Quelle: ESA, NASA, Caltech, Wikipedia

Die Erkenntnisse der berühmten Viking-Sonden, die im Jahr 1976 am Mars gelandet waren, waren nicht angetan Euphorie zu entfachen, und so dauerte es lange bis nach diesen der Mars wieder in den Fokus der Forschung gelangte. Im Rahmen des Planetary Observer Programms der NASA, einem Programm mit welchem nach den teuren Viking Missionen mit günstigeren Sonden die Planetenforschung wieder aufgenommen werden sollte, wurde 1992 Mars Observer gestartet. Jedoch wurde zu diesem schon 3 Tage vor Erreichen eines Marsorbits der Kontakt verloren, und das gesamte Programm fand damit ebenfalls gleich sein Ende.
1993 wurde das Mars Exploration Programm der NASA initiiert, ein weit in die Zukunft gerichtetes Programm zur Erforschung des Mars. Die Zielsetzungen waren weitreichend:

• Gibt oder gab es jemals Leben auf dem Mars?
• Wie läßt sich das Klima am Mars charakterisieren?
• Welche Geologie herrscht am Mars vor?
• Wie ist eine menschliche Präsenz am Mars möglich?

Dies alles sollten die zukünftigen Sonden, die man Richtung Mars senden wollte, klären. Die Programme wechselten in der Zukunft, die Zielsetzung im Grunde nicht.

Mars Global Surveyor (MGS)

MGS markierte somit die Wiederaufnahme der Erforschung des Mars durch die NASA. Am 7. November 1996 stand eine Delta II am LC-17A des Capes und hievte MGS mit einer Startmasse von 1062 kg in Richtung Mars. Als Erstes sah man es als erforderlich an den Mars zu kartieren. Dazu verfügte MGS über einige Instrumente, darunter auch eine Kamera und ein Laseraltimeter. Denn das Programm sah ja auch Lander und Rover vor, und um geeignete Landestellen festlegen zu können, musste man den Mars etwas besser kennen. Und damit ergab sich eine weitere Anforderung an MGS. Die Oberflächeneinheiten würden aufgrund von Massenbudgets, Stromversorgung und Orbitalmechanik niemals in der Lage sein die anfallenden Datenmengen Richtung Erde zu schicken. Die Orbiter konnte man jedoch mit ausreichenden Sendeanlagen versehen, so dass nur der kurze Datenverkehr von der Oberfläche in den Orbit verblieb, welcher von leichten, trotzdem breitbandigen, aber energiesparsameren Funkeinrichtungen bewerkstelligt werden konnte.
Auch MGS war damit von Beginn an als Relaisstation im Marsorbit ausgelegt. Eine 1,5 m durchmessende Hochgewinnantenne (HGA) stellte mit nur 25 Watt Sendeleistung im X-Band bei 8,4 GHz den Datenverkehr mit der Erde her. Die Datenrate ändert sich dabei natürlich mit dem Abstand von Erde und Mars und konnten bei kurzer Entfernung 85,3 kbit/s erreichen. Zur Sicherheit war auch eine Niedriggewinnantenne vorhanden. Die Mars Relais Antenne stellte im UHF-Band bei 437.1 MHz die Verbindung Richtung Marsoberfläche her. Nur einen Monat nach MGS wurde die Mars Pathfinder Mission gestartet, mit dem der Rover Sojourner auf den Mars gebracht wurde. Da wurden diese Fähigkeiten von MGS bereits benötigt.
Am 2. November 2006 wurde der Kontakt zu MGS verloren. Anhand eines schwachen Signales konnte festgestellt werden, dass sich die Sonde im sogenannten „safe mode“ befindet. Da durch einen Irrtum beide Kopien der Bordsoftware fehlerhaft waren, war der Orbiter verloren.
MGS steht nicht mehr zur Verfügung.

Mars Climate Orbiter (MCO)

Praktisch jedes Programm der NASA hat mit den selben Problemen zu kämpfen. Mit Budgetüberschreitungen oder Kürzungen von Budgets. Unter der Prämisse „cheaper, better, faster“ wurde diese, sowie auch die Mission Mars Polar Lander (MPL), durchgeführt. Ob sie „schneller“ oder „billiger“ waren sei dahingestellt. „Besser“ waren sie allerdings nicht. Mit 638 kg Startmasse war sie auch „leichter“, ganz im Sinne der Prämisse. MCO hatte auch über eine 1,3 m durchmessende HGA für das X-Band und über eine UHF Funkeinrichtung zur Bodenkommunikation verfügt.
Am 11. Dezember 1998, nur gut 2 Jahre nach MGS, wurde MCO gestartet. Die Flugbahn, in die MCO nach der Ankunft am Mars kommandiert wurde, war jedoch zu tief über der Oberfläche. Das konnte die Sonde nicht überstehen. Als Ursache konnte festgestellt werden, das Lockheed Martin imperiale Einheiten statt der von der NASA geforderten SI Einheiten verwendete, und die Diskrepanz und Missinterpretation der Zahlenwerte führten zu der fehlerhaften Kursänderung.

Der ebenfalls stattgefundene Verlust von Mars Polar Lander wurde übrigens nie endgültig geklärt. Als warscheinlichste Ursache nahm man an, dass durch ein Softwareproblem die Landetriebwerke bereits in einer Höhe von ca. 40 m deaktiviert wurden und MPL zerschellte.
Durch die beiden Misserfolge zerschellte aber auch der „cheaper, better, faster“ Ansatz gleich mit.
MCO stand also nie zur Verfügung.

2001 Mars Odyssey (ODY)

Bereits am 7. April 2001, also keine zweieinhalb Jahre nach MCO, startete die NASA ihren nächsten Orbiter. Die Startmasse von ODY betrug 758 kg. Ein Schwerpunkt der Aufgaben von ODY war die Suche nach Wassereis und die globale Kartierung von Mineralien am Mars. Zu diesem Zweck hat sie unter anderem eine Multispektralkamera, einen Strahlungsdetektor und ein Gammastrahlenspektrometer an Bord. Wassereis konnte übrigens klar nachgewiesen werden. 2012 musste eines der Reaktionsräder abgeschaltet und durch ein Reserverad ersetzt werden. Das Partikelspektrometer ist bereits seit 2003 inaktiv.
Eine sehr wichtige Aufgabe fiel ODY aber auch mit der Weiterleitung der Daten der beiden Marsrover Spirit und Opportunity zu.
Die ebenfalls 1,3 m durchmessende HGA sendet wiederum im X-Band bei 8,4 GHz, mit der simultan Daten empfangen und gesendet werden können. Es stehen weiter eine Mittelgewinn- und eine Niedriggewinnantenne zur Verfügung. Zur Kommunikation mit den Bodeneinheiten wird wiederum ein UHF System benutzt.
2015 wurde der noch verfügbare Treibstoffvorrat auf ODY als ausreichend für einen Betrieb bis ins Jahr 2025 bewertet. Vielleicht konnte noch sparsamer mit diesem umgegangen werden, das Problem bleibt allerdings dass wir schon bald im Jahr 2026 stehen.
ODY ist nach wie vor im Einsatz, und gehört zum sogenannten Mars Relais Netzwerk, mit dem Daten der Marsrover zum Deep Space Network der NASA und an ESTRACK weitergeleitet werden. Mit 170,4Mbit/tag transferiert ODY einen relativ kleinen Teil der Gesamtdatenmenge.

Mars Express (MEx)

Nun wurde auch die ESA aktiv. MEx wurde am 25. Dezember 2003 bei einer Startmasse von 1120 kg von einer Sojus-FG/Fregat von Baikonur aus gestartet. An Board befand sich auch der Lander Beagle 2. Die Aufgaben solcher Orbiter sind immer vielfältig.
Die MARSIS-Antennen sollten bis in eine Tiefe von 5 Kilometer unter der Oberfläche nach Wasser suchen. Die hochauflösende HRSC Stereokamera kann den Mars mit einer Auflösung bis zu 10 m kartografieren; mit der Optik des Super Resolution Channel bis zu 2 m, was aber recht problematisch ist. Weitere Instrumente sind vorhanden um Atmosphäre und Mineralogie des Mars zu untersuchen.
Zur Kommunikation mit der Erde verfügt MEx über eine 1,6 m durchmessende HGA mit der im S-Band (2.1 GHz) und im X-Band (8,4 GHz) gesendet werden kann. Zur Sicherheit ist auch eine Niedriggewinnantenne vorhanden.
Um mit Beagle 2, und zukünfigen Bodeneinheiten kommunizieren zu können verfügt MEx über die Melacom UHF Sendeeinrichtung. Aber auch zu und von Bodeneinheiten der NASA, wie dem Rover Curiosity, können damit Daten transferiert werden. Auch MEx gehört zum Mars Relais Netzwerk, ist aber nur als Reserve vorgesehen.

Beagle 2 konnte übrigens gelandet werden, „gemeldet“ hat er sich nie. Der Mars Reconnaissance Orbiter der NASA konnte ihn später lokalisieren und feststellen daß sich eines der Solarpanele nicht geöffnet hatte.

Mars Reconnaissance Orbiter (MRO)

Mit MRO plante die NASA wieder größer und leistungsfähiger. Am 12. August 2005, also bereits gut 4 Jahre nach ODY, stemmte eine Atlas 5 die 2180 kg von MRO vom SLC-41 der Cape Canaveral Air Force Station (CCAFS) nach oben.
Glanzstück des MRO ist wohl sein „High Resolution Imaging Science Experiment“, die HiRISE Camera die Auflösungen der Marsoberfläche mit bis zu 0,3 m pro Pixel ermöglicht. Natürlich verfügt er aber über ein ganzes Bündel an Sensorik, z. B. um Mineralien, wie etwa Hämatit, zu lokalisieren, Staub und Wasserdampf in der Atmosphäre zu untersuchen, Wasservorkommen zu lokalisieren und einiges mehr.
Der Datenmenge die durch die umfangreiche wissenschaftliche Tätigkeit anfällt, und jener die von Bodeneinheiten weiterzuleiten ist, musste auch Rechnung getragen werden. MRO verfügt über eine 3 m durchmessende HGA um im X-Band mit bis 100 W Sendeleistung Daten mit 500 kBit/s bis 4 Mbit/s zu transferieren. Auch das Ka Band bei 32 GHz für noch höhere Datenraten wurde erprobt, wird aber nicht mehr weiter genutzt, um es im Falle eines Ausfalles des X-Band Senders, der nicht mehr auf den Reserveverstärker umschalten kann, zur Verfügung zu stehen. Niedriggewinnantennen für Notfälle sind auch vorhanden. Die UHF Verbindung zu den Bodeneinheiten wurde weiterentwickelt und in das Electra Proximity Link Payload Package integriert. Datenraten von bis zu 2 Mbit/s zu den Bodeneinheiten können damit erzielt werden.
Auch MRO ist Teil des Mars Relais Netzwerks, und transferiert durchschnittlich 447.5 Mb/tag.

Mars Atmosphere and Volatile Evolution (MAVEN)

Diesmal dauerte es etwas länger bis zur nächsten großen Mars Mission. Am 18 November 2013, diesmal also gut 8 Jahre nach MRO, hob der 2454 kg schwere Orbiter wiederum auf einer Atlas 5 vom SLC-41 der CCAFS ab. Forschungsziel von MAVEN ist herauszufinden, warum und wie Mars seine Atmophäre an das Weltall verloren hat und Daten über die Entwicklung des marsianischen Klimas zu sammeln. Dafür sind eine Reihe von Instrumenten vorhanden. Die HGA hat 2 m Durchmesser, gesendet wird wieder im X-Band. Für die Bereitstellung der UHF Verbindung Richtung Mars kam wieder das Electra Package zum Einsatz.
Zwischen 19. und 28. November 2014 befand sich MAVEN im „Safe Mode“. Grund waren Synchronisationsproblem zwischen zwei Rechnern an Bord.
Im Jahr 2019 wurde der elliptische Orbit von MAVEN abgesenkt, um öfter und besser mit den Rovern am Mars in Kontakt treten zu können. MAVEN ist also sowohl als Wissenschaftsmission als auch als Teil des Mars Relais Netzwerks von Bedeutung. Über MAVEN werden durchschnittlich 897.5 Mb/tag an Daten transferiert.
Auch am 22. Februar 2022 versetzte sich MAVEN in den Safe Mode. Die Trägheitsnavigationseinheiten lieferten keine verwertbaren Daten mehr. Zur Behebung wurden nur noch Daten der Sternsensoren zur Lagebestimmung genutzt. Mit 28. Mai 2022 konnte MAVEN den Betrieb wieder aufnehmen.

Nun vermeldete die NASA dass von MAVEN am 6. Dezember, nach der Funkstille beim Umrunden der abgewandten Seite des Mars, kein Signal mehr empfangen werden konnte. Die Telemetrie von MAVEN hatte gezeigt, dass alle Subsysteme normal arbeiteten, bevor MAVEN in den Funkschatten des Mars eingetreten ist. Die Operationsteams untersuchen den Vorfall.

Die Frage ist nun, ob die NASA tatsächlich über „kein“ Signal, oder nur über keine regulären Signale, sondern nur über Signale welche der Safe Mode sendet, verfügt. Auch im Safe Mode kann die Sonde über die HGA Statusdaten versenden, bzw. Kommandos erhalten. Sollte die HGA nicht verfügbar sein, so müssten über eine Niedriggewinnantenne zumindest schwache Lebenszeichen der Sonde empfangbar sein. Auch dann besteht Hoffnung. Ohne jeglichen Kontakt zur Sonde wäre diese auf alle Fälle verloren. Nicht übersehen kann man jedoch die Tatsache, das die NASA seit nunmehr 12 Jahren keine Erneuerung der Orbiterinfrastruktur am Mars durchführt. Auch wenn der Treibstoff anscheinend noch über das Jahr 2030 reicht, so ist es trotzdem so, dass die Orbiterflotte altert. Raumfahrzeuge altern auch durch äußere Einflüsse wie Strahlung oder hohe Temperaturschwankungen, was irgendwann zu Ausfällen führen kann.
Außerdem müssten, selbst wenn man Anfang der dreißiger Jahre einen neuen Orbiter Richtung Mars schicken wollte, wegen der langen Projektlaufzeiten, bereits Maßnahmen eingeleitet worden sein. Sehr vielversprechend sieht es da nicht aus.
Bau und Start des Mars Telecommunications Orbiter wurden bereits 2005 abgesagt. Am 4. July 2025 wurde beschlossen das Projekt wieder aufzuehmen. Wann und ob überhaupt er sich wieder aus der Asche erhebt, bleibt abzuwarten.
Die International Mars Ice Mapper Mission sollte ursprünglich 2026 gestartet werden. 2022 wurde die Finanzierung des Projekts von der NASA eingestellt. Ob er nun wie geplant im Zeitraum 2031-2033 gestartet werden kann, bleibt angesichts des frühen Entwicklungsstadiums ebenfalls abzuwarten.

Sollte MAVEN nicht mehr aktivierbar sein, so müßte ca. das doppelte der Datenmenge welche MRO durchschnittlich transferiert, zusätzlich auf ihn selber und andere Orbiter umverteilt werden, falls das möglich ist. Ein Ausfall von MAVEN ist also durchaus schwerwiegend.

Zukünftig wird ja vom größten Startserviceprovider der USA beabsichtigt eigene Raumfahrzeuge, in der Folge sogar in bemannter Form, zum Mars zu schicken. Auch da wird man sich fragen müssen, inwieweit man sich da noch auf die bestehenden Orbiter stützen kann.

Ein Orbiter ist jedoch noch unerwähnt, da er erst nach MAVEN zum Mars aufgebrochen ist:
ExoMars Trace Gas Orbiter (TGO)

TGO ist ein Mars Orbiter der ESA. Am 14. März 2016 wurde TGO mit einer Proton-M/Briz-M von Baikonur Richtung Mars gestartet. Es war ein Schwergewicht mit 4332 kg Masse. Darin enthalten war jedoch auch das Landeexperiment Schiaparelli mit 577 kg.
Die Landung von Schiaparelli ist im übrigen nicht geglückt, zumindest nicht in einem Stück.
Die Aufgabe von TGO war die Untersuchung der Atmosphäre des Mars, insbesondere das Aufspüren von Spurengasen wie Methan, da man dieses auch als Biomarker in Betracht zieht. Weiter sollte TGO auch als Relaisstation für den Rosalind Franklin Rover dienen. Der befindet sich weiter auf der Erde und der Einsatz erscheint ungewiss. Die HGA von TGO misst 2,2 m und wird im X-Band mit 65 W betrieben. Richtung Mars wird wiederum per UHF gesendet. Sehr sinnvollerweise steuerte die NASA das Electra Package bei. Dies erleichert nun die Interoperabilität mit den derzeitlich am Mars befindlichen NASA Rovern Curiosity und Perserverance.
Auch der ESA Orbiter TGO ist Teil des Mars Relais Netzwerks. TGO transferiert zusätzlich auch Daten zu russischen Bodenstationen. Mit 1562.7 Mb/tag fließt über TGO der größte Anteil am Datenaufkommen des Mars Relais Netzwerks.

Die angeführten Datentransferraten entstammen Angaben der NASA von September 2025.

Nur als Ergänzung: Die kürzlich gestarteten EscaPADE Sonden, welche auch für den Marsorbit bestimmt sind, können keinerlei Relaisfunktionen übernehmen.

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• MAVEN – Mars Atmosphere and Volatile EvolutioN

Der Beitrag Kontaktverlust zu MAVEN und alternde Orbiter am Mars erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: NASA.

CERES steht für Clouds and the Earth’s Radiant Energy System. Dementsprechend liefern die so bezeichneten Instrumente Informationen zu ein- und ausfallender Strahlung am Oberrand der Atmosphäre und an der Oberfläche der Erde.

Leitender Wissenschaftler eines Projektes der US-amerikanischen Luft- und Raumfahrtagentur (NASA), das sich der Energiebilanz der Erde widmet, ist Norman Loeb. Die Erde mit ihren verbundenen Systemen haben ihn immer fasziniert. Loeb sagt: „ Es ist eine ziemlich interessante Angelegenheit, wenn man daran denkt, wie Energie in unterschiedlichster Art und Weise zwischen Atmosphäre, Meeren, den Landmassen und schneebedeckten Oberflächenanteilen ausgetauscht und verteilt wird.“

Über zusätzliche Informationen zu den Austauschprozessen dürfte sich Loeb freuen, wenn CERES FM6 an Bord des polaren Wettersatelliten Joint Polar Satellite System 1 (JPSS 1) in Betrieb genommen wurde. JPSS 1 soll demnächst auf einer Delta-II-Rakete von der Startanlage 2W der Luftwaffenbasis Vandenberg (Vandenberg Air Force Base, VAFB) in Kalifornien aus in den Weltraum transportiert werden. Aktuell ist der Start des Satelliten, der später unter der Ägide der US-amerikanischen nationalen Wetterbehörde (National Oceanic and Atmospheric Administration, NOAA) betrieben werden soll, für den 10. November 2017 angesetzt.

Beobachtungsdaten von CERES liefern wichtige Informationen über die Energiebilanz vom oberen Rand der Atmosphäre, wo einerseits eine gewisse Menge Strahlungsenergie von der Sonne aufgenommen und andererseits eine gewisse Menge Wärmestrahlung an den Weltraum abgegeben wird. Loeb erklärt das so: „Wenn man weiß, wie viel Strahlung von der Sonne die Erde erreicht, und außerdem bekannt ist, wie viel der Strahlung von der Sonne durch die Erde reflektiert wird und welche Menge an Wärmestrahlung die Erde abgibt, bekommt man die Energiebilanz. Wenn mehr Energie hineinkommt, als abgegeben wird, wird sich das System schließlich aufheizen.“

Die Wege, auf der eine veränderliche Energiebilanz andere System auf der Erde beeinflusst, betrachtet Loeb mit Ehrfurcht: „Auf gewisse Weise ist es wunderbar und verblüffend, wie die über die Erde verteilte Strahlung die Zirkulation in den Meeren und das Wetter in der Atmosphäre beeinflusst.“

Fünf CERES-Instrumente sind bereits an Bord von Satelliten im All. Die von CERES-FM6 erwarteten Daten werden die Fortsetzung der laufenden Bestimmung der Veränderungen von Energiebilanz und Wolkenbedeckung erlauben, helfen, die Ursachen für die beobachteten Veränderungen zu ermitteln, und für klimarelevante Entscheidungsprozesse eine Datenbasis bieten. Loeb: „Was wir zu tun versuchen ist, unsere CERES-Aufzeichnungen zu erweitern.“

Die Konstruktion der CERES-Instrumente basiert auf einem Modell, das vom Forschungszentrum Langley (Langley Research Center, LaRC) entworfen worden war. Im Rahmen des Earth Radiation Budget Experiment hatte das LaRC zwischen 1984 und 1990 auf drei Satelliten derartige Instrumente zur Bestimmung der Energiebilanz der Erde eingesetzt.

Mitte der 1990er war schließlich begonnen worden, an einer kontinuierlichen Sammlung von Daten zur Energiebilanz der Erde zu arbeiten. 1997 gelangte dann das erste CERES-Instrument an Bord des Erdbeobachtungssatelliten TRMM ins All. Es hörte im Jahr 2000 auf, Daten zu erfassen. Vorher jedoch hatte man schon CERES FM1 und FM2 im Weltraum stationieren können. Die beiden Instrumente befinden sich an Bord des Erdbeobachtungssatelliten TERRA, der 1999 gestartet worden war. CERES FM3 und CERES FM4 umkreisen als Nutzlast des Erdbeobachtungssatelliten Aqua seit 2002 die Erde. Bis dato jüngstes Familienmitglied ist CERES FM5, seit 2011 an Bord von Suomi NPP im All.

Im Rahmen des Projekts werden auch Daten der Moderate Resolution Imaging Spectroradiometer (MODIS) an Bord von Aqua und Terra benutzt, sowie von der Visible Infrared Imaging Radiometer Suite (VIIRS) an Bord von Suomi NPP. Wenn JPSS 1 in Betrieb genommen worden ist, soll auch dessen VIIRS Daten beisteuern, und die Informationen von CERES mit solchen über Wolken, Aerosole – kleinste Partikel in der Atmosphäre – und Oberflächeneigenschaften ergänzen.

Seit Jahrzehnten arbeiten Wissenschaftler daran, herauszufinden, wie sich die Energiebilanz in Reaktion auf andere Veränderungen wie die von Temperaturen, Wasserdampf, Wolken, Schnee und Aerosolen im System wandelt.

Ein Anstieg der Konzentration bestimmter Gase, die von der Erde kommende Infrarot- bzw. Wärmestrahlung absorbieren können, in der Atmosphäre kann zur Erwärmung der Erdoberfläche und der unteren Atmosphärenschichten führen. Gleichzeitig können diese Gase eine Abkühlung der oberen Atmosphärenschichten bewirken, weil sie Energie, die sonst die oberen Atmosphärenschichten erwärmen könnte, weiter unten einfangen.

Auch die Reflektion von Strahlung, insbesondere der von der Sonne aus dem Weltraum, durch Wolken und Aerosole kann für eine Abkühlung sorgen. Tiefliegende, dicke Wolkenformationen können die Sonnenstrahlung gut reflektieren. Sie verhindern, dass Energie von der Sonne vom Erdboden aufgenommen wird. Aerosole können sich ähnlich auswirken. Sie können aus vom Wind aufgewirbeltem Staub bestehen, aus Rückständen aus der Verbrennung fossiler Energieträger wie zum Beispiel Diesel und Benzin, sowie bei der Brandrodung von Wäldern und dem Abflämmen von Feldern entstehen.

Die CERES-Messungen sollen den Wissenschaftlern Informationen über die sich ändernde Absorption und Reflektion, welche Einfluss auf langfristige Klimatrends haben, liefern.

Aber auch die Vorhersage kurzfristigerer Entwicklungen kann von CERES-Daten profitieren. Saisonale großräumige Effekte wie El Niño und La Niña stehen unter dem Einfluss von Wolkenbedeckung und Strahlungsbudgets. El Niño und La Niña entstehen auf Grund von Fluktuationen von kaltem und warmem Wasser im Pazifik im Bereich des Äquators. Laut Loeb ist es wichtig, die Veränderungen von Jahr zu Jahr aufzuzeichnen, zu modellieren und zu verstehen.

Farmer könnten bei Entscheidungen,welche Pflanzen angebaut werden sollen, und wann die Aussaat erfolgt, saisonale Vorhersagen zu Rate ziehen.

Forscher verwenden CERES-Daten zur Bestimmung von Mustern und Trends der veränderlichen Eis- und Schneebedeckung in den Polarregionen. Betreiber von Photovoltaikanlagen, Nutzer von Sonnenwärme-Anwendungen und Landwirte nutzen Daten zur erwartbaren Sonneneinstrahlung.

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• JPSS 1 auf Delta 2 von Vandenberg

Der Beitrag CERES: Der Energiebilanz der Erde auf der Spur erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Roland Rischer. Quelle: Quelle: NASA.

Am 31. Januar 2015 um 15:22 Uhr mitteleuropäischer Zeit, das entspricht 06:22 Uhr Ortszeit im kalifornischen Vandenberg, hob dort der neueste Erdbeobachtungssatellit der NASA erfolgreich ab. Sein Namenskürzel SMAP steht für Soil Moisture Active Passive, das heißt die aktive und passive Messung der Bodenfeuchte von einer sonnensychronen Erdumlaufbahn aus. Lässt man zwei Startverschiebungen seit dem 29. Januar beiseite, am Donnerstag wegen zu starker Höhenwinde und am Freitag wegen abgeplatzer Isolation an der Rakete, war der Start der Delta II-Rakete innerhalb des sich täglich öffnenden dreiminütigen Startfensters unproblematisch.

Zum Einsatz kam eine Delta II-Rakete 7320-10C. Die Ziffernfolge ist wie folgt zu lesen: Die Delta II kommt aus der 7000-er Serie („7“), die erste Stufe ist mit drei Feststoff-Boostern („3“) versehen. Auf der ersten Stufe sitzt eine zweite Stufe („2“), es folgt aber keine dritte Stufe („0“). „10C“ steht für eine Nutzlastspitze mit zehn Fuß oder drei Metern Durchmesser. Die erste Stufe hat als Haupttriebwerk ein Aerojet Rocketdyne RS-27A-Aggregat mit 1.054 Kilonewton Schub und arbeitete etwas über vier Minuten. Die drei Booster entwickeln zusätzlich je 487 Kilonewton Schubkraft. Sie brannten die ersten 64 Sekunden, konnten aber aus Sicherheitsgründen erst 99 Sekunden nach dem Start abgetrennt werden. Die zweite Stufe wird von einen Aerojet Rocketdyne AJ10-118K-Motor mit 43 Kilonewton Schub angetrieben und zündete nach Abtrennung von der ersten Stufe für weitere rund sechs Minuten bis zum ersten Ausschalten. SMAP hatte damit den Transferorbit mit 185 mal 709 Kilometern erreicht. Der Abwurf der Nutzlastverkleidung erfolgte planmäßig rund fünf Minuten nach dem Start kurz nach Zündung der zweiten Stufe. Rund 50 Minuten nach dem Start wurde mit einer erneuten Zündung der zweiten Stufe der Flug in den endgültigen Orbit eingeleitet. Um 16:21 Uhr MEZ wurde der Satellit erfolgreich von der zweiten Stufe getrennt. Die angestrebte Umlaufbahn in 685 Kilometer Höhe hat eine Inklination von 98,1 Grad. Die Erdumlaufzeit beträgt 98 Minuten und 30 Sekunden.

SMAP wiegt 944 Kilogramm und misst im Betriebszustand 9,7 mal 7,1 mal 6,8 Meter. Charakteristisch für sein äußeres Erscheinungsbild ist ein sechs Meter durchmessender Antennenreflektor. Er wird erst in 20 Tagen entfaltet und danach getestet. Die elektrische Leistung an Bord von SMAP beträgt 1,5 Kilowatt. Das wissenschaftliche Instrumentarium besteht aus einem Radar mit synthetischer Apertur für die aktiven Messungen der Bodenfeuchte durch ein ausgesandtes Signal und dessen Echo und einem Radiometer zur passiven Messung der natürlichen Mikrowellenstrahlung. Durch Kombination beider Messverfahren verspricht man sich sowohl eine hohe Auflösung als auch eine große Genauigkeit der Daten.

Radar und Antennenreflektor sind drehbar auf dem Satellitenbus montiert und rotieren mit 13 bis 14,6 Umdrehungen pro Minute (Video zur besseren Vorstellung siehe hier ab 4:30 min). Der durch diese Konstruktion auf der Erde abgedeckte Messstreifen ist rund 1.000 Kilometer breit. Auf Höhe des Äquators wird alle drei Tage die gleiche Region erfasst, in Richtung der Pole entsprechend öfter. Die Mission ist auf drei Jahre angelegt. Die umfassende und hoch aufgelöste Erfassung der Bodenfeuchtigkeit zu verschiedenen Jahreszeiten dient dem besseren Verständnis der Dynamik im Wasserhaushalt der Erde und soll die Vorhersage von Trockenheiten und Fluten verbessern.

Mit SMAP wurden im Rahmen des wissenschaftlichen Kooperationsprogramms ELaNa (Educational Launch of Nanosatellite) auch vier Nanosatelliten als Sekundärnutzlast ins All befördert: ExoCube von der California Polytechnic State University, GRIFEX von der University of Michigan in Zusammenarbeit mit dem Jet Propulsion Laboratory und FIREBIRD-II (A und B) von der Montana State University und der University of New Hamshire.

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• Soil Moisture Active Passive „SMAP“ auf Delta II

Der Beitrag SMAP erfolgreich auf Delta II gestartet erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: NASA.

Derzeit ist ein Start im Juli 2016 anvisiert. Geplant ist, dass die vom US-amerikanischen Luft- und Raumfahrtkonzern Boeing gebaute Trägerrakete nach dem Start von der Rampe SLC-2 (SLC steht für Space Launch Complex) der Luftwaffenbasis Vandenberg in Kalifornien ihre Nutzlast in einen annähernd kreisförmigen, polaren Erdorbit mit einer Bahnneigung von 94 Grad gegen den Erdäquator befördert.

ICESat 2 soll entsprechend seiner ausgeschriebenen Bezeichnung Ice, Cloud and Land Elevation Satellite aus rund 590 km Flughöhe Veränderungen der Eispanzer an den Polen der Erde beobachten und Daten liefern, die bei der Beurteilung der Veränderungen der Meeresspiegel und ihrem möglichen künftigen Ansteigen helfen können, sowie Informationen über die Dicke von auf den Meeren schwimmenden Eisschichten und die Höhe der Vegetation auf bewachsenem Gelände sammeln.

Um seinen Aufgaben nachkommen zu können, wird der von der Orbital Sciences Corporation (OSC) aus den USA herzustellende ICESat 2 mit einem Laserhöhenmesser ausgerüstet. Das Gerät benutzt Laserlicht, dass es im Gegensatz zu früheren Konstruktionen in mehreren Strahlen gleichzeitig in hochfrequenten Impulsen im Bereich um 10 kHz aussenden kann. Dadurch können Geländeformen bereits in der laufenden Erdumrundung erkannt werden.

Schon der am 12. Januar 2003 gestartete und bis zum 11. Oktober 2009 betriebene Vorgänger von ICESat 2, ICESat, gelangte an Bord einer Delta-II-Rakete ins All. Bemühungen, einen der ausgefallenen Laser noch einmal in Betrieb zu nehmen, scheiterten und ICESat wurde nach Absenkung seiner Umlaufbahn am 14. August 2010 vollständig deaktiviert. Der Satellit trat am 30. August 2010 wieder in die Erdatmosphäre ein und wurde dabei zerstört.

Für den Start von ICESat 2 will die NASA rund 96,6 Millionen US-Dollar zahlen. Die Vertragssumme deckt den Start selbst, die Integration der Nutzlast auf der Trägerrakete, die Bereitstellung und Verarbeitung von Telemetrie beim Start sowie weitere im Zusammenhang mit einem Satellitenstart entstehende Anforderungen ab.

Der Beitrag ICESat 2 fliegt auf Delta II erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: NASA.

Als XTE war das Röntgenobservatorium mit einer Masse von rund 3.175 Kilogramm am 30. Dezember 1995 auf einer Delta-II-Rakete in der Version 7920 von der Cape Canaveral Air Force Station (CCAFS) in Florida aus in den Weltraum gebracht worden. Dort kreist es seitdem auf einem niedrigen Orbit um die Erde, für einen Umlauf werden etwas mehr als 90 Minuten benötigt.

Anfang 1996 erfolgte die offizielle Namensgebung nach dem 1993 gestorbenen Bruno B. Rossi, einem Astronom des Massachusetts Institute of Technology (MIT) und Pioniers der Röntgenastronomie und Plasmaphysik. Rossi entdeckte zusammen mit Riccardo Giacconi, Herb Gursky und Frank Paolini 1962 die erste Röntgenquelle außerhalb der Erde (Scorpius X-1 alias Sco X-1).

Drei Instrumente an Bord von RXTE waren dazu gedacht, Beobachtungen von Röntgenstrahlung im Energiebereich von rund 2 bis 250 Kilo-Elektronenvolt (keV) vorzunehmen. Zum Einsatz kamen der All-Sky Monitor (ASM) mit drei Kameras, das Proportional Counter Array (PCA) aus fünf Sensoreinheiten und das zweiteilige High Energy X-ray Timing Experiment (HEXTE).

Der All Sky Monitor war in der Lage, während eines Erdumlaufs rund 80% des Himmels in drei Spektralbereichen von 1,5 – 3, 3 – 5 und 5 – 12 keV abzutasten. Die fünf sogenannten proportional counter units (PCU) des Proportional Counter Array haben zusammen eine Detektoroberfläche von 6.500 cm², mit der Röntgenstrahlung zwischen 2 und 60 keV registriert werden konnte. Das High Energy X-ray Timing Experiment stellte Detektoroberflächen von 2x 800 cm², verteilt auf 2 Sätze von 4 NaI/CsI-Szintillationszählern zur Verfügung und arbeitete im Bereich von 15 – 250 keV.
Nach einer Betriebszeit von 16 Jahren war RXTEs Einsatz im All beendet. Letzte wissenschaftliche Beobachtungsdaten von RXTE wurden am 4. Januar 2012 empfangen. Nach abschließenden Tests des Raumfahrzeugs wurde es von einem Kontrollraum des Goddard Space Flight Center (GSFC) der NASA in Greenbelt im Bundesstaat Maryland aus am 5. Januar 2012 deaktivert.

RXTE half, die Abläufe in Neutronensternen und Schwarzen Löchern besser zu verstehen. Daten von RXTE erlaubten es, die Existenz von Magnetaren zu bekräftigen. RXTE entdeckte den ersten wiederbelebten Millisekundenpulsar mit Akkretion von Materie von einem Begleiter. Außerdem lieferte RXTE durch seine Beobachtungen den ersten Hinweis auf das tatsächliche Vorhandenseins eins Effekts in der Nähe von Schwarzen Löchern, der sich aus Albert Einsteins Allgemeiner Relativitätstheorie (ART) ergibt, den Frame-Dragging-Effekt, auch Lense-Thirring-Effekt genannt.

Die umfangreiche Datenmenge, die mit RXTE gewonnen wurde, bietet Astronomen noch für Jahre Arbeitsmöglichkeiten. Bislang erschienen über 2.200 wissenschaftliche Berichte und 92 Doktorarbeiten, die auf Daten von RXTE aufbauen. Während der Betriebszeit des Röntgenobservatoriums entstanden zusätzlich über 1.000 Notizen, in welchen Astronomen rund um den Globus über neue, von RXTE registrierte astronomische Aktivitäten unterrichtet wurden.

Wann RXTE wieder in der Erdatmosphäre eintreten wird, hängt im Wesentlichen von der Stärke der Sonnenaktivität in den nächsten Jahren ab. Derzeit geht man von einem Wiedereintritt zwischen 2014 und 2023 aus. Durch Bestandteile des Satelliten, die einen Rücksturz zur Erde überstehen könnten, ergibt sich nach Angaben der NASA eine Wahrscheinlichkeit von Personenschäden am Boden von 1:1000. Von später gestarteten Satelliten verlangte die NASA für den Fall des Wiedereintritts eine Wahrscheinlichkeit von Personenschäden am Boden von 1:10.000.

RXTE bewegt sich aktuell auf einer um rund 23 Grad gegen den Erdäquator geneigten Bahn in Höhen zwischen 460 und 475 Kilometern über der Erde. Das Raumfahrzeug ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 23.757 bzw. als COSPAR-Objekt 1995-074A.

Verwandte Meldung:

• RXTE beobachtet kleinstes schwarzes Loch

Der Beitrag RXTE: Abgeschaltet, Wiedereintritt vorhergesagt erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Simon Plasger. Quelle: NASA, MIT.

Zuerst begann GRAIL-A am 31. Dezember um 22:21 Uhr MEZ sein Bremsmanöver, um in einen Mondorbit einzuschwenken. Bei der 40 Minuten dauernden Zündung des Haupttriebwerks der 1,09 m x 0,95 m x 0,76 m großen Sonde wurde die Geschwindigkeit um 688 km/h relativ zum Mond verringert. Anschließend befand sich das Raumschiff in einem Orbit mit einem Periselen (mondnächster Punkt) von 90 km und einem Aposelen (mondfernster Punkt) von 8.363 km. Die Umlaufzeit beträgt 11,5 Stunden. Einen Tag später, am 1. Januar um 23:05 Uhr MEZ, folgte GRAIL-B mit einem 39-minütigen Manöver, wobei die Geschwindigkeit um 691 km/h gesenkt wurde.

In den nächsten zwei Monaten ist es nun geplant, die Umlaufbahnen der Sonden abzusenken und Peri- und Aposelen anzugleichen. Das Ziel ist dabei ein nahezu polarer, kreisförmiger Orbit in einer Höhe von 55 km. Wenn dieser erreicht ist, kann Anfang März die Forschungsmission beginnen.

Ziel der Mission ist es, mehr über das Innere des Mondes zu erfahren. Dazu wird eine genaue Karte der Gravitation des Mondes erstellt, da diese an verschiedenen Stellen des Mondes große Abweichungen aufweist. Aus diesen sogenannten Masseanomalien lassen sich dann Rückschlüsse auf die Verteilung von verschiedenen Materialien im Inneren des Erdbegleiters ziehen.

Um das zu erreichen, ist jede Sonde mit einem LGRS (Lunar Gravity Ranging System) genannten Instrument ausgestattet. Dieses besteht im Wesentlichen aus einer K_a-Band-Antenne, mit welcher mit dem anderen Raumschiff Kontakt gehalten werden kann. Während der wissenschaftlichen Missionsphase werden sich die beiden GRAIL-Orbiter weitgehend ohne Triebwerksmanöver um den Mond bewegen, um die Messdaten frei von äußeren Einflüssen zu halten. Nur am Anfang und nach dem ersten Drittel der Forschungen wird es kleine Korrekturmanöver geben. Insgesamt besteht die Forschungsphase aus drei Messzyklen, welche jeweils 27,5 Tage dauern werden. In jeder dieser Phasen dreht sich der Mond einmal um seine Achse.
Am Ende der Mission werden die Sonden innerhalb von fünf Tagen abgeschaltet. Anschließend dauert es etwa 40 Tage, bis sie auf dem Mond aufschlagen.

Die beiden Sonden waren am 10. September 2011 an Bord einer Delta-7920H-10C-Rakete gestartet worden und hatten innerhalb von etwa 3,5 Monaten den Weg zum Mond zurückgelegt. Dabei flogen sie einen ungewöhnlichen Kurs über den L1-Punkt des Erde-Mond-Systems, um Treibstoff zu sparen.

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Raumcon:

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Delta 6920

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Ein Beitrag von Simon Plasger. Quelle: NASA. Vertont von Peter Rittinger.

Elf Tage nach dem Start sendete der neue Wettersatellit NPP (NPOESS Preparatory Project) am 8. November erste Daten, welche im Rahmen der Aktivierung der verschiedenen Instrumente aufgenommen wurden. Diese vorbereitenden Arbeiten werden durchgeführt, bevor der Satellit vollständig in den operationellen Betrieb übergehen kann.
So wurde unter anderem das ATMS-Instrument (Advanced Technology Microwave Sounder) getestet, welches die Position und Menge des Wasserdampfs in der unteren Atmosphäre (0-5 km Höhe) misst. Das Instrument sendet und empfängt Radiowellen auf 22 unterschiedlichen Frequenzkanälen. Mit fünf Kanälen für Wasserdampf sowie weiteren für andere Messungen lassen sich detaillierte Profile über die vertikale Verteilung von Wasserdampf in der Atmosphäre erstellen.

„Wasserdampf ist der Treibstoff für Wetterformationen und die Quelle für Niederschlag“, sagte Fuzhong Weng, Leiter der Abteilung für Satellitenklimatologie und -meteorologie der NOAA (National Oceanic and Atmospheric Administration). „Die Verteilung von Wasserdampf in Raum und Zeit ist eine entscheidende Messung, um die globalen Wettervorhersagen zu verbessern. Mit detaillierten über die vertikale Anordnung können Meteorologen den Transport von Wasserdampf in Zusammenhang mit Jetstreams besser identifizieren, welcher Wetterereignisse stark beeinflussen kann. Computerbasierte Vorhersagemodelle können die Daten über das Analysesystem einlesen und wesentliche bessere Vorhersagen hervorbringen.“

NPP stellt eine Brücke zwischen dem alten EOS (Earth Observing System) und dem neuen NPOESS (National Polar-orbiting Operational Environmental Sattelite System) dar. Er wurde am 28. Oktober auf einer Delta II-7920-Rakete gestartet. Nach zwei Zündungen der Oberstufe wurde der Satellit im polaren Orbit ausgesetzt.

Raumcon:

• Re: NPP auf Delta II-7920

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Ein Beitrag von Daniel Maurat und Klaus Donath. Quelle: NASA.

Der Start erfolgte heute planmäßig um 11:48 Uhr MESZ von der Startrampe SLC 2W der Vandenberg Air Force Base (VAFB) nördlich von Los Angeles im US-Bundesstaat Kalifornien. Nach 64 Sekunden waren die sechs am Boden gezündeten Booster ausgebrannt und wurden abgeworfen. Die restlichen drei Booster wurden bei T +65,5 Sekunden gezündet und 131,5 Sekunden nach dem Start von der Rakete abgetrennt. Die Erststufe war nach 263,4 Sekunden ausgebrannt und wurde kurz darauf nach 271,5 Sekunden Flug abgetrennt. Die Zweitstufe zündete bei T +277 Sekunden, vier Sekunden später wurde die Nutzlastverkleidung abgesprengt. Nach 347 Sekunden Betrieb wurde die Delta-K-Zweitstufe für eine Freiflugphase abgeschaltet. Diese dauerte über 41 Minuten und das Gespann aus Zweitstufe und Nutzlast erreichte das Apogäum des Orbits. Dort zündete die Delta K nochmals für 22 Sekunden, wonach die Nutzlasten auf einen sonnensynchronen Orbit ausgesetzt wurden. Danach zündete die Delta noch zwei weitere Male, um ihren Orbit soweit abzusenken, dass sie wieder in die Erdatmosphäre eintritt und dort verglüht.

Die eingesetzte Delta II 7920-10C verwendete eine Extra Extended Long Tank Thor (EELT) als Erststufe mit neun Feststoffboostern vom Typ GEM-40 zur Startunterstützung. Als Zweitstufe nutzte man eine Delta K mit einem Triebwerk vom Typ Aerojet AJ-10-118K und eine Nutzlastverkleidung aus Kohlefaserverbundstoffen mit einem Durchmesser von 10 Fuß (3,05 m).

Die Rakete startete bei dieser Mission sieben verschiedene Nutzlasten, wobei die Hauptnutzlast der Wetter- und Umweltsatellit NPP (NPOESS Preparatory Project für NPOESS Vorbereitungsprojekt) ist. Dabei handelt es sich um einen Prototypen der von NASA und NOAA geplanten Wettersatellitenkonstellation NPOESS (National Polar-orbiting Operational Environmental Satellite System für Nationales operationelles Umweltsatellitensystem im polaren Orbit), welches aus sechs Satelliten bestehen und ab 2013 gestartet werden soll. Die Satelliten sollen neben der Erfassung von Daten zur Wettervorhersage auch die Erde beobachten, um so etwa die Auswirkungen der globalen Klimaerwärmung zu studieren. NPP ist dafür mit einer Reihe von Instrumenten ausgestattet, welche von früheren Wetter- und Umweltsatelliten wie etwa Terra, Aqua, POES oder den militärischen DMSP-Wettersatelliten stammen. Sie untersuchen die Ozonschicht der Erde oder sollen mittels Mikrowellen den Verlauf von Stürmen genauer beobachten können und so die Vorhersage dieser erheblich verbessern. Der Start war ursprünglich für 2010 geplant, doch verschob er sich aufgrund von Problemen bei der amerikanischen Wetterorganisation NOAA und bei der NASA.

Die übrigen sechs Nutzlasten, die Nanosats Explorer 1[Prime], AubieSat, M-Cubed, RAX-2, DICE 1 und DICE 2, wurden im Rahmen des Education Launch of Nanosatellite-3-Programms (ELaNa3) der NASA entwickelt und von Studenten verschiedener Universitäten gebaut. Alle beruhen auf den standardisierten Cubesats, ein von der California Polytechnic State University initiiertes Programm zur kostengünstigen Entwicklung von Nanosatelliten, um so das Interesse für die Raumfahrt besonders bei Studenten zu wecken. Sie haben verschiedene Aufgabenbereiche. So sollen etwa die Satelliten RAX-2, DICE 1 und DICE 2 die Ionosphäre der Erde genauer untersuchen. Besonders erwähnenswert ist Explorer 1 [Prime], der bei einem Fehlstart einer Taurus XL-Rakete am 4. März 2011 neben zwei weiteren Nanosats und der NASA-Mission Glory verlorenging.
Der heutige Start der Delta II war der vielleicht letzte dieses Raketentyps überhaupt. Sie flog seit ihrem Erststart im Jahr 1990 134 Mal, wobei es nur zwei Fehlschläge gab, was sie zu einer der erfolgreichsten Raketen der USA machte. Sie startete eine Reihe von bekannten Nutzlasten, so etwa die Weltraumobservatorien WISE, Kepler oder Spitzer, die Raumsonden Genisis, Deep Impact, Stardust, Mars Odyssey, Dawn, Mars Pathfinder oder die beiden Marsrover Spirit und Opportunity. Die Delta II wird nicht mehr produziert und zurzeit gibt es keine geplanten Starts mehr. Für maximal fünf Raketen existieren noch eingelagerte Bauteile. Doch es könnte noch anders kommen, da die NASA überlegt, die Rakete wieder ihrer ursprünglichen Aufgabe, dem Start von mittelschweren wissenschaftlichen Nutzlasten und Raumsonden, zukommen zu lassen. Zu ihrer Konkurrenz gehören die beiden im COTS-Programm entwickelten Träger Taurus II von Orbital und Falcon 9 von SpaceX.

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Raumcon

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Ein Beitrag von Simon Plasger. Quelle: NASA.

Um 15:08:52 Uhr MESZ hob die US-amerikanische Trägerrakete Delta II von Startrampe 17B der Cape Canaveral Air Force Station in Florida ab. An Bord waren die beiden GRAIL-Sonden (Gravity Recovery and Interior Laboratory), die die Aufgabe haben, das Schwerkraftfeld und den inneren Aufbau des Mondes zu erforschen.

Eine Minute und 25 Sekunden nach dem Start waren die ersten sechs Feststoffbooster ausgebrannt und wurden abgetrennt, während drei weitere nun zündeten, welche bei T+2:50 min abgeworfen wurden. 100 Sekunden später war auch die erste Stufe ausgebrannt und wurde abgetrennt. Wenige Sekunden danach lief das Triebwerk der zweiten Stufe an, um die Rakete und die Sonden weiter zu beschleunigen. Da in der mittlerweile erreichten Flughöhe die Dichte der Atmosphäre gering genug war, wurde auch die Nutzlastverkleidung, die die Sonden bis dahin geschützt hatte, abgesprengt.

Der erste Brennschluss der zweiten Stufe erfolgte bei sieben Minuten und 20 Sekunden, worauf eine etwa eine Stunde dauernde Freiflugphase folgte. An deren Ende zündete die zweite Stufe erneut, um die Nutzlast auf ihre endgültige Flugbahn zu bringen. Viereinhalb Minuten später war auch diese Zündung beendet. Kurz darauf wurde zuerst GRAIL-A abgetrennt, wenig später folgte ihr die Zwillingssonde GRAIL-B.

GRAIL führt als Hauptinstrument das Lunar Gravity Ranging System mit, welches die Entfernung zwischen den beiden Orbitern misst. Durch die Veränderungen dieses Abstandes kann auf Massekonzentrationen und andere gravitative Instabilitäten geschlossen werden. Des Weiteren sind an Bord mehrere Kameras vorhanden, die im Rahmen des MoonKAM-Projekts Bilder des Mondes aufnehmen sollen.

Die Delta II kam beim heutigen Flug in der Variante 7920H-10 zum Einsatz. Die 7 steht dabei für eine Erststufe mit verlängertem Tank und RS-27-Triebwerk, während die zweite Ziffer die Anzahl der Feststoffbooster beschreibt. An dritter Stelle ist die Zweitstufe beschrieben, in diesem Falle die Delta-II-Zweitstufe mit einem AJ10-118K-Triebwerk. Die 0 schließlich steht für die nicht vorhandene Drittstufe. H(eavy) bedeutet GEM-46-Booster und -10 die Nutzlastverkleidung mit 10 Fuß (3,5 m) Durchmesser.

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Raumcon:

• GRAIL auf Delta II-7920H-10
• GRAIL

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: NASA, Raumcon, Wikipedia.

Gestern musste der Start aufgrund zu starker Höhenwinde abgesagt werden. Während eine Rakete in Richtung ihrer Längsachse recht stabil gebaut ist – immerhin muss sie Schubkräfte vom Mehrfachen ihres Gewichtes aushalten – ist sie gegen seitliche Störungen vergleichsweise empfindlich. Starke Seitenwinde können zu Verformungen und größeren Kursabweichungen führen.

GRAIL (Gravity Recovery and Interior Laboratory) besteht aus zwei identischen Sonden, die den Mond auf gleichen Bahnen in geringem Abstand umlaufen sollen und dabei ein sehr stabiles Funksignal zur Erde senden. Aus Veränderungen der Trägerfrequenz beim Empfang durch Bodenstationen aufgrund des Doppler-Effekts lassen sich selbst geringste Geschwindigkeitsänderungen der Sonden nachweisen. Diese werden zum Teil durch die ungleichmäßige Verteilung der Masse im Mond verursacht, weshalb man auf dessen innere Struktur schließen kann.

Der Weg zum Mond ist bereits ungewöhnlich. Um Masse zu sparen, fliegen die beiden Sonden zunächst zum Lagrangepunkt 1 des Sonne-Erde-Systems. Dieser liegt zwischen Sonne und Erde, wobei sich die Anziehungskräfte der beiden Himmelskörper und die Fliehkraft dort weitgehend aufheben. Von hier aus kann mit einem insgesamt geringeren Antriebsaufwand eine Bahn um den Mond erreicht werden, da man Bahndrehimpuls von der Erde „übernimmt“. Allerdings dauert der Flug dadurch etwa dreieinhalb Monate.

Der Zielorbit um den Erdtrabanten liegt in etwa 50 Kilometern Höhe über dessen Oberfläche und verläuft über die Pole. Stabilisiert wird er durch den Einsatz kleiner Triebwerke. Jede der beiden GRAIL-Sonden bezieht zudem etwa 700 W elektrischer Leistung aus Solarzellen. Der mondnächste Punkt soll zwischen 15 und 50 Kilometern Höhe variieren, der Abstand der Sonden voneinander zwischen etwa 65 und 225 Kilometern. Damit lassen sich sowohl großflächige als auch lokale Dichteschwankungen, aber auch Auswirkungen von Massen, die tief im Mondinneren liegen, erforschen.

Die Primärmission soll nur 90 Tage dauern. Weitere 40 Tage nach der Abschaltung der Systeme wird der Absturz der Sonden auf den Mond erwartet. Monbahnen sind aufgrund der stark variierenden Masseverteilung unter dessen Oberfläche besonders instabil. Die Auswertung der Untersuchungsergebnisse wird allerdings längere Zeit in Abspruch nehmen. Deren räumliche Auflösung soll bestenfalls 30 x 30 km betragen, die Variationen in der Fallbeschleunigung mit einer Genauigkeit von etwa 0,0001 m/s² messbar sein.

Erklärte Ziele der Mission sind die Kartierung der Struktur der Mondkruste sowie des lithosphärischen Mantels, ein besseres Verständnis der asymmetrischen thermischen Entwicklung des Mondes, die Bestimmung der Struktur von Einschlagsbecken unter der Oberfläche und des Ursprungs der großräumigen Bereiche erhöhter Gesteinsdichte, der sogenannten Mascons, sowie Erkenntnisse über Mondgeröll (Brekzie), Magnetismus, Gezeitenwirkungen der Erde auf den Mond und bessere Abschätzungen zur Größe eines möglichen Mondkerns.

Der Start ist für den 10. September 2011, ab 14:29 Uhr MESZ vorgesehen.

Raumcon:

• GRAIL auf Delta II-7920H-10
• GRAIL

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Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte der Delta III begann damit, dass man einsah, dass die Entwicklung der Delta II an ihre Grenzen gestoßen ist. Das Konzept der Delta II konnte nicht mehr Nutzlast in den Orbit bringen als es schon tat. So begann man beim Hersteller der Delta, dem Luft und Raumfahrtkonzern Boeing (zuvor McDonnell Douglas, wurde aber von Boeing übernommen), die Delta für schwerere Nutzlasten zu überarbeiten.

Die Entwicklung der Delta III ging nicht, wie sonst üblich, von der US Air Force oder der NASA aus, sondern kam auf Initiative von Boeing selbst. Deswegen wurden auch keine staatlichen Mittel zur Entwicklung bereitgestellt, sondern Boeing musste die gesamte Entwicklung selber finanzieren. Doch schon kurz nachdem man 1995 den Bau der Delta III beschloss, machte man einen lukrativen Vertrag mit dem Satellitenbauer Hughes Space and Communications (inzwischen auch Teil von Boeing), der besagte, dass die Delta III 16 von Hughes Space and Communications gebaute Satelliten starten sollte. Mit diesem Geld finanzierte man dann die Entwicklung der neuen Rakete.

Erreicht sollte die höhere Nutzlastkapazität mit einer völlig neuen Oberstufe, die für die Delta angemessen war, denn die bisher genutzten Delta-Oberstufen waren viel zu unterdimensioniert für die Erststufe. Diese neue Oberstufe entwickelte man um das Triebwerk der wohl bedeutendsten Oberstufe für das US-Raketenprogramm, der Centaur. Erstmals sollte somit auch eine Stufe, die mit flüssigem Wasserstoff und flüssigem Sauerstoff betrieben wird, auf der Delta eingesetzt werden. Darüber hinaus überarbeitete man die Erststufe, damit diese die neue Oberstufe aufnehmen kann. Auch wurden die Booster, die den Start der Rakete unterstützen, im Gegensatz zur Delta II vergrößert und verfügten über mehr Treibstoff und einen höheren Schub. Ein Vorteil für Boeing war, dass man, bis auf die Booster, alle größeren Bestandteile der Rakete bei sich im Unternehmen hatte (Der Hersteller der Centaur, Pratt & Whitney, wurde genauso wie McDonnell Douglas von Boeing aufgekauft).

Im Sinne der Delta-Nomenklatur hatte auch die Delta III eine vierstellige Zahlenfolge, die als erste Ziffer die 8 hatte. So hieß die Delta III auch Delta 8000. die restlichen Zahlen geben die Anzahl der Booster (zweite Ziffer), die verwendete Zweitstufe (dritte Ziffer) und die verwendete Oberstufe (vierte Ziffer) an. So nannte man die neue Rakete auch Delta 8930.

Technik

Die Delta III verfügt über zwei Stufen sowie über Startbooster:

• Die Booster waren eine Neuentwicklung für die Delta III. Diese GEM 46 genannten Booster basierten auf den GEM 40-Boostern der Delta II, waren jedoch länger und hatten einen größeren Durchmesser. An sich war ein GEM 46-Booster 14,7 m lang, hatte einen Durchmesser von 1,17 m und wogen voll betankt je 19,13 t. Die von ATK gebauten Booster bestanden aus Kohlefaserverbundwerkstoffen, woraus sich zusammen mit dem Durchmesser des Boosters der Name ableitete (GEM 46 engl. Graphite-Epoxy Motor für Graphit-Epoxy Motor und die Zahl für 46 Inch (46 Zoll = 1,17 m)). Von dem Booster gab es zwei Versionen, eine Ground lit– und eine Air lit-Version. Der Unterschied bestand darrin, dass die Air lit-Version eine größere, an den Vakuumbetrieb angepasste Düse hatte, da sie erst nach dem Ausbrennen der Ground lit-Version zündete. Ne nachdem, welche Version man benutzte, erzeugte der Booster einen Schub von entweder 537,7 kn (Ground lit) bzw. 579,3 kN (Air lit), wobei beide Versionen 74 Sekunden brannten. Als Treibstoff nutzte man den bewähren Festtreibstoff HTPB. Die Rakete nutze, wie ihre Vorgängerin Delta II, neun Booster beim Start, wobei die sechs Booster der Ground Lit-Version zuerst zündeten. Nachdem sie ausgebrannt waren, zündeten die restlichen drei Air Lit-Booster. Darauf wurden dann die ausgebrannten Booster abgeworfen. Nachdem auch die restlichen drei Booster ausgebrannt waren, wurden auch sie abgetrennt und die Rakete flog alleine weiter.
• Die erste Stufe war eine Erststufe der Delta II vom Typ Thor XLT-C (XLT steht für Extra Extendet Long Tank Thor), die jedoch für die Delta III stark überarbeitet wurde. Die Erststufe hatte an der Basis einen Durchmesser von 2,44 m und an der Spitze einen von 4 m. Sie war 20 m lang und wog voll betankt 102,37 t. Das einzelne Rocketdyne RS-27A-Triebwerk hatte einen Schub von 923,7 kN (auf Meereshöhe) und brannte 257 Sekunden lang. Als Treibstoff nutze man die altbewährte Treibstoffkombination RP-1 (Kerosin) und LOX (flüssiger Sauerstoff), der schon seit den Anfängen der Thor genutzt wurde. Das Besondere an dieser Delta-Erststufe, dass der Kerosin-Tank nun einen Durchmesser von 4 m hat, während die restliche Stufe den alten Durchmesser von 2,44 m beibehielt. Dies lag daran, dass die neue Zweitstufe einen Durchmesser von 4 m hatte und so die Stufe eine gute Auflage braucht, um stabil auf der Rakete zu bleiben.
• Die neue Zweitstufe basierte im Entferntesten auf der altbewährten Centaur-Oberstufe. Aber bis auf das Triebwerk, das eine verbesserte Version des Centaur-Triebwerks war, war dies eine komplett neu konstruierte Oberstufe. An sich war die Stufe 8,8 m m lang, hatte einen Durchmesser von 4 m und wog voll betankt 19,08 t. Das einzelne Pratt & Whitney RL-10B-2-Triebwerk hatte einen Schub von 110 kN und brannte 690 Sekunden lang. Das Besondere an dem RL-10B-2 war, dass die Düse eine Verlängerung hatte, die nach der Stufentrennung ausgefahren wurde und über die restliche Düse gezogen wurde. Diese Extendable Nozzle führte dazu, dass das Triebwerk viel effizienter arbeiten konnte und so die Stufe an sich leistungsfähiger wurde. Als Treibstoff nutzte man den hochenergetischen Treibstoffmix aus LH2 (flüssiger Wasserstoff) und LOX (flüssiger Sauerstoff). Da sowohl LH2 und LOX nur bei sehr niedrigen Temperaturen flüssig sind (LOX bei -182 °C, LH2 sogar erst bei -260 °C), braucht man eine gute Isolierung vor allem für den Wasserstofftank. Diese adaptierte man von der Isolierung des Externen Tanks des Space Shuttles, welches auch LH2 und LOX als Treibstoffe nutzt. Später wurde aus dieser Stufe die Zweitstufe der Delta IV entwickelt, die heute eine Stütze des US-Raketenprogramm ist.

Zusätzlich hätte man eine Oberstufe vom Typ Star 48B (auch PAM-D genannt) benutzen können, um Raumsonden starten zu können. Eine solche Delta III hätte den Zahlencode Delta 8935 bekommen.

Starts

Die Delta III startete zwischen 1998 und 2000 insgesamt dreimal, wobei die ersten zwei Flüge fehlschlugen, während der dritte Flug wenigstens als Teilerfolg angesehen werden kann. Man startete ausnahmslos immer vom Launch Complex 17B von Cape Canaveral aus, welches auch von der Schwesterrakete Delta II benutzt wurde. Beim ersten Start am 27. August 1998 verbrauchten die GEM 46-Booster den Treibstoff zum Steuern der Düsen zu schnell, weswegen die Rakete vom Kurs abkam. Schließlich musste der Range Officer die Rakete sprengen, wodurch der Kommunikationssatellit Galaxy 10 auch zerstört wurde.

Auch der zweite Start schlug fehl, weil das RL-10B-2-Triebwerk der zweiten Stufe nicht anlief. Dadurch konnte die Rakete mit dem Kommunikationssatelliten Orion 3 nicht auf die endgültige Bahn des Satelliten gebracht werden und verglühte nach einer halben Erdumkreisung über dem Indischen Ozean.

Der dritte Start schließlich war nur ein Teilerfolg, bei dem man den Nutzlastsimulator DM-F3 startete. Ziel war es die Attrappe auf eine Bahn mit einem so hohem Apogäum wie möglich zu bringen, bis die zweite Stufe ihren Treibstoff verbraucht hatte, Doch anstatt des anvisierten Apogäum von 25.000 km erreichte man gerade mal ein Apogäum von 20,655 km (wobei man eine Fehlermarge von ± 1.500 km), was darauf schließen lässt, dass die maximale Nutzlast der Rakete nicht richtig berechnet wurde.

Dieser Fehlschlag war zu viel für Boeing: Man beschloss, die Delta III, einst als „das größte Update der Delta“ bezeichnet, still und leise außer Dienst zu stellen. Die schon gebuchten Nutzlasten startete man schließlich mit der Delta IV, der Atlas V oder der Zenit 3SL bei Sea Launch (bei der Boeing beteiligt ist). Doch war die Delta III ein erster Schritt zum EELV, aus dem die Delta IV wurde.

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Ein Beitrag von Daniel Maurat und Ian Benecken. Quelle: NASA.

Der Start fand von der Startrampe SLC-2W der Vandenberg Air Force Base (VAFB) an der Pazifikküste bei Los Angeles statt. Die genutzte Delta II der Version 7320-10 besitzt eine Extra Extended Long Tank Thor als Erststufe, 3 GEM-40 als Booster, eine Delta-K als Zweitstufe sowie eine 10-Fuß-Nutzlastverkleidung (3,05 m).

Nach 30 Sekunden wurden wie geplant die Feststoffbooster abgeworfen. Die erste Stufe hatte ihren Brennschluss 258 Sekunden nach dem Start und wurde von der restlichen Rakete abgetrennt. Kurz darauf zündete die Delta-K-Zweitstufe für sieben Minuten. Danach folgte eine Brennpause von 37 Minuten, nach der sie wieder für zwölf Sekunden zündete. Nach dem zweiten Brennschluss wurde der Satellit in einen sonnensynchronen Orbit entlassen. Kurz danach wurden die Solarzellenpaneele aufgefaltet.

Bei SAC-D handelt es sich um einen argentinischen Erdbeobachtungssatelliten mit verschiedenen auch von anderen Raumfahrtagenturen gebauten Instrumenten. So ist das Hauptinstrument, Aquarius, vom Goddard Space Flight Center in Greenbelt, Maryland gebaut worden. Mit ihm soll der Salzgehalt im Meer gemessen werden, um so den Wasserkreislauf der Meere und die daraus resultierenden Klimainteraktionen besser zu verstehen sowie die Bodenfeuchtigkeit in Argentinien für die dortige Landwirtschaft zu messen. Andere Instrumente wurden von der italienischen Weltraumagentur ASI sowie der französischen CNES, der kanadischen CSA und der argentinischen CONAE gebaut. Sie sollen verschiedenste Aufgaben erfüllen, wie z.B. die Messung der Wolkendichte, der Luftfeuchtigkeit und der Regenmenge, aber auch kosmische und künstliche Strahlung sowie Licht, die Messung der Umlaufbahn sowie die Beobachtung der Atmosphäre. Der Satellit soll eine Lebensdauer von fünf Jahren haben.

Diskussionen in der Raumcon:

• Delta II-7320-10 mit SAC-D/Aquarius

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