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Pioneer Venus Orbiter

Einleitung

Es gibt von mir 3 Aufsätze über Pioneer Venus. sie lesen gerade den Aufsatz über den Pioneer Venus Orbiter. Daneben gibt es noch:

Der Pioneer Venus Orbiter

Der Orbiter bestand aus einem spinnstabilisierten Zylinder. In der Mitte befand sich ein Feststoffantrieb des Typs Star 24 mit 18 kN Schub. Der Zylinder basierte auf dem Design von INTELSAT 4, bei dem man eines der beiden Segmente verwendete. Er hatte einen Durchmesser von 2.50 m und eine Höhe von 1.22 m. Die Außenfläche war mit Solarzellen bedeckt. Zusammen waren es 7.4 m² bedeckt mit Solarzellen von 2x2 cm Größe Die Solarpanels gaben bei der Venus zu Beginn der Mission 312 W an Strom. (Erde: 226 Watt). Dazu kamen zwei je 7.5 Ah starke Nickel-Cadmiumbatterien für die Zeiten in denen sich Pioneer Venus Orbiter im Venusschatten befand. Sie sprangen ein sobald die Spannung in den Sonnenzellen unter 27.8 V sank. Die Bordspannung betrug 28 V.

BusEine Stromverwaltungseinheit schaltete bei abnehmender Spannung sukzessive Verbraucher ab. Zuerst die Experimente, dann die Datenverarbeitung und zuletzt die Sender.

Der Zylinder wurde durch Rotation um die eigene Längsachse stabilisiert. Während des Fluges zur Venus mit 0.5 Umdrehungen pro Minute, danach mit 5 Umdrehungen pro Minute.

24 Louver, gegenüber dem Weltraum zu öffnende Jalousien strahlten überschüssige Wärme ab.

Der Bus selbst stammte aus der Entwicklung der INTELSAT 4 Satelliten (die untere Hälfte eines HS 507 Busses). Weitere Teile der Sonde stammten aus dem OSO Programm, so die Regelung der Nutation durch eine Leitung mit flüssigem Freon, welches so gepumpt wurde, dass sich der Schwerpunkt der Sonde verschob. Die Sonde wurde daher auch von Hughes, dem Hersteller der INTELSAT Satelliten gebaut, der sonst keine Planetensonden anfertigte. Der Bus war für Pioneer Venus 1+2 identisch.

Die Abbremsung in den Venus Orbit geschah durch einen Star 24 Motor. Dieser wog beim Start 218.2 kg, nach dem Ausbrennen noch 18.3 kg. Er lieferte einen Schub von 18.3 KN über 28 Sekunden. Danach hatte er die beim Start 553 kg schwere Sonde (mit Adapter zur Trägerrakete 582 kg) um 1060 m/s abgebremst, dass sie in einen Venusorbit eintreten konnte. Der Star 24 Antrieb bestand aus zwei Halbkugelförmigen Titan Blechen in welcher der Treibstoff eingefüllt wurde. Die Dicke der Bleche betrug nur 0.71 mm.

Dieser Orbit wurde durch die Hydrazin Düsen feinjustiert, so dass Pioneer Venus Orbiter nach Ausbrennen des Feststoffmotors noch 374 kg wog. (179 kg Treibstoff) Es war dies das erste mal, dass eine Raumsonde durch einen Antrieb mit festem Treibstoff abgebremst wurde. Im Normalfall werden dazu Triebwerke benutzt, die mit flüssigem Treibstoff arbeiten. Als Folge konnte Pioneer Venus Orbiter die Bahn nach dem Einschwenken kaum noch ändern. Es benutzte dazu das Hydrazin das für die Lageregelung benötigt wurde. Zwei Tanks aus Titan von je 32.5 cm Durchmesser mit 32 kg Hydrazin diente zur Feinkorrektur der Bahn und erlaubte die Stabilisierung der räumlichen Lage durch vier radiale und drei axiale Schubdüsen, bei denen das Hydrazin katalytisch zersetzt wurde. Der Feststoffantrieb gab die Bahn vor. eine Hohmann Typ-II Bahn die sich von der Erde zweitweise entfernte. Das sparte 180 kg Treibstoff, allerdings hätte bei einem "normalen" Antriebssystem die Atlas Centaur locker dieses Mehrgewicht transportieren können. Die Schwestersonde wog über 900 kg und die Nutzlast zur Venus beträgt etwa 1.100 kg.

Zwei axiale Düsen waren an der Außenseite im 180 Grad Abstand angebracht und erhöhten oder erniedrigten die Geschwindigkeit. Ein dritter befand sich am Boden und bewegte die Sonde seitwärts und verschob so den Orbit. Die vier radialen Düsen waren in 2 Gruppen so montiert, dass sie die Sondengeschwindigkeit senkrecht zur Spinachse erhöhten oder erniedrigten, d.h. die Spinrate erhöhte oder absenkten.

OrbiterIn der Mitte der Sonde gibt es an einem Mast eine 1.09 m durchmessende Parabolantenne (mit einem primären und einem Backupsender) zur Kommunikation mit der Erde. Sie war an einem 2.9 m langen Mast angebracht. Sie wurde von zwei elektrischen Motoren entdrallt, konnte also auf die Erde ausgerichtet werden. (Der Motor drehte die Antenne genau in die entgegengesetzte Richtung der Rotation der Sonde. Die Daten über die Rotationsgeschwindigkeit lieferten die Sonnensensoren). Zwei weitere omnidirektionale Antennen mit einem Öffnungswinkel von einer Halbkugel befanden sich am Mast neben der Parabolantenne und einem kurzen Mast der unten aus der Sonde herausschaute. Die Hochgewinnantenne konnte für Durchleuchtungsexperimente um 15 Grad aus der Erde-Sonden Achse gedreht werden. Durch die Brechung an der Venusatmosphäre bekam man trotzdem noch Signale von der Venus.

Die Kommunikation mit der Erde erfolgte im S Band mit 20 W und im X Band mit 0.75 W. Die Öffnungswinkel der Sender betrugen 7.6 bzw. 2.2 Grad. Die maximale Datenrate lag bei nur 2048 Bit/sec. 12 verschiedene Datenraten für gespeicherte Daten, Realzeitdaten und Telemetrie zwischen 8 und 2048 Bit/sec gab es. Während der interplanetaren Reise betrug die Datenrate 1024 Bit/sec.

Daten empfing die Sonde bei 2115 MHz mit zwei S-Band Empfängern. Zur Erde wurde bei 2295 MHz gesandt. Die Geschwindigkeit der Sonde konnte mittels Dopplermessungen auf 3 m/s genau ermittelt werden.

Der X-Band Sender wurde nur für Durchleuchtungsexperimente benutzt. Die Sendeleistung war gering und das Signal konnte nicht moduliert werden. Für die Zwischenspeicherung von Daten gab es einen 1 MBit Speicher an Bord der Sonde. Er bestand aus zwei Einheiten von jeweils 524.288 Bits, die 256 Telemetrierahmen (die kleinste Einheit) speicherten. Dieser Speicher wurde primär genutzt wenn die Raumsonde von der Erde aus hinter der Venus verschwand. Dies konnte bis zu 26 Minuten dauern. Die Datenrate betrug dann 672 Bit/sec beim schreiben in den Speicher.

Ein Telemetrie Rahmen von 4096 Bits Länge bestand aus Unterrahmen von 64 Wörtern x 8 Bits. Das Format eines Unterrahmens konnte in einem von 13 Formaten per Kommando gewählt werden. Die einzelnen Fromate unterschieden sich in den Anzahl der wissenschaftlichen Daten und welches Instrument welche Daten lieferten. beispielsweise war das Radar Altimeter nur während der Periapsis aktiv, während das Photometer während der Apoapsis 43 der 64 Wörter eines Datenpaketes stellte.

Format PERA PERB PERC PERD PERE LACR PBK APOA APOB SUB-D
ORPA 5 3 3 1 2 42
OIMS 18 9 9 1 2 65
OETP 10 8 5 2 18
OUVS 11 7 7 18 7 1 1 41
ONMS 14 6 2 17
OCPP 8 8 43 33
OIR 4 47 4 41
OMAG 4 4 4 4 4 4 4 12 41
OPA 3 2 3 3 5 3 12 17
ORAD 10 28 1 54
OEFD 4 4 1 4 4 4 4 1
OGBD 1 1 1 17 82
Science subtotal 55 55 55 55 55 21 15 55 55 452
MRO 40
Engineering 34
Overhead 6 6 6 6 6 6 6 6 6 60* (Reserve)
Subcoms 3 3 3 3 3 3 3 3 3
Total 64 64 64 64 64 64 64 64 64 512

Die Datenrate zum Orbiter war geringer. Sie betrug nur 4 Bit/sec. Ein Kommando bestand aus 48 Bits, wovon 13 Bits zur Fehlererkennung dienten. Dies reduzierte die Gefahr, dass die Sonde ein falsches Kommando empfing auf 1 zu 1 Million. Es gab 192 Kommandos zur Steuerung und 12 Kommandos die Daten in verschiedenen Formaten enthielten. Neben der direkten Ausführung konnten auch 128 Kommandos zwischengespeichert werden. Dies konnte undekodiert, teildekodiert oder dekodiert erfolgen.

In der Summe war das Datenverarbeitungssystem der Sonde wie bei anderen Pioneer Sonden recht einfach aufgebaut und nicht mit den Bordcomputern von Viking oder Voyager vergleichbar. Die Sonden hatten eine geringe Autonomität und wurden vorwiegend von der Erde aus gesteuert.

Die Experimente des Orbiters

Der Orbiter hatte 11 Experimente in einem Gesamtgewicht von nur 45 kg an Bord. Diese befanden sich auf dem Zylinder oder schauten durch die Außenwand nach außen. Alle Experimente mussten also fähig sein bei einer rotierenden Sonde zu arbeiten. Die Auswahl der Experimente erfolgte 1974. Je nachdem ob man die Experimente die den Bordsender benutzen mitzählt oder nicht und diesen als ein Experiment oder als einen Detektor für 6 Fragestellungen ansieht findet man auch die Angabe 12 bzw. 17 Experimente.

Atmospheric Drag (OAD), Celestial Mechanics (OCM), Radio Occultation (ORO), Turbulence Experiment (OTUR), Internal Density Distribution (OIDD) und Gas-Plasma Environment-Dual Frequency Experiment (OGPE)

Die Sender der Raumsonde wurden auch als Experimente benutzt. Schwankungen der Frequenz und Phase ließen auf Gravitationsstörungen schließen. 40 Tage nach der Ankunft konnte die Atmosphäre mit Hilfe der Okkultationsmethode durchleuchtet werden, als der venusnächste Punkt der Bahn von der Erde aus hinter der Venus lag. Während 23 Minuten passierten die Funksignale die Atmosphäre und wurden um bis zu 17 Grad abgelenkt. Dies erlaubte es die Temperatur und Druckprofile zu ergänzen. Dabei gab es auch Daten über die Turbulenz der Atmosphäre. Je nachdem in welcher Phase der Bedeckung die Daten gewonnen wurden, lassen sich andere Parameter über die Physik der Venus und ihrer Atmosphäre bestimmen, weshalb die Sender gleich für sechs Fragestellungen als Experiment benutzt wurden.

Es gab zahlreiche Modi die möglich waren. Zum einen konnte die Sonde eine reine Trägerwelle bei 2293 MHz und 8407 MHz aussenden und auf der Erde bestimmte man Frequenz und Amplitudenveränderungen des Signals. Zum zweiten konnte man von der Erde auch ein 2.1GHz Signal aussenden. Die Sonde empfing dieses (schon frequenzverschoben), multiplizierte die Eingangsfrequenz mit 241/240 und sandte es zurück. Auf der Erde wurde das Signal mit einem analog generierten Signal überlagert und so die Unterschiede herausgefiltert.

In einem anderen Modus sandte man ein kohärentes Signal (mit gleicher Phase) bei 2293 und 8407 MHz. Auf der Erde gab es durch das interplanetare Medium aber unterschiedliche Phasen. so wurde das interplanetare Medium durchleuchtet. Bei der Passage des venusnächsten Punktes untersuchte man Gravitationsanomalien durch die unterschiedliche Dichte der Venuskruste.

Für die Untersuchung der Bahn der Venus (OCM Experiment) vermaß man die Signale von Pioneer Venus mit den Signalen von bekannten Radioquellen der Galaxis. Dadurch sollte die Bahn der Venus genauer bestimmt werden. Beim ORO Experiment richtete man die Hochgewinnantenne laufend auf die Erde aus, während die Sonde hinter der Venus verschwand. Das Radiosignal musste dann die Atmosphäre durchqueren und seine Veränderungen (Abschwächung, Phasen und Frequenzverschiebungen) gaben Aufschluss über die Dichte, Temperatur, Brechungsindex und Druck der Atmosphäre über 34 km Höhe. Darunter wurde das Signal auf die Oberfläche gestreut und war für diese Untersuchung unbrauchbar. Während der Primärmission gab es 80 Messungen zwischen dem Nordpol und 60 Grad südlicher Breite.

Bei OTUR maß man die kurzfristige Abschwächung des Signals (wie das Funkeln der Sterne) durch Plasmaströme des Sonnenwindes zwischen Sonde und Erde. Dazu wurde das Signal von zwei DSN Stationen aufgezeichnet und nach unterschiedlichen Abschwächungen untersucht. Zusammen mit Voyager 1+2 erhielt man so Messungen aus drei unterschiedlichen Regionen des Sonnensystems.

Beim OAD Experiment maß man die Veränderung des Orbits der Sonde (über die Veränderung des Radiosignals) wie sie resultierte wenn die Sonde durch die obere Atmosphäre abgebremst wurde und verglich dies mit den Vorstellungen die man über die obere Atmosphäre hatte.

Electron Temperature Probe (OETP)

Dieses Experiment bestand aus zwei zylindrischen Langmuir Proben. Diese waren 180° voneinander entfernt, so dass sich eine Sonde immer im Schatten der Sonde befand. Eine war parallel zur Rotationsachse angebracht an einer 40 cm Stange. Die zweite war am Ende eines 1 m langen Auslegers und radial zur Rotationsachse angebracht. Jede Probe hatte eine Länge von 7.0 cm und einen Durchmesser von 0.25 cm. Eine Sägezahlspannung wurde zweimal pro Sekunde angelegt. Die Spannung wurde elektronisch zwischen 0.5 und 10 V variiert. Bei Detektion von vielen oder wenigen Elektronen konnte die Messzeit variiert werden.

Während des Fluges gab es 56 Messungen im hochauflösenden Modus von je 1 Sekunde Dauer. Bei der Venus erfasste das Experiment Elektronentemperaturen und bestimmte deren Dichte in der Ionosphäre und der oberen Atmosphäre. Untersucht wurde auch die Interaktion mit dem Sonnenwind. Das Instrument wog 1.5 kg und verbrauchte 2.0 W an Strom.

Infrared Radiometer (OIR)

Das 8 Kanal Radiometer bestimmte die Temperatur in der Atmosphäre von 60 - 150 km Höhe. Es identifizierte Wolkenschichten und sollte den Wasserdampfgehalt bestimmen. Es basierte auf einem Radiometer, welches für die NIMBUS Wettersatelliten entwickelt worden waren. Als einzige Instrument fiel es sehr früh während der Primärmission aus: Schon am 4.2.1979, nach 3 Monaten Betrieb stellte es den Betrieb ein. OIR wog 5.9 kg und verbrauchte 5.2 W an Strom.

OIR bestand aus einem 48 mm großen parabolischen Spiegel der 45 Grad zur Rotationsachse weg schaute. Er bündelte das Licht auf 8 Detektoren: 5 im Bereich des 15 Mikrometer Absorptionsbandes von Kohlendioxid (Temperaturmessungen), einer im Bereich des Absorptionsbandes von Wasserdampf  bei 40-50 µm (Bestimmung des Wasserdampfes), einer bei dem 2.0 µm Absorptionsband von Kohlendioxid (Bestimmung der Dichte von Aerosolen und Wolken) und ein Breitbandkanal von 0.2 bis 4.5 µm der die gesamte solare Strahlung maß. Dadurch konnte das Instrument die Temperatur und die Verteilung von Wasserdampf und Aerosolen messen. Temperaturmessungen waren auf 0.5 K genau bei 240 K. Das Instrument scannte den Horizont ab und erreichte dort eine vertikale Auflösung von 5 km. Während der 72 Orbits die es arbeitete wurden 800.000 Messungen gemacht.

OCPPCloud Photopolarimeter (OCPP)

Dieses Experiment war eine weiterentwickelte Form des Photometers von Pioneer 10+11. Neu war das Teleskop und der Anschluss an die Sonde.

Das Teleskop war ein 1.5 Zoll Teleskop mit einer Öffnung von 3.7 cm mit einem dahinter liegenden Filterrad mit 16 Positionen. Je 3 Positionen entfielen auf 4 Filter (255-285 nm, zentriert bei 270 nm, 355-380 nm (zentriert bei 365 nm),  540-555 nm (zentriert bei 550 nm) und 930-950 nm (zentriert bei 935 nm). Ein Limbfilter und 3 "Imaging" Filter ergänzten dieses.

E gab 4 Silizium-Photodioden mit erhöhter UV Empfindlichkeit. Direkt hinter dem Filterrad lag ein Wollaston Prisma. Es spaltete das Licht nach Polarisationsebenen auf, welches von 2 Siliziumphotodioden registriert wurde. Bilder entstanden mit 2 anderen Photodioden, die im 90 Grad Winkel dazu standen. Dazu wurde der Filter in eine Position gefahren in der zwei Spiegel das Licht umlenkten. Eine Photodiode schaute auf die Grenze Atmosphäre-Venus und eine nach unten. Durch Bewegung der Sonde und rotation um die eigene Achse baute sich so ein Bild auf.

Im Abbildenden Modus wurde meist der UV Filter benutzt. Das Gesichtsfeld betrug 0.5 mrad, das entsprach 30 km im venusfernsten Punkt der Bahn. Es dauerte 3.5 Stunden um ein Bild anzufertigen. Maximal 5 Bilder waren pro Umlauf möglich. Jedes war etwa 1000 x 1000 Pixel groß.

Im Photopolarimetermodus betrug die Auflösung nur 0.5 Grad (500 km). In diesem Modus wurde in 4 Spektralkanälen gleichzeitig gemessen.

Nahe des planetennächsten Modus arbeitete das Instrument im "Limb" Modus. Das Gesichtsfeld betrug 0.25 Grad und das Instrument schaute auf den Horizont und nahm die Wolkendecke von der Seite auf mit einer Auflösung von 0.6 bis 1 km.

Das Photopolarimeter wog 5 kg und verbrauchte 5.4 Watt an Strom.

OEFDElectric Field Detector (OEFD)

Dieses Experiment bestand aus 4 Detektoren, welche das elektrische Feld in einem 30 Grad Sektor maßen. Die Kanäle hatten ihre maximale Empfindlichkeit bei 100,730,7350 und 30000 Hz. Empfänger war eine V förmige VLF Antenne von 66 cm Länge. Bestimmt sollte die Interaktion zwischen dem Sonnenwind und der Ionopause der Venus werden. Das Experiment beruhte auf dem an Bord von Pioneer 8,9 und E erprobten Detektor. Bei einer Datenrate von 512 Bit/sec zur Erde konnte eine Frequenzmessung pro Sekunde erfolgen.

Der gesamte Messbereich lag bei 50-50000 Hz. Jeder der 4 Empfänger hatte einen Breite von 30 % der Zentralwellenlänge. Sollte es in de Venusatmosphäre Blitze geben, so würden sie sich mit Signalen im 100 Hz Kanal verraten. Das Experiment wog 0.8 kg und verbrauchte 0.7 W an Strom.

Gamma Ray Burst Detector (OGBD)

Dieser Detektor sollte mehr Klarheit über die mysteriösen Gammastrahlenausbrüche erbringen. Spionagesatelliten, welche verbotene Atomexplosionen überwachen sollten, stellten zuerst fest, dass es im Weltall sehr kurze Gammastrahlenblitze gab, deren Ausbrüche recht rasch wieder abklangen, lange Zeit zu schnell, um feststellen zu können von wo der Ausbruch kam. Seit die Daten 1973 veröffentlicht wurden hatte man durchschnittlich 18 Ausbrüche pro Jahr registriert.

Zwei je 3.8 × 3.2 cm große Cäsiumiodid Kristalle dienten als Szintillationsdetektoren. Sie waren an einen 0.5 cm dicken Szintillator aus Kunststoff gebunden und ergaben einen gemeinsamen Phoswitch Szintillator. Eine 0.25 mm dicke Folie schirmte geladene Teilchen ab. Beide Detektoren befanden sich an der Außenseite der Raumsonde, 180 Grad voneinander entfernt. Im Normalfall arbeitete das Gerät im Backgroundmode und detektierte in 4 Energiebereichen Gammastrahlen zwischen 100 keV und 2000 keV. Trat ein Ereignis auf, so wurden im Triggermodus Realzeitdaten mit hoher Geschwindigkeit an Bord der Sonde gespeichert. Dann fand eine Messung alle 11.7 ms statt, es waren technisch auch 0.25 ms erreichbar. Dafür gab es einen 20 KBit Speicher in dem Instrument in dem es die Daten schnell zwischenspeichern konnte.

Der Detektor war als eines der wenigen Experimente während der ganzen Mission in Betrieb. Vom Dezember 1978 bis Juli 1988 wurden 225 Gammastrahlenausbrüche im Triggermodus detektiert. Eine Analyse der Daten des Backgroundmode ergab nach Missionsende, das es 217 weitere Gammastrahlenausbrüche und 126 solare Flares gab, welches das Instrument aber nicht in den Triggermodus brachten.

Der Grundgedanke des Gammastrahlendetektors war nicht, dass das Instrument genau die Richtung eines Ausbruches feststellen konnte. Dazu war es nicht fähig. Aber man verfolgte den Gedanken, dass Pioneer Venus sich immer mindestens 42 Millionen km von der Erde entfernt war. Eine Quelle würde also die Erde und Pioneer Venus zu unterschiedlichen Zeitpunkten detektieren. dadurch sollte die ungefähre Richtung des Signals feststellbar sein. OGRB wog 2.8 kg und brauchte 1.3 Watt an Strom.

OINMSIon Mass Spectrometer (OIMS)

Dieses Massenspektrometer suchte nach Ionen in der oberen Atmosphäre und Ionosphäre und bestimmte ihre horizontale und vertikale Verteilung. Das Instrument basierte auf Vorläufern auf den Satelliten der OGO Serie / Explorer Serie. Es operierte oberhalb von 150 km. OIMS war weitgehend identisch zu dem Instrument auf dem Bus. Ionen mit Atommassen von 1- 56 u konnten bestimmt werden. (u: Atomare Masseneinheit). Es gab einige Modi in denen gezielt nach Ionen gesucht werden konnte. Im Normalmodus tastete es den Messbereich in 6.3 Sekunden ab. Dazu gab es den Sweep Modus. In diesem wurde der Gesamtbereich innerhalb von 1.8 Sekunden bei geringer Auflösung abgetastet und dann Bereiche in denen man Ionen detektierte mit höherer Auflösung in jeweils 4.5 Sekunden abgetastet. Die am häufigsten Ionen (je nach Modus 8,4 oder 2) konnten je Modus auch laufend abgetastet werden.

Das Instrument war ein Bennet Radiofrequenz Massenspektrometer. Ionen traten durch einen Aluminiumzylinder ein und passierten eine Röhre aus Drähten. Bei dieser wurde eine Spannung variiert um die Ionen zu beschleunigen. Danach wurden sie durch ein variierbares Radiofrequenzfeld. Zwei Detektoren hatten unterschiedliche Empfindlichkeiten.

OIMS wog 3 kg und verbrauchte 1.5 W an Strom.

Magnetometer (OMAG)

Das Magnetometer basierte auf dem Design der Apollo 15+16 Subsatelliten. Es bestand aus einem 4.6 m langen Ausleger. An einem Ende waren zwei Ring Sensoren untergebracht, ein dritter Sensor war um 45 Grad gedreht auf der halben Länge des Auslegers angebracht. Die ersten beiden Sensoren waren parallel und senkrecht zur Rotationsachse angeordnet. Sie maßen das äußere Magnetfeld. Der innere Sensor stellte das Eigenmagnetfeld der Sonde fest. Alle waren triachsiale Fluxgate Magnetometer. Das Magnetometer sollte das Magnetfeld der Venus im interplanetaren Raum und die Interaktion des Sonnenwindes mit der Venus beobachten. Da der exzentrische Orbit sehr unterschiedliche Anforderungen an das Instrument stellte, war es ausgelegt für sehr unterschiedliche Messzyklen. Im Interplanetaren Raum wurde ein Vektor alle 32 Sekunden gewonnen. Im Venus Orbit ein Vektor alle 8 Sekunden, doch nahe der Ionosphäre wurde ein Vektor in 0.25 Sekunden gemessen.

Die Empfindlichkeit war sehr hoch, da vorhergehende Sonden kein Magnetfeld gefunden hatten. Man wollte die Restmagnetisierung der Venus und seine Interaktion mit dem Sonnenwind vermessen. Der oberste Messbereich lag bei 128 nT, die Empfindlichkeit zwischen 0.0625 und 0.5 nT, in Abhängigkeit von der Messfrequenz. Am 16.10.1988 fielen die äußeren Sensoren aus, und es waren nur noch Messungen um eine Achse möglich. Das Magnetometer wog 1.8 kg und verbrauchte 2.0 W an Strom.

ONMSNeutral Mass Spectrometer (ONMS)

Dieses Massenspektrometer arbeitete mit 3 Ionenquellen und einem Quadrupolmassenspektrometer. Es sollte die obere Atmosphäre untersuchen und ihre molekulare Zusammensetzung bestimmen. Zur Steigerung der Sensitivität konnten die Ionenquellen im offenen und geschlossenen Modus arbeiten. Der Messbereich lag zwischen 1 und 45 u. Die Auflösung betrug Δm/m = 10.000. Die horizontale und vertikale Verteilung der wichtigsten Gase der oberen Atomsphäre wurde bestimmt. Daraus ließ sich die Dynamik, chemische und thermale Veränderung der Atmosphäre ableiten. Bestimmt wurden im Routine Scanmodus He, O, O2, CO, CO2, N2, und Ar. In einem zweiten Modus konnten die Moleküle H/D, H2, C und NO selektiv untersucht werden. Eine Ionenquelle ionisierte durch Elektronenbeschuss die Teilchen, trennte diese über den Filter auf und detektierte sie mit einem Elektronenvervielfacher. Zwei verschiedene Ionisierungsenergien von 27 und 70  eV konnten ausgewählt werden.

Im offenen Modus erfasste es vor allem frei fliegende Teilchen der Thermosphäre mit hoher kinetischer Energie (diese betrug bei Sauerstoff z.B. im Mittel 8 eV). Im geschlossenen Modus wurden dagegen fast nur Teilchen die von der oberen Atmosphäre reflektiert wurden erfasst (mittlere Energie 0.025 eV). Die Selektivität (Maximaler Druck 0.0001 Pa) erlaubte es unterhalb 250 km Höhe die Atmosphäre zu untersuchen. Dies war während der Primärmission über der nördlichen Hemisphäre möglich. Vor dem Eintritt in die Atmosphäre hatte sich der venusnächste Punkt auf die Südhalbkugel verschoben, so dass man hier ergänzende Messungen erhielt.

Das Massenspektrometer wog 3.8 kg und verbrauchte 12 W an Strom. Eine modifizierte Version dieses Instruments wurde 20 Jahre später auf der japanischen Marssonde Nozomi eingesetzt.

OPASolar Wind Plasma Analyzer (OPA)

Dieses Experiment basierte auf einem analogen Detektor an Bord von Pioneer 10+11. Es war ein Energie pro Masse / Ladungsanalysator. Er schaute entlang der Spinnachse und so erfasste er durch die Rotation die Umgebung der Sonde. Hinter einer Öffnung waren zwei gebogene Metallplatten auf denen ein veränderbares elektrostatisches Feld lag. Es konnten nur Ionen den Kanal passieren welche eine bestimmtes Verhältnis von Energie pro Masse hatten. Der Radius der Platten betrug 12 cm, der Zwischenraum betrug 1 cm.

Es hatte 5 Stromkollektoren und Elektrometer. Der Energie / Ladungsbereich lag bei 50 -8000 V bei Ionen in 32 Schritten und 0.25-500 V bei Elektronen in 16 Schritten. Der Detektor hatte eine Feld von 85 × 360 Grad. Das Gesichtsfeld jedes Einzelsensors lag zwischen 15 x 25 Grad und 15 × 45 Grad je nach Position. Angepasst an das innere Sonnensystem war die Elektronik die auf der von Pioneer 8+9 basierte. 1 Schritt pro Energieeinheit dauerte 1 Sekunde,

Bestimmt sollte der Sonnenwind außerhalb der Ionosphäre und im Magnetfeldschweif werden. Dazu kamen Messungen während des Fluges zur Venus. Durch das Ansteigen des Planetennächsten Punktes und der Veränderung der Sonnenaktivität über einen 11 Jahres sah das Instrument die Venusionosphäre in verschiedenen Zuständen und verschiedene Wechselwirkungen. OPA wog 3.9 kg und verbrauchte 5.0 W an Strom.

Retarding Potential Analyzer (ORPA)

Dieses deutsche Instrument stammte von der Fraunhofer Gesellschaft für Physikalische Weltraumforschung.

Dieses Instrument benutzte eine Langmuir Sonde als Verzögerungspotentialanalysator. Es bestimmte Elektronentemperaturen und Konzentration, Die Konzentration und Temperaturen der wichtigsten Ionen, die Driftgeschwindigkeit der Ionen und die Verteilungsfunktion von Photoelektronen. Das Instrument war eine Adaption eines Instrumentes auf dem deutschen AEROS Satelliten. Es gab zwei Sensorköpfe, jeder bestand aus einer Gitterfalle und einem Elektrometer. Er konnte im Ionen-, Elektronen- oder Photoelektronbestimmungsmodus arbeiten. Übermittelt wurden die Daten wenn die Achse des Raumschiffs den Vektoren der Teilchen am nächsten waren.

ORPAZwischen einer Eintrittsöffnung von 6 cm Durchmesser und dem Kollektor gab es 5 Gitter an die verschiedene Spannungen angelegt wurden. Die Gitter lenkten seitlich anfliegende Elektronen ab, so dass nur Elektronen im zentralen Teil den Kollektor erreichen. Dieser bestand aus einer durch ein Elektrometer stabilisierten 20 V Gleichspannung. Eine 30 cm große Blende schützt das Instrument vor seitlich einfallenden Teilchen.

Das Instrument hatte eine Reihe von Betriebsmodi. Es konnte als Elektron-Langmuirsonde, in einem Ionenmodus und als Photoelektronsonde arbeiten. Normalerweise gab es Messungen alle 120 km. Wobei das Instrument zu 3 verschiedenen Koordinaten während 3 Rotationen ausgerichtet wurde um den Geschwindigkeitsvektor von Elektronen zu bestimmen. Man konnte das Instrument aber auch so umprogrammieren, dass es alle 20 m nur die Anzahl an Teilchen maß.

Das Ziel war es das Verständnis von Reaktionen von Ionen untereinander zu vertiefen. Es sollte der Mechanismus der Plasmabewegungen untersucht werden und wenn die Venus über einen Polaren Wind verfügt, sollte er untersucht werden. Das Instrument bestimmte die Grenze zwischen Sonnenwind und Ionosphäre zu 400-500 km und untersuchte dort die Interaktion zwischen Sonnenwind und Ionosphäre. Kurz vor dem Eintritt von Pioneer Orbiter konnte das Instrument in 150-170 km Höhe über der Nachtseite thermale Elektronen und Ionen nachweisen. Das Instrument wog 2.9 kg und verbrauchte 2.4 W an Strom.

Radar Mapper (ORAD)

Das Radargerät an Bord von Pioneer Venus wurde zu dem populärsten Instrument. Es war kein abbildendes Radar, sondern ein Höhenmessgerät (Altimeter). Eine nur 38 cm große Antenne sandte während der Rotation ein Signal von 1 Sekunde Dauer und einer Frequenz von 1.757 GHz zur Venus. Empfangen wurde das Echo und die Laufzeit bestimmt. Die Kombination von kleiner Antenne, niedriger Frequenz und Rotation der Sonde beim Senden um 30 Grad, führte zu einem sehr breiten Korridor von 23 × 7 km auf der Venus in der die Höhe mit einer Genauigkeit von 150 m gemessen wurde. Kombination mehrerer Messungen entlang der Bahn führte zu einer Höhenmessung von 100 m Genauigkeit in einem 16 × 20 km großen Gebiet. Die Auflösung nahm mit steigender Entfernung zu, so dass man die besten Werte bei der Periapsis bei 17 Grad Nord erhielt. Sowohl weiter nördlich wie auch weiter südlich nahm die Auflösung ab. Bis 4700 km Höhe über der Oberfläche wurde das Radar benutzt, in dieser Höhe betrug die Auflösung dann schon 75-100 km, war also deutlich schlechter als Aufnahmen von der Erde aus. (Die besten erdgebundenen Aufnahmen hatten Auflösungen von 10-16 km). Dafür konnte das Instrument auch die Teile der Venus erfassen, welche von der Erde aus nicht beobachtbar waren. Die Messpunkte von ORAD lagen 150 km voneinander entfernt. Unterhalb von 700 km erhöhte man die Frequenz um die Punkte direkt unter der Sonde besser zu erfassen.

In einem äquatornahen Streifen konnte man ORAD auch als seitwärts schauendes RADAR einsetzen. Dann maß man 64 Reflexionen des Radarstrahls und erhielt eine Bodenauflösung von 30 km. Dieser Modus war aktiv wenn die Sonde näher als 550 km an der Venus war. Dann wurden 200 anstatt einem Puls pro Sekunde ausgesandt. Dieser Streifen, ist hier abgebildet.

ORAD war das anspruchsvollste Instrument. Es beinhaltete über 1000 integrierte Schaltungen. Sie prozessierten das Signal an Bord vor und erzeugten einen Pixelstreifen von 64 Pixels à 23 km Größe pro Rotation der Sonde. Das ORAD Instrument wog 9.7 kg und verbrauchte 18 W an Strom.

Ultraviolett Spectrometer (OUVS)

OUVSDas UV Spektrometer bestand aus einem 50 mm Cassegrainteleskop mit einer Brennweite von 250 mm. Daran angeschlossen war ein 25 mm Ebert-Fastie Spektrometer mit einer Brennweite von 125 mm. Ein Gitter mit 3600 Furchen pro Millimeter zerlegte das Spektrum in seine Farben. Daraus konnte mit einem Schrittmotor eine Spektrallinie von 1.3 nm Breite gemessen werden. Das Abschreiten des Spektrums durch den Stepper konnte in 0.44 nm Schritten erfolgen.

Detektoren waren Photokathoden. eine Cäsiumiodid Photokathode hinter einem Lithiumfluorid Fenster war sensitiv für Licht von 100-190 nm Wellenlänge, die zweite war eine Telluriodid Photokathode hinter einem Quarzfenster, dass kurzwellige UV Strahlung blockierte. Sie war empfindlich zwischen 180 und 380 nm.

Das Instrument hatte verschiedene Betriebsmodi. Zum einen konnte es im "Spektralmodus" ein 4 x 256 Punkt Spektrum abtasten. Jeweils eine 256 Punkt Sektion wurde in einer Sekunde gewonnen, brauchte aber mehr als eine Umdrehung zum Senden zur Erde.

Im "Abbildenden Modus" wurde eine Spektrallinie und eine Photokathode ausgewählt und die Intensität gemessen, während die Venus an dem Instrument vorbeizog.

Typischerweise konnte das Instrument zur Venus sehen 135-35 Minuten vor der Periapsis und 15 Min vor der Periapsis bis 10 Minuten danach. Den Rest des Tages beobachtete es helle Sterne zur Kalibration. Während der ersten Beobachtungsphase arbeitete es im abbildenden Modus, während des zweiten im Spektralmodus.

Airglow, gestreutes Sonnenlicht und Lyman-Alpha Emissionen von Wasserstoff wurden in der Thermosphäre, Mesosphäre und Exosphäre der Venus entdeckt. Die Messungen bestimmten die Zusammensetzung und Verteilung von Gasen in der Thermosphäre, bestimmte die Photochemie der Venus und den Druck an der obersten Smogschicht. Das Instrument arbeitete zwischen 110 und 340 nm und wurde gerne auch für astrophysikalische Beobachtungen z.B. von Kometen benutzt. In der ersten Phase der Beobachtung beobachtete man das Vorkommen von molekularen Sauerstoff und Kohlenmonoxid. Später beobachtete man die langfristige Veränderung der Konzentration von Schwefeldioxid in der Atmosphäre. Mit zunehmender Sonnenaktivität kam dann noch die Veränderung der Wasserstoffkonzentration um die Venus hinzu.

OUVS wog 3 kg und verbrauchte 1.7 W an Strom.

Start einer atlas CentaurDie Mission von Pioneer Venus Orbiter

Der Pioneer Venus Orbiter (Pioneer Venus 1) wurde mit einer Atlas Centaur Trägerrakete am 20.5.1978 gestartet. Das Startfenster wäre noch bis zum 10.6.1978 offen gewesen. Dieser frühe Start, lange vor den Multiprobe Sonden, diente dazu, die Ankunftsgeschwindigkeit bei der Venus zu minimieren. Bei anderen Raumsonden hätte man wahrscheinlich mehr Treibstoff mitgeführt (was die Atlas Centaur Trägerrakete auch erlaubt hätte, denn Pioneer Venus Orbiter war ja mehr als 300 kg leichter, als Pioneer Venus Multiprobe), doch durch das starre Konzept eines Feststoffantriebs war dies nicht möglich. Es galt die Sonde in einer Bahn abzusetzen bei der die Sonde bei der Ankunft relativ zur Venus eine genau definierte Geschwindigkeit hatte. So machte der Treibstoff des Feststoffantrieb nur 180 kg der 545 kg Startmasse aus. Bei einer Bahn wie bei den Eintauchsonden wäre mehr als die Hälfte der Sondenmasse Treibstoff gewesen.

Die Atlas Centaur beförderte die Sonde auf eine Bahn welche die Sonde zuerst nach außen führte, ihren sonnennächsten Punkt jedoch bei der Venus hatte. Dadurch brauchte die Sonde erheblich länger für die Reise als ihre Schwestersonde. 82 Tage lang befand sich die Sonde außerhalb der Erdbahn.

Nach dem Start wurde das Magnetometer ausgefahren und die Experimente kurz durchgecheckt. Am 1.6.1978 stand die erste Kurskorrektur an, welche die Ungenauigkeiten des Starts beseitigen sollte. Die Sonde sollte ihre Geschwindigkeit um 3.33 m/s ändern. Doch die Sonde tat dies nicht. Es zeigte sich, dass ihre internen Sicherheitsmechanismen angesprungen waren. Die Steuerung um die Rollachse hatte einen Sensor, der Alarm schlug wenn dies Sonde ihre Geschwindigkeit zu stark änderte. Das war bei dem Beschleunigen der Fall. Durch die Position der Düsen bekam die Sonde auch eine Rollbewegung und der Sicherheitsmechanismus schaltete automatisch die Düsen ab. Nachdem man ihn temporär deaktiviert hatte konnte die Zündung schließlich doch durchgeführt werden. Nach 8 Stunden war die Bahn um 348 km auf die Nordseite der Venus verschoben. Den ersten Gammastrahlenausbruch detektierte die Sonde im frühen Juni. Zusammen mit dem Erdsatelliten Vela und der deutschen Raumsonde Helios 2 bekam man so Hinweise auf den Ursprung der Quelle. Bei dem bis dato stärksten Ausbruch der sich am 5.3.1979 ereignete konnte man die Richtung recht genau angeben: Er kam von der großen Magellanischen Wolke. Alleine während der 6 Monate zur Venus detektierte Pioneer Venus Orbiter 6 Ausbrüche. Spätere Untersuchungen mit neueren Erdsatelliten zusammen zeigten, dass die Quelle dieser Ausbrüche außerhalb der Milchstraße liegen muss, wahrscheinlich 5-10 Milliarden Lichtjahre von der Erde entfernt.

Am 2.12.1978 begannen die Vorbereitungen zum Einschwenken in den Orbit. Die Rotation der HGA Antenne wurde aufgehoben und die Omnidirektionale Antenne genutzt. Die Bitrate sank so von 1024 auf 64 Bit. Danach wurde die Sonde so gedreht, dass die Düse des Antriebs in die richtige Richtung schaute, zuletzt die Rotation der HGA wieder aufgenommen und die Datenrate wieder auf 1024 Bit/sec erhöht.

Ein Problem das beim Flug beider Pioneer Venus Sonden auftrat waren Bit-Flips. Die Halbleiterelemente waren erstmals so weit miniaturisiert, dass sie empfindlich für kosmische Strahlen waren. Diese bewirkten ein Umkippen einzelner Bits. Noch gab es keine Prüfschaltungen die solche Fehler erkennen konnten. Für die Atmosphären Sonden hatte man keine Möglichkeit diese Fehler zu korrigieren. Es traten aber keine auf, vielleicht wegen der guten Abschirmung der Sonden. Beim Orbiter rief man vor der Ausführung immer den Kommandospeicher ab, doch bei dem Einbremsen in den Orbit war dies nicht möglich. Dieser fand auf der Rückseite der Venus  statt ohne Funkkontakt zur Erde. Man begegnete dem indem man beide Kommandospeicher mit Timersequenzen lud und zwar mit unterschiedlichen Zeitschritten.

Bild von OCPPAm 4.12.1980 schwenkte Pioneer Venus Orbiter in einen elliptischen Orbit mit einer Periapsis von 153 km Höhe und einer Apoapsis von 66.900 km Höhe ein. Die Neigung betrug 105 Grad. Der Feststoffmotor zündete nach 7 Monaten im Weltraum (auch dies war eine Novität) pünktlich und verringerte die Geschwindigkeit um 1050 m/s. Da die Sonde sehr früh in ihrem Startfenster gestartet verfügte sie über noch sehr viel Hydrazin in ihren Tanks. Schon nach dem Einbremsen in den Orbit begann man den Treibstoff zu sparen, denn durch die limitierte Sendeleistung konnte man nicht alle Experimente simultan betreiben. Man wollte dies durch eine längere Mission ausgleichen.

  Geplant Erreicht Endgültig
Niedrigster Bahnpunkt 350 km 378.5 km 150-200
Umlaufszeit 24 h 23 h 11 m 26 s 24.03
Periapsis Länge 18.5 N 18.64 N 17 N
Periapsis Breite 203.223 E 207.99 E 170.2 E
Inklination 105 105.021 105.6

Dieser Orbit war ideal für die Kommunikation mit der Erde, da er eine Umlaufperiode von 23 Stunden 11 Minuten hatte. Doch er bedeutete auch, dass insbesondere das Radargerät nur einen kleinen Teil der Oberfläche in naher Entfernung erfassen kann und für einen größeren Teil weit entfernt ist, die Auflösung also jenseits von 17 Grad Nord, wo der venusnächste Punkt lag absank. Die südlichen polaren Gebiete waren überhaupt nicht erfassbar. Das erfassbare Gebiet der Venus lag so zwischen 73 Grad Nord und 63 Grad Süd, das entspricht 93 % der Oberfläche. Die Auflösung des Radargerätes betrug bei, planetennächsten Punkt 16 × 20 km, nahm dann aber rasch ab, so dass im Mittel nur eine Auflösung von 75 km erreicht wurde, dies war weniger als es die Erdbeobachtungen mit Radar zuließen (1-17 km), diese konnten aber nur bei der Opposition erfolgen und deckten so etwa 35 % der Venusoberfläche ab. Die Höhenauflösung betrug 100 m.

Der Feststoffmotor arbeitete besser als geplant, da die Umlaufszeit unter 24 Stunden lag. Dies musste nun ausgeglichen werden. Um die Untersuchungen des venusnahen Raumes zu verbessern wurde entschieden zuerst den venusnächsten Punkt abzusenken. Am 5.12.1978 senkte man durch eine dreiminütige Zündung der Triebwerke den venusnächsten Punkt auf 250 km ab. Im selben Orbit senkte man die Spinrate von 15 auf 6 Umdrehungen pro Minute ab und nahm die ersten Instrumente in Betrieb. Am 6.12.1978 passte man dann endgültige die Umlaufszeit an und erreichte den endgültigen 24 Stunden Orbit.

Dieser Orbit teilte sich in 2 Phasen ein. Eine von 4 Stunden rund um den venusnächsten Punkt und eine von 20 Stunden um den venusfernsten Punkt. Während des ganzen Orbits arbeiteten das Magnetometer, der Detektor für elektrische Felder und der Gammastrahlendetektor. Während der 20 Stunden machte das Cloud Photometer seine Aufnahmen. Dann wurde es deaktiviert. Während der 4 Stunden rund um den planetennächsten Punkt waren dagegen alle anderen Experimente aktiv. Jeden Tag musste rund um den venusfernsten Punkt der Speicher mit den Kommandos aufgefrischt oder zur Kontrolle (Bitfehler) ausgelesen werden.

Im Venusfernsten Punkt wurden die Aufnahmen der Venus mit dem Photopolarimeter gemacht. Nominell gab es pro Umlauf 4 Bilder. Es gab 350 Bilder während der Primärmission vom 4.12.1978 bis zum 4.8.1979. In den folgenden erweiterten Missionen wurden weniger Bilder gemacht. Insgesamt während der gesamten Mission in etwa 1000.

Im 10 Orbit fiel der RADAR Mapper aus. Man versuchte ihn wieder zu reaktivieren, doch ohne Erfolg. Dann schaltete man ihn ab und nach einem Monat testweise an und er arbeite wieder. Bald zeigte sich dass es zu Störungen kam wenn man das Instrument länger als 10 Stunden betrieb. Das Team vermutete, dass sich elektrostatische Aufladung an den Schaltungen sammelte. Innerhalb von 10 Tagen konnte man feststellen, dass der Radar Mapper arbeitete wenn man ihn nicht zu lange am Stück anließ. Während der ersten Orbits hatte man ihn nie abgeschaltet. Man verlor einen Monat mit Aufnahmen, konnte diese jedoch im Anschluss nachholen.

Ein zweiter Defekt war weitaus gravierender und dauerhaft: Im 70sten Orbit fiel das Infrarot Radiometer dauerhaft aus. Das Problem konnte in der Stromzufuhr lokalisiert werden, aber nicht behoben werden.

Während der ersten eineinhalb Jahren bis zum Juli 1980 behielt man diesen Orbit mit einer Periapsis zwischen 150 und 250 km Höhe, um die obere Atmosphäre und Ionosphäre zu studieren.Die Primärmission war nun beendet.

Ohne laufende Zündung der Düsen hebt die Sonne die Periapsis an. Nach der Primärmission hatte man die Wahl ob man wie bisher den Orbit durch Zündungen der Düsen stabilisiert (dann reicht das Hydrazin für 2 weitere Venustage also etwa 500 Erdtage) oder ob man Hydrazin einspart und die Sonne die Bahn verändern lässt. Man entschied sich für das erstere bis dieses knapp wurde. Am 31.3.1981 musste man den Radar Mapper deaktivieren, weil die Raumsonde sich nun schon zu stark von der Venus entfernt hatte. Nach Orbit 600 am 27.7.1980 gab man die Stabilisierung auf und die Periapsis stieg an. Im ersten Venustag um 400km, dann langsamer. 1984 nur noch um 225 km alle 243 Erdtage. 1986 erreichte die Sonde ihre größte Venusentfernung von 2290 km, danach sank der Orbit wieder. Zahlreiche Beobachtungen des Strahlungsgürtels und der oberen Atmosphäre mussten mit dem ansteigenden Orbit wegfallen. So, dass nun astrophysikalische Experimente im Vordergrund standen. Das UV Spektrometer konnte bis 1984 aber eine Reduktion der Schwefeldioxidgehaltes in der Atmosphäre auf ein Zehntel des Wertes von 1978 feststellen. Dieses zusammen mit der Entdeckung einiger charakteristischen Oberflächenstrukturen wurde als Anzeichen eines aktiven Vulkanismus gedeutet. 

1988 nach 10 Jahren im Orbit war Pioneer Venus Orbiter gealtert, aber noch im guten Zustand. Am kritischsten war der Zustand der Solarzellen die bei höheren Temperaturen in Venusnähe schneller altern als im Erdorbit. Der Strom des Solargenerators war von 13A auf 4A gesunken. Das führte dazu, dass man Experimente die mehr als 1 Stunde betrieben werden mussten im Time Sharing Betrieb nacheinander einschaltete. Einer der Sender hatte an Leistung verloren und einer der beiden Kommandoenkoder war nur noch in einem schmalen Frequenzband empfindlich.

Den primären Despunmechanismus hatte man 1984 deaktiviert um Strom zu sparen. Die Sonnensensoren wurden während der mehrstündigen Sonnenstürme geblendet und dann nicht benutzt. Ab Dezember 1990 wurden sie nur noch sporadisch aktiviert um die Batteriebelastung zu minimieren. Eine der Düsen musste im Oktober 1984 deaktiviert werden als ihre Leistung abfiel. Im März 1986 fiel einer der beiden Speicher für Messdaten aus. Nun war die Datenrate auf maximal 2048 Bit/sec begrenzt.

Als die Sonde im April 1991 wieder auf 1000 km. Nun konnte man wieder die die meisten Experimente für Atmosphärenuntersuchungen aktivieren. Als sie im Mai 1992 wieder 150 km Höhe erreicht hatte, wurde sie wieder durch den letzten Treibstoff in einer Höhe von 130-150 km stabilisiert. Am 1.9.1992 hatte sie noch 1.86 kg Treibstoff an Bord. Nach 6 Zündungen der Treibstoff zu Ende war, fiel sie weiter und am 8.10.1992 verglühte die Sonde in der Atmosphäre der Venus. Während des letzten Jahres waren nun auch wieder Atmosphären und Ionosphärenmessungen möglich. diese dritte Phase war äußerst wertvoll, da die Sonde nun die Atmosphäre während einer anderen Phase des 11 jährigen Sonnenzyklus untersuchen konnte und es auch möglich war sich näher dem Planeten zu nähern als während der Primärmission. Ursprünglich hoffte man die Sonde etwas länger bis zum Dezember 1992/Januar 1993 betrieben zu können, wenn man den Oktober überstand, da dann es wieder ein kurzzeitiges Ansteigen des Orbits gibt. Doch die ausgedehntere Atmosphäre bremste die Sonde stärker ab.

Berglühen des OrbitersZwischen 1984 und 1987 passierten eine Reihe von Kometen die Venus in einer Distanz, die den Einsatz des UV Spektrometers erlaubten. Die Sonde untersuchte so den Kometen Encke vom 13-16 April 1984; Giacobini-Zinner vom 8-15 September 1985; Halley vom 27. Dezember 1985 bis zum 9 März 1986; (Detektion einer Abgabe von 40 t Wasser beim Perihel) Wilson vom 13 März bis 2 Mai 1987; NTT am 8 April 8, 1987 und McNaught vom 19 - 24 November 1987.

Die Gesamtkosten der Mission des Orbiters betrugen 125 Millionen Dollar. Dabei sind aber auch die Kosten für die 14 jährige Mission enthalten, aufgrund der einfachen Bauweise ist zu erwarten, dass der Orbiter preiswerter als die Multiprobe Sonde war, die wegen ihrer nur 5 Mate dauernden Mission Kosten von 83 Millionen Dollar aufwarf.

Zusammenfassung

Pioneer Venus 1+2 waren das vorletzte und wohl einzige ernsthafte Programm der USA, welches der Venusforschung diente. Im Vergleich zu den Kosten hat dieses Programm sehr viele Ergebnisse erbracht, wenn man es auch nicht mit den Anstrengungen der UdSSR vergleichen kann. Schon der nächste Schritt der USA zur Venus hatte mit mehr Hindernissen zu kämpfen.

Schon bevor Pioneer Venus 1 startete, gab es Pläne für eine weitergehende, fortschrittlichere Mission. Das Hauptaugenmerk galt der Radarakartierung der Venus, neben weiteren Atmosphärenanalysen aus dem Orbit. Diese Mission VOIR (Venus Orbiting Imaging Radar) wurde nach den ersten Ergebnissen von Pioneer Venus 1979 aus der Taufe gehoben und 1982 wieder eingestellt. Eine vereinfachte Version, der Venus Radar Mapper (VRM) wurde dann 1983 als eines der vier Kernprogramme der Planetenerkundung der achtziger Jahre vorgestellt. Die Finanzmisere der NASA unter der Reagan Administration, also Milliarden für SDI Projekte, aber kein Geld für die Planetenerforschung gab, zwangen dazu den Pioneer Venus Orbiter weiter zu betreiben, obgleich er von 1981-1991 wegen der angestiegenen Periapsis wenig zur Venusforschung betragen konnte.

Erst das Reduzieren von VOIR nur auf das Radar als einziges Instrument und die Verwendung von Ersatzteilen aus dem Voyager und Marinerprogramm führte schließlich (Mit Schützenhilfe der eindrucksvollen Aufnahmen der Venera 15+16 Sonden) zum Bau von Magellan. Diese Sonde kartierte von 1991-1994 die Venus. Wegen eines fehlenden Budgets zum Betrieb der Sonde musste Sie 1994 aufgegeben werden.

So bleibt Pioneer Venus als das einzige richtige Venus Unternehmen in Erinnerung. Weitere Missionen der USA zur Venus sind nicht geplant. Die Merkursonde Messenger wird die Venus passieren um zu Merkur zu gelangen. Die nächste Venussonde wird von der ESA kommen: Venus Express.

Startdaten

Erfolg bei der folgenden Tabelle heißt kein Fehlstart, nicht Erfolg der Mission

Erfolg Datum Nutzlast Trägerrakete
x 20.05.1978 Pioneer Venus Orbiter SLV-3D Centaur
x 08.08.1978 Pioneer Venus Multiprobe SLV-3D Centaur

Quellen

NSSDC Query: NASAs Katalog der Raumsonden und Satelliten

JPL Pioneer Page

http://eas.uccs.edu/~aketsdev/MAE%205595_files/Pioneer%20Venus_Mission%20Characterization.pdf

Enzyklopädie Astronautica

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