflüge dienen dazu die Geschwindigkeit relativ zu Merkur zu reduzieren und die Umlaufsbahn an die von Merkur anzunähern. Gegenüber dem Start im März 2004 ist die Sonde also fast 2 Jahre verspätet beim Merkur eingetroffen. Ein Vorteil ist, dass MESSENGER eine geringere Geschwindigkeit beim Einschwenken in den Orbit abbauen muss: Nur 873 m/s anstatt 1640 m/s. Etwa 30 % des Treibstoffs wird für den Eintritt in den Orbit benötigt, der Rest wird für Kurskorrekturen während der Cruise Phase (5 Korrekturmanöver DSM (Abkürzung für "Deep Sky Manöver") und zur Aufrechterhaltung des Orbits benötigt.

Neue Bahn Die Vorbeiflüge werden natürlich zur wissenschaftlichen Erkundung der Planeten genutzt. Bei der Venus sind nur MACS und MDIS aktiv. Die anderen Instrumenten können wegen der Atmosphäre der Venus keine Daten liefern. (MAG und EPPS können beim zweiten nahen Vorbeiflug aktiv sein, liefern jedoch nur Daten nahe der Venus). Allerdings befindet sich zu diesem Zeitpunkt schon seit Juni 2006 die europäische Venussonde Venus Express in einem Orbit um die Venus, die viel besser geeignet ist die Venus zu erkunden.

Wichtiger sind die Vorbeiflüge am Merkur. Sie führen sehr nahe an den Merkur und der nächste Punkt liegt nicht auf der Nordhalbkugel. Für die farbige Kartierung mittels MDIS mit der Weitwinkelkamera sind diese fest eingeplant, da die Sonde später sich nie der Südhalbkugel soweit nähern wird wie bei diesen Vorbeiflügen. Auch die anderen Instrumente werden die Gelegenheit nutzen um die Südhalbkugel detaillierter zu erkunden. Es sollten die 3 Vorbeiflüge es erlauben 76 % der Oberfläche zu erfassen. Es gibt allerdings wegen der hohen Relativgeschwindigkeit wenig Zeit für die Aufnahmen. MDIS wird erst 30 Stunden vor der geringsten Distanz aktiviert.

Während der Reise zum Merkur ist die Sonde ansonsten weitgehend inaktiv um Kosten zu sparen und wird nur 3 mal pro Woche für jeweils 8 Stunden kontaktiert.

Die Sonde hat um Merkur einen hochelliptischen Orbit von 200 × 15.192 km Entfernung mit einer Umlaufszeit von 12 h und einer Bahnneigung von 80 Grad. Der niedrigste Punkt der Bahn liegt bei 60 Grad Nord. Dieser Orbit wurde deswegen gewählt, weil die Sonde so die sonnenbeschienene Seite von Merkur nur 25 Minuten lang passiert. Dies limitiert zwar den wissenschaftlichen Einsatz der meisten Experimente, aber vermiedet eine Aufheizung der Sonne durch die von der Merkuroberfläche reflektierte Strahlung. Merkurs Oberfläche wird bis zu 426 Grad Celsius heiß und wirkt so wie ein Grill auf die ungeschützte Sondenunterseite. Vor allem die solare Strahlung beeinflusst diesen Orbit, so dass zweimal pro Merkurjahr (88 Tage) eine Korrektur nötig ist. Dabei will man den merkurnächsten Punkt unter 500 km Höhe halten. Diese Manöver kosten Treibstoff und begrenzen die Missionsdauer. Der merkurfernste Punkt sollte dagegen nicht über 15.200 km liegen. Innerhalb dieser Parameter (200-500 km / < 15.200 km, Umlaufszeit ca. 12 Stunden) wird man den Orbit über mindestens ein Jahr halten.

Jeden Tag umrundet die Sonde zweimal den Merkur. Dabei dreht sie sich bei jedem zweiten Orbit für 8 Stunden die Antenne zur Erde und sendet die Daten der Rekorder zu den Antennen des DSN. Während des Flugs zu Merkur gibt es 3 Kontakte mit dem DSN pro Woche zur Sonde, danach 12 Kontakte pro Woche, wobei jeder 8 Stunden lang ist.

Geplant ist eine Primärmission von 12 Monaten. Was danach kommt ist noch offen. Bei der ebenfalls von der John Hopkins Universität entwickelten Mission NEAR war diese nach 12 Monaten zu Ende und die Sonde wurde zum Absturz gebracht. Eine ähnliche Verlautbarung, dass die Sonde danach zum Absturz gebracht wird gibt es auch von der NASA. Was jedoch nicht feststeht, ist ob dies nach 12 Monaten erfolgt oder bei Verbrauch von endlichen Ressourcen (Treibstoff, Beschädigung von Instrumenten oder Bordsystemen).

Während MESSENGER seine Mission beginnt, starten (nach den ursprünglichen Plänen) von der Erde aus die Doppelsonde BepiColombo zu Merkur. Diese bestehen aus zwei Orbitern für geologische und Magnetosphärenuntersuchungen und werden derzeit von der ESA und der japanischen Weltraumorganisation ISAS entwickelt. Anders als MESSENGER benutzen sie Ionen- oder elektrische Triebwerke und erreichen so den Merkur schon nach 3 Jahren anstatt 7 Jahren Flugzeit. Ursprünglich sollte auch ein ESA Lander mitgeführt werden, doch dieser wurde aus Budgetgründen gestrichen. Das Projekt wurde inzwischen jedoch substanziell verändert und der Starttermin auf Oktober 2018 verschoben.

Ziel Start 10.3-29.3.2004 Start 11-23.5.2004 Start 30.7.2004-11.8.2004 Vorbeiflugdistanz Start 3.8.2004
Start 11.3.2004 11.5.2004 2.8.2004 -
Erdvorbeiflug - - 29.7.2005 2.866 km
Venusvorbeiflug 1 24.7.2004 2.11.2004 23.10.2006 3612 km
Venusvorbeiflug 2 6.3.2006 28.8.2005 6.4.2007 300 km
Venusvorbeiflug 3 - 22.10.2006 - -
Merkurvorbeiflug 1 21.7.2007 16.10.2007 14.1.2008 200 km
Merkurvorbeiflug 2 11.4.2008 7.7.2008 6.10.2008 200 km
Merkurvorbeiflug 3 - - 29.9.2009 200 km
Einschwenken in Orbit 6.4.2009 2.7.2009 18.3.2011 -

Links

MESSENGER Website

MDIS Informationen vom PDS Knoten

NSSC Informationen MESSENGER

NSSC Informationen Mariner 10

NASA SP 424 Mariner 20 to Venus and Mercury

NASA SP-423 Atlas of Mercury

Mariner 10 Image Project

Messenger kalibrierte MDIS Daten

Messenger MDIOS Rohdaten

Performance of Messengers Propulsion System

http://messenger.jhuapl.edu/Resources/Publications/Bokulic.et.al.2004.pdf

http://www-geodyn.mit.edu/cavanaugh.mla.ssr07.pdf

Artikel zuletzt aktualisiert am 17.4.2017


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