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Die TOPS Sonden

Aufbau der TOPS SondenÜber die Thermoelectric Outer Planets Spacecrafts (TOPS) ist nur wenig bekannt, da ihre Entwicklung in einem frühen Stadium eingestellt wurde. Ich habe an dieser Stelle zusammengetragen, was über die Sonden bekannt ist. In der Summe waren die TOPS den späteren Voyager sehr ähnlich. Das JPL ging von einer maximalen Startmasse von 839 kg aus – nur wenig mehr als bei Voyager. Sie wurde mit 821 kg auch fast erreicht. Ohne Treibstoff waren es 714 kg. Ebenso gleichen sich die maximale Datenrate und die Zusammensetzung und Masse der Experimente. Ohne Treibstoff, Experimente, den Ausleger und die RTG wog die Sonde noch 385 kg.

Die TOPS waren für einen Betrieb von mindestens zehn Jahren ausgelegt, erwünscht waren zwölf Jahre. Sie sollten in bis zu 30 AE Entfernung arbeiten, das sind rund 4,5 Milliarden Kilometer Distanz.Die TOPS waren für einen Betrieb von mindestens zehn Jahren ausgelegt, erwünscht waren zwölf Jahre. Sie sollten in bis zu 30 AE Entfernung arbeiten, das sind rund 4,5 Milliarden Kilometer Distanz.

Bahnselektion

Die folgende Tabelle informiert über einige der Startfenster, die für die Grand Tour zur Verfügung standen. Diese wollte man für die TOPS-Sonden nutzen. Für Jupiter-Saturn-Uranus-Neptun gab es zwischen 1976 und 1980 in jedem Jahr eine Startmöglichkeit. Teilweise waren für die Missionen größere Kurskorrekturen nötig, um z. B. bei Saturn das Durchfliegen der Ringebene zu vermeiden. Für Jupiter-Saturn-Pluto gab es Startgelegenheiten von 1976 bis 1979 und für Jupiter-Uranus-Neptun lagen die Startfenster in den Jahren 1978 bis 1980.Bahnen für TOPS

Abflug von der Erde

Jupiter

Vorbeiflug bei Saturn

Vorbeiflug bei Uranus

Vorbeiflug bei Neptun

Pluto

Nächste Gelegenheit

September 1977

Feb. 1979

Sept. 1980

-

-

März 1986

2076

September 1977

Feb. 1979

Sept. 1980

Feb. 1984

Nov. 1986

-

2155

September 1977

März 1979

Juli 1981

-

-

Sept. 1986

2076

September 1977

Juni 1979

Nov. 1980

Sept. 1985

März 1989

-

2155

Oktober 1978

April 1980

-

Jan. 1985

Mai 1988

-

2155

November 1979

April 1981

-

Juli 1985

Nov. 1988

-

2155

November 1979

Juni 1981

-

Jan. 1986

Aug. 1989

-

2155

Tops bei JupiterBei TOPS waren 1977 eine Doppelmission über Jupiter und Saturn zu Pluto und eine Doppelmission über Jupiter zu Uranus und Neptun geplant. Die von Voyager 2 genommene Tour über Saturn zu Uranus und Neptun war nicht dabei. Die Tabelle erklärt warum. Die Route ohne Saturn ist kürzer: Obwohl die Sonde erst im November 1979 startet, kommt sie fünf Monate früher als Voyager 2 bei Neptun an. Der Weg über Saturn ist ein Umweg und er beschleunigt die Sonden nicht weiter. Um das Ausfallrisiko zu minimieren, wählte das JPL diese Bahnen, da die Reisezeit maximal neun Jahre betrug.

Die Jupiter-Saturn-Pluto Missionen sollten zum einen den Saturn untersuchen, der bei der späteren Doppelmission fehlte, zum anderen auch Pluto. Man kann die Wahl von Pluto als eine zusätzliche Gelegenheit sehen. Denn schon damals wussten die Missionsplaner, dass der Planet sehr klein ist. Es waren nicht viele Ergebnisse zu erwarten. Auch die Reisezeit zu Pluto ist lang. Für den Flug zu Pluto musste der Vorbeiflug an Saturn im Abstand von mindestens 500.000 km erfolgen. Dadurch konnten die inneren Monde (Mimas, Enceladus, Tethys, Dione) nicht nahe passiert werden. Auch Rhea kann nur in mittlerem Abstand passiert werden. Die JSP Route erfordert nahe Vorbeiflüge an Jupiter. Doch bei Saturn gibt es keinerlei Bedeckungen von Sonne und/oder Erde. Hier war die Route von Voyager besser. Bei ihr wurden die inneren Monde passiert. Durch die Bedeckung gab es die Gelegenheit, sowohl die Ringe als auch die Atmosphäre von Saturn zu untersuchen.

Ein Problem der JSUN-Routen war, dass die Reisezeit schnell größer wurde. Passiert man Saturn in 60.000 km Distanz, ergibt sich eine minimale Flugzeit von 11 1/2 Jahren. Allerdings plädierten die Missionsplaner für eine sichere Passage im Abstand von 130.000 km. Uranus wäre in 100.000 km Distanz passiert worden. Ab 1978 stieg zudem die Startenergie für JSUN an. Diese Route wählte man schließlich für Voyager 2. Da man per JUN schneller bei Uranus und Neptun war, wurde sie für TOPS nicht gewählt.

Aufbau von TOPSTops bei Jupiter

Die Lageregelung erfolgte wie bei Voyager mit Triebwerken. Um Treibstoff zu sparen, gab es allerdings auch Reaktionsschwungräder. Auch die Sensoren – Sonnen- und Cannopus-Sternsensor – waren identisch. Als Inertialsystem wurden Gyros eingesetzt. Von TOPS übernahm Voyager das Rollen der Sonde in regelmäßigen Abständen, (bei TOPS alle 0,5 AE), um das UV-Photometer, Plasmawelleninstrument und Magnetometer neu zu kalibrieren. Das dauerte für eine Umdrehung rund eine Stunde.

Es gab Triebwerke für Kurskorrekturen mit 22,5 und 113,4 N Schub. Außerdem ein einzelnes Haupttriebwerk mit 444 N Schub und 11,34 kg Masse. Da das Haupttriebwerk nur für die Korrektur nach dem Betrieb der Burner II Stufe benötigt wurde, war es nicht redundant vorhanden. Für Drehungen wurden 16 weitere Triebwerke (acht benötigt, acht als Reserve) mit 0,45 N Schub eingesetzt. Sie wogen zusammen 8 kg. Anders als bei Mariner entschied das JPL sich gegen die Verwendung von Druckgas, da dies zu schwer war. Ein System aus zwei Treibstoffen versprach gegenüber katalytisch zersetzten Hydrazin nur eine Gewichtsersparnis von 6,5 Prozent, war aber über 60 Prozent teurer. Das Hydrazin hatte einen spezifischen Impuls von 2256 m/s. Alleine 40 m/s Kurskorrekturkapazität waren für den Schutz von Planeten und Monden vor Kontamination vorgesehen. Damit war ein sicherer Abstand in jedem Fall gewährleistet.

Der Tank wurde missionsspezifisch gefüllt: Maximal konnte er Hydrazin für 205 m/s Kurskorrektur bei der JUN Mission aufnehmen. Bei der JSP Mission wären nur 167 m/s benötigt worden. Es wurden großzügige Reserven geplant: Pro Planet gab es 40 m/s Korrekturkapazität. Dazu kamen weitere 15 m/s Kapazität, um Monde gezielt anzufliegen. Voyager hatte dieselbe Kurskorrekturfähigkeit, obwohl sie nur bis Saturn fliegen sollte.

Ein eigenes System, Hybrid Processing Attitude Control Electronics (HYPACE) verarbeitete die Daten der Sensoren (Sonnensensoren, Canopus-Sternsensoren und Trägheitsplattform). Der redundante Sonnensensor war ausgelegt, um bis in eine Entfernung von 30 AE zu arbeiten. Unterhalb von 2 AE sank seine Ausrichtungsgenauigkeit, weil dann die Sonne zu hell war. Die Signale wurden von einem eigenen Prozessor verarbeitet. Wenn eine Lageänderung erforderlich war, betätigte er entweder die Reaktionsschwungräder oder die Triebwerke. Erhielt er von den Reaktionsschwungrädern ein Sättigungssignal, entsättigte er sie automatisch. Dabei stabilisierte er die Lage mit den Triebwerken. Während der Bahnänderungen kontrollierte HYPACE die Triebwerke. HYPACE war das zentrale Element für die Kommunikation mit dem Rest des Raumfahrzeugs, insbesondere dem CCS und dem MPS. HYPACE hatte einen 4 KWort großen Plated Wire Speicher. Das HYPACE wurde von Voyager übernommen. Das System gab der Sonde Autonomie und Sicherheit, da sie selbstständig eine Fehlausrichtung korrigieren konnte. Zusammen mit den Reaktionsschwungrädern und den Gyros wog HYPACE 48,5 kg. Es hatte einen Strombedarf von minimal 20 Watt, der bei Manövern auf 72 Watt ansteigen konnte.

Trotzdem war die Mission nur möglich, wenn die Navigation erheblich verbessert werden konnte. Hätte TOPS die gleiche Navigationsgenauigkeit wie Mariner 6 und 7, müsste man zur Kompensation des Fehlers die Geschwindigkeit um bis zu 1.400 m/s korrigieren. Zur Verbesserung waren Navigationsaufnahmen vorgesehen, wie sie auch Voyager durchführte. Dabei nahm die Sonde die Monde bei langzeitbelichteten Aufnahmen gegen den Sternhintergrund auf. Mit diesen Aufnahmen konnte man nicht nur die Bahn der Monde genauer bestimmen, sondern auch die Position der Sonde. Überlegt wurde, dafür nicht die Telekamera einzusetzen, sondern spezialisierte Instrumente – heute gibt es diese unter der Bezeichnung Star Tracker. Diskutiert wurde ein Teleskop mit Microchannel-Plate als Detektor. Das ist ein Restlichtverstärker, wie ihn Nachtsichtgeräte benutzen. Er hat eine geringere Auflösung, ist aber sensitiver als das Vidicon. Die zweite Möglichkeit war ein einzeiliger Scanner, der einen Schwenk über das Blickfeld macht. Jeder Stern und jeder Mond generiert nur zwei Signale, was zu einer drastischen Reduktion der Datenmenge von 800 Punkte auf ungefähr 10 Punkte pro Zeile führt. Jedes Pixel kann deutlich größer sein. Damit ist dieses Instrument bis zu 100-mal sensitiver als die Telekamera. Die Verarbeitung der Daten wurde aber als zu komplex angesehen.

Es waren vier MHW-RTG vorgesehen. Sie sollten beim Start mindestens 550 Watt und nach neun Jahren 462 Watt liefern. Wie viel Strom die MHW genau lieferten, war zu diesem Zeitpunkt noch unbekannt. Man ging von 147 bis 150 Watt pro RTG aus, rechnete aber mit einer geringeren Leistung. Die thermische Leistung war mit 2.200 Watt geringer als bei Voyager und entsprach den in den LES-Satelliten verwendeten RTGs. Auch die Masse eines RTG war unbekannt. Prototypen lagen zwischen 34 und 41 kg. Ausgegangen wurde von 36,3 kg Masse. Bei Voyager wogen die RTGs 39 kg und lieferten 157 Watt Leistung. Tatsächlich hätten vier MHW-RTG des Voyager Typs mit 2,4 kW thermischer Leistung sogar 628 Watt Strom geliefert. Benötigt wurden maximal 479 Watt. Das war bei Neptun und Pluto mehr, als die RTG durch die Leistungsabnahme geliefert hätten. Bei diesen Zielen konnte man die beiden Datenrekorder nicht simultan betreiben. Die Bandrekorder alleine konnten bis zu 102 Watt Strom benötigen. Der Strombedarf bei TOPS war durch einen 40-Watt-Sender und die leistungsfähigere Elektronik deutlich höher als bei Voyager. 4,5 kg Zusatzgewicht war für die Abschirmung durch der Strahlung des RTG eingeplant.

Gegen Mikrometeoriten sollte eine Folie aus Beta-Cloth, einen Zoll vor der Oberfläche entfernt schützen. Die Folie wird bei einem Einschlag zwar punktiert, doch dabei zerfallen die Teilchen. Das sollte die Wahrscheinlichkeit einer Beschädigung durch Mikrometeoriten von 17 auf 1 Prozent reduzieren.

System

Stromverbrauch [Watt]

Sender:

77

CCS:

40

Measurement Computer MPS:

14

Datenspeicherung (Bandrekorder):

102

Lagekontrolle:

79

Stromversorgung Telemetrie:

5

Timing Synchronizer:

2

Temperaturkontrolle:

23

Lageregelungstriebwerke:

18

Flight Command:

8

Verluste beim Umwandeln:

30

Raumsonde gesamt:

3988

ScienceScience

Control and Condition Logic:

7

Cruise Science Instruments:

35

Encounter Science Instruments:

62

Verluste beim Umwandeln:

11

Instrumente gesamt:

115

Gesamt

4799

Die interne Wechselstrom-Frequenz wurde auf 4,8 kHz festgelegt. Voyager übernahm diese Frequenz. Einige Experimentatoren plädierten sogar für 10 kHz, weil dies das Störsignal für die Wellen-Experimente absenkte.Die interne Wechselstrom-Frequenz wurde auf 4,8 kHz festgelegt. Voyager übernahm diese Frequenz. Einige Experimentatoren plädierten sogar für 10 kHz, weil dies das Störsignal für die Wellen-Experimente absenkte.

Die Thermalregelung war dieselbe wie bei Voyager. Die Instrumente waren für einen Betrieb zwischen -40 und +40 Grad Celsius ausgelegt. Die Elektronik sollte zwischen +5 bis +20 Grad und das Antriebsmodul von +15 bis +33 Grad Celsius arbeiten. Es kamen RHU als Heizelemente zum Einsatz. Sie wurden vorwiegend an den Düsen eingesetzt, um das Hydrazin am Ausfrieren zu hindern. Dazu kamen elektrische Heizelemente, die eingeschaltet werden konnten. Überschüssige Wärme wurde durch Louver abgegeben. Sie befanden sich an der Elektronikbucht. Abgesehen von den ersten Monaten nach dem Start war die Kälte das größere Problem. Daher wurde isoliert, wo es nur ging. Instrumente, die eine niedrige Temperatur benötigten, wie das Infrarotradiometer oder die Vidiconröhre, erhielt einen Radiator, der sie zusätzlich abkühlte. Zeitweise wurde erwogen die Instrumentenplattform mit der Abwärme der RTG zu beheizen. Untersucht wurden Heatpipes als neues System. Heatpipes konnten von 110 Watt Energieaufnahme 100 Watt transferieren. Die Alternative war eine Flüssigkeitspumpe mit Monopropylenglykol (einem Gefrierschutzmittel). Ihre Effizienz war mit 75 Watt von 175 Watt thermischer Leistung deutlich geringer. Da das System aber schon bei Gemini und Apollo eingesetzt wurde, gab man der Pumpe den Vorzug. Schlussendlich war aber auch sie nicht nötig, da eine Revision der Instrumentenplattform weniger Wärme abgab und die Elektronik mehr Abwärme produzierte. Das Thermalsystem wog insgesamt 17 kg.

Der Sondenkörper war rechteckig, mit Abmessungen von 1,22 × 0,61 × 0,61 kg. Die Struktur sollte maximal 22,3 kg wiegen. Einschübe für die Subsysteme hatten ein Standardmaß von 35,6 × 17,8 cm (14 × 7 Zoll).

System

Masse [kg]

Voyager [kg]

Struktur:
(Voyager mit Antennen);

102,05

169,7

Sender:

39,01

44

Modulation / Demodulation:

8,16

8,4

Kommandodecoder:

1,36


Stromversorgung:

180,53

137,2

CCS:

20,87

15,2

Measurement Processor / FDS:

6,35

19,3

Lagekontrolle:

45,81

49,5

Pyrotechnik:

6,80

5,4

Kabel:

25,40

52,3

Tanks, Treibstoff
und Druckgas:

106,14

103,4

Temperaturkontrolle:

17,69

28

Mechanische Geräte:

33,11

15

Lagenveränderungsantrieb:

14,06

36,1

Datenspeicherung:

57,15

15,2

Antennen:

30,39

5,1

Timing Synchronizer:

1,81


Wissenschaftliche Nutzlast:

106,6

105

Instrumente:

83,92

86,7

Control and Condition Logic:

9,61


Redundanz / Reserve:

14,06


Abschirmung Instrumente:

4,54


Raumsonde gesamt:

821,45

8255

Obwohl es bei Voyager zum Teil deutliche Abweichungen gibt (wobei berücksichtigt werden muss, das vor allem die Elektronik andere Systeme umfasst), liegen sowohl die Gesamtmasse, als auch der Treibstoff und die Masse der wissenschaftlichen Instrumente nahe beieinander. Auffällig ist die starke Abweichung bei der Masse der Verkabelung – hier erkennt man deutlich, wie die Aluminiumfolie, die nach den Ergebnissen von Pioneer bei Voyager zur Abschirmung hinzugenommen wurde, das Gewicht erhöhte.

Bedingt durch den frühen Zeitraum der Konzeption – der Abschlussbericht ist datiert auf April 1973, acht Monate vor Ankunft von Pioneer 10 bei Jupiter – unterschätzte man die Strahlendosis. Die Sonde waren für eine Gesamtdosis 10 krad ausgelegt, erwartet wurden nur 2 krad. Voyager 1 erhielt beim Durchflug des Jupiter-Systems (nicht über die gesamte Missionsdauer!) eine Strahlendosis von 550 krad. Pioneer 11 erhielt 430 krad und Pioneer 10 sogar 1.500 krad, also 50 bis 150-Mal höhere Dosen. Als empfindlichstes System wurden die Silizium-Gleichrichter eingestuft. Dann folgten Transistoren mit einer Frequenz von mehr als 1 MHz. Integrierte Schaltungen dagegen galten als relativ unempfindlich.

Kommunikation

Anders als bei Voyager gab es neben der parabolischen Hochgewinnantenne (Öffnungswinkel 5 Grad) noch eine Mittelgewinnantenne mit einem Öffnungswinkel von 10 Grad. Dazu kamen zwei Niedriggewinnantennen, die parallel und gegenüber der Hauptantenne ausgerichtet waren. Die Mittelgewinnantenne diente bei Bahnveränderungen als Downlink-Antenne und war als Backup für die Hochgewinnantenne vorgesehen. Sie hatte einen Durchmesser von 0,77 m, entsprechend der Antenne des Viking Landers. Diese Antenne übertrug nur im X-Band, die HGA zusätzlich auch im S-Band. Die Mittelgewinnantenne war im Azimut um -10 bis 200 Grad schwenkbar und im Zenit um 10 Grad. Somit war eine Kommunikation über sie möglich, auch wenn die HGA nicht zur Erde zeigte. Voyager hat kein Pendant zu dieser Antenne.

Als optimale Größe für die HGA wurden 3,80 m angesehen (Voyager: 3,66 m). Aufgrund deren Größe wurde der Durchmesser der Nutzlastverkleidung der Titan IIIE festgelegt. Das JPL arbeitete aber an einer entfaltbaren 4,26 m Version. Sie passte auch in die 3 m Standardverkleidung einer Titan oder Atlas. Geplant war eine Antenne mit 48 Rippen und einem Metallnetz, wie sie später Galileo einsetzte. Sie wäre zusammengefaltet nur 1,98 m hoch und hätte einen Durchmesser von 1,27 m. Zudem sollte sie nur 25 kg wiegen. Voyagers nicht entfaltbare Antenne dagegen wog 55 kg. Die massive 3,8 m HGA sollte 69 kg wiegen, daher hat das JPL sich für die 4,3 m Version entschieden. Der Antennengewinn der HGA war etwas größer als bei Voyager (48,9 zu 48,2 dbi).

Der größere Durchmesser war nötig, weil das Signal nicht so gut gebündelt wurde wie bei einer massiven Antenne (der Gewinn entspricht einem Durchmesser von 3,93 m bei einer massiven Antenne). Die Herausforderung bestand darin, dass die Oberflächengenauigkeit, d. h. die maximale Abweichung von der idealen Parabelform, bei maximal 0,9 mm liegen musste. Für Galileo musste man das Design der von den TDRS-Satelliten übernommenen Antenne abändern und das Netz mit weiteren Punkten fixieren. Ansonsten hätte die Oberflächengenauigkeit nicht ausgereicht – die TDRS empfingen nur im S-Band bei viermal kleinerer Frequenz. Damit waren die tolerierbaren Abweichungen entsprechend höher.

Antenne

Typ

Ausrichtung

Frequenzen

Gewinn {dbi]

HGA

4,25 m Cassegrain Reflektor

- Z Achse

8.415
2.295
2.113

48,9 (55 % Effizienz)
37,2 (50 % Effizienz)
35,5 (40 % Effizienz)

MGA

0,77 m Parabolreflektor

In zwei Achsen schwenkbar

8.415

34,7

Vordere LGA

Mariner 6+7 Nachbau

-Z Achse

2.295
2.113

7,8

7,2

Hintere LGA


+Z Achse

2.113

5

Sendefrequenzen waren 8.415 MHz im X-Band und 2.295 MHz im S-Band. Kommandos wurden nur im S-Band bei 2.113 MHz übertragen.

Die Sender im X-Band hatten zwei wählbare Sendestärken von 20 und 40 Watt. Bei Jupiter wurden 36 Watt benötigt, um die Nenn-Datenrate zu erreichen. Die lag bei 131,072 Kbaud bei Jupiter und sank bis auf 2 kbaud bei Pluto. Sie wurde in Zweierpotenzen abgestuft. Man errechnete, dass man für 400 Bilder bei Neptun in elf Tagen eine Datenrate von 2.000 Baud benötigt. Das entsprach 100.000 Bits bei Jupiter. Die nächsthöhere Zweierpotenz war 131,072. Voyager hatte ein flexibleres System mit mehr Abstufungen in der Datenrate.

Der S-Band Sender hatte eine Leistung von 20 Watt. Die Uplink-Datenrate lag abhängig von der Entfernung bei 4 bis 64 baud.

Planet

Nenndatenrate 40 Watt

Minimale Datenrate 40 Watt

S-Band HGA

X-Band MGA

Jupiter:

131 kbaud

65 kbaud

8 kbaud

1 kbaud

Saturn:

32 kbaud

4 kbaud

2 kbaud

256 baud

Uranus:

8 kbaud

2 kbaud

512 baud

64 baud

Neptun und Pluto:

4 kbaud

1 kbaud

256 baud

32 baud

Die Datenraten für den 20 Watt X-Band Sender waren genau halb so hoch wie beim 40 Watt X-Band Sender. Insgesamt ist die Einschätzung der Performance sehr konservativ. Galileo sollte mit einem 21,3 Watt Sender und einer 4,7 m Faltantenne bei Jupiter je nach Entfernung zwischen 115,2 und 134,4 kbaud erreichen. Die TOPS Antenne ist nur wenig kleiner, die Sendestärke dagegen fast doppelt so hoch. Auch Voyager schaffte mit eine 3,66 m Antenne und einem 21,3 Watt Sender 115,2 kbaud. Basierend auf dem Antennengewinn und der Sendestärke errechnet der Autor bei Jupiter eine reale Datenrate von 127 kbaud bei 20 Watt und entsprechend 254 kbit mit 40 Watt Sendeleistung. Die konservativen Werte erklären sich durch die fehlende Erfahrung im X-Band. Man rechnete in 80 Prozent der Zeit mit einem Verlust von 0,3 db Signalstärke durch das Wetter. Regen und Wind konnten das auf 2 db steigern, was einer Abnahme um fast 60 Prozent entspricht. In der Praxis war die Signalabnahme deutlich kleiner. Auch die Perioden mit schlechten Empfangsbedingungen waren kürzer. Das X-Band wurde erstmals bei Mariner 10 eingeführt. Diese Sonde startete aber erst nach der Einstellung von TOPS. Voyager konnte von den praktischen Erfahrungen, die man bei der Mission von Mariner 10 gewann, profitieren.

Das Sendesystem benötigte viel Strom. Der X-Band Sender hatte je nach Sendeleistung eine Leistungsaufnahme von 54 / 97,5 Watt. Der 20 Watt S-Band Sender benötigte 51/53 Watt (als Redundanz zwei Verstärker mit unterschiedlicher Technologie).

Bei TOPS wurde der Mix von festem und variablem Datenformat eingeführt. Wie bei Voyager wurden die Daten über den Zustand der Sonde und der wissenschaftlichen Instrumente mit kleiner Datenrate im festen Datenformat zusammengefasst. Die Instrumente mit hoher Datenrate hatten einen eigenen Kanal. Die Datenraten lagen zwischen 8 und 131,072 baud, abgestuft um den Faktor zwei. Dabei gab es 512 Kanäle, die Daten liefern konnten. Kommandos wurden mit zwei festen Datenraten – 64 baud und 4 baud empfangen. Aus der Auslesezeit der Kameras kann man eine Datenrate von etwa 6.000 baud für die übrigen Instrumente ableiten.

Bei der Untersuchung wiesen die Empfänger und Sender eine geringe Wahrscheinlichkeit auf, das sie zehn Jahre durchhalten würden. Daher waren verschiedene Komponenten des Kommunikationssystems bis zu fünffach vorhanden.

Experimente

Die Suite war weitestgehend identisch mit der von Voyager. Doch es gab Unterschiede. Die Kernexperimente sind die gleichen. Voyagers Experimente hatten in der Regel kleinere Gesichtsfelder oder größere Messbereiche. Nach den Pioneer-Ergebnissen wurden die Mikrometeoritenexperimente bei Voyager gestrichen.

Experiment

TOPS

Voyager

Gewicht
[kg]

Strombedarf [W]

Kameras:

5 Grad und 0,5 Grad Gesichtsfeld

3,2 und 0,42 Grad Gesichtsfeld

40,8

50

IR Radiometer:

0,5 Grad

0,25 Grad

8,2

10

UV Photometer:

0,5 Grad Gesichtsfeld bei vier Spektrallinien

Nicht vorhanden

1,4

2

Magnetometer:

0,01 nT / 1 Grad

8,8 nT / 0,002 T

2,2

4,1

Teilchenteleskop:

32 Grad Gesichtsfeld


3,6

4

Plasma Detector:

8 Grad, detektiert Elektronen und Protonen auf 1 % genau.

Genauigkeit 1,8 Prozent

4,5

12,6

Kosmisches Teilchen
Teleskop

30 Grad

Keine Einschränkung des Gesichtsfelds



Radiowellendetektor:

20 kHz – 20 MHz

20,4 kHz – 40,5 MHz

2,7

3

Plasmawellen Detektor:

3 – 30 kHz

0,01 – 56 kHz

2,7

2

Strahlendetektor:

22,5 × 5 Grad Gesichtsfeld

Nicht vorhanden

3,6

4

Mikrometeoritendetektor:

5 Grad Gesichtsfeld, zusätzliche Sensoren auf 6,1 m² der Oberfläche

Nicht vorhanden

7,3 und 4,5

2 und 1

UV-Spektrometer:


40 – 160 nm



Photopolarmeter:


0,12 bis 5 Grad Gesichtsfeld



Masse:

106,6 kg

105 kg / 100 W

83,9 kg ohne Elektronik

96,9 Wattt

Die Teilchenexperimente von TOPS waren auf der Scanplattform angebracht bei Voyager am Mast zur Plattform. Beim Photometer legte man bei TOPS Wert auf den UV-Bereich (bei Voyager nur auf den sichtbaren Bereich). Deswegen entfiel bei TOPS ein eigenes Experiment für die UV Spektroskopie. Als Ausgleich konnte das Photometer die Absorption in wichtigen Spektralkanälen im UV messen. Damit ersetzte es zum Teil ein UV-Spektrometer. Die Experimente waren bei TOPS oft etwas einfacher. So wurde ein IR-Radiometer vorgeschlagen, dass nur in einzelnen Kanälen die Strahlung misst, während Voyager mit dem IR-Spektrometer zusätzlich ein ganzes Spektrum gewinnen kann. Die Scanplattform war in einem großen Bereich schwenkbar – im Azimut um 250 Grad und senkrecht dazu von -55 bis + 90 Grad. Doch Voyagers Plattform ist noch weiter schwenkbar, nämlich um den vollen Kreisumfang im Azimut und 210 Grad im Zenit.

Die Plasmaprobe sollte die Zahl der Elektronen und Protonen mit einer Genauigkeit von 1 Prozent ermitteln. Dazu gab es 40 Channeltrons in einem Kreis. Jeder konnte maximal 1011 Ereignisse erfassen.

Der Plasmawellen-Detektor sollte die Alven-Wellen und ihre Eigenschaften messen und das mit ihnen assoziierte magnetische Feld überwachen. Das elektrische Feld wurde von 3 bis 20 kHz Frequenz und das magnetische Feld von 33 bis 300 kHz gemessen.

Mehrere Magnetometer deckten einen Bereich von acht Dekaden von 0,01 nT bis 100 µT ab. Die Sensoren alleine wiegen 0,9 kg. Das Magnetfeld der Erde liegt bei etwa 50 µT. Das Magnetfeld im interstellaren Medium beträgt zwischen 0,1 und 10 nT. Man erkennt, dass die Magnetometer von einem viel geringeren Magnetfeld bei Jupiter ausgingen. Dieses hat eine Stärke von 1.200 µT, hätte also den Messbereich gesprengt. Entsprechend investierte man bei der Planung einen erheblichen Aufwand für ein Raumfahrzeug mit geringem Eigenmagnetfeld. Das Magnetometer sollte an einem mindestens 9,14 m langen Ausleger angebracht werden. Für eine noch bessere Abschirmung wurde eine Verlängerung des Auslegers auf 15,24 m erwogen. Bei Voyager war der Mast 13 m lang.

Es gab zwei Instrumente für die Erfassung von Meteoriten. Ein Mikrometeoriten-Detektor bestand wie bei Pioneer aus 600 mit Gas gefüllten Zellen. Ein Mikrometeorit punktiert die Zellen und der Druck fällt ab. Durch den Druckabfall kann der Mikrometeorit detektiert werden, allerdings nur einmal pro Zelle.

Größere Asteroiden werden durch vier Teleskope detektiert. Wenn ein Teilchen mindestens zwei Kameras passiert, kann seine Geschwindigkeit und Distanz bestimmt werden. Bei einer Kamera kann seine Helligkeit noch bis zur 6-ten Größenklasse erfasst werden (das entspricht den schwächsten mit bloßem Auge sichtbaren Sternen).

Das Instrument für Radiowellen sollte die bei Jupiter schon bekannten Radiowellen erfassen. Es arbeitet zwischen 20 kHz und 20 MHz und kann auch die Polarisation der Wellen erkennen. Außerdem gab es mehrere enge Messbereiche von 5 bis 10 kHz Breite. Mehrere Messmodi standen zur Verfügung, darunter ein schneller Durchgang durch das gesamte Spektrum.

Die Kameras führten erstmalig das Konzept von zwei Kameratypen ein. Bisherige Raumsonden hatten nur eine Kamera, meist eine Telekamera. Die Gasplaneten waren dafür zu groß. Jupiter war für die Telekamera in 17 Millionen km Entfernung bildfüllend, Saturn mit seinen Ringen sogar in 32 Mill. km. Die Gesichtsfelder waren größer als bei Voyager. Genau wie bei Voyager wurden Vidicons verwendet. Insgesamt wurden, wegen der bei den äußeren Planeten viel ungünstigeren Belichtungsbedingen, deutlich leistungsfähigere Instrumente verwendet:


TOPS Weitwinkel

Voyager Weitwinkel

TOPS Telekamera

Voyager Telekamera

Öffnung:

60 mm

57,6

22,86 cm

17,65 cm

Brennweite:

200 mm

200 mm

2.000 mm

1,500 mm

Durchmesser Bild:

18 × 18 mm

11 × 11 mm

18 × 18 mm

11 × 11 mm

Blende

3,3

3,5

8,7

8,5

Auflösung:

100 µrad

68,75 µrad

10 µrad

9,1 µrad

Auslesezeit

41 s

48 s

41 s

48 s

Gesichtsfeld

5 Grad

3,2 Grad

0,5 Grad

0,424 Grad

Belichtungszeit

0,5 ms – 10 s

5 ms – 15,36 s

0,5 ms – 10 s

5 ms – 15,36 s

Strom:

22 W

Zusammen 41 W

28 W

14 Watt

Gewicht


Zusammen 40,9 kg


Zusammen 38,2 kg

Die Telekamera (ein 9-Zoll-Spiegelteleskop) wurde so groß gewählt, wie es beim Gewichtslimit von 25 US-Pfund (11,34 kg) machbar war. Die Daten eines Bildes entsprechen denen von Voyager (800 × 800 Pixel, 8 Bit/Pixel). Voyagers Weitwinkelkamera ist im Prinzip eine Kopie der TOPS Weitwinkelkamera.

Die Telekamera von Voyager verwandte die kleinere Optik von Mariner 10. Der größte Unterschied liegt in den verwendeten Vidiconröhren. Für TOPS war eine Nicht-Standard Vidiconröhre mit 1,5 Zoll (3,81 cm) Durchmesser vorgesehen. Dagegen verwendete Voyager eine Standard 1 Zoll (2,54 cm) Röhre. Entsprechend war die Kamera um den Faktor 2,7-mal lichtempfindlicher als die von Voyager. Die TOPS Kameras hätten bei Uranus ungefähr die Belichtungszeit erfordert, die Voyager bei Saturn hatte. Man testete Reserveexemplare der Kameras von Mariner 4, 6 und 7 sowie Apollo, ob sie noch funktionierten. Die bis zu acht Jahre alten Kameras bestanden diesen Test. Daher war man zuversichtlich, das die TOPS Kameras auch bei Neptun noch funktionieren würden. Die Vidicons verwandten wegen ihrer Langlebigkeit eine lichtempfindliche Schicht auf Basis von Silizium.

Die Instrumente für geladene Teilchen wurden weitestgehend von Pioneer 10 und 11 übernommen. Das Infrarotradiometer hatte drei Kanäle, die auf die erwarteten Temperaturen eingestellt waren. Einer war gekühlt. Es gab einen Scannmodus, der einen Winkelbereich von ± 10 Grad in Schritten von einem halben Grad abtastete. Der erfasste Wellenlängenbereich lag zwischen 0,5 und 100 Mikrometer. Das Instrument wurde aus dem Radiometer der Mariner 6+7 Mission entwickelt, das zwei Kanäle hatte.

Das UV-Photometer maß in vier Spektralbereichen, in denen Emissionslinien von Atomen lagen: atomarer Wasserstoff bei 121,6 nm, neutrales Helium bei 68,4 nm, Sauerstoff bei 130,4 nm und ionisiertes Helium bei 30,3 nm. Es wurde die Helligkeit in dem Spektralbereich gemessen, der für die Emission durch angeregte Atome stand. Das Gesichtsfeld betrug 1 Grad. Ein UV-Photometer war auch für Voyager vorgesehen. Doch man entschied sich für das leistungsfähigere UV-Spektrometer, das nicht nur in diesen Wellenlängen messen konnte. Photometrie, also die Bestimmung der Helligkeit, war aber wichtig, deswegen erhielt Voyager auch ein Photometer. Es arbeitete allerdings im sichtbaren Bereich und untersuchte nicht die Ionosphäre, sondern die Oberfläche von Körpern. Zudem konnte man mit dem Photometer die optische Dicke von Ringen oder Ringlets viel besser bestimmen, als dies mit den Kameras möglich gewesen wäre.

Eine Masse von 4,6 kg wurde für den Schutz der Instrumente vor Strahlung angesetzt.

Bordcomputer

Die Elektronik der TOPS Sonden war weiter entwickelt als die von Voyager, hat aber denselben Grundaufbau: es gibt drei Rechner für Steuerung der Sonde (CCS), Messdaten (MPS/FDS) und Lageregelung / Ausrichtung (HYPACE). So enthielt das Data Subsystem bereits den Kompressionsalgorithmus der später bei Voyager hinzukam. Er nahm einen Block von 8 Pixeln und wählte pro Pixel einen von vier Codes aus. Die Kompressionsrate lag bei 2:1 bei bildfüllenden Aufnahmen, 4:1 während der Near Encounter Phase und 11:1 bei der Far Encounter Phase, wenn das Bild meistens nur aus Hintergrund besteht. Dies war eine verlustlose Kompression.

Bei TOPS war der Algorithmus in der Hardware implementiert. Die Daten kamen zuerst in einem 64 Bit Shiftregister an, wo Zähler die Nullen und Einsen zählten. Auf deren Basis übertrug die Elektronik anstatt 8 Bit für einen Bildpunkt nur einen Code von 4 Bit, woraus die 2:1 Komprimierung resultierte. Weiterhin konnte die Elektronik erkennen, wenn mehrere Pixels nebeneinander nahezu die gleiche Helligkeit hatten, indem sie nur auf die Position des ersten, am meisten signifikanten, 1-Bits achtete. Dann konnte die Kompression auf bis zu 64 Bit ausgedehnt werden. Dies erledigte ein Differenzzähler, der die Differenzen zwischen zwei Pixeln ermittelte. Die Ausgabe landete wieder in einem 64 Bit Shiftregister, wo sie dann an die Sender ging. Die Kompression wurde experimentell in der „Rise-Machine“ implementiert, aus der später das AACS von Voyager entstand. Die Hardware-Kompression wurde von Voyager nicht übernommen, später aber durch Software implementiert.

Ebenso sollte jeder Bandrekorder 1 Gigabit, also doppelt so viele Daten wie Voyagers Recorder speichern. Wegen der Redundanz und der geforderten Betriebszeit von 100.000 Stunden wurden zwei Recorder eingesetzt. Sie erlaubten es, dass der eine Recorder Daten aufzeichnete und der andere Recorder ausgelesen wurde, ein Feature, das Voyager nicht hatte. Auch die Datenrate war höher, nämlich bis zu 1 Mbaud im Burstmodus beim Schreiben in den Buffer.

Es gab einen Buffer von 2 MBit Größe. Wenn möglich, sollten sogar 8 MBit verwendet werden um ein komplettes Bild zwischenzuspeichern. Er entkoppelte Datengewinnung und Datenspeicherung. Die Bandrekorder arbeiten so mit einer festen Datenrate und in einem Blockmodus. So entfielen viele Start- und Stoppvorgänge, wodurch die Zuverlässigkeit erheblich ansteigt. Die Recorder sollten insgesamt 5.000 Stunden lang arbeiten (die obigen 100.000 Stunden beziehen sich auf die Betriebsdauer der Sonde insgesamt, die Recorder sind nicht dauernd aktiv).

Der Buffer von 2 MBit Größe bestand aus 32 Modulen plus drei Ersatzmodulen aus Plated Wire Speicher (S.131). Der Speicher wog 0,5 Kg, hatte ein Volumen von 55 cm³ und einen Stromverbrauch von 2 Watt. Zum Vergleich: die Gesamtspeicherkapazität aller sechs Rechner von Voyager betrug 0,544 MBit! Der Zwischenspeicher erlaubtes es, vor allem den Recorder zu schonen. Er konnte Daten aufnehmen, bevor der Recorder gestartet wird, anstatt ihn bei jedem Datenpaket zu starten und stoppen. Ebenso konnten 2 MBit vom Band ausgelesen werden und dann zeitlich gesteckt übertragen werden. Der Buffer konnte einem der beiden Recorder zugewiesen werden. Da 2 MBit nicht ausreichten, auch nur ein Bild zu speichern, sollte die Kompression des TV-Systems zum Einsatz kommen.

Der Bandrecorder hatte 32 Spuren plus drei Nicht-Datenspuren (zwei für die Synchronisation und eine für die Selektion der Datenrate). Das Band war ein Ein-Zoll-Band. Die Schreibdichte betrug 2.000 bit/inch (bpi). Um ein langes Leben zu ermöglichen, erfolgte die Ablesung berührungslos. Der nötige Abstand von Schreib-/Lesekopf zum Band senkte die Schreibdichte (Voyager: 5.000 bit/inch). Die Bandrecorder wurden so ausgelegt, dass es möglichst wenige Berührungsflächen gab. Um die Reibung zu minimieren, wurden sie mit einer Flüssigkeit gefüllt. Sie wogen durch diese Füllung stolze 59 kg und waren das System mit dem höchsten Strombedarf.

Bandrekorder

Anzahl:

2

Kapazität:

Je 1 GBit

Datenrate:

0 – 150 kbaud Schreiben
0 – 131 kbaud Lesen

1 Mbaud Schreiben in den Buffer

Band:

1 Zoll Breite, 396 m Länge, 2000 bpi

Spuren:

32 + 3

Stromverbrauch:

61 Watt Schreiben
41 Watt Lesen
102 Watt Lesen und Schreiben

Gewicht:

59 kg

Volumen:

53 l

TOPS führte das Konzept eines Computers allein für die wissenschaftlichen Daten ein. Daraus entstand später das FDS. Dafür sollte ein Spezialprozessor (Measurement Processor Subsystem, MPS) 10.000 Datenwerte pro Sekunde verarbeiten können. Ein Backup Prozessor zur Unterstützung verarbeitete 33 1/3 der Werte pro Sekunde. Das MPS hatte zwei Kanäle. Einen für Experimente und Telemetrie mit niedriger Datenrate, programmierbar zwischen 8 und 64 Bits/s. Der zweite Kanal hatte höhere Datenraten von 8 bis 131 Kbaud. Verarbeitet wurden Datenpakete von 3.584 Bytes Länge. Sie konnten variabel mit verschiedenen Subblöcken gefüllt werden. Zwei weitere Kanäle verbanden das MPS mit dem 2 MBit Datenspeicher (maximale Transferrate 1 Mbaud) und dem geteilten Speicher des CCS. Das MPS hatte nicht die hohe Zuverlässigkeit des CCS. Das war wegen der höheren Anforderungen an die Geschwindigkeit nicht möglich. Es wurden aber Transfers von Daten aus dem Speicher und die Registerinhalte überprüft. 85 Prozent der Fehler sollten entdeckt werden. Die Kernmodule sollten Fehler in jedem Fall erkennen. Module, die falsche Daten produzierten, wie der Multiplexer oder der Puffer von Realzeitdaten, konnten nicht alle Fehler erkennen. Bei ihnen lag die Erkennungsrate zwischen 85 und 95 Prozent. Zur Sicherheit wurde das MPS vom CCS überwacht. Das CCS konnte auf ein redundantes System umschalten. Weiterhin informierte das MPS das CCS, wenn eine Überlastung drohte. Das MPS sollte in 98 Prozent der Zeit zur Verfügung stehen.

Das MPS konnte bis zu 14.000 Werte von maximal 1.024 Sensoren verarbeiten (geplant waren 512 Sensoren in der ganzen Raumsonde). Es brachte sie in die richtige Reihenfolge und fasste sie zu Datenpaketen zusammen. Bei geringeren Datenraten entschied es, welche Sensoren in welchem Intervall abgefragt wurden. Die Samplingfrequenz konnte um den Faktor 32.000 schwanken. Das MPS verwandte drei Instruktionsarten – ein Indexwort informierte über den Sensor, der angesprochen werden sollte. Das Kontrollwort für den Modus, die Samplingfrequenz und die Datenworte waren mit den Sensoren verbunden. Ein Algorithmus konnte bestimmte Werte überwachen, ob sie in den vorgegebenen Grenzen (abgestuft um 3 Prozent) lagen. Das FDS von Voyager hat nahezu die gleichen Aufgaben und auch die gleiche Anbindung an das CCS.

Ein weiteres Subsystem, das Control and Condition Logic Subsystem (CCLS), assistierte den Experimenten, führte A/D-Wandlungen durch, zählte Pulse und komprimierte die Daten. Es war das gemeinsame Interface aller Experimente und führte auch die Kompression durch. Es hatte sogar begrenzte Fließkomma-Rechenfähigkeiten. Das CCLS ist der Vorläufer der heutigen DPU – Data Processing Unit, dem an jedes Experiment angeschlossenen Rechner. Es konnte umgangen werden. Jedes Experiment hatte sein eigenes CCLS. Dieses wiederum war mit dem MPS verbunden, das die Kommandos an das CCLS sendete. Ein Pendant des CCLS gab es bei Voyager nicht.

Die Hauptrechner CCS basierten auf dem STAR-Computer. Sie hatten einen gemeinsamen Speicher mit den anderen Rechnern. Das System hieß bereits CCS (Control Command Subsystem). Es hatte eine Taktfrequenz von 0,5 MHz. Eine Addition benötigte 36 Mikrosekunden. Damit war der Rechner mindestens zweieinhalb mal schneller als Voyagers CCS. Er konnte 28.000 Befehle pro Sekunde ausführen, obwohl es sich um 32 Bit Befehle handelte. Voyagers CCS hatte nur eine 18 Bit Architektur. Es hatte eine serielle Architektur – er brauchte alleine acht Takte, um ein 32 Bit Wort in Happen von 4 Bit aus dem Speicher zu holen. Die Ausführung benötigte weitere zehn Takte.

Diskutiert wurde der Einsatz von Gate Arrays, das sind Chips aus einer Matrix von NOR oder NAND-Gattern. Für eine bestimmte Funktion werden die Verbindungen zwischen den Elementen bis auf die gewünschten Verbindungen getrennt. Ein Gate Array Prototyp wurde von Harrris im Auftrag der NASA entwickelt. Er bestand aus 140 Gattern in einer 12 × 12 Matrix. Die Verschaltung konnte dann nach der benötigten Funktion erfolgen, so konnte mit einem Gatter z. B. ein 4-Bit-Addierer realisiert werden. Verglichen mit den Zykluszeiten der Rechner von Voyager und auch von TOPS, rechnete das Gatter schnell – eine 4 Bit Addition/Subtraktion dauerte zwischen 0,21 und 0,24 Mikrosekunden, es war aber langsamer als ein MSI-Baustein. Ein Prozessor, so wurde ermittelt, benötigt 66 Arrays aus 26 Typen. Das entspricht 9.240 Gattern – eine Integrationsdichte, die zwischen einem 8-Bit und einem 16 Bit Prozessor der Siebziger Jahre lag. Letztlich entschied man sich aber dagegen. Gate Arrays hätten die Zahl der Bauteile reduziert.

Das Control Computer Subsystem CCS hatte 100 Instruktionen, je 4 KWorte ROM, 8 KWorte RAM und 4 Worte geteiltes RAM (mit dem MPS). Jedes Wort war 32 Bit (in 8 Sektionen von 4 Bit unterteilt) lang, wobei die letzten 4 Bit nur zur Fehlererkennung dienten. Damit hatte das CCS achtmal so viel Speicher wie Voyagers CCS. Es gab drei Hardwareinterrupts, einen von der Stromversorgung, einen vom MPS und einen vom Kommandodecoder. Sie brachten den Prozessor dazu, unmittelbar die nötigen Aktionen durchzuführen. Die anderen 20 Softwareinterrupts waren als Routinen im Speicher abgelegt. Jeder Softwareinterrupt hatte eine eigene Priorität.

Alle Instruktionen waren so ausgelegt, das eine Fehlererkennung mit den in den letzten Bits hinterlegten Informationen möglich war. So konnte ein Fehler erkannt werden, bevor die Instruktion ausgeführt wurde. Bei einem Fehler holt der Computer die Instruktion nochmal, um festzustellen, ob die falsche Anweisung ein vorübergehendes Symp­tom war. Wenn nicht, wechselt er auf den redundanten zweiten Speicher. Das CCS war hochredundant und mit Selbsttestfunktionen ausgelegt. Der ROM-Speicher war dreifach vorhanden, nur ein Modul war online. Der Prozessor mit RAM war für eine Abstimmung auch dreifach vorhanden. Außerdem hatte er vier weitere Speicher-Module als Reserve. Modellierungen zeigten, dass der Computer bei einer Zehnjahresmission eine Zuverlässigkeit von 96 Prozent erreichte. Ein einfach-redundantes System, wie es Voyager einsetzte, wurde auf 40 Prozent geschätzt. Der Bordcomputer von Mariner 6+7, die letzte eingesetzte Version, würde nach Extrapolationen nur 8 Prozent Überlebenswahrscheinlichkeit haben.

Eine weitere Analogie zu Voyager ist ein eigenes digitales System für die Lageregelung. Das genaue Design war bei Einstellung noch nicht festgelegt, aber es sollte das in der Entwicklung befindliche HYPACE (Hybrid Processing Attitude Control Electronics) verwendet werden. HYPACE benötigte etwa 750 Komponenten und sollte mit Bausteinen der 54L-Serie (militärische, strahlengehärtete Version der 7400 Serie mit niedrigerem Stromverbrauch) aufgebaut werden. Als Speicher kam wie bei Voyager ein 4 KWort großer Plated Wire Speicher mit 18 Bits pro Word zum Einsatz. HYPACE wurde von Voyager übernommen.

Als letzte Sicherung gab es noch einen herkömmlichen Kommandodecoder, wie ihn alle Raumfahrzeuge haben. Er führt empfangene Kommandos aus, aber keine Programme. Er ist als Absicherung gegen ein abgestürztes oder überlastetes CCS gedacht. Der Dekoder benutzt die MPS-Hardware, die an die Sender/Empfänger angeschlossen ist. Der Kommandodekorder wog 1,1 kg und benötigte 4 Watt Leistung. Kommandos wurden zur Erkennung mit einem Prefix begonnen, gefolgt von 52 Nullen. Das gab dem MPS/CCS die nötige Zeit, um das Prefix zu verarbeiten. Es folgte das eigentliche Kommando aus 13 Feldern mit je 4 Bit Breite. Abgeschlossen wurde es wieder mit 52 Nullen, damit genügend Zeit blieb, das Kommando zu dekodieren und auszuführen. Zusammenhängende Kommandos, z. B. um Programme in den Speicher des CCS zu schreiben, erforderten die Nullsequenz erst am Ende. Eine Betriebszeit der Computer von 15.000 Stunden, entsprechend 17 Prozent der Gesamtzeit, wurde gefordert.

Die Gesamtzuverlässigkeit einer TOPS Sonde war trotz der Bemühungen rechnerisch nicht besonders hoch. Es gab viele Möglichkeiten für Ausfälle, außerdem hatten die Experimente keine Redundanzen. Man errechnete, dass eine Raumsonde Uranus mit 85 Prozent Wahrscheinlichkeit funktionsfähig erreicht. Doch wenn man die Experimente in die Betrachtung einbezog, sank dies auf 72 Prozent. Das war auch der Grund, warum zwei Raumsonden vorgesehen waren:


Eine Sonde

Zwei Sonden

Eine Sonde + Instrumente

Zwei Sonden + Instrumente

Jupiter

95 %

100 %

90 %

98 %

Uranus

85 %

97 %

72 % (Voyager 65 %)

92 %

Neptun

72 %

90 %

45 % (Voyager 40 %)

68 %

Die angegebene Wahrscheinlichkeit besagt, dass mindestens eine der Sonden funktionsfähig (mit funktionierenden Experimenten) das Ziel erreicht. Bei Neptun lag die Wahrscheinlichkeit für eine Einzelsonde bei nur 45 Prozent. Bei zwei Sonden steigt die Wahrscheinlichkeit, das eine der beiden Sonden Neptun funktionsfähig erreicht, auf 72 Prozent. Wie man sieht, entsprechen die Prognosen für Voyager 2, das sie Uranus und Neptun funktionsfähig erreicht, ziemlich genau den Schätzungen für eine einzelne TOPS Sonde.

TOPS und Voyager – ein persönliches Urteil

Bei der Beschreibung der TOPS Sonden sind die Ähnlichkeiten zu Voyager verblüffend. Verständlich, die beiden Sonden haben dasselbe Ziel und denselben Aufbau. Schlussendlich wurden bei Voyager die Vorarbeiten für TOPS verwendet. Deshalb sind viele Parameter identisch, wie die Bildgröße und die Korrekturkapazität. Andere Werte liegen nahe beieinander wie Datenrate, Instrumentengewicht und Startmasse.

TOPS erscheint in vielem wie eine aufwändigere Version von Voyager – mit mehr Strom, größerer Antenne, stärkeren Sendern, viel leistungsfähigeren Computersystemen und mehr Redundanz. Auf der anderen Seite übertrifft Voyager TOPS teilweise. Die Experimente von Voyager sind in der Regel komplexer und liefern mehr „Wissenschaft“. Die Datenrate zur Erde ist fast dieselbe, dabei hat Voyager eine um 20 Prozent kleinere Antenne und nur halb so starke Sender. Dabei muss berücksichtigt werden, das TOPS Ende 1971 eingestellt wurde. Das Design von Voyager begann erst im Frühjahr 1972. Natürlich konnte das JPL auf die in den letzten drei Jahren gemachten Fortschritte in der Technik zurückgreifen. Daher war Voyager ausgeklügelter. Von einigen Verbesserungen würde auch TOPS profitieren, z. B. von der erzielbaren Datenrate, die etwa doppelt so hoch gelegen hätte.

Auf den ersten Blick schneidet TOPS finanziell schlechter ab als Voyager. Doch da man nicht weiß, was im Kostenrahmen enthalten ist, sollte man kein vorschnelles Urteil fällen. Raumfahrtbehörden verschleiern gerne die tatsächlichen Kosten. Als Voyager startete, gab die NASA z. B. die Kosten mit 320 Millionen Dollar an. Das waren aber nur die Kosten, die beim JPL anfielen. Es fehlten die Ausgaben der anderen NASA-Zentren und des DoE. Auch die Trägerraketen und die Missionskosten waren nicht darin enthalten. Das erhöhte die Summe auf 486,7 Millionen Dollar.

Bevor TOPS eingestellt wurde, sollte es 750 bis 900 Millionen Dollar für vier Sonden inklusive Mission und 106 Millionen Dollar für die Trägerraketen kosten. Voyager sollte bei Genehmigung insgesamt 360 Millionen Dollar kosten. Davon entfielen 250 Millionen für die Sonden. Doch es waren nur zwei Sonden. Sie sollten auch nur vier Jahre lang betrieben werden, nicht zehn Jahre wie TOPS. Alleine die Verlängerung der Hauptmission auf zehn Jahre (es sollten schließlich sogar 12 werden) kostete weitere 100 Millionen Dollar. Schlussendlich kostete die Voyagermission bis zum Ende des vollen Betriebs 1990 auch 667 Millionen Dollar. Damit war sie nicht mehr weit vom „Preisetikett“ von TOPS entfernt.

Bei einer Vorbeiflugmission ist vor allem relevant, wie viele Daten man während der Annäherung und des Vorbeifluges gewinnt. Hier schlägt TOPS Voyager deutlich:

Mit den beiden Bandrecordern wäre auch ein Plutovorbeiflug bedingt sinnvoll. Voyager hätte rund 800 Aufnahmen mit einer Auflösung von besser als 12 km/Pixel anfertigen können. Dazu kommen noch 96 Aufnahmen auf dem Bandrecorder. Bei TOPS wären es 1.600 Aufnahmen plus 400 Aufnahmen auf dem Recorder gewesen. Vergleicht man die Aufnahmen, bei denen Pluto mindestens formatfüllend ist, so ist der Unterschied mit 300 zu 800 Aufnahmen sogar noch größer. Nimmt man die Komprimierung hinzu, könnte jede TOPS mindestens 1.200 formatfüllende Bilder von Pluto liefern. Zwei Sonden hätten es sogar erlaubt, beide Hemisphären von Pluto hochauflösend zu erfassen.

Letztendlich wurde Voyager zu einer einfachen Ausgabe von TOPS. Ursprünglich war die Sonde deutlich leichter und hatte weniger Experimente. Vieles, was für TOPS vorgesehen war, bekam schließlich Voyager. So das HYPACE im AACS oder das FDS, das bei TOPS noch MPS hieß. Die RTG wurden komplett übernommen. Das Voyagers Experimente teilweise etwas leistungsfähiger waren, lag an der enorm schnellen Entwicklung von Halbleitern. Für den Start eines Nachbaus von Voyager im Jahre 1979 wurde der Einsatz von CCD erwogen. Bei Galileo (vorgesehener Start 1982) wurden sie bereits eingesetzt. CCD sind nicht nur allgemein lichtempfindlicher als Vidicons, sondern sie sind auch im Infrarotbereich empfindlich. Sie hätten den Smog von Uranus durchdringen können. Ebenso hatte Galileo das erste abbildende Spektrometer, das anders als das IR-Spektrometer von Voyager eine spektrale Karte mit grober Auflösung anfertigen konnte. Entsprechend hätte auch TOPS von diesen Fortschritten profitiert.

Doch eines kann man mit Sicherheit sagen. Die TOPS hätte man nicht so lange wie Voyager betreiben können. Die beiden Sonden haben denselben Strombedarf für die Instrumente. Aber der Betrieb der TOPS Raumsonde selbst erforderte ungefähr den doppelten Strombedarf. Alleine die Bandrekorder konnten bis zu 102 Watt konsumieren. Die Leistung der RTG nimmt aber dauernd ab. Das ist nur durch das Abschalten von Instrumenten kompensierbar. Deshalb wären die TOPS viel früher an die Grenze gestoßen, bei der kein Experiment mehr betrieben werden kann.


TOPS

Voyager

Startgewicht:

821,45 kg

825 kg

Korrekturkapazität:

205 m/s, 107 kg Treibstoff

201 m/s, 104 kg Treibstoff

Instrumente:

13

10

Gewicht Instrumente:

106,6 kg

105 kg

MHW-RTG:

4

3

Anfangsleistung:

550 Watt (633 Watt)

475 Watt

Benötigte Leistung für vollen Betrieb:

479 Watt

420 Watt

Bordcomputer (CCS):

32 Bit, 28.000 Befehle/s, 16 KWorte, dreifach redundant,
zusammen 160 KByte Speicher

18 Bit, 11.000 Befehle/s, 4 KWorte, zweifach redundant,
zusammen 18 KByte Speicher

Bandspeicher:

2 GBit

0,536 GBit

Mindestbetriebsdauer:

10 Jahre

4 Jahre

Sendeleistung:

20 / 40 Watt

12 W / 18 W (21,3 Watt)

Datenrate (Jupiter):

131.072 baud (254.000 baud)

115.200 baud

Antennengewinn:

48,9 dbi

48,2 dbi

Antennengröße:

4,26 m

3,66 m

Telekamera:

22,86 cm Teleskop,
2.000 mm Brennweite

17,65 cm Teleskop,
1.500 mm Brennweite

Vidicon:

18 × 18 mm, 800² Pixel × 8 Bit

11 × 11 mm, 800² Pixel × 8 Bit

Die Werte in Klammern bei Datenrate und Strom basieren auf den Werten von Voyager. Welche Leistung ein MHW-RTG liefern würden, konnte man 1972 nur abschätzen. Fortschritte in der Empfangstechnik machten es möglich, das Voyager mit einem halb so starken Sender und einer kleineren Antenne fast die Datenrate wie TOPS erreichte.

Quellen / Links

Technical Memorandum 33-589: Thermoelectric Outer Planets Spacecraft (TOPS) Adavanced Systems Technology Project Final Report

https://ntrs.nasa.gov/citations/19730012834

U.S. Space Radioisotope Power Systems and Applications: Past, Present and Future
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20120000731
Space nuclear power systems
https://ntrs.nasa.gov/citations/19720009953

Artikel verfasst am 3.9.2022, letzte Änderung am 3.9.2022


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

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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.

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