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Marsnet

Einleitung

Jeder an der Raumfahrt interessierte kommt irgendwann an den Punkt, an dem er die berühmten "Was wäre Wenn ?" Fragen stellt. Die deutsche Newsgroup "de.sci.raumfahrt" ist voll solcher Fragen: "Hätte man Voyager zu Pluto schicken können ?", "Kann man einen kleineren Asteroiden abwehren ?". Vor allem die Planeten laden zu Gedankenspielen ein. Der Grund ist, dass es alleine in unserem Sonnensystem noch so viel zu entdecken gibt und jeder Ideen hat wie man dies bewerkstelligen könnte.

Dazu kommt, dass man relativ einfach berechnen kann wie schwer eine Sonde maximal sein darf, um ein bestimmtes Ziel zu erreichen. Wenn man technische Daten von existierenden Sonden hat, dann kann man sogar grobe Aussagen machen, wie eine Sonde aussehen könnte.

Ich möchte an dieser Stelle meine Ideen für zukünftige Raumsonden vorstellen und soweit dies möglich ist auch einige technische Rahmenbedingungen angeben. Keine dieser Missionen ist derzeit geplant, es sind nur Überlegungen von mir.

Marsnet und bisherige Landesonden.

Das im folgende skizzierte Programm ist keine Idee von mir, wenn auch die aufgeführten Sonden nur aus meinem Kopf entstammen. Es gab schon mal (1991-1993) eine ESA Studie mit der Bezeichnung Marsnet, die plante drei Lander mit einem sehr einfachen Aufbau auf dem Mars abzusetzen. Dieses Szenario habe ich wieder aufgenommen. Nur sollten es viel mehr Lander sein, sodass man von einem echten Netzwerk sprechen kann. Zuerst einmal welchen Grund könnte es für eine solche Mission geben?

Die letzte Landemission Phoenix und die beiden Rover zeigen sehr deutlich die Problematik der aktuellen Marsforschung mit Landesonden. Phoenix ist ein klassischer Lander: Er ist gut instrumentiert, aber er ist unbeweglich. Gäbe es nur 10 m neben dem Lander Marsfossilien - sie wären unerreichbar für ihn. Bedingt durch seinen polaren Landeort und seine solare Energieversorgung war er nur über drei Monate aktiv. Auf der anderen Seite sind da die mobilen Rover. Sie können die Gegend erkunden, aber sie können nur eine begrenzte Nutzlast mitführen. Bei den aktuellen Rovern ist dies begrenzt durch die Masse der Rover, aber auch den verfügbaren Strom. Spirit hatte von Anfang an hier größere Probleme und ist seit Januar 2010 stumm.

Das mobile Marslabor (Curiosity), das 2011 starten soll, stellt mehr Strom zur Verfügung. Er stammt aus einer nuklearen Energieversorgung. Damit ist eine Beschränkung gefallen. Was jedoch immer gilt, ist dass ein Rover viel leichter ist als eine stationäre Landesonde. Die folgende Vergleichstabelle macht dies deutlich:

Mission Startgewicht Lander vor der Abtrennung Landegewicht   Experimente
Viking 3.530 kg 1.200 kg 590 kg   91 kg
Pathfinder 895 kg 670 kg 360 kg   8,2 kg + 10,6 kg Rover
Mars Polar Lander 576 kg 504 kg 290 kg   20 kg
Mars 2001 Surveyor Lander 628 kg 540 kg 328 kg   35,5 kg + 13,9 kg Rover
Phoenix 670 kg 588 kg 350 kg   59 kg
MER 1062 kg 827 kg 522 kg   Rover: 174 kg, Experimente 5 kg
MSL 3.400 kg 2.800 kg 1.679 kg   Rover: 850 kg, Experimente 50 kg
ESA Marsnet  Projekt     75 kg   9 kg

Deutlich ist, dass ein mobiles Labor etwa die fünffache Startmasse einer stationären Mission aufweist. Es wird etwas günstiger, je größer die Mission ist. Es ändert aber nichts an einem anderen Punkt: Den Kosten. Phoenix kostetet 475 Millionen Dollar, das MSL hat drei Jahre vor dem Start schon einen Rahmen von 1.9 Milliarden Dollar überschritten.

Dabei ist die wissenschaftliche Ausrüstung begrenzt. Sie steig bei den stationären Landern an (Pathfinder als "Prototyp" hatte noch eine von 9 kg und Phoenix trotz geringerer Startmasse eine von 59 kg. Stationäre Landesonden können 10-15 % ihres Startgewichts als Experimente mitführen.

Bei den Rovern entfällt nur ein Teil des Landegewichts auf den Rover und dessen Nutzlast ist noch dazu begrenzt. So wird das Marslabor Curiosity trotz fünfmal größerer Startmasse eine geringere Nutzlast für Experimente aufweisen als Phoenix.

Warum beschränkt man sich also nicht auf einfache Sonden? Sonden die grundlegende Untersuchungen mit wenig Aufwand durchführen können: Meteologische Messungen, Bilder vom Landeplatz und eventuell einfache physikalische Untersuchungen des Bodens z.B. mit Widerstands. Temperatur und Drucksensoren.  Das würde ich gerne aufgreifen und mal folgendes Szenario entwerfen:

Das Marsnet Konzept

Wir schicken eine einfache Sonde zum Mars. Jedoch nicht nur einmal, sondern in mehreren Exemplaren, die von einem gemeinsamen Bus zum Mars transportiert werden. Sie bilden zusammen ein Netzwerk, das uns Aufnahmen und Untersuchungen verschiedenster Gebiete liefert. Das Netzwerk erlaubt auch erstmals so etwas wie eine Wettervorhersage oder systematische Wetterbeobachtung. Der Bus, der die Sonden zum Mars transportiert schwenkt dann in eine geostationäre Marsumlaufbahn ein. Er dient als Kommunikationsrelais, führt aber auch globale Untersuchungen der Marsatmosphäre durch.

Basierend auf den Daten bisheriger Marssonden könnte eine Landesonde so aussehen:

Die Landesonde soll verschiedenste Gebiete auf dem Mars erreichen. Bisherige Landesonden bevorzugten tief gelegene Gebiete um den Fallschirmen möglichst viel Widerstand zu bieten. Eventuell sollte auf Fallschirme verzichtet werden und nur mit Düsen, die Hydrazin katalytisch zersetzen abgebremst werden. Es ist bei höher gelegenen Landegebieten wie z.B. den Calderen der Vulkane sowieso die einzige mögliche Methode zu landen.

Stromversorgung

Die Stromversorgung sollte primär nuklear sein, da bedingt durch die Jahreszeiten eine solare Stromversorgung nur eine kurze Betriebszeit von wenigen Monaten erlauben. Solarpaneele können diese jedoch ergänzen. Ein Nebeneffekt von Radioisotopengeneratoren (RTG) ist dass selbst bei den modernsten Exemplaren 80 % der Energie als Wärme frei wird. Das ist eine kostenlose Heizung und dürfte den Landern eine so lange Lebensdauer wie den Viking Landern bescheren.

Bei Viking reichten zwei SNAP-19 Elemente aus um sowohl Strom zu liefern als auch Wärme für die Heizung der rund 600 kg schweren Lander. Nimmt man die thermische Leistung von 900 W der SNAP-19 RTG der Viking Lander und eine sechsmal kleinere Sondenmasse an, so würde man eine thermische Leistung von 150 Watt benötigen. Das korrespondiert bei den modernsten RTG, den Stirling RTG mit einer Nutzleistung von 46 Watt. 46 Watt klingen nicht nach viel. Doch die Gesamtleistung der Rover Opportunity und Spirit betrug nach der Landung nur 950 Wh am Tag, also pro Stunde 40 W. Zusammen mit einer Batterie zur Pufferung des Stroms nachts für die Tagesaktivitäten und die Belegung der Roveroberfläche (angenommen: 0,3 m²) mit Solarzellen (maximal 38 W) müsste dies für den Betrieb ausreichen. Wie bei anderen Raumsonden wird niemals alles gleichzeitig betrieben. Wenn ein Experiment aktiv ist, werden andere abgeschaltet und wenn kommuniziert wird, dann ist keines aktiv. Nachts werden die Batterien aufgeladen. Während der Winter sind die Raumsonden kaum aktiv, im Sommer liefern sie mehr Daten.

Kommunikation

Bei so vielen Sonden ist die direkte Kommunikation mit der Erde nicht sehr sinnvoll. Dazu würde eine sehr große, genau ausrichtbare Sendeantenne benötigt werden. Eine Rundstrahlantennen, wie sie heutige Rover für die Kommunikation verwendet werden, können nur große Datenraten über kurze Distanzen übertragen. Ein geostationärer Satellit ist aber mindestens 17.100 km von der Oberfläche entfernt. Es gibt nun zwei mögliche Lösungen:

Verwendung einer großen Empfangsantenne beim Kommunikationsorbiter. Eine Hochgewinnantenne von 2,00 m Größe kann Daten mit 45 kBit/s empfangen, wenn eine Raunstrahlantenne mit 10 Watt Sendeleistung überträgt. Der Nachteil: Ihre Antennenkeule deckt nicht mehr den ganzen Planeten ab. Sie muss also bei verschiedenen Landern jeweils für eine Kommunikationssaison auf das Ziel ausgerichtet werden.

Die Verwendung einer mittelgroßen Empfangsantenne beim Kommunikationsorbiter und eine Mittelgewinnantenne beim Lander ist daher optimaler. Wenn der Orbiter eine Empfangsantenne von 0,5 m Größe einsetzt, so deckt diese den ganzen Planeten ab. Ohne zu drehen kann er Daten  verschiedener Sonden empfangen, sogar gleichzeitig, wenn diese unterschiedliche Sendefrequenzen verwenden. Um die kleine Empfangsantenne auszugleichen, verwendet der Lander eine drehbare Sendeantenne. Schon eine kleine Parabolantenne von 20 cm Durchmesser erhöht die Datenrate um den Faktor 160 gegenüber einer Rundstrahlantenne. Im X-Band überträgt diese Kombination bei 2 Watt Sendeleistung rund 90 Kbit/s. Im Ku Band (12 GHz) sind es schon 180 kbit/s und im Ka Band (32 Ghz) sind es 1,3 MBit/s.

Im folgenden gehe ich von 1 Stunde Senden mit 180 kbit/s pro Tag und Lander aus.

Landesysteme

Die Landersysteme sind recht konventionell. Der Orbiter ist verantwortlich für das genaue Ausrichten der Lander vor dem Abtrennen. Sie fliegen dann ballistisch auf ihre Zielpunkte zu. Der Hitzeschutzschild vernichtet einen Großteil der Energie. Er wird durch einen Radarabstandsmesser abgetrennt. Je nach Höhe des Landeplatzes treten dann Fallschirme in Aktion oder es werden gleich die Landetriebwerke eingesetzt. Beim Abstieg macht eine Weitwinkelkamera im Boden des Rovers Aufnahmen der Oberfläche, die nach der Landung übertragen werden. Sensoren in den Füßen stoppen die Triebwerke.

Experimente

Bei einer Startmasse von 200 kg könnte die Landemasse bei 100 bis 120 kg liegen und die instrumentelle Ausrüstung bei etwa 10-15 kg. Das lässt Platz für:

Das sind zusammen 13.5 kg Experimente. Was wegfällt ist ein Labor für chemische Untersuchungen. Die Erfolgsaussichten am Landeort organische Substanzen zu finden sind gering und ein leistungsfähiges IR Spektrometer kann auch Mineralien und Wasser entdecken. Die Sonde liefert Klimadaten, Bilder der Umgebung (beim Abstieg und nach der Landung) und Daten über den Boden.

Die meisten Experimente liefern nur geringe Datenraten. Das IR-Spektrometer und die Stereokamera können jedoch sehr große Datenmengen generieren. Setzt man die Auflösung des IR Spektrometers zu 1/10 Grad an (100 Grad entsprechen 1024 Pixel in der Höhe), so wird ein Schwenk um 360 Grad in zwei Wellenlängenbereichen eine Datenmenge von 7,4 Milliarden Bildpunkten generieren.

Ein Panorama der Stereokamera hat bei einer räumlichen Auflösung von 0,025 Grad generiert 60 MPixel pro Spektralkanal, bei 12 Spektralkanälen also rund 720 MPixel.

Die Strategie ist daher, an den ersten Tagen grob aufgelöste Aufnahmen zu machen und diese dann innerhalb eines Monats durch hochauflösende zu ersetzen, die Stück für Stück übertragen werden. Nach einem Monat werden erneut Übersichtsaufnahmen gemacht und dann die Detailaufnahmen wieder zeitverzögert über einen Monat übertragen. Da die Lander stationär sind, beruhen Veränderungen nur auf dem Wetter und den Jahreszeiten.

Der Roboterarm wird innerhalb seines Wirkradiuses von 1-2 m den Boden mit den Sensoren und den Spektrometern untersuchen.

Kommunikationsorbiter

Der Bus hat zwei Aufgaben. Auf dem Weg zum Mars korrigiert er die Flugbahnen und er dreht sich vor jeder Abtrennung einer Sonde so, dass sie ihren Zielpunkt erreicht. Das erfolgt über einige Tage kurz vor Erreichen des Mars

Er bremst dann mit seinem eigenen Antrieb ab und erreicht zuerst eine sehr elliptische Umlaufbahn von z.B. 300 x 50.000 km Entfernung. Diese wird in zwei Schritten zur endgültigen Umlaufbahn umgewandelt. Zuerst wird der marsfernste Punkt auf 17.020 km Entfernung abgesenkt und dann der marsnächste Punkt in diese Höhe angehoben. Diese Umlaufbahn ist beim Mars geostationär. Das bedeutet sie hat eine Umlaufszeit von 24,6 Stunden. In 24,6 Stunden dreht sich auch der Mars um seine eigene Achse. der Satellit steht also fest über einem Punkt auf dem Mars.

In dieser Höhe kann er daher nicht nur die Daten der Sonden auffangen und zwischenspeichern, sondern er kann auch als Mars-Wettersatellit fungieren. Sehr nahe an diesem Orbit befindet sich der Marsmond Deimos, der alle 5 Tage den Satelliten in 3.100 km Entfernung passiert.

Der Orbit ist daher ideal für tägliche Wetterbeobachtungen des Marses. Drei Instrumente befinden sich dafür an der planetenzugewandten Seite:

Eine Kamera

Sie hat einen Chip mit 4096 x 4096 Pixeln und ein Objektiv mit 22 Grad Öffnung. Es deckt einen Ausschnitt von rund 8000 km ab. Die Bodenauflösung beträgt rund 2 km. Ein Filterrad mit 12 Filtern erlaubt Aufnahmen in 11 Spektralbereichen (plus Klarfilter) zwischen dem UV und nahen Infrarot. (0,4 bis 1,2 µm).

Sie ist angeschlossen an ein Linsenteleskop mit 60 mm Brennweite und 30 mm Öffnung.

Ein IR Spektrometer

Sie setzt einen kleineren Chip von 640 x 512 Pixeln ein der IR-Empfindlich ist (HgCdTe Technologie). Die Auflösung im Ortsbereich beträgt 12 km. Ein Spektrum besetzt aus 240 Punkten (die Hälfte des Chips wird zur Speicherung benutzt). Diese Kamera wird über die Oberfläche durch einen Drehspiegel bewegt und baut so ein Bild aus 640 x 640 Pixeln auf, wobei jeder Bildpunkt ein Spektrum aus 256 Punkten umfasst. Diese Kamera macht Aufnahmen zwischen 7,5 und 10 µm. Sie ist angeschlossen an ein Spiegelteleskop mit 42 mm Brennweite.

Ir/Thermalspektrometer

Dieses Instrument misst nur wenige Spektralpunkte. Dazu werden Bolometer eingesetzt. Ein Array von 8 x 8 Pixeln wird dazu eingesetzt. Es wird über ein Spektrum bewegt, wodurch dann auch das langwellige IR zugänglich ist (HgCdTe Sensoren werden meist bis 5 µm eingesetzt und ab 12-14 µm sinkt ihre Empfindlichkeit rapide ab). Die Auflösung beträgt 30 km. Ein Spektrum umfasst 1000 Punkte. Zum Abtasten der Oberfläche wird das Spekrometer zeilenweise über den Planeten geführt. Sie ist angeschlossen an ein Spiegelteleskop mit 670 mm Brennweite. Diese Kamera macht Aufnahmen zwischen 1 und 20 µm.

Selektive Aufnahmen z.B. im Wasserdampfabsorptionsband oder anderen einzelnen Spektralkanälen benötigen weitaus weniger Daten und können öfters angefertigt werden.

Hochauflösende Kamera

Eine zweite Kamera mit demselben Chip wie bei der Kamera für die Planetenbeobachtungen wird für die Fotographie von Deimos eingesetzt. Angeschlossen an ein Teleskop mit 20 cm Öffnung und 1.600 mm Brennweite. Sie kann Aufnahmen von 12 m Auflösung von Deimos anfertigen. Sie befindet sich auf der planetenabgewandten Seiten des Orbiters.

Die Kommunikation mit der Erde geschieht mit einem 100 W Sender und einer 2,5 m Antenne. Das erlaubt eine minimale Datenrate von 160 kbit/s im X-Band. Sie steigt auf bis zu 6 MBit in der minimalen Distanz zur Erde an.

Sonstige Systeme

Bei 2000 m/s Antriebsbedarf um einen geostationären Orbit in 17.100 km Entfernung zu gelangen und 150 m/s Korrekturbedarf in der interplanetaren Bahn. kann ein Satellit mit 600 kg Trockenmasse (450 kg ohne Antriebsmodul) zusätzlich zu den Landesonden befördert werden. Das ist nicht viel. Doch Mars Express wiegt auch nicht mehr.

Der Kommunikationsorbiter wiegt ohne Treibstoffe und Tanks rund 400 kg. Dazu kommt noch das Antriebssystem das 2700 kg betankt und 340 kg leer wiegt.

Zwei Kommunikationssysteme stehen zur Verfügung: eine kleine Antenne auf der planetenzugewandten Seite um Daten zu empfangen und eine große um sie zu senden. Nur die erstere ist beweglich. Für das Senden wird der ganze Orbiter gedreht.

Die Daten werden am Orbiter zwischengespeichert. Er verfügt über zwei 256 GByte Flashdisk. Sie dient nicht nur dem Empfang der Daten der Landesonden, sondern auch als Puffer um unterschiedliche Entfernungen zwischen Erde und Mars abzufangen: Da diese zwischen 60 und 400 Millionen km schwankt, schwankt auch die Datenrate sehr stark. So ermöglicht dieser Zwischenspeicher es Daten abzulegen und zu übertragen, wenn der Orbiter sich wieder der Erde nähert. Das erlaubt es die Datenrate bei der Oppositionsstellung um den Faktor 2 zu steigern.

Ablauf

Die Mission sieht mindestens zweim eventuell drei Starts vor. Je ein Orbiter mit sieben Landesonden bildet eine Nutzlast. Das Startgewicht beträgt 4.500 kg und er wird als Nutzlast eines Doppelstarts einer Ariane 5 in einen Standard-GTO Orbit ausgesetzt. Damit ist er kompatibel mit anderen Ariane Nutzlasten. In diesem Orbit kann er auch längere Zeit verbleiben und erst bei Erreichen des Startfensters aufbrechen. Für das Erreichen der Fluchtgeschwindigkeit und den Start zum Mars wird das eigene Triebwerk des Orbiters eingesetzt. Zusammen mit den Korrekturen in der interplanetaren Bahn wird ein Geschwindigkeitsbedarf von 1.450 m/s angesetzt.

Alleine dafür werden 1661 kg Treibstoff verbraucht (Kombination MMH/NTO, 500 N EAM Antrieb von EADS). Nach Abtrennen der sieben Landesonden wiegt der Orbiter noch 1439 kg. Nach Erreichen des Orbits noch 762 kg, wovon 22 kg Resttreibstoff sind. Durch Aerobraking könnten rund 250 m/s eingespart werden, was einer 62 kg höheren Nutzlast beim Orbiter entspricht.

Zwei Starts werden benötigt für ein globales Netzwerk, da jeder Orbiter nur Sonden auf einer Hälfte des Planeten absetzen kann. Da die Empfangsmöglichkeiten nahe der Peripherie der Planetenscheibe abnehmen wären drei Starts empfehlenswert, die dann 21 Sonden absetzen würden.

Nach etwa 7 Monaten erreichen die Raumsonden den Mars. Die Kommunikationsorbiter schwenken in die Umlaufbahn ein. Die Orbiter empfangen dann pro Sonde 1 Stunde. Zur Erde wird 8 h pro Tag gesandt. Die Datenrate ist sehr unterschiedlich. Um den Oppositionszeitpunkt reicht dies aus die Daten der Lander zu übermitteln, während der Konjunktion ist dagegen zehnmal so viele Daten. Im Mittel sollte eine Datenrate von 300 kbit/s möglich sein. Zwei 256 KByte große Flash Disk puffert die unterschiedliche Datenrate ab, indem sie Daten aus der Oppositionsphase aufnimmt und zeitverzögert ein Jahr später zur Erde sendet.

Pro Tag werden pro Orbiter 7 Stunden gesandt. Dies entspricht bei 300 kbit/s rund 7,5 Gbit pro Tag. Davon entfallen 4,0 Gbit/s auf die Daten der sieben Lander und der Rest auf den Orbiter. Bei Unterschreiten einer Distanz von 290 Millionen km steigt die Datenrate soweit an, dass mehr Daten sowohl von den Orbitern wie auch Lander übertragen werden können.

Der Orbiter macht pro Tag je ein Spektrum des Thermal-Spektrometers (750 MBit) und IR-Spektrometers (1258 MBit) sowie 12 Aufnahmen durch die Kamera (2304 MBit). Übersteigt die Datenmenge die Datenrate so werden Bilder der Kamera weggelassen. Die Aufnahmen von Deimos werden beim Oppositionszeitpunkt zwischengespeichert.

Kostenabschätzungen.

Da die Raumsonden in Serie gebaut werden, sollten die Kosten überschaubar sein. Der Orbiter entspricht im wesentlichen der Technologie von Mars/Venus Express. Venus Express kostete ohne Start rund 200 Millionen Euro, drei Orbiter sollten also für 600 Millionen Euro zu bauen sein.

Bei den Landesonden ist aufgrund der Serienbauweise von 21 identischen Sonden ein Vergleich mit dem Galileoprojekt angemessen. Hier kosten die ersten 14 Satelliten 5666 Millionen Euro. Ein Stückpreis von 50 Millionen Euro sollte möglich sein. Das macht bei 21 Sonden 1050 Millionen Euro.

Dazu kommen noch die RTG, deren Kosten von dem Plutonium abhängen. Sie erhöhen die Kosten um weitere 100 Millionen Euro. (Basierend auf 90 Millionen Dollar für einen GPHS)

Zuletzt sind da noch die Starts. Es werden drei "halbe" Ariane 5 Starts benötigt, die weitere 250 Millionen Euro ausmachen.

Das ergibt eine Gesamtsumme von 2000 Millionen Euro - sehr viel, aber pro Landesonde weniger als 100 Millionen Euro, dazu kommen noch drei Orbiter um den Mars. Würde dieses Projekt multinational angegangen also z.b. von ESA/JAXA/NASA/Roskosmos so wäre es zu stemmen. Eine mögliche Beteiligung wäre z.B.:


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