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Von 1960-1973 starteten die Sowjets die Sonden des Mars Programms. Diese scheiterten aus verschiedenen Gründen. Wie die NASA gab es dann eine schöpferische Pause von 15 Jahren. Danach folgten die Raumsonden Phobos 1+2. Schon als diese noch zum Mars unterwegs waren kündige die Sowjetunion ein ehrgeiziges Programm namens "Mars 2000" an. Die schon bei den Raumsonden VeGa und Phobos begonnene internationale Zusammenarbeit sollte erweitert werden. Im Jahre Kolumbusjahr 1992 sollten zwei Marssonden Landesonden und Ballone absetzen. 1998 sollten Bodenproben vom Mars zur Erde gebracht werden und 2001 sollte ein Marsmobil abgesetzt werden.
Sehr bald gab es für diese Projekte internationale Unterstützung. Neben den Staaten des Interkosmos Verbandes waren dies auch westeuropäische Länder wie Frankreich, die BRD, Schweden, Finnland und die ESA. Für die ESA Staaten gab es die Möglichkeit moderne, leistungsfähige und schwere Instrumente zum Mars fliegen zu lassen. Dies war bei der USA unmöglich, die damals nur eine Marsmission, den Mars Observer plante. Nun sollten auch noch französische Ballone und vor dem großen Marsmobil ein kleines auf der 96 er Mission mitfliegen.
Die sich rapide verschlechternden wirtschaftlichen Verhältnisse der Sowjetunion und die spätere Aufteilung in unabhängige Staaten zwangen zuerst zu einer Verschiebung der Mission auf 1994, dann auf eine Aufteilung der Doppelmission in eine Mission 1994 und eine 1996, zuletzt musste die 1994 er Mission ganz gestrichen werden. Von 6 Marssonden blieb am Schluss eine übrig. Es war schon vor dem Start klar, das Mars 96 die letzte Planetenmission Russland sein würde. Eine Einstellung kam wegen der starken Beteiligung anderer Staaten aber nicht in Frage.
Neben dem kostenlosen Lieferung von Teilen wie dem Computer von der CNES, mussten die ESA Staaten kurz vor dem Start 1996 noch 80 Millionen USD zahlen um die Mission zu retten (Bezahlung ausstehender Löhne bei Lavozschkin und Kauf der Protonträgerrakete inklusive Start). Insgesamt hatte sich der Westen mit 290 Mill. USD an der Sonde beteiligt. Alleine in Deutschland kostete die Entwicklung der Kamera HRSC und WAOSS 200 Millionen DM. Am stärksten hatte sich Frankreich bei der Sonde beteiligt. Die Gesamtkosten von Mars 96 wurden von der NASA auf 1 Milliarde USD geschätzt.
Da Mars 96 eine sehr umfangreiche Mission ist, behandele ich in diesem Artikel nur den Orbiter selbst. In einem zweiten Artikel geht es um die beiden Lander und die beiden Penetratoren, ihre Instrumentierung und Mission.
MarsoberflächeMars 96 bestand aus einem Orbiter, zwei Penetratoren und zwei Landern. (Siehe dazu Artikel über diese). Aus den 22 Experimente im Gesamtgewicht von 430 kg welche für die Mars 94 Mission vorgesehen waren wurden durch Streichung der 94 er Mission 25 mit einem Gesamtgewicht von 550 kg. Mars 96 musste die Experimente von Mars 94+96 tragen, dazu noch Landestationen und Penetratoren. Nur die Ballone und das Marsmobil konnte er nicht mehr mit führen. Der Orbiter wurde bei Lawotschkin (NPO) gebaut wo auch die anderen Marssonden ab Mars 2 entstanden. Der Orbiter basiert auf dem bei Phobos 1+2 eingeführten Bus, der auf einer Antriebstufe dem Traktorblock sitzt (aus letzterem sollte die Fregat-Oberstufe entstehen).
Mars 96 ist noch mehr als Phobos eine Mammutmission. Gegen die Instrumentierung wirken amerikanische Großprojekte wie Viking, Galileo, Mars Observer oder Cassini recht armselig. Vor allem Europa nutzte die Gelegenheit sehr leistungsfähige und auch schwere Instrumente zum Mars zu senden. Mars 96 wiegt mit 6.180 kg etwa 40 kg weniger als Phobos 1+2, trägt aber 25 anstatt 22 Experimente und vier anstatt zwei Landesonden. Er ist erheblich leichter als Phobos 1+2 aufgebaut auf dem er basiert. Dieser wog ohne Antriebssystem noch 2600 kg. Das Foto oben das Mars 96 bei der Integration zeigt vermittelt einen Eindruck von der Größe der Raumsonde. In Flugkonfiguration ist die Sonde 3 × 3 × 9 m groß.
Instrumente wurden gestellt von Österreich, Belgien, Bulgarien,
Tschechoslowakei, Finnland, Frankreich, Ungarn, Deutschland, Großbritannien, Griechenland,
Irland, Italien, Norwegen, Polen, Rumänien, Russland, Spanien, Schweden, Schweiz, USA und der
ESA.
Der Orbiter hat eine Startmasse von 6180 kg, davon entfallen 3.142 kg auf den Treibstoff und 460 kg auf das Antriebssystem. Dieses wurde von Phobos übernommen. Es ist der Traktorblock, der auf dem für die Venera Sonden entwickelten Triebwerk des Typs KTDA-425A. Es operierte mit den Treibstoffen UDMH und Stickstofftetroxid. Dieses Triebwerk ist mehrfach wiederzündbar, verfügt über einen hohen spezifischen Impuls und ist im Schub regelbar von 9.86 bis 18.89 kN. Leer wiegt der Orbiter 1756 kg. Die 25 Experimente wiegen 550 kg. Dazu kommen die Scanplattformen, Elektronik und Kabel, so dass der Experimentanteil insgesamt 645 kg wiegt. Der Orbiter ist dreiachsenstabilisiert und verwendet Sonnen- und Kanopus Sensoren zur Ausrichtung.
Der prinzipielle Aufbau wurden von der Phobos Mission übernommen, jedoch mit einigen Verbesserungen. Es gibt nun zwei Scanplattformen welche Instrumente aufnehmen welche ausgerichtet werden müssen. Die anderen sind fest montiert. Auf Plattform 1, der ARGUS Plattform befinden sich HRSC, WAOSS, OMEGA und eine Navigationskamera. Hier befinden sich also abbildende Instrumente. Auf Plattform 2, der PAIS Plattform befinden sich SPICAM, SOYA, EVRIS, LILAS 2 und FOTON. Dies sind Instrumente die spektroskopische Analysen machen. Bei Phobos waren die Experimente noch fest montiert. Deswegen musste sich die Sonde zur Beobachtung drehen. Dies war ein Grund für den Verlust von Phobos 2. Auch gibt es nun nur noch zwei größere, aber drehbare Solarpanels, so dass ein Verlust der Stromversorgung geringer ist. Auch die Kommunikationsantenne ist nun durch einen Ausleger Schwenkbar, so dass immer eine Funkverbindung möglich ist, auch wenn sich die Sonde dreht.
Es gab zwei OnBoard Speicher von 1 GBit Kapazität. Gegenüber Phobos 1+2 war mit maximal 130 KBit/sec Datenübertragungsrate die Datenrate versechszehnfacht worden (und auch größer als beim zeitgleich gestarteten Mars Global Surveyor, MGS). Durchschnittlich liefert Mars 96 über die ganze Mission 65 KBit/sec, pro Tag 500 MBit an Daten.
Die Missionsdauer von Mars 96 wurde mit einem Jahr angegeben. Die Oberflächenstationen sollten zwei Jahre arbeiten. Mitgeführt wurden auch zwei Stationen (Gesamtgewicht 56 kg) und zwei Penetratoren (100 kg). Daten über diese im Fortsetzungsartikel zu Mars 96. Die folgende Tabelle listet die Subsysteme des Orbiters auf. Es gibt aber auch andere Quellen mit deutlich höherer Startmasse. Das russische IKI, das die meisten Experimente stellt gibt 6.700 kg Startmasse an, der Hersteller Lawotschkin 6.827 kg Brian Harvey in seinem Buch Russian Planetary Exploration 6.640 kg. Das Weglassen der Penetratoren und Lander macht nur 167 kg aus, sodass diese für den Unterschied nicht verantwortlich sein können. Ebenso wird das dV Manöver das 575 m/s erfordert mehr Treibstoff erfordern als das 6.180 kg die Masse sein konnten welche die Erde verlässt. Ebenso wird eine Trockenmasse von 3.159 kg berichtet. Ich halte angesichts der bei Russianspaceweb angegebenen Beschleunigung um 3150 m/s nach erreichend der Erdumlaufbahn 5.180 kg für wahrscheinlicher, da mit dieser Masse man die gleichen Aufstiegsverluste wie bei den vorherigen Proton-Versionen erhält. Bei den bekannten spezifischen Impuls des Triebwerks 17D61 verlassen so 83,5 % der Startmasse die Erde, also je nach Startmasse 5.163 bis 5.703 kg.
| System | Gewicht |
|---|---|
| Mars 96 Gesamt | 6.287 kg |
| Orbiter ohne Treibstoffe und Instrumente | 1.756 kg |
| Treibstoff des Orbiters: | 188 kg |
| Traktorblock ohne Treibstoffe: | 470 kg |
| Treibstoffe des Traktorblocks | 2.945 kg |
| Traktorblock Startmasse | 3.424 kg |
| Nutzlast | 645 kg |
| davon Instrumente | 385 kg |
| davon Argus und PAIUS-Plattformen (60 / 54 kg) | 114 kg |
| davon Unterstützungselemente Instrumentenplattform | 32 kg |
| davon Ausleger, Kabel, Fixierungen | 114 kg |
| autonome Lander (je zwei) | 174 kg |
| Penetratoren (je zwei) | 100 kg |
| Orbiter Startmasse ohne Traktorblock | 2.863 kg |
| Orbiter Trockenmasse ohne Traktorblock | 2.675 kg |
Es gibt auf dem Orbiter zwei Scanplattformen. ARGUS, die erste beinhaltet die drei europäischen Abbildenden Experimente HRSC, WAOSS und OMEGA zusammen mit einer Navigationskamera. Sie verfügt über eine eigene Elektronik und einen eigenen 1.5 GBit großen Speicher. Diese Plattform alleine wiegt 85 kg zuzüglich 21.3 kg für den Speicher und die Elektronik. Instrumente die den Mars beobachten aber keine Ausrichtung auf bestimmte Gebiete erfordern, wie Thermoscan, sind fest an einer Seite von Mars 96 montiert, welche dem Mars zugewandt ist.
HRSC
(High Resolution Stereo Camera)Die Hochauflösende Stereokamera ist die bislang leistungsfähigste Kamera die bislang zur Planetenerkundung gebaut worden ist. Sie besteht aus einer Optik von 175 mm Brennweite gekoppelt an einen CCD Zeilensensor mit 9 Scanzeilen. Das Bild zeigt den Nachbau der HRSC, die bei Mars Express zum Einsatz kam. Diese hat noch einen zusätzlichen monochromen hochauflösenden Kanal. Dies ist das untere Objektiv. Auf Mars 96 gab es diesen Kanal nicht.
In dem elliptischen Orbit von Mars 96 nimmt die Kamera einen Streifen auf. Dieser hat am marsnächsten Punkt eine Breite von 62 km (entsprechend 11.5 Grad) und bei 5184 Elementen pro Scanzeile eine Auflösung von 12 m. Jedes Pixel hat 12 Bits für Helligkeitsinformationen, die werden für die Übertragung auf 8 Bit reduziert.. Die Breite wird größer, da Mars 96 eine sehr elliptische Umlaufbahn hat. Jeder Streifen hat eine Mindestlänge von 300 km. Typischerweise werden 30.000-60.0000 Zeilen, also Streifen von 60 × 360-720 km Länge aufgenommen.
Der besondere Vorteil ist jedoch, dass nicht nur die Kamera Farbbilder liefert
(gewonnen aus 4 der 9 Scanzeilen, spektrale Empfindlichkeit von 0.4 - 1.0 µm), sondern durch das
Versetzen der Zeilen zueinander es stereoskope Bilder sind. 2 Zeilen schauen nach hinten und 2
nach vorne. Dadurch erhält man auch die Höheninformationen zum Bild, und kann dann solche Bilder
wie unten erstellen. Die Kamera hat eine eigene Elektronik und einen lokalen Datenspeicher von 1
GBit Größe, der die Bilder komprimiert.
Durch die Scanplattform ist die Kamera um 20 Grad schwenkbar. Die HRSC wiegt 23.8 kg. Ziel war es während der Primärmission ein größeres Gebiet des Mars abzubilden. Auch sollten Wolken und andere Phänomene genauer untersucht werden. Die HRSC wurde in Deutschland entwickelt. Die HRSC wird heute in einer modifizierten Version auf der Erde für Luftaufnahmen eingesetzt, da man durch den Stereoeffekt auch die Höheninformation bei den Luftaufnahmen erhält.
WAOSS (Wide Angle Stereoscopic Camera)Die WAOSS war das Gegenstück zur HRSC für Weitwinkelaufnahmen. Die Detektoren der HRSC sitzen hier nur an einer Optik mit 21.7 mm Brennweite. WAOSS hat eine 80 Grad Weitwinkeloptik, die um 20 Grad geschwenkt werden kann. Dadurch erfasst die Kamera ein größeres Gebiet. In Marsnähe (300 km Höhe) beträgt die Auflösung 96 m bei einer Breite der Scanzeile von 496 km. Allerdings hat die WAOSS nur 3 panchromatische Scanzeilen mit einer Empfindlichkeit von 0.4-0.7 µm. Ein Sensor schaut nach vorne, einer nach unten und einer nach hinten. Durch die 8 mal größere Auflösung kann der Planet öfters abgetastet werden. Ziel ist es vor allem nach atmosphärischen Veränderungen wie Wolken oder Staubstürmen zu suchen. Anders als die HRSC ist die WAOSS auch fähig den ganzen Planeten während der einjährigen Primärmission zu kartieren. Dabei sollte eine topografische Karte im Maßstab von 1:500.000 entstehen.
Wie die HRSC wurde WAOSS von Deutschland gestellt. Die WAOSS wiegt 7.1 kg und befindet sich mit der HRSC auf der gemeinsamen Scanplattform ARGUS. Obgleich beide Kameras sich ergänzen, haben sie unterschiedliche Entwicklungslinien. Die HRSC wurde von der DLR in Köln vorgeschlagen, während die Entwicklung der WAOSS im Institut für Kosmosforschung (IKF) in Berlin-Adlershof (damals noch DDR) begann. Mit der Wiedervereinigung wurden beide Projekte zusammengelegt und aufeinander abgestimmt. Die Bildauswertung beider Kameras sollte beim Institut für Planetenerkundung in Berlin-Adlershof erfolgen.
Eine modifizierte Version, die WAOSS-B mit einer nur 50 Grad abdeckenden Scanzeile wurde im deutschen Satelliten BIRD eingesetzt.
Auch OMEGA wurde später bei Mars Express
nochmals eingesetzt. Omega ist ein abbildendes Spektrometer mit der Aufgabe den Mars global zu
kartieren und dabei die mineralogische Zusammensetzung zu erfassen. OMEGA basiert auf dem für die
Sonde Phobos-2 entwickelten Gerät ISM-2. Das Reserveexemplar von Mars 96 wurde weiter
verbessert.
Das Gerät hat zwei Teleskope, eines im sichtbaren Bereich (0.5-1.1 µm) und eines im infraroten Bereich (1.0-5.2µm). Der infrarote Bereich hat zwei Kanäle von 1.0-2.7 µm und 2.7-5.2 µm. Jeder Kanal ist verbunden mit einem CCD oder Indium-Antimon (IR Kanal) Sensor mit je 384 × 288 Pixels, die aber meist zu 3 × 3 oder 2 × 2 Pixels zusammengefasst werden. Das Blickfeld beträgt 8.8 Grad. Die Auflösung 4.1 Bogenminuten. Dies sind 360 m aus 300 km Höhe.
Das Instrument macht für die globale Erfassung Aufnahmen aus
300-3000 km Höhe, d.h. mit Auflösungen von 0.4-4 km. Ziel ist es während der Primärmission den
gesamten Planeten in 1-4 km Auflösung zu erfassen. 2-5 % der Oberfläche können mit 400 m
Auflösung erfasst werden. In diesem Modus macht das Gerät Bilder in 3 verschiedenen
Spektralkanälen, vergleichbar dem Gerät THEMIS an Bord von Mars Odyssey.
Von jedem der 2x2 oder 3x3 Pixels kann ein Spektrum angefertigt werden mit einer Auflösung von 13-20 nm (IR Kanal) oder 7 nm (visueller Kanal), abhängig von der Wellenlänge. So erhält man für diesen Punkt auch Hinweise auf seine mineralogische Zusammensetzung. Weiterhin wird das Instrument Staub, Aerosole, Eis untersuchen. Die links abgebildete Szene zeigt eine Aufnahme von Mars Express von der Südpolregion. Rechts im sichtbaren Licht, in der Mitte im Bereich der Absorption von Kohlendioxid und links in dem Absorptionsbereich von Wasser. Deutlich ist zu erkennen, dass die Polkappe aus Wasser und Kohlendioxideis besteht.
Neben der Erfassung von Wasser im 3 µm Band wird das Instrument auch eine Karte im Bereich von 3.6 und 3.9 µm machen, in diesem Bereich sollten Carbonate auffallen. Auf der Erde ist die Bildung von Carbonaten mit Wasser verbunden. Daher sucht das Instrument nach Carbonaten auf dem Mars. Findet OMEGA Carbonate, so kann das PFS das Spektrum an diesem Ort mit erheblich besserer Auflösung bestimmen.
Omega wiegt 29.2 kg. Das Instrument wurde von der CNES (Frankreich) und Italien gestellt. Der Einsatz eines Spektrometers mit einem abbildenden Instrument ist erst der zweite beim Mars. Nur die Sonde Phobos 2 konnte während ihres kurzen Einsatzes im Orbit mit dem Vorläuferinstrument ISM-2 einen Teil des Mars erfassen. Leider fiel diese Sonde schon bald aus.
Das Planetare Fourier Spektrometer PFS stammt aus Italien mit Beteiligungen von Frankreich, Deutschland und Polen. Das Instrument erfasst die Absorptionsspektren von Molekülen in einem weiten Spektralbereich von 1,2 bis 40 µm. (Nahes bis mittleres Infrarot). Hauptbestandteil von PFS ist ein Michelson-Interferometer mit Auswerteelektronik. Das einfallende Licht wird im Interferometer in zwei Strahlen unterschiedlicher Wellenlänge geteilt und analysiert. Dabei werden 2000 Messpunkte bei 5-45 µm und 8000 Messpunkte bei 1.2-4.8 µm gemacht. Die große Datenmenge wird einer Fourier-Transformation unterworfen und erst dann übertragen. Dazu besitzt das Instrument eigene Hardware die unabhängig vom Bordcomputer ist. Die Fourier Transformation dient im wesentlichen der Datenkomprimierung, ohne das dabei wie bei der JPEG Komprimierung Informationen verloren gehen.
Detektiert
wird von einem auf -70° C gekühlten Bleiselenid Detektor. Das Gesichtsfeld beträgt 1,1 Grad im
nahen Infrarot und 2.5 Grad im mittleren Infrarot. In Marsnähe ist dies ein Gebiet von 13 bzw. 6
km. Alle 10 Sekunden kann ein Spektrum gewonnen werden. 500-600 sind es pro Umlauf und 1 Million
während der ganzen Mission. Das Instrument arbeitet während 3 Stunden in jedem Orbit in Höhen von
bis zu 4000 km. Das Instrument wird sowohl für Bodenstudien wie auch für die Erstellung von
Profilen durch die Atmosphäre bis in 50 km Höhe eingesetzt. Der Stromverbrauch beträgt 14 Watt im
Sleep und 45 Watt im aktiven Modus.
Die Untersuchung der Atmosphäre geschieht z.B. durch die Messung der Absorption bei 15 µm. Dort absorbiert Kohlendioxid, der Hauptbestandteil der Atmosphäre. Über die Absorption kann der Bodendruck bestimmt werden und über die Verschiebung des Absorptionsmaximums die Temperatur. So liefert dieses Instrument auch klimatische Daten. Weiterhin wird das Instrument nach Spurengasen wie Methan, Kohlenmonoxid und Formaldehyd Ausschau halten.
PFS und Omega ergänzen sich gegenseitig. Omega hat ein sehr gutes Bodenauflösungsvermögen, dagegen eine schlechte spektrale Auflösung. Bei PFS liegt eine gute spektrale Auflösung vor, während die Bodenauflösung gröber ist. Weiterhin kann PFS in einem viel größeren Wellenbereich operieren Auch PFS sollte schon bei Mars-96 zum Einsatz kommen. Es ist der erste Einsatz eines so komplexen Instruments beim Mars. Bisherige Spektrometer hatten eine viel kleinere Auflösung. Trotz der Komprimierung welche die Fourier Transformation ergibt, wird dieses Instrument jeden Tag 400-660 MBit an Daten liefern. Am Ende soll auch durch die vielen Spektren eine globale Karte mit einer Auflösung von 13 km entstehen.
Das PFS für Mars Express musste leichter als das für Mars 96 sein. Bei Mars 96 wiegt PFS noch 39 kg, bei Mars Express nur noch 31.5 kg. So besitzt das PFS von Mars Express zwar einen etwas breiteren Wellenbereich (bis 45 anstatt 40 µm), macht dafür aber nur Spektren von Gebieten mit 18 km Durchmesser.
SPICAM ist ein Spektrometer zur Beobachtung von der Atmosphäre im Infraroten Bereich
(Absorptionsbänder) wie UV Bereich (Emissionsbänder) Es soll die Zusammensetzung der Atmosphäre
untersuchen. Es ist ein Spektrometer wie PFS, jedoch mit geringerer Auflösung und einem
zusätzlichen UV Kanal. Weiterhin kann es auch die Atmosphäre in der Vertikalen untersuchen. Es
misst die Konzentrationen von Spurenmolekülen wie Ozon oder Kohlenmonoxid. Dazu verfügt es über
zwei Spektralkanäle. Einen im UV (118-320 nm) und einen im Infrarot (1000-1700 nm).
Es hat drei Betriebsmodi:
SPICAM-UV misst im UV Bereich von 118-320 nm sowie im sichtbaren Licht bis 650 nm. Hier emittieren Ionen wie CO+ und absorbieren Moleküle wie Ozon (O3 bei 250 nm). Dieser Sensor kann sowohl das von der Marsoberfläche reflektierte Licht messen, (Nadir Mode) als auch die Abschwächung von Sternen beim Durchlauf durch die Atmosphäre. (Stellar Mode). Die Auflösung liegt bei 0.3 nm. Ziel ist das Erfassen der Konzentration von CO+, O3 und CO2+.
Der UV Sensor wird auch die Ionosphäre durchleuchten, wo durch energiereiche Teilchen der Sonne ebenfalls Strahlung emittiert wird. Dies geschieht im Limb Modus.
Der SPICAM-IR Sensor ist empfindlich im Bereich von 1000-1700 nm. Er nimmt nur Absorptionsspektren der Oberfläche auf. (Nadir Mode). Die spektrale Auflösung liegt bei 0.5-1.2 nm. In diesem Bereich liegen die Absorptionsmaxima von Wasserdampf (1380 nm) und Kohlendioxid (1430 und 1570-1600 nm). Weitere vermessene Spurengase sind Kohlenmonoxid und Wasserstoff. Das Instrument wird die Atmosphäre und ihre Veränderung bis in 150 km Höhe messen.
Das Instrument ist eine modifizierte Version auch an Bord von Mars Express. Dieses hat keinen Kanal mehr für das sichtbare Licht. SPICAM wird von Frankreich gestellt und zusammen mit Belgien entwickelt. Seit Mariner 9 wurde kein UV Spektrometer mehr auf einer Marsmission mehr eingesetzt. Noch nie wurde eines welches die Bedeckung von Sternen nutzt, oder die Ionosphäre beobachtet eingesetzt. Man erwartet sich daher neue Erkenntnisse über die obere Atmosphäre und Ionosphäre und die Wechselwirkung mit dem Sonnenwind. SPICAM wiegt 46 kg und befindet sich auf Instrumentenplattform 2.
THERMOSCAN ist ein abbildendes Radiometer. Es macht Aufnahmen des Mars in zwei Spektralkanälen. Die Intensität eines Pixels gibt dabei nicht das reflektierte Licht wieder, sondern die abgegebene Infrarotwärmestrahlung. Diese ist ein Maß für die Temperatur. Ein entsprechendes Gerät gab es schon auf der Raumsonde Phobos. Thermoscan bestand aus zwei Detektoren, einmal empfindlich im Bereich des sichtbaren Lichtes (0.5-1.0 µm) und einmal empfindlich im Bereich der Infrarotstrahlen (8.0-13 µm). Jeder Detektor erfasste ein Gebiet von einer Bodenminute Größe, das entsprach 90 m in 300 km Entfernung. Ein Spiegel bewegte dieses Gesichtsfeld über einen Winkel von 6 Grad (entsprechend 360 Messpunkten). So entstand eine Scanzeile. Durch die Bewegung des Raumschiffs ergab sich die zweite Dimension. Das Instrument arbeitete ab 3000 km Höhe und sollte so Thermalkarten des Mars jeden Tag erstellen. Der sichtbare Kanal diente dem Vergleich von Temperaturinformationen und Oberflächendetails. Die Genauigkeit lag bei 0.5 K bei 240 K (-23 Grad Celsius).
THERMOSCAN wog 28 kg und wurde von Russland entwickelt. Es ist fest an der Raumsonde montiert. Eine frühere Version dieses Gerätes hatte schon auf Phobos Temperaturkarten der äquatornahen Regionen des Mars geliefert.
SVET ist ein abbildendes Spektrometer. Es soll die mineralogische Zusammensetzung der Oberfläche und Aerosolen klären. Dazu besitzt das Instrument zwei Kanäle
Das Instrument kann um 65 Grad geschwenkt werden: In Flugrichtung um 10 Grad quer dazu. Ziel ist die Erfassung von 50 % der Oberfläche innerhalb eines Jahres. SVET ist ein Mittel zwischen WAOSS und Omega: Omega kann Spektren der Oberfläche herstellen mit einer Auflösung von 13-20 nm, aber schlechter räumlicher Auflösung. WAOSS kann die Oberfläche kartieren, aber macht keine Spektren. SVET liefert eine Auflösung von 300 m im marsnächsten Punkt, aber nur eine Auflösung von 275 nm im infraroten. Im sichtbaren Licht kann SVET eine ähnlich gute Auflösung wie Omega erreichen.
SVET wiegt 10 kg und wurde von Russland unter Beteiligung der USA entwickelt.
UVS-M ist ein UV Spektrometer. Es macht Messungen der Emissionslinien von Gasen in folgenden Spektralbändern:
Es soll die Verteilung von Wasserstoff, Helium und Sauerstoff in der höheren Atmosphäre des Mars bestimmen. Dazu soll die Konzentration von Deuterium bestimmt werden. Weitere Messungen sind während der interplanetaren Reise geplant gewesen. Dort sollte das interplanetare Medium untersucht werden.
UVS-M wiegt 9.5 kg und wurde von Russland, Deutschland und Frankreich entwickelt.
Das LWR (Langwelliges Radar) besteht aus zwei Experimenten die eine gemeinsame Antenne nutzen: GRUNT und PLASMA. PLASMA nutzt die Antenne zum Empfang von Plasmawellen. GRUNT sendet über dieselbe Antenne niederfrequente Radiowellen aus. Zwischen 0.17 und 5 MHz stehen 56 Subfrequenzen zur Verfügung. Die Frequenzmodulation erfolgt mit zwei Perioden von 0.27 und 1.08 Sekunden. Die Genauigkeit der Laufzeitmessung beträgt 3.5 km.
Derartige Wellen können in die obere Marskruste eindringen und werden dort reflektiert. Damit kann man die Lithosphäre de Mars durchleuchten. Ein Experiment mit gleicher Zielstellung ist MARSIS an Bord von Mars Express. LWR wiegt 35 kg und Russland unter Beteiligung von Deutschland, den USA und Österreich entwickelt.
FOTON ist ein Gammastrahlenspektrometer. Es misst vom Boden ausgesandte Gammastrahlen die entsteht, wenn energiereiche Strahlen und Partikel auf die Oberfläche treffen. Die Energie der Strahlen lässt Rückschlüsse auf das Vorkommen bestimmter Elemente zu. Detektiert werden natürliche Gammastrahlenemissionen aus Kalium, Uran und Thorium und die Elemente H, C, Mg, Al, Si, S, Cl, Ca, Ti, Fe.
FOTO besteht aus drei Detektoren:
Der Energiebereich in dem eine Auswertung möglich ist liegt bei 0.2 -10 MeV. Die Energieauflösung liegt bei 7.5 %. FOTON wiegt 20 kg und liefert 3 MBit an Daten pro Umlauf. Das Experiment stammt von Russland.
NEUTRON-S ist ein Neutronenspektrometer. Ziel des Experiments ist das Messen von Wasservorkommen in den Oberflächenschichten des Mars. Trifft energiereiche Strahlung auf Gestein so schlägt sie dort Neutronen heraus. Wasser mildert diesen Neutronenstrom ab, da es die Neutronen abbremst. Das Instrument nutzt die Reaktion ³He(n, p) ³H + 0,768 MeV aus, indem um eine Helium-3 Quelle ein Detektor gebaut wurde. Der minimale detektierbare Wasseranteil liegt bei 0.5 %. Wasser kann noch unterhalb einer Bodenschicht von 100 g/cm² Masse erkannt werden. Wasser in polaren Gebieten kann bis zu einer Masse von 250 g/cm² detektiert werden.
NEUTRON-S wiegt 8 kg und wurde von Russland entwickelt.
MAK ist ein Quadrupol - Massenspektrometer. Es bestimmt durch direkte Messung die Zusammensetzung der oberen Atmosphäre und Ionosphäre. Gemessen werden Ionen und Moleküle. Dabei sollen Dichteprofile entstehen und die jahreszeitliche Veränderung verfolgt werden. Auch soll das Verhältnis der Isotope O17/O18, Ne2020 /Ne22 , Ne20 /Ne21 , Ar36 /Ar38 bestimmt werden. Dieses ist wichtig für das Verständnis der geologischen Prozesse auf dem Mars.
MAK erfasst in zwei Modi einmal Ionen und neutrale Moleküle mit einer Masse von 1-6 und 1-60 Atommassen. Die Empfindlichkeit beträgt:
MAK wiegt 12 kg und wurde von Russland unter Beteiligung Finnlands gebaut.
Alle Instrumente zur Untersuchung der Plasmaeigenschaften sind fest auf dem Orbiter angebracht.
ASPERA: Der Energetic Neutral Atoms Analyser misst Partikel in der oberen Atmosphäre.
Diese entstehen durch Beschuss der Atmosphäre durch den Sonnenwind. Da der Mars kein Magnetfeld
hat. Man vermutet, dass der Sonnenwind einen Großteil der Atmosphäre und des Wassers im Laufe der
Geschichte des Mars "weggeblasen" hat. Dieses Instrument soll hier mehr Daten liefern.
ASPERA hat insgesamt drei Sensoren:
Der ENA Imager erfasst die Verteilung des Plasmas der Ionosphäre und die neutralen Teilchen die vom Sonnenwind angeregt wurden. Sie geben die Energie beim Auftreffen auf die Atmosphäre wieder ab, und dies misst ENA. Eine kreisförmige Eintrittsöffnung von 150 mm erfasst Teilchen und beschleunigt sie mit einer 5 kV Spannung. Dadurch werden elektrisch geladene Teilchen abgelenkt, während neutrale Teilchen auf einen der 32 Auffangdetektoren treffen. Jeder hat einen Öffnungswinkel von 9°. Dadurch ist der Ort des Teilchens und seine Bahn bestimmbar. Alle 62.5 ms wird jeder Sensor abgefragt.
Der Neutral Particle Detector wiederum erfasst ausschließlich Wasserstoff- und Sauerstoffatome mit einer Energie im Bereich von 0,1 bis 10 keV, den beiden Bestandteilen von Wassermolekülen. Er bestimmt nicht deren räumliche Verteilung, sondern erfasst die Anzahl der Atome, welche mit dem Sonnenwind interagieren. Die Wissenschaftler wollen daraus Rückschlüsse über die verloren gegangene Wassermenge ziehen. Auch hier werden durch eine Spannung von 8 kV zwischen zwei Platten die geladenen Teilchen abgelenkt. Zwei Cerenkov Detektoren können den Ort der Teilchen auf 20 Grad genau bestimmen.
Der Ion Mass Analyser bestimmt die Menge und die Massen verschiedener Ionen der oberen Venusatmosphäre. Dies ist ein Massenspektrometer. Ein veränderbares Feld lenkt die Ionen nach ihrer Masse ab. Auf einer Platte bestimmen 32 konzentrische Kreise die radiale Position und 32 außen liegenden Sektoren die azimutale Eingangsrichtung.
Das Instrument wird mit Schritten von 1.5-6 Grad pro Sekunde einmal im Halbkreis bewegt um ein 180 Grad Feld abzutasten. Es verfügt über eine Elektronik zur Datenaufbereitung.
Die Kombination der Meßergebnisse der vier Sensoren mit verschiedenen Aufgaben sollte ein bisher einmaliges Bild von den Prozessen in der Marsatmosphäre ergeben. ASPERA wurde auf Mars Express erneut eingesetzt und dort um einen weiteren Detektor für die Auftrennung von Elektronen nach Energie ergänzt. Das Instrument wird von Schweden gestellt. Beteiligt sind auch Finnland, USA, Norwegen, Frankreich, Deutschland und Russland. Ein ähnliches Instrument an Bord der japanischen Raumsonde Nozomi sollte dieses ergänzen, doch diese Sonde ging verloren. Auch ASPERA hat einen Vorläufer auf der Raumsonde Phobos. Nachfolgeversionen finden sich in Mars Express und Venus Express ASPERA wog 12.2 kg.
FONEMA steht ist ein Analysator für Energien von Ionen. Es soll nicht der ganze Hintergrund wie bei ASPERA abgetastet werden, aber eine hohe räumliche Auflösung und zeitliche Auflösung ereicht werden Das Instrument soll die Dynamik und Feinstruktur der Marsnahen Plasmas untersuchen. Dabei soll eine dreidimensionale Verteilung mit hoher Zeitauflösung bestimmt wird. Das Instrument besteht aus 36 parabolischen Thompson Empfängern mit nachfolgenden Positionsdetektoren, angeordnet in einem Halbkreis.
Ionen im Bereich von 8 eV bis 20 keV/Ladung können detektiert werden. Ein Einfallswinkel kann auf 30 × 60 Grad genau festgestellt werden. Teilchen von Atommasse 1-30 werden detektiert bei einer Auflösung von Δm/m von 6. Die Zeitliche Auflösung beträgt 0.1 Sekunden.
FONEMA wiegt 8.8 kg und wurde von England unter Beteiligung Russlands, der Tschechien, Frankreich und Irland entwickelt.
DYMIO soll das dynamische Verhalten der Mars Ionosphäre und ihre Interaktion mit dem Sonnenwind beobachten. Es misst Ionendichte, Geschwindigkeiten und Temperaturen. Es bestimmt Energie und Winkel von subthermalen Ionen bis 500 eV Energie und die Masseverteilung des Plasmas bis zu 44 atomaren Masseeinheiten. Die Zeitauflösung beträgt 0.5 Sekunden. Geschwindigkeiten von 0.1 - 4 km/s und Temperaturen von 500-10000 K können auf 10 % genau bestimmt werden. Der Messbereich beträgt 0.1 - 100.000 Ionen/cm³.
DYMIO wiegt 7.2 kg und wurde von Frankreich unter der Beteiligung von Russland, Deutschland und den USA entwickelt.
MARIPROB misst das kalte Plasma der Ionosphäre. Es bestimmt dazu folgende Parameter:
MARIPROB besteht aus 2 Spektralanalysatoren für Ionen (mit 30 Elektronenpotentialanalysatoren) und einem sphärischen Ionensonde. MARIPROB wurde von Österreich, Belgien, Bulgarien, Tschechei, Deutschland, Irland und Russland zusammen entwickelt.
MAREMF ist ein elektrostatischer Analysator und ein Magnetometer. Es bestimmt das Magnetfeld des Mars bis zu einer Stärke von 128 nT bei einer Messgrenze von 4 Picotesla (1/1000.000.000.000 Tesla). Maximal 100 Vektoren pro Sekunden konnten gemessen werden. Ein Elektronenspektrometer bestimmt die Richtung und Energie der Elektronen. Der Winkel kann auf 4 × 22 Grad bestimmt werden bei einer Energieauflösung von 14%. Es sollte die Magnetfeldmessungen der Phobos 2 Sonde fortsetzen, die erstmals ein Magnetfeld beim Mars feststellte.
MAREMF wurde von Österreich unter der Beteiligung von Belgien, Frankreich, Deutschland, USA, Irland, Ungarn, England und Russland entwickelt.
Dieses Experiment besteht aus drei Langmuir Sonden an Auslegern um das elektrische Feld zu messen, drei Magnetfeldsensoren (Suchkeulenmagnetometer) sowie Analysatoren, welche die Frequenz und Impedanz des Plasmas bestimmen. Ziele war es die Ionosphäre und ihre Interaktion mit dem Sonnenwind zu bestimmen, das Plasma zu untersuchen und Elektronentemperaturen zu messen. Bestimmt wurden Frequenzen der Plasmawellen und Elektronenintensitäten.
ELISMA wog 12 kg und wurde von Frankreich unter der Beteiligung Bulgariens, England, der ESA, Polen und der Ukraine entwickelt.
SLED ist ein Teilchendetektor für Ionen und Elektronen. Es besteht aus einem Ionen und einem Elektronendetektor. Beim Ionendetektor fokussiert ein Magnet, beim Elektronenteleskop blendet ein Film niedrigenergetische Elektronen aus. Das Gesichtsfeld beträgt 30 Grad. Der Energiebereich der detektierbaren Teilchen liegt bei größer als 20 keV.
SLED wiegt 3.3 kg und wurde von Irland unter der Beteiligung von Deutschland, der Tschechien, Ungarn und der Slowakei entwickelt.
Eine lange Tradition auf russischen Raumsonden hat die Mitnahme von astrophysikalischen Experimenten. Man nutzte diese auf dem Weg zum Planeten. In westlichen Sonden findet man derartige Experimente nicht. Hier werden spezielle Satelliten für diese Fragestellungen gebaut.
Dieses Instrument sollte Gammastrahlung sowohl von astrophysikalischen Quellen (Gammastrahlenburst) wie auch von der Marsoberfläche messen. Es besteht aus zwei 90 cm³ großen Germaniumkristallen als Detektoren. Gammastrahlen von 0.03-8 MeV Energie können detektiert werden. Um ein Spektrum zu erstellen werden 4096 Kanäle unterschiedlicher Energieempfindlichkeit verwendet. Es gibt unterschiedliche Modi mit verschiedenen Zeitauflösungen:
PGS wiegt 25.65 kg und wurde von Russland entwickelt.
In Ergänzung zu PGS soll LILAS-2 Gammastrahlenquellen mit hoher Auflösung (10 Bogensekunden) aufspüren. PGS stellt also eine Quelle fest und LILAS-2 lokalisiert diese. Das Instrument benutzt dazu Daten von Ulysses und einigen Erdsatelliten. LILS hat einen Energiebereich von 5-600 keV bei einer Energieauflösung von 8-40 % je nach Wellenlänge. (8% bei 5.6 keV und 40% bei 660 MeV). Detektiert können Gammastrahlenquellen mit einem Fluss von mindestens 5-10x 10-7 erg/s werden. Die zeitliche Auflösung beträgt 1 ms für das Ereignis und 0.25 s für das Erstellen eines Spektrums.
LILAS-2 wiegt 5 kg, verbraucht 3 W an Strom und wurde von Frankreich entwickelt. Eine Vorläuferversion, LILAS flog schon auf den Raumsonden Phobos 1+2 mit.
EVIRIS ist ein Photometer zur Messung der Oszillation von Sternen. Es misste die Helligkeiten von hellen Sternen. Die Veränderung der Helligkeit, also kleine Schwankungen soll Rückschlüsse über deren Pulsieren und Rotation sowie Veränderungen des Inneren zulassen. EVIRIS besteht aus einem 9 cm Teleskop mit einem Photomultiplier als Detektor. Die spektrale Empfindlichkeit beträgt 300-800 nm. Es sind nur helle Sterne als Objekte möglich. Die Helligkeit muss größer als 4 mag sein. Während 200-250 Tagen des Fluges zum Mars sollten 10-20 Sterne beobachtet werden. Dabei wären Oszillationen mit einer Genauigkeit von 13 Bogensekunden und Rotationsperioden in einem Intervall von 3 min - 2 Stunden festgestellt worden. Eine Observation eines Sterns hätte 1-3 Wochen gedauert.
EVIRIS wog 7.4 kg und verbrauchte 7.4 W an Strom. Das Instrument wurde von Frankreich unter der Beteiligung von Russland und Österreich entwickelt.
SOYA studiert die Oszillationen der Sonne durch Messung der solaren Helligkeit. Dazu wird ein Photometer mit einem Filter bei 845 nm Wellenlänge und 5 nm Durchlassbreite verwendet.
Ein Natriumiodid Sensor misst die Helligkeit. Ein Teleskop mit 1.5 Grad Blickwinkel und einem 1024 Pixel² CCD zur der Korrektur um die Bewegungen der Raumsonde aus den Helligkeitsschwankungen herausrechnen zu können. Das Blickfeld des Photometers beträgt 20 Bogensekunden.
SOYA wiegt 1 kg und wurde von der Ukraine unter Beteiligung von Russland, Frankreich und der Schweiz entwickelt.
RADIUS-M hat die Aufgabe die Strahlung entlang der Reise zum Mars und die totale Dosis die das Raumschiff empfängt zu messen. Diese Information wird für einen bemannten Marsflug benötigt. Dies entspricht dem Experiment Marie an Bord von Mars Odyssey 2001. Es detektiert auch Mikrometeoriten. Radius-M ist ein Kombinationsinstrument und besteht aus:
Nach dem Start sind die Experimente schon auf
dem Weg zum Mars aktiv. Dies betrifft insbesondere die astrophysikalischen Experimente. Es sollte
zwei Kurskorrekturen geben, eine 7-10 Tage nach dem Start, eine zweite etwa 1 Monat vor dem
Erreichen des Mars. Das Einschwenken in den Orbit war für den 12.9.1997, nach 10 Monaten Reise
vorgesehen.
Fünf Tage vor dem Erreichen des Mars werden die beiden Lander abgesetzt und Mars 96 macht eine Kurskorrektur, um nicht selbst mit dem Mars zu kollidieren. Am marsnächsten Punkt wird das Triebwerk gezündet und reduziert die Geschwindigkeit der Sonde um 1020 m/s. Dadurch wird die Marsumlaufbahn erreicht. In dieser entfernt sich die Sonde bis zu 52.000 km vom Mars und nähert sich auf 200-500 km an den Mars. Der Orbit ist sonnensynchron mit einer Inklination von 106.4 Grad. Die Periode sollte 43.09 bis maximal 50 Stunden betragen. Diese Bahn wird dann auf einen marsnächsten Punkt von 300 km Entfernung und einer Umlaufszeit von 43.09 Stunden angepasst. Dies ist eine Bahn mit einer 4:7 Resonanz mit der Umlaufzeit von Mars. Aus dieser Bahn werden nach 7-28 Tagen die beiden Penetratoren abgesetzt. Danach sind die wesentlichen Bahnkorrekturen durchgeführt worden und der Teaktorblock mit dem Triebwerk wird abgesprengt und der Orbiter so um 470 kg leichter.
Nach 30 Tagen im Marsorbit sollten die Instrumente auf der ARGUS Plattform ihre Arbeit aufnehmen. Für die nächsten 90 Tage gibt es vor allem für die Kartierung sehr gute Bedingungen. Danach kommt eine Phase in der Mars 96 länger im Marsschatten ist. Es gibt je nach Stellung des Mars zur Erde zwischen 6.5-8.1 Stunden / Tag Kontakt zur Erde.
Auf der sehr elliptischen Bahn gibt es einen nahen Vorbeiflug an dem Marsmond Deimos in einer Distanz von kleiner als 100 km. Phobos kann in einer solch geringen Distanz erst nach der Primärmission erfasst werden. Durch kleine Kurskorrekturen von 1 m/s Geschwindigkeit, wäre auch ein Vorbeiflug an Phobos in 25 km Entfernung möglich gewesen.
Nach der einjährigen Primärmission hätte man den Orbit durch Aerobraking über 2-3 Monate abgesenkt auf eine Umlaufperiode von 8-10 Stunden.
Mars 96 ist wie seine Vorgänger Phobos 1+2 eine "überschwere" Marssonde. Das
bedeutet, das eine Proton-D2 Rakete nicht in der Lage ist, die Sonde
zum Mars zu befördern. Die schwersten normalen Marssonden, welche die Proton im günstigen
Startfenster 1973 startete waren Mars 2+3 je 4650 kg schwer. Schon beim
ungünstigeren Startfenster von 1973 musste man kleinere Sonden starten. Bei Phobos 1+2 hatte man
sich daher einen Trick einfallen lassen. Der Traktorblock enthält ein sehr modernes und
leistungsfähiges Triebwerk, leistungsfähiger als das der Oberstufe Block D2. Es wurde für die
Venera Missionen entwickelt. Daher hat man den Traktorblock mit
mehr Treibstoff betankt, als dies eigentlich notwendig wäre. Nach Ausbrennen der Oberstufe Block
D2 der Proton zündet der bordeigene Antrieb und bringt die letzte nötige Geschwindigkeit auf.
Der Vorteil liegt darin, dass man die leere Block D2 Oberstufe nicht mit beschleunigen muss..
Zuerst brachte die Proton Mars 96 mit der Oberstufe Block D2 in einen Parkorbit in 165 km Höhe. Nach einer ballistischen Phase sollte Block D2 zünden und Mars 96 um 3150 m/s beschleunigen. Danach wird Block D2 abgetrennt, und Mars 96 zündet sein eigenes Triebwerk und beschleunigt um weitere 575 m/s. Nun ist Mars 96 auf Kurs zum Mars und wiegt noch 5174 kg. Durch diesen Trick kann man also eine Sonde starten, die zirka 500 kg schwerer ist also die Sonden, die nicht über einen Traktorblock verfügen. Aus diesem Grund hat man aus dem Traktorblock auf eine neue Oberstufe, die Fregat Oberstufe entwickelt. Diese befindet sich nun auf der Sojus im Einsatz und hat schon Mars Express zum Mars gebracht.
So sollte es geschehen. Doch alles kam anders. Der Start am 16.11.1996 gelang zunächst. Die Proton beförderte die Oberstufe und Mars 96 in einen Orbit. Doch dann klappte gar nichts mehr. Von den entscheidenden Augenblicken gibt es keine Daten, da Russland nach dem wirtschaftlichen Zusammenbruch zahlreiche Bahnverfolgungsschiffe (Schiffe mit Sende und Empfangsanlagen) außer Betrieb nehmen musste. Der folgende Ablauf wird gesteuert durch Timer an Bord von Block D2 und Mars 96. Der Einschuss von Mars 96 mit Block D2, etwa eine Stunde nach dem Start fiel aus oder dauerte maximal 1 Sekunde. Die Bahn des Pärchens war praktisch dieselbe wie vorher, so befand sich Mars 96 noch auf einer 146 × 165 km hohen Kreisbahn, anstatt auf einem Kurs mit Fluchtgeschwindigkeit zum Mars.
Nun trennte sich Mars 96, gesteuert vom automatischen Zeitgeber von Block D2 ab, in der Meinung, er befände sich auf einem Fluchtkurs und zündete sein Triebwerk um die letzten 575 m/s an Geschwindigkeit aufzubringen. Dadurch gelangte er aber in eine Bahn von 87 × 1500 km Höhe. Der erdnächste Punkt von 87 km führte zur starken Abbremsung, so dass die Sonde nach 3 Erdorbits wieder in die Atmosphäre eintritt. Die Sonde ging im Westpazifik nahe Nordchile / Bolivien nieder. Da die Sonde vier kleine Plutoniumbatterien zur Stromversorgung der Landestationen und Penetratoren an Bord hatte, gab es auch eine Suche nach Resten der Sonde in der Atacamawüste. Man fand jedoch keine.
Die US Luftwaffe verfolgte noch eine Weile Block D2, welche sie für Mars 96 hielt und sorgte mit Warnungen vor dem Wiedereintritt vor allem in Australien für Aufsehen. Block D2 konnte sich wegen des höheren erdnächsten Punktes von 146 km bis zum 18.11.1996 im Orbit halten und ging bei den Osterinseln nieder.
So endete die letzte und ambitionierteste Weltraummission Russlands. Für einige der europäischen Experimente gab es eine Wiedergeburt. Angesichts der Erfolge von MGS und Mars Pathfinder kam sehr bald die Frage auf, warum die Europäer ihre Experimente nicht erneut starteten, so wie dies die NASA mit den Experimenten des Mars Observers auf MGS machte.
So kam es 1999 zu Mars Express, auf dem die
europäischen Experimente HRSC, SPICAM, OMEGA, ASPERA, PFS gestartet werden. Wichtig erschien auch
die Sondierung der Marskruste durch Radarwellen wie sie im Experiment LWR erfolgte. Ein
europäisches Gegenstück namens MARSIS ist das einzige neue Experiment an Bord von Mars Express.
Da Mars Express nur 1042 kg wog und die Sojus-Fregat Trägerrakete 1220 kg Nutzlast befördern kann,
nahm man noch den Lander Beagle mit. Dieser wurde aber bald zum Kuckucksei: Er verschlang Mittel
der ESA, die bei der Aufbau der Bodenstationen fehlten. Das riskante Projekt Beagle scheiterte.
Es wäre sinnvoller gewesen statt dessen einige andere Experimente Europas von Mars 96 mitführen,
anstatt einen unausgereiften Lander.
NSSDC Query: NASA's Katalog der Raumsonden und Satelliten
Lang Zeit gab es von mir nur ein Buch über Raumsonden: die beiden Mars-Raumsonden des Jahres 2011, Phobos Grunt und dem Mars Science Laboratory. Während die russische Raumsonde mittlerweile auf dem Grund des Pazifiks ruht, hat für Curiosity die Mission erst bekommen. Das Buch informiert über die Projektgeschichte, den technischen Aufbau der Sonden und ihrer Experimente, die geplante Mission und Zielsetzungen. Die Mission von Curiosity ist bis nach der Landung (Sol 10) dokumentiert. Einsteiger profitieren von Kapiteln, welche die bisherige Marsforschung skizzieren, die Funktionsweise der Instrumente erklären aber auch die Frage erläutern wie wahrscheinlich Leben auf dem Mars ist.
2018 wurde dies durch zwei Lexika, im Stille der schon existierenden Bücher über Trägerraketen ergänzt. Jedes Raumsonden Programm wird auf durchschnittlich sechs bis acht Seiten vorgestellt, ergänzt durch eine Tabelle mit den wichtigsten zeitlichen und technischen Daten und Fotos der Raumsonde, bzw., Fotos die sie aufgenommen hat. Ich habe weil es in einen band nicht rein geht eine Trennung im Jahr 1990 gemacht. Alle Programme vorher gibt es in Band 1. Die folgenden ab 1990 gestarteten dann in Band 2. In Band 2 ist ein Raumsonden Programm meist eine Einzelsonde (Ausnahme MER). In Band 1 dagegen ein Vorhaben das damals zumeist aus Doppelstarts bestand, oft auch mehr wie z.B. neun Ranger oder sieben Surveyor. Beide Bänder sind etwa 400 Seiten stark. In Band 1 gibt es noch eine gemeinsame Einführung für beide Bände über Himmelsmechanik und Technik der Instrumente. Beide Bände haben einen Anhang mit Startlisten, Kosten von Raumsonden und Erfolgsstatistiken. Band 2 hatte Redaktionsschluss im Januar 2018 und enthält die für 2018 geplanten Missionen über die es genügend Daten gab.
Hier eine Beschreibung des Buchs auf meiner Website für die Bücher, wo es auch ein Probekapitel zum herunterladen gibt. Sie können das Buch direkt beim Verlag kaufen (versandlostenfrei). Dann erhalte ich als Autor eine etwas höhere Marge, aber auch über den normalen Buchhandel, Amazon (obige Links) und alle anderen Portale wie Bücher.de oder Libri.
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