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Konzept für eine Mini Jupitersonde

Einleitung

Galileo sollte vor allem die vier galileischen Monde untersuchen. Erwartet wurden über 50.000 Bilder. Durch den Ausfall der Hauptantenne waren es erheblich weniger. Diese waren zwar faszinierend. Doch viele geplante Forschungszeile waren so nicht erreichbar. Um die Mission von Galileo nachzuholen habe ich schon einige Ansätze vorgeschlagen. So könnte eine Nutzung von Jupiter als "Sprungbrett" es ermöglichen, jede Sonde die ihn passiert an einem der vier großen Monde nahe vorbeizulenken. Das ist zwar kein Ersatz für die 10 Vorbeiflüge von Galileo, aber dafür ist die Mission kostenlos, denn Jupiter selbst wird in jedem Falle passiert. Raumsonden zu Uranus und Neptun, den äußeren Zwergplaneten oder aber auch auf Fluchtkurs aus dem Sonnensystem müssen Jupiter passieren um Geschwindigkeit aufzunehmen. Mit vier Missionen hat man zumindest je eine Hälfte der Monde untersucht (die andere Hälfte der Oberfläche ist naturgemäß im Schatten). Bedingt durch die hohe Datenübertragungsrate zu Flash Speichern würde zudem jede Mission mehr Aufnahmen in höherer Auflösung anfertigen als Galileo es konnte.

Eine zweite Alternative ist es Galileo nachzubauen oder eine Sonde mit derselben instrumentellen Ausrüstung. Da nun Juno auf dem Weg zu Jupiter ist, und damit die Messungen der Plasmainstrumente, Magnetfeldmessungen und Teilchenmessungen nachgeholt werden, fehlen eigentlich nur noch die visuellen Aufnahmen und - Spektraluntersuchungen durch Spektrometer. Dafür benötigt man aber keine große Sonde. Ein Artikel brachte mich darauf eine Piggy-Back Raumsonde (Sekundärnutzlast) zu untersuchen. Das würde Startkosten sparen und die kleine Raumsonde wäre auch preiswerter. Dies ist das Konzept, das sich daraus entwickelte:

Startmöglichkeiten

Wird eine Raumsonde als Einzelstart gestartet und dies mit chemischen Antrieb, so wird dies teuer. Selbst mit einer Raumsonde wie hier nur 150 kg Masse vor dem Einschwenken in den Jupiter Orbit wäre eine große Trägerrakete nötig. Die meisten verfügbaren Träger erfordern sogar eine zusätzliche Oberstufe aufgrund der hohen Endgeschwindigkeit die um 3 km/s höher als zu Venus oder Mars liegt. Die im US-Arsenal preiswerteste Möglichkeit wäre eine Falcon 9 "v1.1" mit einer Star 37F Oberstufe die etwa 500 kg zum Jupiter transportieren könnte. Eine Sojus ST-2B von Kourou aus gestartet, käme auch auf die benötigten 150 kg. Doch beide Träger liegen schon in einer Preisregion von 60 bis 70 Millionen Euro. Die Alternative die für kleine Raumsonden vorgeschlagen ist, ist der Transport als Sekundärnutzlast. EELV Träger können maximal 180 kg schwere Satelliten über einen Adapter zwischen Oberstufe und Primärnutzlast transportieren. Bei der Ariane 5 kann eine entsprechende Plattform ASAP-5 sogar 300 kg schwere Nutzlasten transportieren. Die Doppelstartvorrichtung bei der Ariane 5 lässt noch größere Nutzlasten zu, doch ist dies wegen der höheren Kosten nur attraktiv, wenn die Primärnutzlast so schwer ist, das Arianespace keine zweite Nutzlast findet. So wiegen heute Kommunikationssatelliten mehr als 3 t. Eine 7 t schwere primäre Nutzlast würde nur noch 3 t für Adapter und die Hülle Sylda-5 übrig lassen, die schon etwa 700 kg wiegen. Dann könnte man die restlichen 2300 kg für eine Raumsonde nutzen. Auch dies würde ausreichen eine 300 kg schwere Raumsonde mit einer zusätzlichen Star 48B Oberstufe zum Jupiter zu transportieren.

Konzeption als Sekundärnutzlast

Die folgende Konzeption geht von einer Sekundärnutzlast von 300 kg bei einem Ariane 5 Start aus. Sie gelangt in einen GTO Orbit. Sie hat dort eine Geschwindigkeit von 10,2 km/s. Mit einem chemischen Antrieb beträgt die minimale Geschwindigkeit, um zu Jupiter zu gelangen rund 14,2 km/s. Es fehlen also noch 4 km/s. Mit einer Feststoffstufe beträgt dann die Nutzlast noch 50 kg - das ist auch bei einfachster Bauweise unbefriedigend wenig, da noch Treibstoff benötigt wird, um bei Jupiter in eine Umlaufbahn einzuschwenken.

Die alternative ist ein Ionenantrieb, der zehnmal effizienter ist. Als Preis wird die Reisedauer aber länger und auch die Geschwindigkeit, die man erreichen muss ist höher. Die lange Betriebszeit bedeutet auch ein Anheben der Bahn um die Erde. Das korrespondiert mit der Erhöhung der potentiellen Energie. Darüber hinaus erlaubt die lange Betriebszeit nicht den Umstand zu nutzen, dass eine Zündung nahe der Erde in einem "Gravitationsberg" die benötigte Energie für eine Sonnenumlaufbahn reduziert. Ohne Berücksichtigung der Erhöhung der potentiellen Energie benötigt eine Raumsonde zu Jupiter eine Geschwindigkeit von 800 m/s um die Erde zu verlassen und 8900 m/s um die Sonnenumlaufbahn in eine mit einem Aphel bei Jupiter umzuwandeln. 20% mehr für das Anheben des Perigäums / Perihel addiert für zu einem Gesamt ΔV von 11.6 km/s. Doch der hohe spezifische Impuls von Ionenantrieben kompensiert dies ohne Problem, da die erreichbare Ausströmungsgeschwindigkeit der Ionen etwa 15-mal höher ist als bei einer kleinen Feststoffoberstufe.

Aufbau

Das Ionentriebwerk das man einsetzt richtet sich nach verschiedenen Kriterien. Man kann in Grenzen Nutzlast durch Verlängerung der Reisedauer erkaufen. Da der Strom der für das Triebwerk gebraucht wird, auch die Sonde bei Jupiter antreiben soll, gibt es hier eine untere Grenze. New Horizons wird mit >200 Watt betrieben werden. Die untere Studie für Kleinraumsonden geht auch von einem Strombedarf von bis zu 156 Watt aus. Nimm man 160 Watt als Basis und rechnet 25% Verlust durch Strahlenschäden der Solarzellen dazu, so ist man bei 200 Watt bei Jupiter. Das entspricht rund 5400 Watt bei der Erde. Da sich die Sonde allerdings von der Erde entfernt sollte die Leistung höher sein, um zumindest einen Betrieb des Ionentriebwerks bis in 200 Millionen km Entfernung zu garantieren. Dann hat man einige Monate Zeit die Geschwindigkeit zu erreichen. Alternativ kann man einen Cluster von Triebwerken vorsehen, bei denen man je nach Entfernung einige abschaltet. Als maximale Betriebsdauer habe ich 10.000 Stunden, das ist der übliche Testzeitraum angesetzt. Das sind 416 Tage Betrieb am Stück, um mindestens diese Zeit verlängert sich der Flug zum Jupiter, der sonst rund 27 Monate dauern würde.

Hier einige in Deutschland entwickelte Ionentriebwerke mit ihren Daten für diese Mission

Triebwerk RIT-10 RIT-15 RIT-20 RIT-22 RIT-XT RIT-35
Treibstoff: Xenon / Quecksilber Xenon / Quecksilber Quecksilber Xenon Xenon Xenon / Quecksilber
spezifischer Impuls 32.300 Xenon, 37000 Quecksilber 39.200 m/s 32.000 m/s 44200 m/s 44200 m/s 37000 m/s
Schub: 15 mN Xenon, 10 mN Quecksilber 50 mN 40 mN 150 mN 150 mN 150 mN
Stromverbrauch pro Triebwerk 340 W Xenon, 275 W Quecksilber 1350 W 1400 W 5000 W 4700 W 4000 W
Gewicht pro Triebwerk 1,8 kg Xenon, 1,2 kg Quecksilber 4,2 kg 4 kg 7 kg   9,4 kg
Anzahl Triebwerke 9 Xenon 2 2 1 1 1
Treibstoff: 95 kg 80 kg 95 kg 75 kg 75 kg 85 kg
Tankgewicht 5 kg 4 kg 5 kg 15 kg 15 kg 5 kg
Strombedarf: 3060 Watt 2700 Watt 2800 Watt 5000 Watt 4700 Watt 4000 Watt
Gewicht (Betrieb bis 200 Mill km) 18 kg (34 kg)* 16 kg (34 kg)* 16 kg  (34 kg)* 51 kg 45 kg 39 kg
Gesamt: (mit Solarzellen) 145 kg 127 kg 138 kg 148 kg 143 kg 139 kg

Es ergibt sich, dass das RIT-15 die insgesamt beste Möglichkeit darstellt. Bei nur einem Triebwerk wirkt es sich nachteilig aus, dass man keines abschalten kann wenn die verfügbare Leistung abnimmt. So muss man die Solaranlage so auswählen, dass die 67% mehr Leistung hat, als beim Start benötigt.

Dazu kommen noch einige Subsysteme wie ein Rahmen, Ventile, Leitungen und vor allem eine Hochspannungsversorgung, da der Strom aus den Solarzellen nicht die benötigte Spannung aufweist. Auch Solarzellen gibt es nur in festen Größen. Zudem ist die benötigte Leistung bei Jupiter zu beachten. Daher wurde oben noch das Gewicht angegeben wenn man das 5,4 kW Kriterium hinzunimmt. Von den leichtgewichtigen Ultraflex Arrays von ATK wäre das ein 3,7 m Array mit 6 kW Leistung (34,2 kg) oder zwei 2,1 m Arrays (3.2 kW, 31 kg) geeignet. Das erhöht das Gewicht auf mindestens 131 kg für das System, mit den oben beschriebenen Komponenten ist man dann bei 150 kg. Bei Jupiter hat man dann noch 150 kg für Nutzlast und Antrieb übrig,

Galileo hatte genügend Treibstoff um seine Geschwindigkeit um 1200 m/s zu ändern. Bei einem so kleinen Fahrzeug reicht ein chemisches 22 N Triebwerk, das einen spezifischen Impuls von etwa 2900 m/s aufweist. Dann wird eine Treibstoffzuladung von 51 kg benötigt. Triebwerk und Leitungen/Ventile sollen weitere 4 kg wiegen. Auf einen Druckgastank kann verzichtet werden, wenn man Xenon als Treibstoff nutzt, dann ist genügend Xenon übrig um den Tankdruck zu gewährleisten.

So bleibt noch eine Masse von 96 kg für die eigentliche Sonde. Das beschränkt die instrumentelle Nutzlast auf 15 bis 20 kg.

Instrumente

Sinnvoll ist ein Vis/IR Spektrometer und eine Kamera. Aus Gewichtsgründen sollte man sie kombinieren. Ein 20 cm Teleskop, wie es z.B. die Kamera Lorri von New Horizons hat, wiegt 5,6 kg, die ganze Kamera dann 8,8 kg. Das lässt noch 6-11 kg für ein Spektrometer und Filter übrig.

Ein beugungsbegrenztes Instrument dieser Art hat eine Auflösung von 1 km in 280.000 km Entfernung. Bei der Brennweite von 2620 (LORRI-Kamera: 2630 mm) wird diese mit 9 µm großen Pixelflächen erreicht. Der größte astronomische Fullframe-CCD von Kodak KAF-16803 verfügt über 4096 x 4096 Pixels.

Das Spektrometer wird sinnvollerweise zwei Chips einsetzen. Einen für das sichtbare Licht und nahe IR, den zweiten für das ferne IR. Ein KAF-4320 mit 2048 Pixel für das sichtbare Licht bis 900 nm Wellenlänge und ein 640 x 480 Teledyne HgCDTe Sensor, wie ihn auch der Moon Mineralogy Mapper einsetzt, wäre dafür ausreichend.

Ein Strahlenteiler oder beweglicher Spiegel könnte zwischen beiden Instrumenten umschalten. Die erste Lösung ist die bessere, da ein abbildendes Spektrometer eine längere Messzeit als eine Kamera benötigt. Denkbar ist auch wenn 20 kg zur Verfügung stehen, eine eigene Kamera und ein separates Spektrometer einzusetzen. So wiegt Lorri 8,8 kg, der Moon Mineralogy Mapper 10 kg. Seine Auflösung ist mit 1 km in 1400 km Entfernung aber gering. Bei 20 kg steht noch genügend Gewicht zur Verfügung um ein größeres Objektiv anzubringen. Ein 100 mm Objektiv würde eine Auflösung von 1 km in 13.500 km Entfernung im Infraroten und 1 km in 34-000 km im sichtbaren Bereich, bei gängigen Chipgrößen aufweisen.

Gedacht ist an ein abbildendes Spektrometer. Bei diesem beschränkt ein Eingangsspalt die Größe des Bildfelds und er würde so nur eine Spalte des CCD-Sensors beleuchten. Ein nachgeschaltetes Gitter spaltet das Licht aber in ein Spektrum aus, sodass sich das Spektrum eines jeden Bildpunktes über eine Zeile erstreckt. Durch die Bewegung der Sonde (oder des Zieles) bildet der Spalt immer neue Oberflächenteile ab und man erhält so ein Bild des Mondes oder Jupiter - allerdings in, je nachdem welche Dimension des Chips man, nimmt in 480 oder 640 Spektralkanälen.

Neben der Untersuchung des Spektrums eines jeden Bildpunktes und die Identifizierung der chemischen Zusammensetzung von Oberflächenmerkmalen kann man so auch Bilder erzeugen die aus einzelnen Spektralkanälen bestehen und eine Falschfarbendarstellung erzeugen die jedoch ein bestimmtes Merkmal veranschaulicht. Das Bild links ist eine Darstellung des Mondes gewonnen mit dem Moon Mineralogy Mapper (M3) und einer Aufnahme desselben Gebiets. Die Farben stehen für das Vorkommen von Mineralien wie Plagioklas, Ilmenit, Pyroxen und Olivin.

Der Nachteil dieser Instrumente ist eine sehr hohe Datenmange. Bei Kameras steigt sie quadratisch zu der Pixelzahl einer Zeile/Spalte, bei einem abbildenden Spektrometer steigt sie in der dritten Potenz. Daher wird man für diesen Bildmodus Pixels binnen, also zusammenfassen und nur für die Gewinnung von einzelnen Spektren von einzelnen Punkten (Bsp. eines Vulkans auf Io oder einer Furche auf Europa) alle Pixel nutzen, dann aber nicht die ganze Höhe des Blickfeldes.

Zur Abbildung der ganzen Oberfläche wird sich die Sonde mit Reaktionsschwungrädern drehen. Die Geschwindigkeit muss sich dann dann nach der Auslesegeschwindigkeit des langsamsten Instrumentes richten, das wird das Spektrometer sein, da man bei der Kamera den Verschluss schließen kann und dann das Bild langsam auslesen, zudem ist die Datenmenge geringer. Die Drehrate muss kleiner sein als die Belichtungszeit pro Pixel, die basierend auf den Daten der LORRI Kamera zu 7 ms angesetzt werden muss. Damit darf sich die Sonde um maximal 1 Grad in 35 Sekunden drehen - das ist sehr langsam, eine Drehung um einen Vollkreis dauert so 3¾ Stunden. Wahrscheinlicher ist daher dass die Sonde abwechselnd zwei Modi einnimmt, einen Kamera Modus ohne große Bewegungen und einen Spektrometermodus mit einer Rotation die synchronisiert mit dem Auslesen des Chips ist und dort wegen der kleinen Chipgröße schneller erfolgen kann. Da so beide Instrumente nie gleichzeitig in Betrieb sind, wäre ein Kombiinstrument die bessere Lösung da man so leicht mit einem Spiegel zwischen beiden Strahlengängen umschalten kann.

Mission

Ich habe die Mission Leda und Ganymed getauft, nach zwei prominenten Mitgliedern der Mondfamilie von Jupiter. Leda gehört zu den mittleren Monden von Jupiter die rund 11 Millionen km vom Planeten entfernt sind. Daneben gibt es auch eine Gruppe die sich bis auf 22 Millionen km vom Planeten entfernt. Eine Raumsonde sollte auf einer Umlaufbahn verbleiben die bis in diese äußeren Regionen führt, aber sich auch stark Jupiter nähert bis auf die Bahn von Io. Die Strahlenbelastung rund um Io ist viel höher als beim nächsten Mond Europa, bei einer exzentrischen Umlaufbahn kommt die Sonde aber nur alle 280 Tage so nahe an den Planeten.

Die erste Sonde, Leda schwenkt in eine 300.000 x 24 Millionen km Entfernung Umlaufbahn ein. In dieser sollte sie einige der kleinen Monde nahe passieren. Vor allem aber Io, die sich in 350.000 km Entfernung von Jupiter passiert. Diese Sonde braucht eine Abbremsung um 815 m/s für diese Bahn. Sie hat vor allem die Aufgabe Jupiteraufnahmen anzufertigen, kommt aber während der zwei Jahre auch dreimal bis zu Io ins innere Mondsystem und kann daher Aufnahmen von Io, aber auch Amalthea, dem Ring und andere Monde anfertigen.

Die zweite Sonde, Ganymed wird eine Bahn ähnlich Galileo erreichen. der planetennächste Punkt ist anfangs noch niedriger in 215.000 km Entfernung. Doch die Bahn führt nur bis in 10 Millionen km Entfernung heraus und wird beim Erreichen des jupiterfernsten Punktes angehoben, sodass diese später nur noch zwischen Europa und Kallisto die Monde passiert. Verschiedene Vorbeiflüge an diesen Monden, vor allem Ganymed folgen. Diese Sonde hat nach den Galileo Erfahrungen ein ΔV von rund 1000 m/s. 200 m/s bleiben dann für Kurskorrekturen in der Orbittour. Beim Einschenken sollte sie Io nahe passieren, da er später nicht mehr erreichbar ist und auch die zweite Sonde selbst bei gelenkten Vorbeiflügen während zweier Jahre maximal dreimal zu io gelenkt werden kann.

Bedingt durch die heute verfügbaren SSD kann man sehr viel mehr Bilder bei einem Mondvorbeiflug gewinnen und speichern. Limitierend ist dann eher die verfügbare Zeit um diese zur Erde zu übertragen bis der nächste Vorbeiflug ansteht. Diese Sonde wird vor allem Mondaufnahmen gewinnen, dazu detailaufnahmen des Jupiters.

Das folgende ist eine Ausgabe einer einfachen Simulation eines Vorbeiflugs einer Sonde an Ganymed in einer Entfernung von 1000 km mit einer Relativgeschwindigkeit. Ausgegangen wird davon, dass 2 Frames pro Sekunde ausgelesen werden können und Ganymed eine Phase von 0,8 hat.

Teleskopbrennweite: 2520,00 mm
CCD Größe 4096 x 4096 Pixel
CCD Größe 36,7 x 36,7 mm
CCD Größe 0,83 x 0,83 Grad
Datenmenge 192,00 Mbit/Bild
Aufzeichnungszeit Massenspeicher 0,5 sec
zurückgelegte Strecke/Bild 5,00 km
Aufzeichnungszeit pro Bild Senden 4026,5 sec
zurückgelegte Strecke/Bild 40265,32 km

Vor dem Vorbeiflug, Phase 0,80
Erfasste Fläche 22,28 Mill km²
4314 Bilder
Minimale Entfernung 1002,50 km
Bildgröße dann 14,59 x 14,59 km
Auflösung dann 0,00 x 0,00 km
50 Prozent der Fläche erfasst bei 9355,00 km
Bildgröße dann 136,13 x 136,13 km
Auflösung dann 0,03 x 0,03 km
Fläche komplett erfasst bei 11785,00 km
Bildgröße dann 171,49 x 171,49 km
Auflösung dann 0,04 x 0,04 km
Verbleibender Massenspeicher 1219712 MBit

Nach dem Vorbeiflug, Phase 0,20
Erfasste Fläche 5,57 Mill km²
2571 Bilder
Minimale Entfernung 1002,50 km
Bildgröße dann 14,59 x 14,59 km
Auflösung dann 0,00 x 0,00 km
50 Prozent der Fläche erfasst bei 5900,00 km
Bildgröße dann 85,85 x 85,85 km
Auflösung dann 0,02 x 0,02 km
Fläche komplett erfasst bei 7427,50 km
Bildgröße dann 108,08 x 108,08 km
Auflösung dann 0,03 x 0,03 km
Verbleibender Massenspeicher 726080 MBit

Um diese 6885 Bilder zu übertragen bräuchte man bei 6 Stunden Kontaktzeit pro Tag und 30 Tagen Zeit (50% der verfügbaren Zeit zwischen zwei Vorbeiflügen) eine Datenrate von 680 kbit/s, diese dürfte mit einer so kleinen Sonde nicht erreichbar sein. Das bedeutet, dass selbst diese Kamera weitaus besser ist als das was man benötigt. Man wird wie bei Galileo eine Kartierung in mittlerer Auflösung anstreben und nur von ausgewählten Zielen hochauflösende Detailaufnahmen anfertigen. Eine Kartierung auf 100 m, entsprechend einer Passagedistanz von 27.000 km wäre in einem Vorbeiflug möglich. Die folgenden würden dann die Teile kartieren, die beim ersten Vorbeiflug im Schatten oder Rand lagen und Detailaufnahmen anfertigen.

Die erste Sonde wird nur beim ersten Umlauf sich auf 20 Millionen km entfernen, danach wird sie sich Jupiter auf niemals mehr als 7 Millionen km nähern. Jupiter ist für die Kamera in 9,76 Millionen km bildfüllend. Die zweite Mission wird sich dagegen den größten teil der Zeit in größerer Entfernung aufhalten. Diese Sonde hat die Aufgabe globale Aufnahmen und Spektren von Jupiter anzufertigen. Da ein Vorbeiflug eines der kleinen Monde recht unwahrscheinlich ist. kann auch überlegt werden sie nur bis in 10 Millionen km Entfernung zu entsenden. Dann ist Jupiter maximal bildfüllend. auf einer solchen Bahn nähert sie sich alle 140 Tage Jupiter, wird in den zwei Jahren der Primärmission also 5 Perijovien durchlaufen, das ist eine Zahl die auch von der Strahlenbelastung tolerierbar ist. Galileo durchlief insgesamt acht Orbits, die bis zu Io oder noch näher an den Planeten führten.

Die zweite Sonde dagegen die Untersuchung kleinerer Wolkenstrukturen und vor allem der Monde. Sie wird Galileos Mission "nachfliegen". Die meisten Vorbeiflüge wird es an Ganymed geben, da dieser massereichste Mond die Bahn am effektivsten ändern kann und von seiner Position geeignet ist das Perijovum oder das Apojovum zu verändern.

Kommunikationsprobleme

Die kleine Masse und die Mitführung als Sekundärnutzlast bedeuten einige Einschränkungen. So muss die Sonde wie Galileo eine entfaltbare Antenne verwenden. Das war bei Galileo ein Mittel um Gewicht zu sparen, inzwischen kann man aus CFK-Werkstoffen ähnliche große Antennen fertigen die man nicht entfalten muss, also das Risiko eines Versagens wie bei Galileo nicht eingehen muss. Bei einer Sekundärnutzlast ist das aus geometrischen Gründen nicht möglich. Ariane 5 ASAP lässt maximal 1.50 m Durchmesser und 1,50 m Breite zu. Verwendet man eine entfaltbare Antenne so kann diese maximal 3 m Durchmesser (zweimal 1,5 m) aufweisen. Sinnvollerweise wird man eher eine etwas kleinere von 2 m wählen. Die Sendeleistung wird ebenso beschränkt sein. Nimmt man 20 Watt an, (entsprechend einer Eingangsleistung von etwa 35-40 Watt) so wären es im X-Band angelehnt an Horizons noch 57,6 kbit/s. Das ist weniger als die Hälfte der Datenrate on Galileo, dabei haben die Kameras größere CCD-Chips mit hehrer Farbtiefe und das Spektrometer wird Datencuben liefern. Dagegen hatte das Spektrometer von Galileo noch wenige Pixels und lieferte wenige Daten.

Die Lösung besteht zum einen in Komprimierung. JPEG-Bilder in hoher Qualitätsstufe haben nur ein Drittel bis Fünftel der Datenmenge von unkomprimierten Bildern. Trotzdem würde ein Bild so bei 12 Bits/Bildpunkt 1166 s zum Senden brauchen - ohne zusätzliche Informationen um Fehler zu korrigieren. Das zweite ist der Übergang zum Ka Band. Bei fast der vierfachen Sendefrequenz ist trotz höherer Absorption die Datenrate erheblich höher. Nach Versuchen die man mit dem MRO machte, beträgt der Gewinn bei gleicher Sendeleistung und Antenne 4,3. Das entspricht also 248 kbit/s. Nachteilig ist am Ka Band die schlechte Verfügbarkeit, das heißt bei hoher Luftfeuchtigkeit oder Wolken kann die Verbindung über Stunden ausfallen. Das X-Band ist über 90+% der Zeit verfügbar, beim Ka-Band sind es im Mittel 70%. Da die Raumsonde anders als ein Orbiter auf einer Beobachtungsbahn um Mond oder Mars sowieso die Daten bei seltenen Mondvorbeiflügen gewinnen und zwischenspeichern müssen kann man dies berücksichtigen und die Daten dann einfach erneut übertragen bzw. sie werden gelöscht, wenn die Erde sie freigibt.

Allerdings geht diese Berechnung der Datenraten von den 70 m Antennen des DSN aus. Sie würden die Mission aber stark verteuern. Cassini hat minimale Unterhaltskosten von 60 Millionen Dollar pro Jahr, zu einem großen Teil verursacht durch die Benutzung dieser Antennen. Die kleineren 35 m Antennen würden die Datenrate aber wieder auf 50-60 kbit senken. Man kann dem durch noch stärkere Kompression begegnen, man kann aber auch über andere Wege nachdenken.

Für den Mars Telecommunications Orbiter war an optische Datenübertragung gedacht worden. Ein 30 cm großes Teleskop (Gewicht etwa 15 kg) mit 5 Watt Leistung wäre das Satellitenterminal gewesen, ein ausgedientes 5 m Teleskop, oder ein Neubau, spezialisiert für diesen Zweck (und daher um den Faktor 3-5 preiswerter als ein astronomisches Teleskop) oder ein Array von Kleinteleskopen die Bodenstation). So sollte man aus 60 Millionen km Entfernung noch etwa 40-60 MBit/s übertragen, minimal aus 400 Millionen km Entfernung 1 Mbit/s. Das wären in Jupiterentfernung noch über 350 kbit/s. Wenn man auf der Erde Kleinteleskope in einem Array als Empfänger nutzt, so kann man durch Sonnenschirme auch die Daten noch nahe der Sonne empfangen, ansonsten muss man sie während dieser Zeit zwischenspeichern und später übertragen.

Das Zwischenspeichern ist kein Problem, eine handelsübliche SSD, die es 2013 mit 512 Gigabyte Kapazität gibt und die wenige Hundert Gramm wiegt und nur wenig Strom während des Betriebs benötigt, kann bei einer mittleren Datenrate von 350 kbit/s die Daten zwischenspeichern die in 135 Tage ununterbrochenem Sendebetrieb übertragen werden. Wahrscheinlich wird während der ganzen Primärmission nicht der Inhalt einer SSD übertragen werden und das Mitführen mehrerer als RAID-Array ist weder vom Stromverbrauch noch vom Gewicht her ein Problem.

Ein drittes Szenario für den Betrieb wäre der Start einer dritten Sonde, die keinerlei Experimente hat, dafür einen stärkeren Sender und ein zweites Array an Solarzellen. Auch der Treibstoffvorrat kann kleiner sein, da Orbitänderungen nicht vorgesehen sind. Das bringt 7 kg Gewicht, der Verzicht auf Experimente weitere 20-25 kg. Das erlaubt es auf diesem Satelliten einen starken Sender unterzubringen. Dieser Satellit würde dann jeweils 8 Stunden lang sich zu einer der Raumsonden drehen und ihre Daten empfangen. Danach zur Erde um sie zu übertagen. Die maximale Entfernung beträgt dann 20 anstatt 900 Millionen km, zudem kann man im Weltraum höhere Frequenzen einsetzen, 60 MHz werden schon für die Intersatellitenkommunikation genutzt. Damit kann ein solcher Kommunikationsorbiter minimal 6,2-mal mehr Daten empfangen als eine 70 m Station auf der Erde. Zur Erde kann er mit 10-fach höherer Sendeleistung senden, was dann wiederum kleinere Empfangsantennen möglich macht. Als Nachteil erhöht er die Baukosten um ein Drittel.

Wie wichtig ist die Datenrate? Selbst bei 70 kbit/s könnte dank der heute verfügbaren Kompression eine Mini-Galileo gleich viele Daten wie Galileo senden. Wünschenswert ist aus vielerlei Gründen aber mehr:

In der Summe würde ich eine Lösung favorisieren, die die Datenrate deutlich erhöht. Sie es ein Laser-Kommunikationsterminal oder einen Kommunikationssatelliten. Beide könnten die Datenrate zur Erde erhöhen ohne hohe Kosten für große Antennen zu verursachen. Ein Laserterminal könnte pro Tag 7,56 Gigabit übertragen ein Kommunikationsorbiter 5,2 Gigabit pro Tag (je 7 Stunden Empfangen und 9 Stunden senden, die Zwischenzeit wird für das Neuausrichten benötigt).

Zusammenfassung

Eine Mini-Galileo Sonde könnte zwar nicht Galileo komplett ersetzen, aber zusammen mit Juno wären die meisten Missionsziele erfüllbar. Bei einer geeigneten Kommunikationsstrategie (Laserterminal, Kommunikationsorbiter, Ka Band) würde sie sogar mehr Daten als Galileo liefern. Die Fähigkeit Bilder mit dem abbildenden Spektrometer in jedem Spektralbereich, z.B. dem Absorptionsbereich von Natrium und Schwefel um diese Elemente auf Io hervorzuheben wäre einmalig und war bei Galileo noch nicht gegeben, da diese Technologie damals gerade erst aufkam.

Der Verzicht auf RTG und der Start als Sekundärnutzlast und die Nutzung von Ionenantrieben kann die Sonde preiswert machen. Bedingt durch die Orbittour, die eine genaue Überwachung der Bahn nötig macht und selbst im optimistischen Ansatz der Einsatz der 35-m Antennen des DSN wird die Missionskosten zum Hauptkostenfaktor machen.

Links

http://lcpm10.caltech.edu/pdf/session-6/10_Lang_LCPM_Final.pdf

http://lcpm10.caltech.edu/pdf/session-5/11_Small%20RPS%20Presentation%20LCPM%202013%2006%2019%20Final.pdf

http://cs.astrium.eads.net/sp/spacecraft-propulsion/ion-propulsion/

http://meyweb.physik.uni-giessen.de/EP-Antrieb/rit_hist.html

http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf

http://www.nasa.gov/pdf/491544main_orion_book_web.pdf

Artikel erstellt am 27.9.2013

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