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Im August 1993 scheiterte der Einschuss des Mars Observers (MO) in seine Mars Umlaufbahn. Dies traf die NASA wie ein Schock. Seit dem Aufschlag von Surveyor 5 im Jahre 1967 war keine Planetensonde mehr bei ihrem Ziel verloren gegangen. Noch dazu war es nach der Entwicklung von Galileo Ende der siebziger Jahre das erste neue größere Projekt das verloren ging. Man suchte einen Weg die Instrumente trotzdem zum Mars zu bringen. Aus Mars Observer wurde Mars Global Surveyor (MGS).
Nach dem Verlust des Mars Observers im August 1993 sollte so schnell wie möglich ein Ersatz beschafft werden. Da der
Mars Observer auch als Relay für die Mars-94 Mission diente, war zuerst gedacht im nächsten Startfenster,
also Oktober/November 1994 einen Ersatz zu starten. Dazu erwog man verschiedene Alternativen. Da der Mars Observer ursprünglich als
Doppelsonde gedacht war, gab es sehr viele Teile, aus denen man einen Ersatz hätte bauen können. Auch die Instrumente waren bis auf
PMIR doppelt vorhanden.
Am einfachsten wäre es also gewesen, den Mars Observer nachzubauen, Da ein Großteil des Gelds für die Entwicklung notwendig war, und es schon Teile gab, die man verwenden hätte können, wäre ein Nachbau zu 20-30 % der Kosten des Originals möglich gewesen. Dagegen sprach, dass man zuerst ja nicht einmal die Ursache des Scheitern kannte und vermeiden wollte, nochmals einen Orbiter zu verlieren. Dazu kam, dass Martin-Marietta die Produktion der Titan 3 mangels Nachfrage eingestellt hatte, aber der Mars Observer hätte auch mit dem Shuttle gestartet werden können. Der Start der 2.5 t schweren Sonde wäre aber in jedem Falle sehr teuer gewesen.
Die zweite Alternative wäre es, einen vorhandenen Satellitenbus wie dem eines Wettersatelliten zu modifizieren. Dann machte sich auch das DoD stark für die damals gerade gestartete Raumsonde Clementine, die nur 75 Millionen USD kostete, nachzubauen. Hier war aber das Gewicht der Instrumente das Problem. Clementine wiegt ohne Treibstoff nur 235 kg, ihre Instrumente wiegen nur 8 kg. Man hätte mindestens 3-4 dieser kleinen Sonden starten müssen um die 7 Instrumente des Mars Observers im Gesamtgewicht von 148.5 kg zu transportieren.
Als war klar, dass man das 1994 er Startfenster nicht mehr schaffen würde, aber auch die Russen ihre Mars 94 Mission
um 2 Jahre verschoben, war der Weg frei für einen echten Neuanfang. Inzwischen war auch das Discovery Programm verabschiedet und man propagierte "Smart Missions". Ein Nachbau des Mars
Observers und der teure Start mit der Titan 3/TOS passten nun nicht mehr ins Konzept des Discovery Programms. Ein Ersatz musste
preiswert und klein sein, maximal eine Delta 2 als Trägerrakete benötigen.
Aus Mars Observer wurde Mars Global Surveyor (MGS): Dieser entstand zu 80 % aus Teilen die vom Mars Observer übrig geblieben waren. Damit man die Startkosten senken konnte, musste er mit einer Trägerrakete des Typs Delta 2 gestartet werden, Dazu musste der Satellit erheblich leichter werden. Anstatt 2.5 t durfte der MGS nur noch 1.06 t wiegen.
Dies war auf zweierlei Weise möglich. Zum einen hatte mittlerweile die Raumsonde Magellan eine Technik erprobt, die man Aerobraking nennt. Mars Observer musste zwei Manöver durchführen um seine 360 km hohe Umlaufbahn zu erreichen. Das erste war das Einbremsen in einen ersten (vorläufigen) Mars Orbit. Dazu benötigte der Mars Observer eine Abbremsung um ca. 670 m/s. Um von diesem ersten Orbit mit einer Umlaufszeit von 75 Stunden in den endgültigen 361 km hohen Orbit zu wechseln, musste die Geschwindigkeit um weitere 1361 m/s reduziert werden. Daher führte des MO auch über 1347 kg Treibstoff mit (dazu kam noch das Gewicht der Tanks und der Triebwerke). Es war klar, dass wenn man diese Masse reduzieren würde, der Orbiter erheblich leichter werden würde.
Der MGS muss wie der Mars Observer auch zuerst in einen elliptischen Orbit einzubremsen, dann aber nutzt er die Atmosphäre um die restliche Geschwindigkeit abzubauen. Der MGS wird dazu den planetennächsten Punkt von 498 auf bis zu 110 km absenken. In dieser Höhe wirkt die Atmosphäre schon wie eine Bremse, wenn man die Solarzellen so ausrichtet, dass sie maximalen Widerstand leisten, dann reiben diese an der Atmosphäre und verlangsamen so die Raumsonde. Jeder Orbit vernichtet so etwas Geschwindigkeit, wobei das Raumfahrzeug jeweils etwa 116 KWh Energie in Form von Hitze aufnimmt. Dieses strahlt sie als Wärme später im Orbit wieder ab. Innerhalb von 5 Monaten sollte so der Orbit des Mars Obersvers erreicht werden, dann wird der marsnächste Punkt wieder auf 360 km Höhe angehoben. Dieses Manöver kostet nur 125 m/s. Daher kommt der MGS mit nur 361 kg Treibstoff aus. Er kann also fast 60 % der Treibstoffmenge des Mars Observers einsparen.
Der Erfolg: Man kann von einer Titan 3C-TOS auf eine Delta 2 ausweichen, das bedeutet Startkosten von 58 anstatt 282 Millionen USD. Durch Verwendung der Mars Observer Teile kostete auch der Nachbau nur 155 Millionen USD anstatt der 500 Millionen USD des Mars Observers. In der Summe kostet der MGS nur 239 Millionen USD, während der Mars Observer 980 Millionen USD kostete.
Allerdings kann der MGS nicht alle Instrumente des MGS mitführen, da er auch kleiner als der Mars Observer ist. Die
beiden schwersten, das GRS und PMIR je beide etwa 30-40 kg schwer konnte der MGS nicht mitführen. Immerhin waren
fünf der sieben MO
Instrumente mit einer Gesamtmasse von 78 kg an Bord. Das PMIR war die Hauptnutzlast des Mars Climate
Orbiters. (Bild links). Das PMIR kam allerdings auf dem Mars durch Verlust des MCO nie an. Das letzte Instrument des Mars
Observers ist das GRS. Dieses ist beim Mars Odyssey Orbiter die Hauptnutzlast.
Ob man so Kosten gespart hat muss sich zeigen, denn so flogen auf drei Sonden die 7 Experimente, in der Summe ist dies also nicht wirklich billiger. Inzwischen hat man auch bei der NASA umgedacht. So sind die beiden Mars Rover des Jahres 2003 relativ teure Discovery Sonden. Für 2005 ist ein über 2 t schwerer Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) geplant. Diese Mission ist daher wie der MO eine Medium Size Mission.
Mars Global Surveyor kostet insgesamt 219 Millionen USD bis zum Start (154 Millionen für MGS selbst, 52,6 Millionen für die Delta II Trägerrakete), dazu kommen pro Jahr 20 Millionen USD für die Missionsüberwachung und wissenschaftliche Auswertung. /46,4 Millionen während der Primärmission) Trotzdem ist der MGS so teuer, dass er nicht als Discovery Mission läuft (Deren Kosten dürfen max. 150 Millionen USD auf 1992 Preisbasis betragen).
Mars Global Surveyor war so relativ preiswert herzustellen, weil man sehr viele Elemente des verloren gegangen Mars Oberservers verwandte. Völlig neu war nur die Struktur aus Kohlefaserverbundwerkstoffen, das Antriebsystem und die Sender, sowie Teile des Bordcomputers.
Vor dem Start wiegt der Mars Global Surveyor 1060.3 kg, davon sind 360.5 kg Treibstoff. Er ist ausgelegt für die Mitnahme von 5 Instrumenten im Gesamtgewicht von 75.6 kg.
Die echteckige Zentralstruktur zerfällt in zwei Teile die aufeinander gesteckt sind: Das untere Antriebsystem und das obere Equipmentmodul. Der untere Teil enthält die Treibstofftanks und das Triebwerk, der obere Teil die Elektronik, Kommunikationseinrichtungen und Instrumente. Beide Teile sind quaderförmig und je 1.17 × 1.17 m breit, bei einer Höhe von je 0.735 m. MGS hat so die Abmessungen von 1.17 × 1.17 × 1.7 m. Die Struktur beträgt aus Trägern aus Aluminium in Honigwabenbauweise, mit Seitenflächen aus Kohlenfaserverstärktem Kunststoff.
Der Bordcomputer von MGS stammt noch vom Mars Observer. Er verwendet einen 16
Bit MIL-STD 1750A Mikroprozessor von Marconi mit 128 KWorte RAM und 20 KWorte ROM. Der
Mars Pathfinder (MPF, der zeitgleich startete, verfügte über einen
zehnmal stärkeren Bordrechner. Man
entschied sich aber für die Übernahme der 10 Jahre alten Hardware, da man so 84 % der Software übernehmen konnte.
Neu ist der Speicher für die Messdaten. Anstatt dem Bandrekorder von Mars Observer werden nun 2 Massenspeicher aus RAM Chips von jeweils 750 MBit Speicherkapazität verwendet (Diese verhalten sich wie eine RAM-Disk). Beide zusammen haben eine Speicherkapazität von 375 MByte, dies ist doppelt so viel wie beim Mars Observer. Das einfachere Handling der Massespeicher (direkter Schreibzugriff anstatt Spulen von Bändern, simultaner Schreib und Lesezugriff) erleichtert die Missionsdurchführung. Sie können 104 Stunden lang die Daten mit 4 KBit/sec abzupuffern oder 26 Stunden bei 16 KBit/sec. Daten speicherte der Recorder mit Datenraten von 2,4,8 oder 16 KBit/sec. MGS war die erste Raumsonde welche einen Massenspeicher aus RAM Bausteinen einsetzt.
Die Lageregelung erfolgt durch 3 Reaktionsschwungräder die senkrecht aufeinander justiert sind. Eine Beschleunigung eines Rades bewirkt ein Kippen des Raumfahrzeuges in die andere Richtung. Ein viertes ist als Reserve gedacht und kann durch schwenken parallel zu einem der drei anderen ausgerichtet werden und kann so den Ausfall eines dieser Räder ausgleichen.
Die Stromversorgung geschieht durch zwei Solarpanel. Sie bestehen aus je einem Galliumarsenid und einem Panel aus Silizium. Jedes hat die Abmessungen von 3.53 Länge × 1.85 m Breite. Die belegte Fläche beträgt jeweils 6 m². Am Ende gibt es eine Verlängerung aus Metall um 81.3 cm, welche dem besseren Abbremsen beim Aerobraking dient. Die Stromversorgung variiert durch den variablen Abstand des Mars von der Sonne und liegt zu Beginn der Mission bei 980 W beim sonnennächsten Punkt und 660 W beim sonnenfernsten Punkt. Zwei Nickelmetallhydrid Batterien von 20 Ah Leistung (bei 28 V Spannung) puffern Zeit im Marsschatten ab. Sie werden normalerweise während 36-41 Minuten auf der Nachtseite zu 27 Prozent entladen.
Das Antriebssystem besteht aus einem großen Haupttriebwerk mit 596 N Schub und 12 kleinen Düsen mit je 4.45 N Schub zur Veränderung des Orbits. Der spezifische Impuls des Haupttriebwerks beträgt 3119 m/s. Die Sonde führt in zwei Tanks 385 kg Treibstoff mit sich. Dies ist die bewährte Kombination Stickstofftetroxid und Hydrazin. Es sind 216.5 kg Hydrazin und 144 kg Stickstofftetroxid. Von den nutzbaren 360.5 kg Treibstoff werden 75 % benötigt um in den Marsorbit einzutreten. Der Rest steht für kleine Orbitmanöver und Kurskorrekturen auf dem Weg zum Mars zur Verfügung. Die kleinen Düsen sind in 4 Gruppen von je 3 (je einer pro Achse) angeordnet. Nach dem Erreichen des Mapping (Kartierungs-) Orbits hat die Sonde ihre Geschwindigkeit um 1198 m/s geändert. Insgesamt erlauben die Treibstoffvorräte eine Veränderung um 1290 m/s.
MGS verwendet die Antennen vom Mars Observer zur Kommunikation: Eine ausrichtbare Hochgewinnantenne (HGA) mit 1.5 m Durchmesser an einem ausfahrbaren 2.0 m langen Mast. Während die Instrumente auf den Mars ausgerichtet bleiben wird die HGA an dem Mast der Erde nachgeführt. Das Entfalten findet aber erst nach Erreichen des Mapping Orbits statt, um den Ausleger durch das Aerobraking nicht zu beschädigen. Vorher muss sich das Raumfahrzeug bei jeder Funkverbindung drehen. Eine gleichzeitige Beobachtung und eine Funkverbindung sind erst im Mapping Orbit möglich. Gegenüber Mars Observer wurde ein deutlich schwächerer Sender verwendet, der nur noch 25 W anstatt 60 W Sendeleistung hat. Er erlaubt das Senden zu den 34 m Antennen von maximal 85.3 KBit/sec zur Erde (8417.716 MHz und 8416.368 MHz Downlink) im X-Band. Experimentell wird auch das Ka Band benutzt. Die Datenrate kann auf 21.3 KBit/sec bei größter Entfernung abfallen. Die mittlere Datenrate liegt bei 42.7 KBit/sec. Dazu kommen 2 KBit/sec für Telemetrie. Der Empfang von der Erde bei 7164.624 MHz (Uplink) verläuft mit 7.8125-500 Bit/sec. Normal sind 125 Bit/sec, das sind 750 Kommandos pro Minute. Auf der Erde werden die 34 m Antennen des DSN für den Kontakt zu MGS verwendet. Während der Primärmission von 687 Erdtagen sollte der Orbiter über 350 GBit an Daten gewinnen. Die Daten werden durch einen Reed-Solomon Code (250/218) mit Korrekturinformationen versehen. Ein 1000 Datenbits brauchen so 1147 Bits für die Übertragung.
MGS verwendet keine neuen Instrumente sondern Reserveexemplare der Instrumente des 1993 verlorenen Mars Observers. Die beiden schwersten Experimente des Mars Observers, GRS und PMIR konnten aus Gewichtsgründen nicht mitgeführt werden. Die Instrumente wogen 78 kg. Sie befinden sich fest montiert an der Stirnseite des MGS. Sie schauen permanent zur Oberfläche, während MGS den Mars umkreist.
Dieses Instrument war das Filetstück der Nutzlast: Eine hochauflösende Kamera die Bilder machen sollte wie man sie auf
der Erde nur von militärischen Satelliten kannte. Die MOC bestand aus zwei Systemen. Einer Weitwinkelkamera für tägliche
Übersichtsaufnahmen des Mars. Hier sollte der MO also praktisch ein Wettersatellit sein. Die Weitwinkelkamera hat eine Auflösung von
250 m direkt unter dem Planeten, diese stieg bis zum Horizont durch die perspektivische Verzerrung auf 2 km an. Diese Kamera hat
11.4 mm Brennweite, bei einer Öffnung von f/6.3 und einem Blickwinkel von 140°. Es gibt zwei identische Kameras, die eine ist im
roten (580-620 nm) und die andere im blauen Spektralbereich (400-450 nm) empfindlich. Diese Kamera soll jeden Tag den Mars komplett
fotografieren mit einer Auflösung von mind. 7.5 km/Pixel (durch Zusammenfassen von Pixels).
Das zweite System ist eine hochauflösende Kamera. Dieses nutzt ein Ritchey-Chretien Teleskop mit 3.5 m Brennweite und einer Öffnung von 35 cm. Die Auflösung beträgt maximal 1.41 m. (In der Praxis je nach Blickwinkel 1.5-2.0 m) Mit dieser Kamera sollten vor allem Geländeformen im Detail erfasst werden, die auf den Viking Aufnahmen interessant erscheinen. Das Blickfeld beträgt lediglich 0.4 Grad, die spektrale Empfindlichkeit 500-900 nm. Aufgrund der hohen Auflösung soll die Kamera keine globale Karte anfertigen, sondern nur Details untersuchen. Die Bildgröße liegt zwischen 2.8 × 2.8 km und 2.8 × 25.2 km, abhängig vom internen Speicher. Es können Pixels zusammengefasst werden, so dass auch Auflösungen bis 11 m/Pixel möglich sind. Sie alleine wiegt 9,5 kg.
Beide Kameras arbeiten mit CCD Scanzeilen, wie sie auf der Erde auch in Flachbettscannern eingesetzt werden. Die Weitwinkelkamera hat 2048 Pixels von je 13 µm Größe und die Telekamera 3456 Pixels von je 7 µm Größe. Beide Scanzeilen werden in 8 Bits/Helligkeitspunkt digitalisiert. Weiterhin verfügt die Kamera über 16 einstellbare Schwellenwerte und Verstärkungsfaktoren, so dass man den darstellbaren Helligkeitsbereich genau an die Helligkeit des aufzunehmenden Objektes anpassen kann. Die Kamera ist so ausgelegt, dass ein Abtasten einer Scanzeile genau so lange dauert wie der Zeitraum in dem sich die Raumsonde um 1.4 m weiterbewegt. So entsteht ein sehr langer Steifen. Die Länge ist nur durch den internen Speicher der Kamera begrenzt. Allerdings ist die Belichtungszeit für die Scanzeile vor allem bei der Telekamera sehr kurz und beträgt weniger als 1/2200 Sekunde. Zum Einsatz kamen daher speziell für diese Kameras angefertigte CCD Zeilen von Ford, welche ein sehr geringes Eigenrauschen und eine hohe Quanteneffizienz aufweisen.
Gesteuert wird die Kamera durch einen mit 10 MHz getakteten 32 Bit SA 3300 Mikroprozessor mit einer Geschwindigkeit
von 1 MIPS (zusätzlich gibt es 4 ASIC Bausteine). Die Software besteht aus 38000 Zeilen C-Code und ist in 128 KB ROM / 192 KB RAM
untergebracht. Die erlaubt auch als erster Kamera an Bord einer Planetensonde das hohe Komprimieren nach JPEG Standard bis zu einem
Faktor von 20:1. Die Daten der Kamera werden in einem 12 MByte großen DRAM Puffer abgelegt. Die Größe des DRAM Puffers ist durch den
Adressbereich des SA-3300 von 16 MByte festgelegt,
Insgesamt wiegt die MOC 21.0 kg und braucht 8 W an Strom. Die Ausleserate beträgt bei der Weitwinkelkamera 50.000 Pixel/sec, bei der Telekamera 5 Millionen Pixel pro Sekunde maximal. Die Datenrate im Realtime Modus beträgt 700, 2856, 9120 und 29620 Bit/sec. Farbaufnahmen sind bei der Telekamera nicht möglich. Bei der Weitwinkelkamera können Farbaufnahmen durch Hinzurechnen eines dritten grünen Kanals gemacht werden. MOC selbst ist ein Zylinder mit Abmessungen von 88 × 40 cm.
Bilder haben bei der Telekamera eine Größe von mindestens 2.8 x 2.8 km Größe. Streifen von bis zu 2.8 x 25.2 km Länge sind in der höchsten Auflösung möglich. Es ist auch möglich Pixel zusammenzufassen und so längere Streifen zu generieren. Bei der niedrigsten Auflösung von 11 m/pixel beträgt die Länge eines Streifens maximal 11 x 500 km.
MOC wäre durch die Kamera HRSC an Bord von Mars 96 ergänzt worden, welche zwar nicht die hohe Auflösung von MOC besitzt, aber dafür den ganzen Planeten in Farbe und 3D erfassen kann. Die Kamera ist inzwischen mit einem zusätzlichen hochauflösenden Kanal an Bord von Mars Express beim Mars angekommen. Seit dieser Kamera ist der Hersteller Malin Space Systems bei jeder Marsmission (Orbiter und Lander) mit mindestens einem Instrument beteiligt. Offensichtlich ist die NASA mit den gelieferten Kameras sehr zufrieden.
| Kamera | Brennweite | Bandbreite | Optikdurchmesser | Scanzeile |
|---|---|---|---|---|
| NAC | 3500 mm | 500-900 nm | 350 mm | 2048 x 7 µm |
| WAC red | 11.0 mm | 575-624 nm | 1.84 mm | 3456 x 13 µm |
| WAC blue | 11.4 mm | 400-450 nm | 1.72 mm | 3456 x 13 µm |
Dieses Experiment sendet Laserstrahlen auf die Mars Oberfläche und misst die Laufzeit des Echos. Der Nd:YAG Laser
beleuchtet auf der Marsoberfläche aus dem Mapping Orbit heraus eine Fläche von 160 m Durchmesser. Deren durchschnittliche Höhe wird
mit 30 m Genauigkeit ermittelt. 10 mal pro Sekunde wird so ein Gebiet vermessen und über 2 Marsjahre kommt so eine topografische
Karte mit einer Höhenauflösung von 30 m zustande. Bisher mussten Höhenangaben aus Bildern durch Schattenwürfe oder schräge Aufnahmen
desselben Gebietes erstellt werden. MOLA gewinnt dagegen direkt die Informationen durch Messung der Signallaufzeit des Lasersignals.
Ein ähnliches Gerät findet sich an Bord von Clementine. Bis im Jahre 2003 die HRSC Kamera von Mars Express durch die Vermessung von stereoskopen Bildern die Höhenmessungen in einem Gebiet von 20 m
gewinnt, ist MOLA das einzige Instrument welches eine topographische Karte erstellen kann.
Der Laser hat eine Energie von 30-45 mJ und sendet 10 ns dauernde Impulse mit einer Wellenlänge von 1064 nm aus. Es
gibt 10 Pulse pro Sekunde. Empfangen wird das Signal von einem parabolischen Teleskop mit einer Brennweite von 740 mm und einem
Durchmesser von 500 mm. Detektor ist ein Silizium APD Detektor mit vier elektronischen Filtern (20,60,180 und 540 ns).
MOLA wiegt 25.9 kg und verbraucht 30.9 W an Strom. Es wird durch einen eigenen 80C86 Prozessor gesteuert.
Die erste Mars Mission der Amerikaner trug ein Magnetometer um ein Mars Magnetfeld zu vermessen. Sie konnte jedoch keines entdecken. Inzwischen waren sich die Wissenschaftler einig, nachdem man selbst beim Merkur ein Magnetfeld entdeckt hat, dass auch der Mars eines besitzen sollte. Aber es war wohl zu schwach um von Mariner 4 entdeckt zu werden. So verfügt der MO über ein hochempfindliches Magnetometer, welches auch fähig wäre lokale Magnetisierungen des Bodens zu erkennen.
Das Experiment besteht aus zwei triaxialen Fluxgatemagnetometern die auf dem Design von Magnetometern an Bord von
Magsat und Voyager basieren. Die doppelte Auslegung erlaubt es das Magnetfeld der Sonde zu
subtrahieren. Dadurch beträgt der Messbereich zwischen ± 16 nT bis ± 65536 nT. Die Bereiche konnten in 7 Stufen umgeschaltet werden,
die sich um den Faktor 4 unterschieden (16, 64, 256, 1024, 4096, 16384 und 65536 nT). Die Daten wurden mit 12 Bits/Vektorachse
digitalisiert.
Die Genauigkeit der Daten beträgt 0.025 Prozent (0.08 Nanotesla) bei einer Messschwelle von 0.04 nT. Es können bis zu 16 Vektoren pro Sekunde gemessen werden.
Durch die niedrige Bahn erstellt MAG/ER eine Karte des Mars, indem man Gebiete mit hoher Restmagnetisierung von Gebieten mit geringem Magnetfeld unterscheiden kann. Dies lässt Rückschlüsse auf die geologische Entwicklung des Mars zu.
Das Elektronenreflektometer ist ein elektrostatischer Analysator. Er misst vom Magnetfeld beeinflusste Elektronen, die dadurch in eine Richtung fokussiert werden. Das Gesichtsfeld beträgt 360 × 14 Grad. Es misst Elektronen von 0.1 eV bis 10 keV Energie mit einer Auflösung von ΔE/E von 0.25.
MAG/ER befindet sich an einem 6 m langen Ausleger, damit es von der Sonde nicht gestört wird (deren Metallteile natürlich auch ein sehr schwaches Magnetfeld aufweisen). MAG/ER wiegt 5.4 kg und verbraucht 4.6 W an Strom. Es wird durch einen 80C86 Prozessor gesteuert. Es können 2-16 Vektoren pro Sekunde gemessen werden. Die Datenraten betragen 324, 648 und 1296 Bit/sec.
TES misst die vom Boden emittierte Infrarotstrahlung in verschiedenen Spektralbereichen. Es ist ein Instrument welches
aus mehreren Einzelinstrumenten besteht. Es verfügt über ein Spektrometer, einen Bolometer/Radiometerkanal und einen
Albedo/Reflexionskanal.
Ein Bolometer ist ein Strahlungs- bzw. Temperaturmessgerät, Beim Bolometer wird der Widerstand einer geschwärzten Platinfläche in Abhängigkeit von der absorbierten Strahlung (und damit der Temperatur der Platinfläche) in einer Brückenschaltung gemessen. Es besitzt eine sehr hohe Empfindlichkeit.
Das Spektrometer basiert auf einem Michelson Interferometer und tastet 6 Gebiete von 3.2 x 3.2 km Größe simultan ab. In jedem Feld werden 143 Messungen im Spektralbereich zwischen 6.25 und 50 µm Wellenlänge gemacht. Das entstandene Spektrum aus 143 Einzelpunkten gibt Aufschluss über die mineralogische Zusammensetzung des Bodens. Bis zum Einsatz des PFS Instrumentes an Bord von Mars Express ist es das leistungsfähigste Spektrometer an Bord einer Marssonde.
Das Bolometer dient dagegen der Temperaturmessung. Es misst die gesamte vom Boden emittierte Infrarotstrahlung zwischen 4.5 und 100 µm. Aus diesen Informationen ist die Bodentemperatur bestimmbar. Es ist an ein Teleskop mit einem Gesichtsfeld von 8.3 mrad angeschlossen. Auch dieses Gerät hat eine Auflösung von 3 × 3 km am Boden aus 378 km Orbithöhe.
Der Albedokanal misst dagegen die gesamte visuelle Strahlung und Infrarotstrahlung zwischen 0.3 und 2.7 µm. Dies gibt Aufschluss über die Eigenschaften des Bodens (Geröll, Sand Felsen etc.). Es gibt 3 Sets mit je 2 × 3 Detektoren (Spektrometer, Bolometer, Albedokanal), so dass ein Gebiet von 9 × 6 km gleichzeitig von allen 3 Detektoren beobachtet werden kann. Ein Spiegel erlaubt das Schwenken des Gesichtsfeldes über einen 180° Kreis.
TES wird von einem 80C86 Prozessor gesteuert. Die Signalverarbeitung übernimmt ein Signalprozessor von TI, der eine
FFT (Schnelle Fourier Transformation) durchführt. Er verfügt 600 KByte für Daten und Kommandos. Maximal 300 Kommandos à 16 Bit kann
das System pro Tag ausführen. Es gibt 3 Datenraten für Realzeitdaten von 688, 1664 und 4992 Bit/sec. TES liefert die meisten Daten
aller Instrumente, fast die Hälfte der Daten des Orbiters.
TES wiegt 14.1 kg und hat einen durchschnittlichen Stromverbrauch von 13.2 W. Die Spitzenaufnahme beträgt 18.1 W
Dieses Experiment nutzt den Sender der Hauptantenne als zusätzliches Experiment. Es ergänzt diesen um einen hochgenauen Oszillator, der seine Frequenz sehr stabil hält. Durch Vermessung des Doppler Effektes kann man Gravitationseinflüsse während des Orbits vermessen und dadurch Rückschlüsse über die Verteilung von Masse an der Oberfläche gewinnen. (Lokale Massekonzentrationen oder Mascons). Da sich MGS auf einer sehr nahen kreisförmigen Bahn befindet sind solche Messungen sehr viel besser möglich als bei den früheren Sonden die auf lang gestreckten Ellipsen waren und sich nur kurz dem Planeten näherten.
Die Abschwächung des Signals beim Passieren der Atmosphäre lässt Rückschlüsse auf Dichte, Temperatur der Atmosphäre
zu. Da sich aber MGS auf einer nahezu polaren Umlaufbahn befindet sind diese Daten nur für die Polregion gewinnbar.
Das Experiment besteht aus dem normalen Sender von MGS mit Frequenzen von 7164.624 MHz Uplink und 8417.716 MHz / 8416.368 MHz Downlink. Der Oszillator gekoppelt mit einer hochpräzisen Uhr hat eine sehr hohe Stabilität von 5 × 10^-12 über 0.1 Sekunden, 1 x 10^-12 über 1.0 Sekunden und 4 × 10^-13 über 10 bis 1000 Sekunden.
RS wiegt 1.3 kg und verbraucht 4.5 W im Warmup Mode und 3 W im Betrieb.
Der Mars Observer sollte Daten der Mars 94 Landesonde empfangen und zur Erde funken. Als MGS startete gab es analoge Planungen für Mars 96 und eine 1998 zu startende Raumsonde (MPL: Mars Polar Lander). Der schon 2 Monate vor MGS gelandete Pathfinder sandte seine Daten direkt zur Erde. Für diese und zukünftige Missionen wurde eine Empfangsantenne mitgeführt. Es ist eine 86 cm lange Helixantenne aus Fiberglas mit einer konusförmigen Empfangsantenne von 3 dbi Gewinn, verbunden mit einer Elektronik und einem Koaxialkabel. Die Antenne konnte Signale aus einem vollen 180° Halbkreis empfangen, auf den Frequenzen 401.5 und 405.6 MHz. Gesendet wurde bei 437.1 MHz mit 1.3 Watt Leistung. Die Antenne wurde von der CNES für die Mars 94/96 Mission entwickelt und sollte Daten der Mars 96 Lander zur Erde senden. Die Nutzung von MGS als Relay ermöglicht es bei den Landern kleinere Sender mit geringerer Leistung und eine kleinere Antenne zu verwenden und so Gewicht zu sparen.
Die Reichweite hängt von der Datenrate ab. Bei 8 KBit/sec sind es 5000 km und bei 128 KBit/sec sind es 1300 km. Die
empfangenen Daten wurden in dem 12 MB großen Buffer der MOC abgelegt.
Von den 10.5 kg Gewicht des Experimentes machte die Antenne 2.5 kg aus. Der Gesamtstromverbrauch betrug 12.5 Watt.
Dieses ingenieurwissenschaftliche Experiment sollte Daten über die Abbremsung durch das Aerobraking liefern. Ein Accelometer ist ein Beschleunigungsmesser. Es misst Beschleunigungen von 0.332 mm/s pro Zählung. Eine Beschleunigung kann auch eine Abbremsung sein (negative Beschleunigung). Eine Messung erfolgt alle 0.1 Sekunden, typischerweise 200 Sekunden vor der Periapsis bis 200 Sekunden nach der Periapsis. Ab einer Höhe von 170 km kann das Accelometer Beschleunigungen messen. Es ist das einzige neue Experiment an Bord der Sonde.
Es war zwar keine Premiere, aber der letzte Einsatz einer Delta Rakete, die eine Planetensonde startete lag lange
zurück. Es war der Start von Pioneer E, der am 27.8.1969 erfolgte. Für die neuen Sonden des Discovery Programms muss auch an der Trägerrakete gespart werden. Doch für MGS reichte eine
Delta 2 Modell 7925. Spätere Raumsonden verwandten kleinere Versionen mit nur
drei oder vier Boostern. Die
Kosten für den Start und die ersten 30 Tage der Mission wurden von der NASA mit 65 Millionen USD angegeben.
(Trägerrakete alleine 52,6 Millionen Dolar) Er fand am 7.11.1996
statt.
Der Start klappte, doch zeigte sich nach dem Start, dass eines der beiden Sonnenpaddel nicht korrekt ausgefaltet wurde. Es sollte durch Federn in eine Position gedrückt werden, in der es einrastete, doch das tat es nicht. Es schaute um 20.5 Grad nach vorne. Da das Panel aber vollen Strom lieferte und Tests auf der Erde keine Probleme mit einem Panel im selben Winkel zeigten, gab man im April 1997 das Okay für die Aerobrakingphase.
Danach gab es zwei kleine Korrekturen um die Bahn um die Sonne anzupassen am 21.11.1996 und 20.3.1997.
Am 12.9.1997 schwenkte MGS durch eine 1339.3 Sekunden dauerndes Brennen des Hauptriebwerks in einen ersten 258 × 54.021 km hohen Orbit. Dabei wurde die Geschwindigkeit um 990 m/s reduziert. Dieser hat eine Umlaufszeit von 45 h.
Neu in dieser Mission ist die Verwendung der Atmosphäre eines Planeten zur Kurskorrektur. Dies war mit der Magellan Sonde erprobt worden und sollte nun erstmals nutzbringend eingesetzt werden. Ein normales Marsmanöver besteht aus zwei Teilen:
Das zweite Manöver braucht um so mehr Energie, je weniger elliptisch und je näher am Planet der endgültige Orbit ist. Bei Mars Observer benötigte musste das erste Manöver 670 m/s an Geschwindigkeit abbauen, das zweite aber 1361 m/s. Es ist also klar, dass man sehr viel Treibstoff einsparen würde können, wenn man dies durch die Atmosphäre erledigt.
Man macht sich dabei die Tatsache zu Nutze, das die obere Atmosphäre ein Raumschiff abbremst. Es fehlt ihr dann an Bewegungsenergie und das senkt langsam den marsfernsten Punkt ab. Hat man die gewünschte Kreisbahn erreicht, so beendet man dies. Voraussetzung ist, dass man eine gewisse Höhe erreicht in der das Raumschiff wirksam abgebremst wird, aber nicht zu hoch erhitzt. Die Bewegungsenergie überträgt sich in Form von Reibungshitze auf das Raumschiff. Dies sind pro Manöver bei Mars Global Surveyor 116 KW. Auch muss das Raumschiff so konstruiert sein, dass es dies gefahrlos übersteht. Dies hat man beim MGS schon bei der Konstruktion berücksichtigt. Die kleinen Erweiterungen der Solarflächen z.B. bremsen effektiv ab und strahlen auch die Hitze gut ab.
Man benötigt noch Treibstoff um die Bahn zuerst abzusenken auf eine Höhe von 82-122 km. Dies ist die Zielhöhe in der
die Atmosphäre gut abbremst, aber nicht Mars Global Surveyor überhitzt. Man muss diese Höhe auch halten und später wieder den Orbit
anheben, sonst würde Mars Global Surveyor weiter abgebremst und verglühen. Doch dies benötigt weit weniger Treibstoff als die
konventionelle Methode. Als Folge beträgt der Treibstoffanteil des Mars Observers noch 52.3 %, bei MGS nur noch 36.3 %.
Der Preis dafür ist, dass dieses Manöver Zeit dauert. Beim MGS rechnete man ursprünglich mit einer Abbremsphase von 4 Monaten vom 17.9.1996 bis zum 15.1.1997. In dieser Zeit wäre MGS 400 mal in die Marsatmosphäre eingetaucht.
Das um 20.5 Grad geneigte Solarpanel machte dabei Sorgen. So senkte man zuerst den Orbit nur behutsam ab. Obgleich es vollen Strom lieferte und sich zuerst sogar durch das Aerobraking in die richtige Richtung bewegte, so dass man hoffte es würde endgültig einrasten, macht es doch mehr Probleme. Es traten unerwartete Bewegungen auf, welche die Sicherheit des Raumfahrzeuges gefährdeten. Diese führten zu einer Anhebung des Planetennächsten Punktes Mitte Oktober 1997 von 120 auf 170 km. Untersuchungen ergaben als wahrscheinlichste Ursache dass ein Bügel an dem das Scharnier befestigt ist sich aufgelöst hat oder zerbrochen ist. Dadurch kann das Panel über die Nullpunktposition hinaus schwingen und sich dabei verbiegen oder sogar abbrechen.
Als nächstes wurde überlegt, wie man MGS in den gewünschten Orbit bekommen könnte, ohne das Raumfahrzeug zu gefährden. Es wurde beschlossen die normale Bahnhöhe für Abbremsmanöver von 105 auf 132 km zu erhöhen. Die aerodynamische Belastung sinkt von 0.63 N/m² auf 0.2 N/m². Als Folge dauerte die Abbremsung in den endgültigen Orbit mit 116 Minuten Umlaufszeit auch dreimal länger, bis Mai 1999. Dabei konnte zwischen April und September 1998 kein Aerobraking erfolgen, weil die Raumsonde von der Erde aus hinter der Sonne stand. Die Sonde verblieb in dieser Zeit in einem 11.6 h Orbit.
Immerhin entdeckte man dabei, dass man die Drehung des Orbiters durch die Kräfte nutzen konnte, um ihn in eine gewünschte Richtung zu drehen oder die Reaktionsschwungräder zu entsättigen, indem man ihn um 16 Grad vor dem Eintauchen drehte. Das reduzierte den Verbrauch an Lagereglungstreibstoff für diese Phase um 800 %. Dafür entdeckte man ein neues Problem. Die Hauptgewinnantenne war an einem drehbaren Mast angebracht, doch der ließ sich nur wenig drehen. Man vermutete das sich eine Schraube gelöst hatte. Als Folge musste man während der zwei Stunden dauernden Kommunikationsverbindung, die es jeden Tag zur Erde gab, die Sonde langsam drehen, jeweils 25 Minuten in eine Richtung.
Die längere Zeit Orbit hatte aber auch etwas gutes: Durch ihre hohe Auflösung kann die Telekamera im endgültigen Orbit nur kleine Gebiete des Mars erfassen. Im Übergangsorbit gab es die Möglichkeit Bilder niedriger Auflösung zu machen, dafür von einem größeren Teil der Oberfläche. Durch den unterschiedlichen Gesichtswinkel mussten diese auf der Erde aber erst entzerrt werden. Auch im marsnächsten Punkt konnten nun Aufnahmen gemacht werden die doppelt so hoch aufgelöst waren wie die aus dem späteren Mapping Orbit. Auch ergaben sich vier Vorbeiflüge an dem Marsmond Phobos, der in der ursprünglichen Mission nicht geplant war. Noch mehr profitieren konnte das Magnetometer Team. Es entdeckte "eingefrorenen" Magnetismus. Dieser entsteht wenn ein ursprünglich vorhandenes Magnetfeld in Gestein beim Abkühlen "eingefroren" wird. Da der Mars viel kleiner als die Erde ist, ist heute sein Kern ausgekühlt und fest geworden. Das früher vorhandene Magnetfeld aber noch in Lava eingefroren, die an der Oberfläche ist. Das Problem: Das Magnetfeld ist sehr schwach und so konnten es keine Sonden bis zur Phobos 2 Mission 1989 entdecken. Nun nähert sich MGS viel öfter der Oberfläche und taucht dabei auch unter die Ionosphäre, welche Magnetfelder weiter abschwächt. Das MAG Instrument konnte daher erheblich bessere Magnetfeldmessungen machen. Pro Tag gab es während dieser Zeit 2-4 Stunden Daten von MGS.
Während dieses Manövers bekam man das Abbremsen noch etwas besser in den Griff und so war am 19.2.1999 in seiner endgültigen Bahn in 361 km Höhe angekommen. Am 9.3.1999 war nach einigen Feinkorrekturen die endgültige sonnensynchrone Bahn in 378 km Höhe erreicht, bei der MGS den Mars Äquator jeden Tag um 2 Uhr nachmittags passiert. Die Bahn hat eine Neigung von 92.9 Grad zum Marsäquator. Mars Global Surveyor ist ein sonnensynchroner Marssatellit. Dadurch herrschen auf allen Fotos konstante Belichtungsverhältnisse. Nun konnte auch erst die HGA vollständig ausgefahren werden, denn dies wollte man vorher nicht riskieren. Dies hatte zur Folge, dass man nur während ¼ der möglichen Zeit in den vorherigen Orbits Daten zur Erde sandte. Dies geschah am 28.3.1999.
Im Mapping OrbitNun konnte MGS mit seiner Mission beginnen: Tägliche Wetterkarten der Marsoberfläche aufnehmen, bestimmte Regionen besonders untersuchen. Dazu kamen die Höhenmessungen von MOLA, die Untersuchungen der Marsoberfläche von TES. Eine Verlängerung der Mission um ein Jahr durch das verlängerte Aerobraking wurde genehmigt. Der erste Zyklus begann am 4.4.1999. Seitdem zeichnet Mars Global Surveyor 24h am Tag Daten auf, die dann während einer 10 Stunden dauernden Kommunikationssaison zur Erde gesandt werden.
Schon am 17.9.1997 konnte Mars Global Surveyor die erste wissenschaftliche Erkenntnis melden : Sie bestätigte das 1989 von der Sonde Phobos 2 entdeckte Magnetfeld. Es ist 8000 mal schwächer als das irdische und entging daher bislang allen Missionen vor Phobos.
Allerdings gab es in der wissenschaftlichen Gemeinde Unmut über die Bildpolitik von Michael C. Malin, PI der MOC Kamera. Anders als ursprünglich verlautbart, waren Bilder der MOC nicht frei zugänglich, sondern wurden erst mit größeren Verzögerungen frei gegeben oder wie es ein deutscher Wissenschaftler formulierte "Malin sitzt auf seinen Bildern".
Am 27.5.1999 gab es die erste globale Karte mit den Höhenmessungen von MOLA. 27 Millionen Messungen bildeten ein Netz mit einer Maschenweite von 60 km. Im Laufe der nächsten Jahre wurde die topografische Karte des Mars noch verfeinert, denn die meisten Messungen der ersten Karte stammten noch aus der Zeit des Aerobraking. Nach der Primärmission die am 31.1.2000 endete sollte der MGS nur für Relay Aufgaben genutzt werden.
Am 30.6.2001 fiel der Oszillator von MOLA aus. Das Instrument hatte bis dahin 640 Millionen Messungen von je 300 × 3000 m Größe gemacht. Das Instrument musste nach 1696 Tagen im Orbit abgeschaltet werden. Bis dahin hatte MOLA eine topologische Karte mit einer Mindestauflösung von 1000 × 300 m angefertigt.
Die Mission sollte danach bis zum Ende des Treibstoffs oder maximal bis zum 1.1.2003 laufen (allerdings dann nur noch
als Relaisstation für die 1999 und 2001 zu landenden Missionen). Der Verlust der Mars Climate Orbiters änderte die Situation. Zum
einen war nun MGS bis Ende 2001 der einzige Mars Orbiter, zum anderen gab es nun freie Mittel, die für die MCO
Mission vorgesehen waren. So wurde die Mission mehrfach verlängert. Zuerst bis April 2002, dann bis Ende 2004, Malin Space
Systems, Hersteller der Kamera vermutete eine Verlängerung bis Ende 2006. Dann wird der Orbiter Mars
Reconnaissance Orbiter mit einer Hochleistungskamera mit der 5 fachen Auflösung der MOC seinen Routinebetrieb aufnehmen und MGS
weitgehend überflüssig sein. Bis zum 1.5.2003 hat MGS 137.000 Bilder zur Erde gefunkt, 671 Millionen Höhenmessungen gemacht und 151
Millionen Spektren gewonnen. Die Mission kostet pro Jahr etwa 20 Millionen USD für Missionsdurchführung und Datenauswertung.
Ab 2003 implementierte Man eine Technik der Bewegungskompensation. Bedingt durch die Bewegung des Satelliten war die Auflösung der Bilder auf 4-5 m pro Pixel beschränkt. Die MOC hatte noch ein normales Zeilen-CCD, nicht wie moderne Erdbeobachtungssatelliten ein TDI-CCD, das die Ladung über 16 bis 128 Zeilen integriert und so die Belichtungszeit pro Zeile reduziert. Die für eine ausreichend helle Abbildung nötige Belichtungszeit ist aber so lang dass sich der Fußpunkt der Kamera schon um 4-5 m verschoben hatte, sodass die Abbildungen bis zu dieser Skala verschmiert sind. Nun drehte sich der MGS synchron zu seiner Bewegung um den Mars und reduzierte auch Rollbewegungen. Man erhielt ab dann Abbildungen von 1,7 m pro Pixel, nahe an der theoretischen Auflösung von 1,4 m/Pixel.
Im Oktober 2004 konnte MGS seinen 25000 Orbit vermelden. Weitere 24000 Bilder die zwischen Oktober 2003 und März 2004 aufgenommen wurden, veröffentlichte man bei dieser Gelegenheit. Insgesamt 170000 Bilder hat MGS bis zum 11.10.2004 aufgenommen. Die Mission wurde nun offiziell um zwei weitere Jahre bis zum September 2006 verlängert, allerdings mit einem reduzierten Budget von 7.5 Millionen USD pro Jahr.
Ab 2003 setzte man eine nochmals verbessere Bewegungskompensation bei der Kamera ein. Inzwischen hat man gelernt, die Kamera in Nord Süd Richtung genauer an die Bewegung der Sonde anzupassen. Die Kamera hat normalerweise, bedingt durch die Bewegung um den Mars eine Auflösung, die es erlaubt Objekte von 4-5 m Größe zu erkennen. Durch die verbesserte Technik steigt diese auf 1.5 m an. Dazu rotiert man die Sonde mit der Marsoberfläche. Während eines Scans bewegt sich so die Oberfläche nicht mehr als um 1,5 m weiter und man bekommt ein schärferes Bild. Indem man mehrere Zeilen kombiniert, kann man in der Nord-Süd Richtung Auflösungen von 0,5 m erreichen. Man scannt dazu die Oberfläche mehrmals, während man die Bewegung relativ zur Oberfläche nahezu gestoppt wird und so die Oberfläche sich nur langsam bewegt. In der Ost-West Richtung bleibt die Auflösung von 1,5 m bestehen, da dies die Pixelgröße der Kamera ist. Man wendet diese aufwendige Technik aber selten an, z.B. um die Spuren der Mars Exploration Rover aufzunehmen. Etwa 1-2 Prozent der Bilder entstehen mit dieser Technik. Der Einsatz ist limitiert, weil die Bilder erheblich mehr Daten beinhalten und auf der Erde aufwendig nachbearbeitet werden müssen.
Schon im Mai 2005 konnte man ein weiteres Jubiläum vermelden: Das 200.000 Bild aus dem Orbit wurde übertragen. Am 20.9.2005
konnte man ein weiteres Jubiläum vermelden : MGS war 8 Jahre im Orbit und hat damit den Viking Lander 1 überholt. Dieser hielt
bislang den Rekord des am längsten betriebenen Raumschiffs auf dem Mars. Die lange Beobachtungszeit lohnt sich: Sukzessive
Beobachtungen von "gullies", dünnen Rillen in Sanddünen und Kraterwänden zeigten, dass neue auftraten. Eine mögliche Ursache wäre
ein "Marsbeben" von geringer Stärke, aber auch starker Wind könnte die Rillen graben.
Im Sommer 2006 machte der Mars Global Surveyor seine erste - und auch einzige Aufnahme von Deimos. Während der Zeit im elliptischen Orbit reichte die Bahn zwar näher an die von Deimos heran, die 17000 km über der Oberfläche verläuft, aber sie kam ihm nie wirklich nahe. Die Aufnahme wurde anlässlich des 120 jährigen Jubiläums der Entdeckung von Deimos gemacht und zeigt aus 22.000 km Entfernung noch 95 m große Details.
Am 2.11.2006 konnte der Kontakt nach einem Routinemanöver bei dem sich die Sonde von der Erde kurzzeitig wegdrehte nicht wiederhergestellt werden. Nach zwei Tagen ohne Kontakt gab es ein Trägersignal am 5.11.2006, doch dann begann die Sonde sich von der Erde wegzudrehen, weil ein vordefiniertes Manöver sie besser auf die Sonne ausrichtet. Zuletzt war am 1.10.2006 die Mission erneut verlängert worden. Bis dahin hatte der Mars Global Surveyor über 240.0000 Aufnahmen zur Erde gesandt. Am 17.11.2006 soll MRO mit seiner hochauflösenden Kamera Aufnahmen des MGS machen die eine Auflösung von 10 cm auf 150 km Entfernung aufweisen. Eventuell helfen diese dabei die Ausrichtung der Sonde zu bestimmen und den Kontakt erneut zu etablieren.
Am 21.11.2006 gab das JPL bekannt, dass wahrscheinlich MGS endgültig verloren ist. Die Rover bekamen kein Signal bei einem Überflug des MGS und die Auswertung der MRO Aufnahmen läuft noch, aber es gibt bislang auf den Bildern keine Spur. Wahrscheinliche Ursache ist, dass ein Solarpanel sich nicht mehr zur Sonne drehen ließ und MGS zu wenig Strom zum Betrieb hat. Damit endet die Mission knapp 10 Jahre nach dem Einschwenken in den Orbit. Eventuell ist es gerade das Panel das schon bei dem Beginn der Mission Probleme machte und zu dem nun vielleicht die Verbindung abgerissen ist. Dabei wurde am 1.10.2006 gerade die Verlängerung der Mission bis 2010 beschlossen, wobei nun nach Eintreffen des Nachfolgers MRO die MCO nur noch im Weitwinkelmodus eingesetzt werden sollte um die Oberfläche nach klimatischen Veränderungen zu untersuchen.
Im April 2007 wurde die Ursache des Verlustes bekannt. Ursache war eine fehlerhafte Befehlssequenz die man schon 5 Monate vor dem Verlust hochgeladen hatte. Sie brachte den MGS beim Drehen in eine Lage bei dem die Antenne nicht korrekt zur Erde ausgerichtet war, so dass man keine Statusmeldungen abrufen konnte. Die Lage bewirkte ein Überhitzen einer der Batterien des MGS und dadurch als Folge die Entladung beider Batterien. Dadurch war die Raumsonde ohne Strom und damit tot. Die Untersuchung konnte keine Fehler bei der Bodenkontrolle erkennen. Sie folgte den Anweisungen und Regeln, doch war dies nicht ausreichend um den Unfall zu verhindern. So hat der Verlust von MGS zumindest eine positive Folge: In Zukunft wird man mehr Aufmerksamkeit Überprüfungen der Software und der Vorgehensweise widmen um dies in Zukunft zu vermeiden.
Der Betrieb der Sonde kostete während der Primärmission etwa 20 Millionen Dollar pro Jahr. Er lieferte rund 250.000 Aufnahmen.
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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