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OSIRIS-REx

Einleitung

OSIRIS REXOSIRIS-REx (Origins, Spectral Interpretation, Resource Identification, and Security-Regolith Explorer) ist die dritte Raumsonde des New Frontier-Programmes. Das New Frontier Programm beinhaltet "mittelteure" Raumsonden. Wie das Discovery-Programm für "preiswertere" Raumsonden ist das Budget beschränkt: Bei OSIRIS-REx beträgt es 800 Millionen Dollar.  Entsprechend des hohen Budgets gebt es nicht viele Raumsonden in diesem Programm. Nach New Horizons (Start 2006) und Juno 2011 ist es nun die dritte. Discovery Missionen gibt es dagegen alle 1-2 Jahre eine neu. Sie dürfen aber nur maximal 450 Millionen Dollar kosten. Noch teurer sind Flagschiff-Missionen die keine Kostenbegrenzung haben. Derzeit operieren zwei Flagship Missionen: Cassini (gestartet 1997) und Curiosity (gestartet 2011). Geplant ist ein Nachbau von Curiosity und eine Mission zum Jupitermond Europa. Eine Flagschiff-Mission gibt es im Mittel nur alle 10 Jahre und sie kosten meistens 2+ Milliarden Dollar.

OSIRIS-REx ist für eine Asteroidenmission eigentlich zu teuer. Bisher hat die NASA zu diesen Himmelskörpern nur kleine und preiswerte Sonden geschickt. So NEAR (1996), Deep Space 1 (1998) und Dawn (2007). Das die NASA eine so teurere Sonde durch den Budgetausschuss des Kongresses bekam liegt daran das 2011 Präsident Obama das Constellation Programm seines Vorgängers George W. Bush einstellte. Dieser hatte es 2004 auf den Weg gebracht, doch es war schlecht finanziert. Die von Obama eingesetzte Augustine Kommission zeigte auf, das selbst wenn man nun deutlich mehr Mittel bereitstellen müsste, da die Kostenpläne viel zu optimistisch waren. Der Mondlander war noch nicht mal über das Planungsstadium herausgekommen., die Trägerraketen Ares I und V waren zu teuer und das Orion-Raumschiff ebenfalls.

Obama stellte allerdings nicht ganz ein, sondern ließ Orion als bemanntes Programm am Leben. Wenig später forderte der Senat die NASA auf eine billige Alternative zur Ares V zu entwerfen, woraus die Schwerlastrakete SLS entstand. Damit gab es eine Trägerrakete mit der man das Erde-Mond-System verlassen konnte, aber nicht auf dem Mond landen. Dafür hat die SLS zu wenig Leistung. Also suchte die NASA nach Zielen die man mit Orion erreichen konnte und fand sie in erdnahen Asteroiden. OSIRIS-REX ist damit eine unbemannte Präcursor-Mission zur Erkundung eines dieser Asteroiden, der 1999 entdeckte 101955 Bennu.

Ursprünglich war OSIRIS (ohne REX) schon ein Kandidat für eine Mission in der Discovery Klasse. Diese Missionen haben einen Kostenrahmen von 425 Millionen Dollar (inklusive Start). Als man bei der Ausschreibung zu Discovery 12 im November 2007 unterlag erweiterte man die Mission und reichte sie nun bei der nächsten Ausschreibung des New Frontier Programmes ein. Für den Autor spricht viel dafür das die Selektion weniger auf wissenschaftlichen Argumenten als vielmehr auf der neuen Ausrichtung des bemannten Programmes mit Besuchen von erdnahen Körpern beruht, denn für ihre Kosten hat die Raumsonde erstaunlich wenige Experimente mit nur geringen Leistungen an Bord. Einen Ähnlichen "Run" kennt man schon vom Mond als nach der Ankündigung von Bushs Constellation Programm dort in rascher Reigenfolge einige Raumsonden genehmigt wurden (LRO, LCROSS, GRAIL, LADEE) und seit dieses ad Akta ist gibt es auch keine Mondmissionen mehr. OSIRIS selbst basierte auf HERA, einem für Discovery 11 eingereichten Vorschlag der jedoch schon nicht in die engere Wahl kam. Man erarbeitete mit Lockheed Martin einen präziseren Vorschlag. Dieser bekam 1,2 Millionen Dollar für eine Phase A Studie. Er unterlag in Discovery 12 aber, weil das Panel meinte die Mission wäre zu teuer für eine Discovery Class Sonde, auch wenn die Beurteilungen für wissenschaftlichen wert und technische Umsetzung gut waren. Daraufhin bewarb man sich mit einem erneut modifizierten Vorschlag bei dem New Frontierprogramms bei dem der Kostenrahmen mehr als doppelt so hoch ist.

Zu den 800 Millionen Dollar (Wert 2011) muss man noch die 183 Millionen Dollar für die Atlas V Trägerrakete und besondere Startservices (über die bei kommerziellen Missionen üblichen) für die NASA rechnen. Die Gesamtkosten von OSIRIS REx liegen daher inflationskorrigiert über 1 Milliarde Dollar.

Die Abkürzung OSIRIS REx listet auch die wichtigsten Ziele auf:

  1. Origins: Gewinne eine Probe unverfälschten Materials das eventuell organische Moleküle als Vorstufen des Lebens auf der Erde enthält.

  2. Spectral Interpretation: Gewinne ein Spektrum eines C-Typ Asteroiden das unverfälscht durch die Erdatmosphäre oder den Weidereintritt (bei irdischen Meteoriten) ist

  3. Resource Identification: Identifiziere Ressourcen die man in der Zukunft eventuell bei solchen die Erdbahn kreuzenden Asteroiden gewinnen könnte.

  4. Security: Quantifiziere den Jarkowsky-Effekt bei dem die unterschiedliche Form von kleinen Asteroiden durch die ungleichmäßige Sonneneinstrahlung die Bahn ändert um so bessere Prognosen eines zukünftigen Einschlages von Erdbahnkreuzern vorhersagen zu können.

  5. Regoltih-Explorer: Untersuche den Regoltih, die oberste Staubschicht aus Trümmern von Minieinschlägen bis zur Sub-Millimeterskala.

Die Sonde greift also schon im Namen Buzz-Themen auf mit denen man öffentlichkeitswirksam die Mission populär machen kann wie die Suche nach dem Ursprung des irdischen Lebens, dem Schutz von einem Einschlag, indem man ihn rechtzeitig vorausberechnen und so eventuell verhindern kann oder sogar der Gewinnung von Ressourcen, wofür aber die Kosten von Raumfahrt drastisch sinken und die rohstoffpreise drastisch steigen müssten. So verwundert es nicht das sie schließlich genehmigt wurde.

InstrumenteDie Raumsonde

OSIRIS-REx wiegt beim Start 2.110 kg, davon ist der größte Teil Treibstoff: trocken wiegt die Sonde nur noch 880 kg. Die Höhe beträgt 3,15 m, die Breite 2,43 m und die Länge 2,43 m ohne und 6,20 m mit ausgefahrenen Solarpaneelen. Die Raumsonde selbst wird von Lockheed-Martin gebaut, die Experimente stammen von verschiedenen US-Universitäten. Die Zentrale Struktur ist ein Würfel von 2,3 m Kantenlänge bei nur 160 kg Gewicht nimmt er alle Lasten der Raumsonde und ihrer Experimente auf.

Stromversorgung

Strom für alle Bordsysteme und die Experimente liefern zwei schräg abstehende Solarpaneele. Aufgrund des elliptischen Orbits von Bennu schwankt die Sonneneinstrahlung und damit auch der verfügbare Strom zwischen 1226 und 3000 Watt. Für Zeiten ohne beschienene Paneele, z.B. auf der Schattenseite von Bennu und beim Start stehen Lithium-ionen-Batterien mit einer Leistung von 30 Ah zur Verfügung. Die belegte Fläche der Solarpaneele beträgt 8,5 m². Die beiden Paneele sind in der Y- und Z-Achse schwenkbar. Die Bordspannung liegt bei 28 V.

Kommunikation

Die Sonde sendet die wissenschaftlichen Daten über eine 2,1 m große Parabolantenne. Die Kommunikation erfolgt im X-Band. OSIRIS-REx setzt eine Kopie des Kommunikationssystems von MAVEN, der letzten Marssonde der USA ein. Die 2,1 m Antenne ist fest an der Raumsonde angebracht. So muss sich OSIRIS-REX jedes Mal drehen wenn sie Daten zur Erde sendet. Die Datenrate ist abhängig von der Entfernung und erreicht maximal 914 kbit/s.

Eine Mittelgewinnantenne wird während der Probenentnahme eingesetzt, wenn die fest angebrachte Antenne nicht zur Erde zeigt. Sie erlaubt die Kommunikation mit kleinerer Datenrate. Für Notfälle und das Senden von Kommandos zur Inbetriebnahme dienen zwei Niedriggewinnantennen auf jeder Seite. Jede deckt eine Hemisphäre ab und erlaubt eine Kommunikation mit der Sonde egal wie sie im Raum ausgerichtet ist.

Antrieb

Der Großteil von OSIRIS-REx (1.230 kg, die Trockenmasse beträgt nur 880 kg) ist Treibstoff. Er wird benötigt, weil die Bahn von Bennu sowohl innerhalb der Erdbahn wie auch außerhalb verläuft. Die Rakete transportiert OSIRIS-REx auf eine Bahn bei der das Aphel schon richtig liegt. Die Erde senkt bei einem Vorbeiflug dann das Perihel ab, doch damit die Sonde die Erde beim richtigen Punkt der Bahn ändert muss sie ihre Bahn anpassen. Zuletzt braucht sie viel Treibstoff damit sie "schnell" zur Erde zurückkehrt.

Wie viele andere US-Raumsonden benutzt OSIRIS-REx Hydrazin als monergolen Treibstoff, das heißt es gibt keinen Oxydator.  Hydrazin wird katalytisch gespalten. Die Verbrennung mit Stickstofftetroxid würde zwar den Treibstoffverbrauch deutlich senken, da der spezifische Impuls um ein Drittel höher liegt, aber die Nutzung von Hydrazin alleine ist sicherer. Die Raumsonde benötigt für die vorgesehene Mission eine Treibstoffzuladung die einem Startgewicht von 1.955 kg entspricht. Die Zuladung von weiteren 155 kg war durch die Performance der Atlas 411 Trägerrakete möglich. In der zentralen Struktur ist ein Tank mit einer Höhe von 153 m und einem Durchmesser von 124 cm untergebracht. Er fasst maximal 1.300 l Hydrazin. Ein Druckgastank mit einem Durchmesser von 42,4 cm und einer Höhe von 75,2 cm fasst 80 l Helium. Die 3,7 kg Helium haben einen Anfangsdruck von 330 bar. Sie halten den Tankdruck aufrecht der so bei mindestens 20 Bar liegt.

Die Raumsonde hat zahlreiche Triebwerke mit verschiedenem Schub und verschiedenen Aufgaben. Sie alle stammen von Aerojet. Der Hauptantrieb sind vier MR 107S Triebwerke mit je 222 N Schub. Sie führen die größeren Geschwindigkeitsänderungen durch. Sechs MR 106 L Triebwerke mit 22 N Schub sind für kleinere Geschwindigkeitsänderungen zuständig. Sie beschleunigen OSIRIS-REX auch nach der Probenentnahme. 16 Triebwerke vom Typ MR 111G mit 4,4 N Schub sind für Lageänderungen der Sonde zuständig und dem Entsättigen der Drallräder. Sie sind in vier Gruppen zu je vier Triebwerken angeordnet. Zuletzt sind zwei Triebwerke vom Typ MR 401 mit 0,44 N Schub für Feinkorrekturen zuständig. Sie werden auch benötigt um in den Orbit um Bennu einzuschwenken und ihn zu verändern, denn der Himmelskörper hat nur eine geringe Gravitation.

Computer und Datenhandling

OSIRIS-REX setzt den RAD 750 Prozessor ein, eine weltraumtaugliche Version des Power PC 750 Prozessors, der z.B. im Apple G3 steckte. Bei einem Takt von bis zu 200 MHz erreicht er eine Geschwindigkeit von bis zu 400 MIPS. Er hat 10,4 Millionen Transistoren und einen Stromverbrauch von etwa 10 Watt. In der Leistung entspricht dies in etwa einem Pentium II Prozessor aus dem Jahre 1997/98. Allerdings ist er viel strahlungstoleranter und für eine Strahlenbelastung von 100.000 rad ausgelegt - für einen Menschen wären schon 1 rad tödlich. Der RAD750 wird seit 2005 bei zahlreichen Raumsonden eingesetzt.

Navigation und Lageänderung

Jede Raumsonde muss wissen wo sie ist und wie sie im Raum orientiert ist, um die Instrumente auf ihr Ziel und die Antenne zur Erde auszurichten. Dazu hat OSIRIS-REX mehrere Systeme an Bord. Für die Erkennung der Lage setzt man ein IMU ein, das sind Ringlaserkreisel, bei denen ein Laserstrahl im Kreis gelenkt werden, bis sie sich durch Interferenz auslöschen. Bewegungen führen dazu das die Interferenz unterbrochen wird und damit kann sie erkannt und quantisiert werden. Drei Laser senkrecht zueinander stecken in der nur 23 x 17 cm großen IMU mit einem Gewicht von 4,5 kg-

Die Ausrichtung der Solarpanels zur Sonne wird durch Sonnensensoren bewerkstelligt. Sie sind Teil des Sicherheitssystems, da die Solarpanels immer zur Sonne ausgerichtet werden sein müssen, die Batterien liefern nur Strom für wenige Stunden.

Besondere Bedeutung haben die Navigationskameras bei OSIRIS-Rex. Als zweites unabhängiges System haben viele Satelliten und Raumsonden Star-Trackerkameras an Bord. Dies sind kleine defokussierte Kameras die auf einem CCD-Sensor Punktwolken erzeugen. Die Lage derer wird mit einem Sternenkatalog vergleichen und so die Ausrichtung der Kameras (und damit der Sonde) relativ zu den Sternen festgestellt. Bei OSIRIS-REX werden diese Navcams auch für die Bodenprobenentnahme zur Navigation verwendet. OSIRIS-REx verwendet Malin Space Science Systems ECAM-M50, dies sind 5 Megapixel Kameras die monochrome Bilder oder HD-Videos anfertigen können.

Rückkehrkapsel

RückkehrkapselDer wohl wichtigste Teil ist die Rückkehrkapsel. Sie soll mindestens 60 g, erhofft werden bis zu 4,4 kg Bodenproben von Bennu zur Erde zurückbringen. Sie wiegt 46 kg.

Die Rückkehrkapsel (Sample Return Capsule SRC) ist keine komplette Neuentwicklung. Sie basiert auf der Probenkapsel von Stardust, die 2006 Staubteilchen von zwei Komponenten zurück zur Erde brachte. Mechanisch ist sie identisch zur Kapsel von Stardust, sie unterscheidet sich aber im Innenleben, da bei Stardust dort ein Gelkontainer eingebracht wurde, der nur eingeklappt werden musste.

Die Kapsel besteht aus zwei Keglern bzw. Kegelstümpfen die miteinander verbunden werden. Sie hat einen Durchmesser von 81 cm und eine Höhe von 50 cm. Sie besteht aus fünf Hauptbestandteilen:

Der Aeroshell, dem stumpfkegeligen Teil der in Flugrichtung weist. Er bremst die Kapsel ab. Dazu besteht er aus einem Epoyidharz das verkohlt und später sublimiert. So gelangt nur ein Teil der Hitze des Plasmas auf die Kapsel über. Bei der SRC besteht dieses aus PICA (Phenolic-Impregnated Carbon Ablator). Dieses Material wurde schon bei den Viking Raumsonden eingesetzt und OSIRIS-REx setzt die dritte Generation des Materials ein. Es wurde bisher bei allen Rückkehr und Landekapseln der NASA eingesetzt und auch SpaceX setzt das Material bei der Dragon ein. Mit POica ist der Hitzeschutzschild verkleidet der aus CFK-Materialien besteht und die strukturelle Basis der Aeroshell bildet.

Die Backshell ist die hintere spitzkeglige Verkleidung. Auch sie ist verkleidet, allerdings sind hier die Temperaturen viel kleiner. Der Überzug besteht aus SLA 561 V, einem korkhaltigen Material das ebenfalls schon bei den Viking Missionen eingesetzt wurde.

Nach dem Abbremsen auf Unterschallgeschwindigkeit tritt das dritte System in Aktion. Es ist das Fallschirmsystem. Ein Zeitgeber, ausgelöst durch den Start der Abbremsung aktiviert den Pilotfallschirm. Er wird durch einen Mörser herausgeschleudert, dazu dient ein Gas entwickelnder Treibsatz, vergleichbar dem Treibsatz in einem Airbag. Der Pilotfallschirm stabilisiert die SRC und bremst sie etwas ab. Er sollte nominell bei Mach 1,4 in 33 km Höhe ausgelöst werden. Der Hauptfallschirm wird durch Drucksensoren freigegeben. Der Pilotfallschirm zieht den 8,2 m großen Hauptfallschirm heraus. Sobald der Hauptfallschirm entfaltet ist wird die Verbindung zum Pilotfallschirm durchtrennt. Damit fällt die Sonde auf den Boden. Melden Sensoren den Bodenkontakt /abrupte Abbremsung) so durchtrennen Messer die Verbindung zum Fallschirm. damit können Winde nicht die Kapsel über den Boden schleifen.

Die Steuerung des ganzen übernimmt die Avionik. Sie hat eine Lithium-Schwefeldioxid-Batterie als Stromversorgung die auch einen Peilsender mit Strom versorgt. Die Batterie hat eine Lebensdauer von 20 Stunden, mehr als genug Zeit die Kapsel durch Anpeilen des Senders zu finden.

Das letzte und wichtigste ist der Probenkontainer. Er ist eigentlich nur ein Behälter. Der Probenkopf ist davon getrennt und Bestandteil von TAGSAM, dem Bodenprobenentnahmesystem. Wenn verifiziert ist das eine Bodenprobe genommen wurde, dazu gibt es eigens eine Kamera SAMCAM, werden Einrastverbindungen freigegeben und die Aeroshell durch zwei Federn weggedrückt. Der Bodenprobenbehälter ist nun zugänglich und der Greifarm verstaut den Bodenprobenkopf im Kontainer, danach wird die Aeroshell wieder zurückgezogen bis sie erneut einrastet. Sensoren überwachen den gesamten Vorgang und er wird auch von der SAMCAM aufgenommen.

Bei Stardust trat die Kapsel mit 12,9 km/s in die Atmosphäre ein, mit einer Spitzenbeschleunigung (im Sinne einer Abbremsung)  von 30 g. Die Bedingungen bei OSURIS-REX sind vergleichbar. Die Spitzengeschwindigkeit ist etwas geringer, die maximale Verzögerung dafür etwas höher.

Touch-And-Go-Sample Acquisition Mechanism (TAGSAM)

TAG SAMDer komplexeste und erst bei dieser Mission erstmals eingesetzte Teil ist der Mechanismus für die Bodenprobenentnahme. TAGSAM gewinnt die Bodenproben, verstaut diese aber auch in der Rückkehrkapsel. TAGSAM besteht aus einem Bodenprobenentnahmekopf und einem beweglichen Arm.

Die Bodenprobenentnahme geht folgendermaßen. Der Arm wird von der dem Planetoiden zugewandten Seite aus ausgefahren. OSIRIS-REX "fällt" dann auf die Oberfläche, was wegen der kleinen Gravitation mit einer Geschwindigkeit von 0,36 km/h geschieht. Bei Kontakt mit der Oberfläche werden Federn zusammengedrückt. Feines Material haftet an der Oberfläche des Probenkopfes, größeres Material wird von zwei seitlich angebrachten Düsen die Stickstoff Druckgas ausstoßen nach innen in den Probenkopf gedrückt. Nach 5 Sekunden werden die Federn freigegeben und OSIRIS-Rex entfernt sich wieder von der Oberfläche. Der Arm wird zurückgezogen und eine eigene Kamera macht Bilder des Probenkopfes. Wenn durch Auswertung der Bilder die zur Erde übertragen werden feststeht, dass genügend Bodenproben vorhanden sind wird die Bodenprobe in die Rückkehrkapsel verstaut und die Bodenprobenentnahme ist beendet. Ansonsten kann dies wiederholt werden. Maximal drei TAGSAM Manöver sind vorgesehen.

ProbenkopfDer Arm kann um bis zu 15 Grad aus seiner Lage heraus bewegt werden, ohne das der Bodenprobenentnahmekopf sich von seiner waagerechten Position entfernt. Er hat Schickabsorber im oberen Bereich und ist beim Start zusammengefaltet in einem Container verstaut. Der Kontakt wird durch Mikroschalter die auch die 5 Sekunden lange Probenentnahmesequenz auslösen und Messungen der IMU festgestellt. Der Bodenprobenkopf hat eine aktive Fläche von 26 cm³ die über kontakt feine Partikel durch Adhäsion bindet. Die Menge der großen Partikel ist schwer zu beziffern, weil dies von der Größe und Form abhängig. Wird der Kopf komplett gefüllt so fasst er je nach Materialdichte, Zusammensetzung und Materialgröße 150 bis 2000 g. Daher reichen die Angaben für die Probenmenge auch von 60 bis 4400 g. Je nachdem ob man eine oder bis zu drei Proben nimmt und wie viel Material im Kopf sich ansammelt.

An der Unterseite des Arms, gegenüber der Rückkehrkapsel befindet sich die StowCam. Dies ist eine 5 Megapixelkamera von Malin Space Systems vom Typ Malin Space Science Systems ECAM-M50. Der Chip ist der gleiche wie in den beiden Navcams aber es ist eine Farbkamera mit einem Bayes-Muster über dem Chip. Die Stowcam wird zum einen Fotos des Bodenprobenkopfes zu machen, damit die Bodenkontrolle feststellen kann ob es genügend Material gibt. Sie wird aber auch das Verstauen des Probenkopfes in den Kontainer fotografieren um es zu überwachen.

Die Instrumente

OSIRIS-REx hat fünf dezidierte Instrumente im Gesamtgewicht von xx kg an Bord. Dazu kommt die Nutzung des Sendesystems als Instrument. OSIRIS-REx hat anders als die letzten US-Raumsonden keine Experimente anderer Nationen an Bord.
Instrument Gewicht
OVIRIS 17,8 kg
REXIs 4,4 kg
OTES 6,3 kg
OLA 21,4 kg
OCAMS  

OCMAS - OSIRIS-REx Camera Suite

OSIRIS-REx Camera SuiteDas für die Allgemeinheit wichtigste Instrument ist OCAMS, drei Kameras die Bilder von Bennu und der Probenname machen. Es sind insgesamt drei Kameras mit unterschiedlichen Aufgaben und Fähigkeiten. Sie ergeben sich aus der unterschiedlichen Distanz in der die Sonde von Bennu ist. anfangs noch Millionen km entfernt wird sie am Schluss auf Tuchfühlung gehen.

Zuerst wird Bennu von der Polycam erfasst. Polycam ist ein kleines Teleskop von 20,3 cm Durchmesser und einer Brennweite von 635 mm. Es ist ein Ritchey-Chetrien Teleskop, eine Technologie das ein verhältnismäßig großes Bildfeld ermöglicht ohne die optischen Fehler die normalerweise bei einem großen Bildfeld auftreten. Im Falle der Polycam ist es 0,8 Grad groß, etwa 50% größer als der Vollmond. Polycam wird Bennu schon aus großer Entfernung (500.000 km Distanz) einfangen und assistiert damit den Navigationscameras die erst bei kürzeren Distanzen Bennu erfassen können. Die Polycam kann Sterne der 12-ten Größenordnung detektieren. Bennu füllt erst in 36 km Entfernung das Blickfeld aus. Aus größerer Nähe wird Polycam den Planetoiden kartieren. Sie kann Details bis zur Kieselsteingröße, also einige Zentimeter (>5 cm) erfassen.

Wie bei einem Teleobjektiv kann die Polycam nicht nahe und fern Gegenstände gleichzeitig scharf abbilden. Ihr Fokus ist so gewählt das ferne Details scharf sind. Unterhalb 200 m Entfernung sind die Bild unscharf. Nähert sich die Sonde Bennu zu sehr so werden die Bilder unscharf. Nun tritt Mapcam in Aktion. Diese Kamera hat ein kleineres Objektiv mit einem Blickfeld von 4 Grad, also fünfmal größer als bei Polycam. Anders als diese hat sie aber ein Filterrad mit acht Filtern und kann Farbaufnahmen anfertigen. Wie ihr Name besagt wird sie Bennu aus einem ersten Orbit kartieren. Sie wird auch wegen ihre größeren Gesichtsfeldes nach einem Mond um Bennu Ausschau halten. Mapcam hat ein Linsenobjektiv mit 125 mm Brennweite und einer Blende von 3,3 (Öffnung 38 mm). Sie macht scharfe Aufnahmen bis zu einer Entfernung von 30 m von der Oberfläche.

Nur beim Sammeln von Bodenproben tritt SAMCAM in Aktion. Sie hat ein 28 mm Objektiv mit einer Blende von 5,5 (5 mm). Sie wird bei dem Sammeln von Bodenproben diese dokumentieren und Aufnahmen davon machen. Ihr Fokus beginnt erst bei 100 m Entfernung und lässt Aufnahmen bis in die nächste Nähe zu. Auch sie hat ein Filterad, doch an drei Positionen befindet sich nur ein Klarfilter. Er dient zur Blockierung von Staub und durch Rotation hat man dann für den nächsten Versuch wieder ein klares Gesichtsfeld. Drei Versuche sind so überwachbar. Die vierte Position trägt einen optischen Filter der den Fokus verschiebt. Er dient dazu vor der eigentlichen Mission die Kamera zu prüfen, da sie wenn man damit Sterne beobachtet sonst nur unscharfe Abbildungen produzieren würde .Ihr Gesichtsfeld beträgt 21 Grad. Samcam hat die schnellste Ausleserate von allen Kameras und liefert ein Bild in 1,5 s.

Alle drei Kameras nutzen denselben CCD-Sensor einen 1024 x 1024 (1 MPixel) mit einer Pixelgröße von 8,5 Mikrometern, gefertigt von Teledyne DAISA.  Das spart Kosten ein, auch wenn es nicht optimal für alle Kameras ist. Die Mapping-Kamera würde von einem größeren Sensor profitieren, doch für das Verfolgen des Samplevorgangs ist es wichtiger Bilder in schneller Folge zu machen wofür man die Bildgröße beschränken musste. Der Detektor selbst wiegt 0,6 kg und verbraucht 5,3 Watt an Strom.
 
Instrument Polycam Mapcam Samcam
Brennweite: 635 mm 125 mm 28 mm
F/D 3,1 3,3 5.5
FOV 0,8 Grad 4,0 Grad 21 Grad
Durchmesser Optik 203,2 mm 38 mm 5 mm
Auflösung aus 100 m Entfernung 1,36 mm 6,92 mm 35,8 mm

OSIRIS-REx LASER ALTIMETER (OLA)

OLAOLA ist ein Laserentfernungsmesser. Er hat verschiedene Aufgaben bei Bennu:

Er soll die Gestalt und innere Struktur von Bennu erforschen. Dazu kombiniert man die Laufzeit der Impulse mit den Radios-Science Daten der Sonde die über Geschwindigkeit, Beschleunigung informieren. Dies ist nötig weil die Umlaufbahn wegen der unregelmäßigen Gestalt nicht exakt kreisförmig ist. Damit stehen aber auch Daten bereit, die Rückschlüsse über die innere Struktur zulassen das heißt wie strak Bennu gerade an diesem Ort die Sonde anzieht.

Daneben wird OLA eine globale Höhenkarte von Bennu erstellen.

Zuletzt assentiert Ola der Bodenprobenname indem es um die Plätze für die Probenentnahme detaillierte Höhenprofile (im Meterbereich) und Daten über die Dichte und Rauigkeit des Regoliths liefert. Zuletzt wird OLA auch bei der Risiko Überwachung beteiligt sein indem es Unebenheiten in der Sampleregion bestimmt.

OLA besteht aus zwei NdYAg-Festkörper-Lasern. Einem Niedrigenergielaser mit 10.000 Impulsen/s und Einer Energie von 10 µj pro Puls und einem Hochenergielaser der nur 100 Impulse pro Sekunde abgibt, dafür aber mit einer Energie von 1 mJ. Er basiert auf dem Lidar-System von Phoenix. Beide Laser arbeiten bei einer Wellenlänge von 1064 nm. Beide Laser sind mit einem schwenkbaren Spiegel verbunden um ihn umzulenken. Gemessen wird mit einer lichtempfindlichen Diode das reflektierte Signal und daraus die Laufzeit des Signals bestimmt.

In 7-5 km Entfernung von Bennu beginnt die Bestimmung der Gestalt und internen Struktur zusammen mit den Doppeldaten. in 1000 - 700 m Entfernung wird eine hochauflösende globale Karte mit einem Höhenmodell angefertigt und bei unter 500 m Entfernung beginnt die Unterstützung für die Bodenprobenentnahme. Das Experiment liefert akkurate Ergebnisse zwischen 200 und 7500 m Entfernung. Es kann um 7 Grad geschwenkt werden. Der Spot hat auf Benu eine Größe (je nach Abstand zwischen 1,5 und 200 cm. Über die ganze Mission hinweg erwartet man sich von den Messungen ein Modell der Oberfläche mit einer räumlichen Auflösung von 7 cm.

Parameter Niedrigenergielaser Hochenergielaser
Arbeitsdistanz bei 4 % Albedo 0,15 - 1,5 km 1,0 - 7,5 km
Genauigkeit 5 bis 20 cm
Laufzeitauflösung <4 cm
Schwenkbereich ± 7 Grad in beiden Achsen
Größe des Spots auf der Oberfläche 0,015 - 0,15 m 0,27 - 2 m
Auflösung des Modells 7 cm.

OSIRIS-REx Thermal Emission Spectrometer (OTES)

OTESOTES ist ein ungekühltes Forurier-Transform IR-Spektrometer. Es fertigt Punktspektren von Bennus Oberfläche im mittleren bis fernen Infrarot (5-50 Mikrometer Wellenlänge) an und bestimmt die chemische Zusammensetzung den Wärmefluss und den Jarkowsky-Effekt, den Einfluss der unterschiedlichen Erwärmung der Oberfläche auf die Bahn. Das Instrument basiert auf dem TES von Mars Global Surveyor und Mini-TEs der Rover Spirit und Opportunity,

Es besteht aus einem 15,2 cm Teleskop mit einer Blende von 3,92 und einem Michelson-Spektrometer. Es fertigt Spektren einzelner Punkte eines Gesichtsfeldes von 0,46 Grad an. Das entspricht einer Auflösung von 40 m/Pixel im globalen Kontext und 4 m/Pixel von einzelnen Regionen. Da Bennu nur etwa 500 m groß ist das Instrument also sehr grobauflösend.

Ein Michelson-Spektrometer spaltet das Licht nicht wie klassische Spektrometer durch ein Prisma oder Gitter bzw. streifende Reflektion an gefurchten Oberflächen auf, sondern indem ein halbdurchlässiger Spiegel das Licht zum Teil in einen zweiten Strahlengang umlenkt. Dieser Teil wird dann mit dem ursprünglichen Strahl nachdem er einen anderen Weg durchlaufen hat vereinigt. Aufgrund der unterschiedlichen Weglänge ergibt sich dann eine Interferenz und das Interferenzmuster wird detektiert. Durch Bewegung des Spiegels kann man die Wellenmuster des Interferogramms verändern. Aus diesen kann man durch Fourier-Transformation das ursprüngliche Spektrum rekonstruieren.

Gegenüber den klassischen Spektrometern haben die Fourier-Interferometer einige Vorteile. So ist die Lichtstärke höher, weil alle Wellenlängen gleichzeitig detektiert werden, während bei einem klassischen Spektrometer durch die Aufspaltung auf jedes Detektorelement nur ein Teil des Lichtes fällt und zwar um so weniger je höher auflösend es ist. Zudem wird das ganze Spektrum gleichzeitig gemessen was das Signal-Rauschverhältnis verbessert und die Zuordnung der einzelnen Wellenlängen zu den Messpunkten ist durch die zusätzliche Verwendung eines Lasers als Referenzlichtquelle viel höher. Der einzige Nachteil, das man das Spektrum nicht direkt gewinnt, sondern einen leistungsfähigen Rechner zur Rekonstruktion benötigt spielt heute keine Rolle mehr.

Heute werden Fourier-Spektrometer vermehrt eingesetzt wenn man spektral hochauflösende Punktspektren gewinnen will, wie z.B. beim PFS an Bord von Mars Express und Venus Express.
Parameter Wert
Teleskopdurchmesser: 152 mm
Brennweite: 600 mm
F/D 4,92
Gesichtsfeld 0,46 Grad (0,8 m aus 100 m Distanz)
Spektralbereich 5,71 bis 100 µm Spektrum
7,41 bis 33,3 µm Radiometer
Genauigkeit 8,66 cm-1 Spktrum
1 % der Temperatur im Bereich 150 bis 380 K beim Radiometer

OVIRS – OSIRIS-REx Visible and Infrared Spectrometer

OVIRIS ist ein Beispiel für die zweite Art der heute verbreiteten Spektrometer. Es sind abbildende Spektrometer. OTES ist ein Beispiel für die klassischen Spektrometer die von einem Punkt der Oberfläche ein Spektrum gewinnen. Selbst mit einem großen Teleskop hat dieser Punkt bei OTRS eine Größe von 4-40 m. Ein abbildendes Spektrometer verwendet zuerst einmal die Bauweise eines klassischen Spektrometers: Ein Spalt blendet den größten Teil des Lichtes aus. Ein Gitter oder Prisma bricht das Licht des Spaltes räumlich auf, woraus aus dem Spalt (eine Dimension) ein in zwei Dimensionen verlaufendes Spektrum erstellt wird. Früher wurde dieses Spektrum mit einem lichtempfindlichen Detektor "abgefahren" oder es lag dort eine Zeile von lichtempfindlichen oder temperaturempfindlichen Elementen. Sie maßen die Intensität des Lichts und ihre Größe bestimmte die spektrale Auflösung.

Seit es lichtempfindliche CCD gibt wurde eine neue Abwandlung dieses Prinzips entwickelt. Anstatt einer Detektorreihe wird ein im sichtbaren Licht oder im Falle von OTES ein im infrarotem Wellenbereich empfindlicher Chip positioniert. Jede Spalte des Chips steht dann für die Intensität einer Wellenlänge. Die Anzahl der Spalten für die spektrale Auflösung. Jede Zeile bekommt licht von einer anderen Position im Spalt. Man erhält so vom ganzen Chip ein Spektrum von X Punkten des Spaltes. Bewegt man nun die Optik über die Oberfläche so bewegt sich auch der Spalt und man bekommt das Spektrum von vielen Spalten die wenn man sie aneinanderhängt ein zweidimensionales Bild ergeben.

Detektor von OTS ist ein HgCdTe-CMOS Detektor von 512 x 512 Pixel Größe. Derartige Chips können je nach Verhältnis der einzelnen drei Bestandteile sensitiv im nahen bis mittleren Infrarot sein. Bei OPTES wird der Bereich zwischen 0,4 und 4,3 Mikrometer Wellenlänge genutzt. Dieser breite Bereich (die Endwellenlänge ist mehr als 10-mal höher als die Startwellenlänge) ist nur deswegen möglich weil ein Filter über jeweils 102 Pixel gelegt ist, der das Sekundärspektrum blockiert. Ein Bereich ist vorgesehen für die Detektion von organischen Spuren zwischen 2900 und 3600 nm mit höherer Spektraler Genauigkleit.

Der Chip sitzt hinter einem klassischen Spektrometer: Ein Teleskop begrenzt die Größe des Eingangsstrahls, ein Spalt blendet eine Spalte darin aus und ein Gitter spaltet das Licht das durch den Spalt fällt in ein Spektrum auf. Ein drehbarer Off-Axis Spiegel bewegt den Spalt über die Oberfläche. Die Bauweise basiert auf dem Spektrometer LISA von New Horizons. Die Optik wurde aber deutlich vereinfacht, was auch die räumliche Auflösung deutlich begrenzt. Um die Empfindlichkeit zu erhöhen wird der Detektor auf 105 K durch passive Kühlung gekühlt. Da Bennu sehr lichtschwach ist werden 30 Pixel summiert und der Mittelwert gebildet. Während des Flugs findet eine Kalibration an stellaren Zielen mit bekanntem Spektrum und gegen eines Körper mit der Strahlung eines schwarzen Körpers einer Temperatur von 700 K .

Parameter Wert
Teleskop: 80 mm Durchmesser, 350 mm Brennweite, F/3,5
Räumliche Auflösung 4 mRad = 20 m aus 5 km Entfernung
Spektralbereich 1 400 - 900 nm Δλ/λ = 125 = Δλ < 7,5 nm
Spektralbereich 2 900 - 1900 nm Δλ/λ = 150 = Δλ < 13 nm
Spektralbereich 3 1900 - 4300 nm Δλ/λ = 200 = Δλ < 22 nm
Spektralbereich 4 2900 - 3600 nm Δλ/λ = 350 = Δλ < 10 nm
räumliche Auflösung 20 m global, 0,08 - 2 m von Stellen an denen Bodenproben genommen werden sollen.
Genauigkeit: 5 % Radiometrische Genauigkeit
2 % Pixel zu Pixel Präzision

OTES soll aus dem Kartierungsorbit Bennu mit einer Auflösung von 20 m kartieren. Die Kandidaten für die Stellen wo eine Bodenprobe genommen wird, mit einer Auflösung von 2 bis 0,08 m, je nach Distanz.

REXIS – Regolith X-Ray Imaging Spectrometer

Ein Röntgenspektrometer misst die von einem Himmelskörper abgegebene oder reflektierte Röntgenstrahlung. Es gibt drei radioaktive Elemente die Röntgenstrahlung abgeben dies sind Kalium, Uran und Thorium. Alle Isotope von Uran und Thorium sind radioaktiv, bei Kalium ist es eines. Bestimmt man die Wellenlänge der abgegebenen Strahlung so kann man feststellen welches Element sie abgeben und so eine Karte erstellen wie hoch der Anteil des jeweiligen Elementes an welchem Ort ist. Bei Bennu erwartet man keine großen Mengend er schweren Elemente Uran und Thorium sodass man so vor allem den Kaliumgehalt der Kruste räumlich kartieren kann.

REXISBennu wird aber auch vor allem von der Sonne mit Röntgenstrahlung bombardiert. Diese kann bei Kristallstrukturen Elektronen aus dem Kristall freisetzen die wenn sie wieder in die Gitterstruktur eingefügt werden ebenfalls Röntgenstrahlung eines charakteristischen Wellenlänge abgeben. Dadurch kann man die Kristallstrukturen der Mineralien und damit indirekt die mineralogische Zusammensetzung der Oberfläche bestimmen.

Da Röntgenstrahlen durch die Atmosphäre blockiert werden kamen Röntgenstrahlenspektrometer bisher nur bei der Erforschung von atmosphärenlosen Himmelskörpern zum Einsatz so beim Mond, den Planetoiden Eros und Itokawa und beim Planeten Merkur.

REXIS besteht aus drei Hauptelementen: Den Großteil macht der Kollimator aus ein, ein Gehäuse das den Einfall von seitlichen Röntgenstrahlen blockiert und nur Strahlen mit einem Winkel von maximal 30 Grad zur Längsachse passieren lässt. Der Kollminator legt das Gesichtsfeld des Instrumentes fest. Röntgenstrahlenspektrometer haben aufgrund dessen das man Röntgenstrahlen nicht durch eine Optik beugen kann, immer große Gesichtsfelder. Eine Maske am Einlass hat 64 Löcher die zufällig verteilt sind und nur noch 43,7 % der Röntgenstrahlen passieren lassen. Sie erzeugen so auf den Detektoren ein charakteristisches Punktmuster das es erlaubt den Ort einer Strahlenquelle besser vorherzusagen als es das relativ grobe Gesichtsfeld des Kollimators zulässt. REXIS ist das erste Instrument das diese Technik bei ausgedehnten Strahlungsquellen anwendet. Bei astronomischen Satelliten tat dies schon 1998 der ESA- Gammastrahlensatellit INTEGRAL. So erhält man eine räumliche Auflösung von 26,2 Bogenminuten obwohl das Gesichtsfeld des Instrumentes 30 Grad beträgt, also 60-mal größer ist. Der Preis ist eine aufwendige Elektronik die aus dem Punktmuster aus insgesamt 4 Megapixeln den ursprünglichen Ort jeder Strahlenquelle zurückrechnen muss.

Der Detektor ist ein Geld aus vier kommerziellen CCD mit 1024 x 1024 Pixeln und einer Pixelgröße von 24 µm. Da die CCD schon elektromagnetische Wellen mit viel geringerer Energie als Röntgenstrahlen detektieren können, sind sie mit einer 0,22 µm dicken Aluminiumfolie abgeschirmt. Sie blockiert sichtbares Licht und UV-Strahlen. Die Detektoren werden passiv um 60 "C unter die Umgebungstemperatur gekühlt. Dies wird durch einen Radiator an der sonnenabgewandten Seite bewerkstelligt. Darunter befindet sich die Elektronik zur Auswertung der Signale. Anders als bei einem visuellen Spektrometer muss man nicht die Röntgenstrahlen in ein Spektrum aufteilen. Die Strahlen schlagen aus den CCD-Pixeln Elektronen heraus, die direkt detektiert werden,. die Zahl ist proportional zur Energie der Röntgenstrahlen und da dies nicht je nach Wellenlänge nicht nur das betroffene Pixel betrifft sondern Die Energie ausreicht auch die die Umgebungspixel zu ionisieren kann man so direkt die Verteilung der Energie über die Wellenlänge messen.

Um Störungen durch die solare Röntgenstrahlung zu quantifizieren aber auch die Degradation der CCD durch solare Röntgenstrahlung zu erfassen befindet sich an der Seite des Instrumentes ein solarer X-ray Monitor (SXM). Er besteht aus einem durch Beryllium und Aluminium abgeschirmten Siliziumdrift-Detektor der die Intensität und das Spektrum der solaren Röntgenstrahlen bestimmt. Siliziumdriftdetektoren weisen eine viel geringere Strahlungsschädigung als die CCD auf und können daher zur Eichzwecken genutzt werden.

REXIS entstand aus einem Studentenexperiment und hat obwohl es mittlerweile ein offizielles Experiment hat auch noch studentische Beteiligung.

Parameter Wert
Gewicht: 4,4 kg
Stromverbrauch: 10,8 Watt
Fokuslänge: 20 cm
Detektoren: 2 x 2 CCD
Gesamtfläche: 24,157 cm²
Gesichtsfeld: 30 Grad
Räumliche Auflösung: 26,2 Bogenminuten (5,6 m aus 730 m Entfernung)
CCD-Parameter
CCD-Typ: MIT-LL CCID-41
Energieauflösung: 130 eV bei 5,9 keV
Energiebereich: 0,3 bis 10 keV (Quanteneffizienz > 0,3)
Pixel 1024 x 1024
Pixelgröße 24 x 24 µm
Aktive Fläche: 6,0388 cm²
Superpixelgröße: 192 x 192 µm
Tiefe: 45 µm
UV-Blocker: 220 nm dicke Aluminiumfolie
Betriebstemperatur: < -60°C
Maskenparameter
Dicke: 100 µm aus ASI-300 Rostfreiem Edelstahl
Musterdruchmesse: 98,304 mm (64 Löcher)
Flächenanteil der Löcher 0,5
Lochdurchmesser: 1,536 mm
Solar X-Ray Monitor SXM
Detektor: AMPTEK XR-100 SDD
aktive Fläche: 5 x 5 mm
Energiebereich: 1 bis 20 keV
Energieauflösung: 125 eV bei 5,9 keV
Dikce: 500 µm
Abschirmung: 0,0127 mm dickes Beryllium
Betriebstemperatur: < 0 °C

Radio Science

Das letzte Experiment benötigt keine spezielle Hardware. Es ist eine Zweckentfremdung des Sendesystems der Raunsonde. Dazu sendet OSIRIS-REx nicht Daten sondern lediglich die Trägerwelle. Sie wird von einem USO, einem ultrastabilen Oszillator geliefert, das ist ein Bauteil das eine Welle mit definierter Frequenz abgibt die Frequenz sollte möglichst stabil über die Zeit und unabhängig von der Temperatur sein. Zum Einsatz kommen durch den Piezoeffekt schwingende Quarzkristalle wie sie auch in Quarz-Armbanduhren zum Einsatz kommen. Ein USO wiegt typisch nur 1-2 kg und hat einen Stromverbrauch von 3 Watt, er liefert aber ein Signal das sich über 100 s um nicht mehr als 1 x 10-13 der Frequenz ändert.

Auf der Erde misst man die Frequenz des angekommenen Signals und kann so die Dopplerverschiebung messen. Sie ist ein Maß für die Geschwindigkeit der Sonde relativ zum Empfänger. Sind die Geschwindigkeit des Empfängers und Bennu bekannt so kann man die Gravitationswirkung von Bennu auf die Sonde berechnen und damit die Masse von Bennu, über die Zeit auch die Verteilung der Masse über die Bahn der Sonde.

Bei OSIRIS-REx wird man auch Delta-Differential One-Way Ranging nutzen. Dazu wird das Signal mit mindestens zwei, besser noch mehr Bodenstationen empfangen. Über die Differenz der Signal die die Raumsonde wegen der räumlichen Distanz unter unterschiedlichen Winkel sehen, kann man den Ort mit hoher Genauigkeit berechnen. Da damit der Ort bekannt ist kann die Gravitationskarte mit erheblich höherer Genauigkeit erstellt werden. Für diese Messungen assistieren sich die Raumfahrtagenturen oft gegenseitig. So stellte die NASA der ESA ihre Antennen zur Verfügung und umgekehrt, da je mehr Stationen man hat man die Genauigkeit erhöhen kann.

Das Ziel 101955 Bennu

Der Planetoid Bennu gehört zu der Klasse von Planetoiden (auch Asteroiden genannt, korrekt ist aber Planetoid ("kleiner Planet", Asteroid ist gebräuchlicher und gibt den Eindruck am Fernrohr wieder wo sie nur als schwache Sterne erscheinen und bedeutet "kleiner Stern") die auch für die Allgemeinheit interessant sind: er ist ein Erdbahnkreuzer. Jeder Asteroid der die Erdbahn kreuzt kann potenziell mit der erde zusammenstoßen. So was passiert laufend. Vor 50.000 Jahren schlug ein 45 m großer Planetoid den 1.200 km großen Barringer Krater in Arizona. Er ist der jüngste große Einschlagskrater. Bennu hat einen mittleren Durchmesser von 492 m. Er würde beim Aufschlag erheblich größere Verwüstungen anrichten. Er hinterlässt einen etwa 7 km großen und über 500 m tiefen Krater. Ein solcher Einschlag kommt nach statistischen Berechnungen alle >130.000 Jahre vor. (Berechnungen nach dem Earth Impact Effects Program). Ein solcher Einschlag würde in der Bundesrepublik ein Bundeland verwüsten, aber nicht eine globale Katastrophe auslösen wie sie in Spielfilmen wie Armageddon und Deep Impact beschworen wird.

Bennu wurde zum einen selektiert weil er als erdnaher Planetoid schnell erreichbar ist und man verhältnismäßig wenig Treibstoff benötigt um die Mission durchzuführen. Ein zweiter Grund war das er nach den bisherigen Beobachten zu den Kohlenstoffreichen Planetoiden gehört. Diese Klasse ist relativ selten und unterscheidet sich von den "gewöhnlichen" Planetoiden in einer höheren Konzentration von organischen Substanzen. Ähnliche Meteoriten, die man auf der Erde gefunden hat, bestehen oft auch aus verschiedenen Gesteinen die sich nicht trennten, sondern wild zusammengebacken wurden. Es gab nur wenige dieser C-Type Planetoiden die man mit vertretbarem Aufwand erreichen konnte.

Bennu hat ein Perihel mit einer Entfernung von 0,987 AE und ein Aphel mit einer Entfernung von 1,356 AE. ! AE (Astronomische Einheit) ist die mittlere Entfernung der Erde von der Sonne. Er kreuzt bei jedem Umlauf also die Erdbahn. Er gehört damit zur Klasse der Erdbahnkreuzer, genauer gesagt den Apollo-Asteroiden.  Im Jahre 2135 könnte er die Erde so nahe passieren, das er innerhalb der Mondbahn seinen nächsten Punkt zur Erde erreicht. Diese Passage könnte die Bahn so verändern, dass er später mit der Erde zusammenstößt. Doch auch ohne eine Bahnveränderung kommt Bennu in den Jahren 2169 bis 2199 der Erde sehr nahe kommen. Nach einer Studie beträgt das Kollissionsrisiko 0,07%.Bei einer Umlaufsdauer von 436 Tagen kommt er alle sechs Jahre der Erde einmal nahe.

Wie viele andere kohlenstoffhaltige Chrondriten hat Bennu eine sehr geringe Dichte. Vermessungen seiner Bahn zwischen 1999 und 2011 ergaben eine mittlere Dichte von nur 0,97 g/cm³, Andere Untersuchungen schätzen sie auf 1,25 g/cm³  entsprechend einer Masse von 62-78 Millionen Tonnen. Gestein hat eine Dichte von 2-3 g/cm³, so dürfte Bennu große innere Hohlräume aufweisen, wie man sie auch bei den Marsmonden Deimos und Phobos vermutet. Diese haben aber eine deutlich höhere Dichte. Die Rotationsperiode beträgt 4,288 Stunden.

Bennu wurde 1999 entdeckt und bis 2011 vom Arecibo-Radioteleskop beobachtet, das mit RADAR auch grobe Aufnahmen des Planetoiden anfertigte. Den Namen hat er nach einer Ausrufung eines Wettbewerbs der NASA für die Namensvergabe von einem Schüler der dritten Klasse erhalten. 8000 Einsendungen aus 25 Ländern gab es. Bennu ist ein Vogel in der altägyptischen Mythologie. Der Bezug zu OSIRIS-REx ist offensichtlich, den OSIRIS altägyptisch "Sitz des Auges" ist der ägyptische Gott des Todes, der Wiedergeburt und des Nils. Er war einer der wichtigsten Götter des alten Ägyptens und wurde auch in der hellenistischen Welt verehrt.

Die geplante Mission

Hier zuerst eine Beschreibung der geplanten Mission von OSIRIS-REx. Die reale Mission bzw. die Abweichungen zur geplanten Mission finden sie im nächsten Subkapitel.

Genehmigt wurde die Mission am 25.5.2011 nach einer Ausschreibung gewählt. Verlierer waren vor allem zwei Venus Missionen, die Venus ist das Stiefkind bei der US-Raumfahrt wie sich auch 2017 zeigte als zwei neue Discovery Missionen zu Asteroiden genehmigt wurden und ebenfalls zwei Venusmissionen verloren. Es gab eine Kostendeckelung von 800 Millionen Dollar ohne die Trägerrakete. Trägerrakete war eine Atlas V 401 von Lockheed-Martin, vermarktet von ULA.

Start von OSIRIS RExDas Startfenster zu Bennu öffnet sich am 3. September 2016 und dauerte 39 Tage, ein relativ langes Startfenster für eine Raumsonde. Sie startete dann am 8.9.2016.

Ereignis Zeitpunkt
Zündung Haupttriebwerk 2,7 s
Abheben 1,1 s
Drehmanöver 6,7 s
Mach 1 (Max-Q) 1 Min 6 s
SRM Abwurf 2 min 19 s
RD-180 Brennschluss 4 Min 2,08 s
Stufentrennung 4 Min 8,08 s
Zündung Centaur 4 Min 18,8 s
Abwurf Nutzlastverkleidung 4 Min 26,6 s
Brennschluss Übergangsbahn 12 Min 22,2 s
Erneute Zündung Centaur 33 Min 48,2 s
Brennschluss Centaur 40 Min 38,6 s
Abtrennung Osiris-Rex 55 Min 38,6 s
Entgasen Centaur 1 Std 21 Min 58,6 s
Missionsende 1 Std 56 Min 68,6 s

Die Sonde gelangt zuerst in eine Erdumlaufbahn. Die energieärmste Bahn zu Bennu wird erreicht wenn die Sonde die Erde in Äquatornähe verlässt. Daher gibt es eine 21 Minuten lange Freiflugphase auf der Parkbahn.

Osiris Rex gelangt auf eine hyperbolische Bahn mit einem C3 von 29,30 km²/², entsprechend einer Geschwindigkeit von 12,34 km/s relativ zur Erdoberfläche. Eine Atlas 401, das kleinste Atlas Modell hätte rund 2000 kg starten können. OSIRIS-Rex war etwas zu schwer. Die Version mit einem Booster ergab dann komfortable 2.700 kg Nutzlastkapazität und ein entsprechend großes Startfenster. Die Atlas 401 ist das zweitkleinste Modell. Es wird relativ selten eingesetzt, dies war erst der dritte Start des 411 Modells, bei insgesamt 65 Atlas V Starts bis zu diesem Zeitpunkt. Die erste Bahn führt deutlich näher an die Sonne heran als Bennus Bahn. Erst durch einen Erdvorbeifllug gelangt die Sonde auf eine Bahn die die von Bennu in flachem Winkel kreuzt., Bei Bennu muss sie dann zuerst die Bahn an die von Bennu angleichen und zuletzt den Planetoiden "umkreisen". (Es ist sehr schwer so kleine Körper zu umkreisen. bei Rosetta und dem etwa 10-mal größeren Kometen Churymasov-Geramisenko Verstand das Umkreisen in einem Dreieckskurs bei dem die Sonde jeweils beim Erreichen eines Eckpunktes ihre Richtung änderte).

Die Sonde befindet sich dann auf einer Bahn die zuerst innerhalb des Erdorbits führt. Im Januar 2017 ändert sie durch einige Zündungen die Bahn, damit sie am 22.9.2017 de Erde erneut passiert. Die Passage findet in 20.000 km Entfernung von der Erdoberfläche statt. Sie hat primär die Aufgabe die Neigung der Bahnachse auf 6 Grad anzuheben, der Neigung der Bahn von Bennu. Des weiteren hebt sie noch etwas das Aphel, den sonnenfernsten Punkt an. Danach befindet sich OSIRIS-REx auf einem Rendezvouskurs mit Bennu. Die Sonde hat nicht die gleiche Bahn sodass sie den Planetoiden mit einer Relativgeschwindigkeit von 530 m/s begegnet. Am 17.8.2018 sollte die Entfernung 2 Millionen km unterschreiten, dann sollte Polycam in der Lage sein Bennu zu lokalisieren. Ihre Bilder werden ausgewertet und die Sonde schrittweise verlangsamt bis sie nur noch eine Geschwindigkeit von 0,2 m/s relativ zu Bennu hat. Zuletzt wird wenn die Distanz 5 km erreicht die letzte Differenz in der Geschwindigkeit angeglichen und Bennu und OSIRIS-REx fliegen in Formation. Die Distanz beträgt dann 5 km. Dies sollte nominell um den 18.11.2018 herum sein. Es beginnt nun die Mission um Bennu. Diese ist nicht im Detail festgelegt sondern richtet sich nach den tatsächlichen Verhältnissen. Nominell dauet sie 739 Tage mit einer Reserve von 191 Tagen. Es ist aber bei ausreichenden Treibstoffvorräten denkbar dass man früher zur Erde aufbricht oder die 191 Tage für weitere Untersuchungen nutzt. Es ist auch denkbar das man bei genügend Treibstoff nicht früher sondern später aufbricht und noch mehr Zeit bei Bennu verbringt.

Zuerst verbleibt die Sonde in 5 km Entfernung. In dieser Distanz wird Polycam den gesamten Planetoiden kartieren, der in etwa 4 1/4 Stunden um seine eigene Achse rotiert. OLA wird den Jarkowski Effekt bestimmen. Dabei werden auch 12 Landeplätze selektiert die sowohl den Anforderungen nach Sicherheit wie auch Erreichbarkeit und der Möglichkeit dort Bodenproben zu entnehmen entsprechen. Danach reduziert OSIRIS-Rex die Distanz auf 1 km. In diesem wird man die globale Kartierung verbessern und die letzten Lücken schließen aber auch beginnen mit dem Laser Altimeter ein globales Modell von Bennu zu erstellen. Dabei wird die Sonde von Navigation relativ zu den Sternen umgestellt auf eine Navigation relativ zu Bennus Oberflächenmerkmalen. Nominell dauert diese Phase 31 Tage mit einem großzügigen Puffer von weiteren 45 Tagen. Der Orbit ist ein sonnensynchroner Orbit 1000 m über dem Zentrum den Planeten. In der folgenden Orbitphase B ändert sich die Distanz nicht doch nun sind alle Instrumente mit der Observation beschäftigt. Dabei wechselt die Sonde einmal pro Tag zwischen Ausrichtung auf Bennu und Ausrichtung zur Erde um die Daten zu senden (11 Stunden Beobachten, 13 Stunden senden). Hinter den Kulissen wird von den 12 Kandidat-Landeplätzen nun eine Auswahl von vier selektiert. Diese Orbitphase B dauert 60 tage mit einer möglichen Verlängerung um 35 Tage.

Nun schließt sich die genaue Vermessung der Probenentnahmeplätze an. Dabei wird OSIRIS-Rex sich bis auf 225 m an die Oberfläche nähern wenn ein Landeplatz untersucht wird, dazwischen bleibt sie in sicheren 525 m Distanz. Danach wird ein Landeplatz als primärer Untersuchungsort ausgewählt, die anderen drei erhalten einen Backup-Status.

Probenentnahme

ProbenentnahmeDas spannendste ist natürlich die Bergung der Bodenproben. Es gab schon mehrere Versuche Bodenproben zu bergen. Russland versuchte dies mit Bodenproben vom Mond. Die Bergung der Kapsel erweis sich dabei als das kleinste Problem. Die Luna-Missionen scheiterten oft schon bei der Landung oder Bodenprobengewinnung. Bei allen Missionen bei denen es gelang wurden aber typisch etwa 100-200 g Boden in einem aufgerollten Bohrkern gewonnen. Danach gab es Versuche Partikel des Sonnenwindes zu bergen (Genesis). Diese Mission schlug hart auf und die Probenkapsel wurde stark beschädigt. Besser verlief die Bergung von Materie eines Kometen (Wild/2) durch Stardust. In beiden Fällen sammelten die Sonden aber keine Bodenproben ein, sondern fingen Staubteilchen in einem schwammartigen Material beim Vorbeiflug. Die Bergung von Bodenproben durch die japanische Raumsonde Hayabusa scheiterte dagegen. Nur durch Zufall gelangten einige Staubkörner ins Innere. Neben dem Probenmechanismus versagte dann auch der Antrieb der Raumsonde. Die Mission wird derzeit als Hayabusa 2 wiederholt. Die Raumsonde Phobos Grunt die Bodenproben vom Marsmond Phobos gewinnen sollte scheiterte dagegen schon beim Start. Kurzum: Bisher ist die Erfolgsbilanz bei der Gewinnung von Bodenproben äußerst durchwachsen und der Erfolg nicht gesichert.

Die Bodenprobenentnahme ist relativ komplex bei OSIRIS-REx. Man hat sich gegen eine Landung und für das Verfahren eines "Berühren und wieder weg" entschieden. Die Vorbereitung einer Bodenprobenentnahme geschieht daher schon 9 Tage vor der eigentlichen Entnahme. zuerst werden neun Tage vor der Entnahme die Drallräder entsättigt, das heißt ihre Rotation gestoppt. Die Drallräder dienen sonst zum Drehen der Sonde. Werden sie während ihrer Rotation gedreht so dreht sich aufgrund des Impuls-Erhaltungssatzes OSIRIS-REx in die Gegenrichtung. Rotierende Räder würden aber wenn die Raumsonde mit der Oberfläche in Kontakt kommt den gleichen Effekt haben wie wenn man einen Kreisel anstuppst: Sie würde anfangen um ihre Achse zu rotieren.

Danach wird der Bodenprobenarm in zwei unterschiedlichen Richtungen voll entfernt und man misst das auf die Raumsonde dadurch einwirkende Moment. Dies wird nach der Bodenprobenentnahme wiederholt und aus der Differenz kann man eine Abschätzung der Probenmenge machen. Dies geschieht mit einer Genauigkeit von 49 g. Zwischen 4 und 1 Tag vor der Entnahme justiert die Sonde mit ihren kleinen Triebwerken die Bahn sodass sie den Entnahmepunkt erreicht.

10 Stunden vor der Entnahme werden die Kommandos zu Osiris-REX überspielt. Bei -4 Stunden 20 Minuten zünden die Triebwerke um eine Bahn zu erreichen die auf 125 m an die Oberfläche heranführt. danach dreht sich OSIRIS-REx um erneut um die Solarpaneele zur Sonde auszurichten und die Batterien maximal aufzuladen. 3 Minuten später bei -4 Stunden 2 Minuten wird der Arm voll ausgefahren. Bei 3 Stunden 20 Minuten dreht sich OSIRIS-Rex in eine Position in der die Navcams das Gebiet gut fotografieren können. Die Aufnahmen können nicht online ausgewertet werde, helfen aber später bei der Rekonstruktion wo man Proben entnommen hat. 85 Minuten vor der Entnahme tritt das LIDAR in Aktion. Es liefert nun genaue Entfernungs- und Geschwindigkeitsangaben.

TAGSAM Inspektion34 Minuten vor dem Aufsetzen drehen sich die Solarpaneele in die Y-konfiguration in der sie maximal von der Oberfläche entfernt sind. Dies soll das Absetzen von Staub auf den Solararrays minimieren. Bei 32 Minuten erreicht die Sonde die Position in der der TAGSAM senkrecht zur Oberfläche steht. Bei 23 Minuten erreicht die Sonde den letzten Checkpoint, 125 m von der Oberfläche entfernt. gibt es ein Problem so wird sich die Sonde nun automatisch wieder von Bennu entfernen. Gibt es kein Problem so zünden nun die Triebwerke mit dem kleinsten Schub und bringen OSIRIS-REx von der Vorbeiflugbahn auf eine Kollissionsbahn. Ab jetzt fließt ein dauernder Datenstrom mit kritischen Parametern zur Erde. Der Bordcomputer überwacht zudem die Sonde, ihre Parameter, Ausrichtung und Kurs. Gibt es ein Problem so zündet er automatisch die größeren Triebwerke die OSIRIS-REx gelangt auf einen Kurs der ihn von der Oberfläche wegführt. Dazu muss die Sonde nur um 0,7 m/s beschleunigt werden.

Bis zu diesem Checkpoint, also der 23 Minuten Marke wird das Manöver zweimal als Generalprobe vor der Probenentnahme mit der Sonde durchgespielt. 10 Minuten vor dem Aufsetzen in 55 m Entfernung zünden erneut die Feintriebwerke und justieren die Ankunftsgeschwindigkeit auf 0,1 m/s (+/- 0,02 m/s). In 5 m Entfernung, 50 s vor der Landung werden die Triebwerke abgeschaltet und die Lagereglung geht auf Reaktionsschwungräder mit niedriger Rate über.

Es läuft ein Timer und der Winkel des TAGSAM wird überwacht gibt es keinen Bodenkontakt oder erreicht der Winkel 45 Grad so löst dies das Abortmanöver aus. Die Probenentnahme wie beim TAGSAM erläutert dauert 5 Sekunden. 2 Minuten nach der Probenentnahme dreht sich OSIREIS-REX wieder in die Normalausrichtung in der die Solarpaneele zur Sonde ausgerichtet sind. Die Probenentnahmestelle sollte mit einer Genauigkeit von 25 m getroffen werden - relativ groß bei einem Planetoiden von knapp 500 m Durchmesser. Danach begutachtet man die Bodenproben. Der Arm dreht sich so, das Stowcam den Bodenprobenkopf aus drei Positionen fotografieren kann. Der Arm wird voll ausgefahren und an zwei Positionen die Veränderung des Moments der Sonde gemessen um die Masse zu bestimmen.

Wenn man nicht zufrieden ist so kann man die Entnahme noch zweimal wiederholen. Da zwischen Abschluss der Erkundungen und Abflug mindestens 8 Monate liegen hat man genug Zeit sowohl für zwei Generalproben und zwei Wiederholungen.

Die Rückkehr zur Erde

Nominell sollte OSIRIS-REx am 3. März 2021 wieder zur Erde aufbrechen. Doch dies kann man am 3.1.2020 vorziehen oder erst am 20.4.2023 durchführen. Man kann also die Mission deutlich verkürzen oder verlängern. Dies hängt von dem Verlauf der bisherigen Mission und den verfügbaren Treibstoffvorräten ab. Die Sonde wird nominell um 328 m/s schneller, was sie auf einen Vorbeiflugkurs mit der Erde ohne weitere Manöver bringt. Nominell stehen 60 und 30 Tage weitere Korrekturen an, um eine Distanz von 1000 km zu gewährleisten.  Bei -7 Tagen wird der Kurs nur auf einen direkten Kollisionskurs umgelegt. Es gibt Backupmöglichkeiten bis 12 Stunden vor der Passage. 4 Stunden  vor dem Eintritt wird die Kapsel abgetrennt und eine halbe Stunde später zündet OSIRIS-Rex ihre Triebwerke um nicht selbst zu verglühen. Nominell wird sie die Erde in 250 km Distanz passieren. Die erde wird sie in einen 0,5 x 1,0 AE Orbit umlenken. Für mindestens einen Monat stehen noch Mittel zur Verfügung um die Sonde zu verfolgen und ihren Orbit zu bestimmen. Abhängig von den Treibstoffvorräten und dem Zustand der Sonde ist eine erweiterte Mission denkbar, wie schon vorher bei den Raumsonden Deep Impact und Stardust die jeweils nach ihrer Primärmission weitere Kometen besuchte (Stardust: Tempel 2, Deep Impact Hartley 2)

Die Kapsel (SRC = Sample Return Capsule) tritt am 24.9.2023 mit einer Geschwindigkeit von 12,2 km/s unter einem Winkel von 8,2 Grad in die Erdatmosphäre ein. Die Passage (beginnend vom dem Beginn der Abbremsung, erwartet in 125 km Höhe) dauert 810 s. Das Landegebiet ist eine 80 km lange und 20 km breite Ellipse in der Wüste von Nevada. Eine negative Spitzenbeschleunigung von 31,8 g tritt auf.

Ereignis Datum
Start 8.9.2016
Erdflyby 22.9.2017
Erste Bennu Aufnahmen 17.8.2018
Ankunft bei Bennu 18.11.2018
Probenname Juli 2020
Rückkehr 3.3.2021
Landung Kapsel 24.9.2023

Die reale Mission

In einer Pressekonferenz vor dem Start wurde bekannt, das OSIRIS-REx 30 Millionen Dollar unter dem Budget liegt. Die Wissenschaftler wollen das Geld nutzen um das Risiko der Bodenprobenentnahme zu minimieren indem sei Bennu genauer untersuchen und mehr Generalproben durchführen. Zudem sollen damit weitere Experten bezahlt werden wenn die Bodenproben untersucht werden. Ob dies so klappt steht in den Sternen, denn andere Programme wie der Mars-Lander Insight haben ein Finanzierungsdefiizit, sodass eher wahrscheinlich ist, dass diese die Mittel erhalten.

Der Start verlief am 8.9.2017 nach Plan. Lediglich die Abtrennung von OSIRIS-REx erfolgte etwas später als nach Planungen: Nach 59 anstatt 55 Minuten jedoch noch im Zeitfenster von 15 Minuten. In en Wochen danach wurden die Instrumente geckeckt. So lieferte Stwocam Aufnahmen der SRC und Polycam eine Testaufnahme von Jupiter. Die Bahn hat nun die Bahndaten 0.77 x 1.17 AU

Am 28.12.2016 fand nach einem kleinen Kurskorrekturmanöver das die Ungenauigkeiten der Startbahn ausgleichen sollte das erste größere Manöver (Deep Space Manöver DSM) 1 an. Die Sonde verbrannte 354 kg Treibstoff und änderte ihre Geschwindigkeit um 431 m/s.

Am 22.9.2017 fand der Erdvorbeiflug statt. Die geringste Entfernung von 17.237 km wurde über der Antarktis erreicht. Die Erde änderte die Geschwindigkeit um 3.778 m/s. Der Vorbeiflug wurde genutzt um die Instrumente zu testen und zu kalibrieren. Die Sonde ist nun in einem 0.87 x 1.31 AU x 6.4 Grad geneigten Orbit.

Links

http://sci.esa.int/science-e/www/object/doc.cfm?fobjectid=45189

http://www.lpi.usra.edu/meetings/lpsc2013/pdf/1690.pdf

http://digitalcommons.usu.edu/cgi/viewcontent.cgi?article=1054&context=sdl_pubs

https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150000808.pdf

https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/o/osiris-rex

http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Mission_Booklets/AV/av_osirisrex_mob.pdf

http://ssed.gsfc.nasa.gov/IPM/PDF/1142.pdf

http://www.asteroidmission.org/wp-content/uploads/2016/05/OSIRIS-REx_FactSheet.pdf

http://meetingorganizer.copernicus.org/EGU2014/EGU2014-4687-1.pdf

http://spaceflight101.com/osiris-rex/

http://www.lpi.usra.edu/meetings/lpsc2013/pdf/1100.pdf

https://arxiv.org/pdf/1309.6665.pdf

https://ssed.gsfc.nasa.gov/IPM/PDF/1142.pdf

https://spaceflightnow.com/2016/09/07/osiris-rex-reaches-launch-pad-with-money-to-spare/

Artikel erstellt am 27.3.2017


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