Einsatzmöglichkeiten für Miniraumsonden
Mit den beiden Marcos, die die Daten von Insight bei der Landung übertrugen, hat nun auch der Kleinbau die NASA erreicht. Bei normalen Satelliten, welche die Erde umrunden, gibt es ja schon seit Jahren eine Explosion der Startzahlen: in einer Woche hob eine PSLV 31 Satelliten in den Orbit und eine Falcon 9 weitere 64. Letztes Jahr wurden insgesamt 467 Satelliten gestartet, das ist das 1,5-fache des bisherigen Rekordjahrs 1983 (damals dank zahlreicher GAS-Kanister an Bord der Space Shuttles, die aber nicht im Orbit blieben) und dieses Jahr sind es bis zum 3.11, also ohne diese beiden Starts, auch schon 306 Nutzlasten.
Die meisten Satelliten sind Mini-, Mikro und Nanosatelliten. Die Begriffe sind etwas schwammig. Ein Minisatellit wiegt zwischen 100 und 500 kg, ein Mikrosatellit zwischen 10 und 100, ein Nanosatellit zwischen 1 und 10 kg, das sind typischerweise Cubesats. Es gibt noch darunter Picosatelliten, doch die haben mehr emotionalen Wert als das sie nützlich sind. Doch wer weiß. Vor wenigen Jahren hätte man auch die Leute von PlanetE für verrückt gehalten die mit 3U-Cubesats Erdbeobachtung durchführen. Vielleicht klappt das in einigen Jahren auch mit Picosatelliten.
Bei Raumsonden liegen die Dinge anders. Ein Cubesat kann das Magnetfeld der Erde oder einfach das Massenträgheitsgesetz ausnutzen, um richtig orientiert zu sein, also rein passive Methoden. Sie umrunden die Erde in niedriger Entfernung, da ist selbst mit leistungsschwachen Sendern noch eine hohe Datenrate möglich. Bei den „Flock“ Satelliten von PlanetE überträgt ein X-Band Sender mit 2 Watt Sendeleistung 12,5 bis 100 MBit je nach Position relativ zur Bodenstation, die eine 5-m-Antenne hat. Das ist eindrucksvoll, doch rechnet man diese Werte aus 435 km Entfernung auf die 1000-fache Distanz, das ist Mondentfernung so sinkt die Datenrate auf 100 Bit/s. In Marsentfernung, nochmals 200-mal mehr, beträgt sie dann weit unter 1 Bit/s.
Kurzum: Raumsonden sind komplexer. Sie müssen in der Regel ihren Kurs und ihre Lage korrigieren können, sie brauchen ein leistungsfähiges Sendesystem mit einer großen Antenne und starken Sendern. Das wiegt viel. Junos gesamtes Sendesystem mit einer 3-m-Antenne wiegt 83,2 kg, davon macht die 3 m große Antenne nur 21,3 kg aus. Der Großteil entfällt auf die Sender und Verstärker. Die haben aber auch die 50-fache Leistung der Sender des Flock-Satelliten.
Man kann den Zugewinn an Datenrate auch an den Marsorbitern sehen. Odyssey wurde 2001 gestartet, wiegt trocken 376 kg und der 2005 gestartete MRO 1.032 kg. Ersterer überträgt minimal 14 kbit/s, letzterer 500 kbit/s. Also dreimal größere Masse, 30-mal höhere Datenrate. Entsprechendes sieht man beim Vergleich Mars-Express mit dem Nachfolger Trace Gas Orbiter: Die Trockenmasse ist von 680 auf 1.432 kg gestiegen. Die Datenrate bei maximaler Entfernung von 10,7 auf 150 Kbit/s. Es gibt also eine sehr starke Abhängigkeit von Masse zu Datenrate. Die beiden Marcos hatten daher außer der Empfangs- und Sendeantenne auch keine Nutzlast mehr an Bord.
Ich habe mir daher gedacht, was man sinnvoll mit kleinen Raumsonden machen kann – ich habe mir die Kategorie der Mikrosatelliten ausgesucht, so um 100 kg. Es gab ja in der Anfangszeit der Raumsonden gab es auch so kleine Sonden. Man denke an die Pionier-Serie. Keine der Sonden wog bis Pioneer 10 mehr als 65 kg. Es gibt mehrere Einschränkungen. Das eine ist wie beschrieben die Kommunikation. Diese Nutzlasten werden als Sekundärnutzlasten gestartet und dürfen daher nicht groß sein. Bei der ASAP-5 für Ariane sind es für Mikrosatelliten von maximal 120 kg Gewicht bei Abmessungen von maximal 60 x 60 x 71 cm. Bei der Vega für maximal 200 kg Masse darf die Nutzlast 120 x 80 x 80 cm groß sein. Von dem Volumen geht dann noch die Antenne ab, die so sicher nicht mehr als 60 bis 80 cm Durchmesser hat. Mit 5 Watt Sendeleistung kann man aus 100 Millionen km Distanz mit einer 60-cm-Antenne dann gerade noch 1.147 Bit/s zu einer 35-m-Empfangsantenne, wie sie die ESA einsetzt, übertragen. Das ist die Marsentfernung bei einer Annäherung. Bei maximaler Marsentfernung kann die Sonde noch 4-mal weiter entfernt sein.
Eine Lösung sind entfaltbare Antennen. Nicht nur wegen des Gewichts, sondern auch wegen des kleinen Volumens: Typischerweise werden solche Satelliten als Sekundärnutzlasten an einem Ring befördert, der am Adapter zwischen Satellit und Oberstufe befestigt wird. Die Höhe ist auf die des Adapters beschränkt und die Breite auf den Raum zwischen Adapter und Nutzlasthülle. Typisch haben größere Raumsonden eine Nutzlast (Instrumente) von einem Fünftel bis einem Sechstel der Trockenmasse. Das sind dann bei 100 kg nur 17 bis 20 kg. Diese Maximalmasse muss man dann noch auf eventuell mehrere Instrumente aufteilen. Auch hier gibt es Lösungen. Eines ist es Instrumente zu kombinieren – Spektrometer und Kameras brauchen beide eine Optik. Man kann diese zwischen den Instrumenten aufteilen und nur eine Optik für mehrere Instrumente nutzen und mit einem Spiegel zwischen den Detektoren umschalten. Daneben kann man verkleinern – bei den meisten Instrumenten wiegen die Detektoren wenig. Eine Kamera kann so kleine sein wie beim Raspberry-Pi: Eine Linse auf einem CCD Chip oder es kann ein Detektor an einem 50-cm-Teleskop wie bei der Kamera HiRISE sein, das dann 65 kg wiegt. Die Erste erreicht nicht mal die Auflösung des menschlichen Auges, die zweite sieht aus 300 km Höhe noch 30 cm große Details.
Startgelegenheiten
Es gibt prinzipiell zwei Startmöglichkeiten, wenn ich keinen eigenen Start buchen möchte, was die Kosten hochtreibt. Das eine ist ein Mitflug in einen niedrigen Erdorbit (zur ISS oder einen SSO) und das Zweite ein Mitflug in einen Übergangsorbit (in den Galileo-Orbit oder GTO). Aus diesen Ausgangsorbits muss die Nutzlast dann eine Fluchtbahn erreichen. Für einen GTO-Orbit spricht, dass der Geschwindigkeitsaufwand gering ist, es fehlen etwa 800 m/s zur Fluchtgeschwindigkeit und 1100 bis 1400 m/s zu einem Transferorbit zu Venus oder Mars. Zumindest bei Starts vom CSG aus ist aber die Anfangsbahnneigung für viele Bahnen zu gering. Beim Start vom Cape aus trifft das nicht zu. Der Navigationsorbit ist 400 m/s ungünstiger, aber dafür ist die Bahnneigung viel größer, was einen Rideshare auch vom CSG aus attraktiv macht.
Die meisten Sekundärnutzlasten wurden bisher in niedrigen LEO oder SSO-Bahnen ausgesetzt. Probleme mit der Bahnneigung gibt es da keine, dafür braucht man rund 3 km/s für eine Fluchtbahn anstatt 800 bis 1200 m/s.
Eine einfache Überschlagsrechnung zeigt, das um 100 kg auf Fluchtgeschwindigkeit zu beschleunigen, ein Antriebssystem mit einem spezifischen Impuls von 3100 m/s und einem Start/Leermasseverhältnis von 8 zu folgenden Anfangsmassen führt:
| Orbit | ΔV zur Fluchtgeschwindigkeit | Anfangsmasse |
|---|---|---|
| 400 km, ISS | 3.179 m/s | 371 kg |
| 800 km SSO | 3.089 m/s | 355 kg |
| 200 x 20.200 km (GPS) | 1.153 m/s | 155 kg |
| 200 x 35.800 km (GTO) | 770 m/s | 133 kg |
Man sieht, dass man mit 100 kg Nutzlast bei einem chemischen Antrieb über die Grenzen von 180 bis 300 kg, die je nach Adapter als Sekundärnutzlast mitgeführt werden können, kommt. Eine Alternative sind Ionentriebwerke. Ein Satellit in einem 800 km hohen Orbit, der eine Anfangsleistung von 1,2 kW für Ionentriebwerke hat, erreicht in 317 Tagen Fluchtgeschwindigkeit, wenn er anfangs 180 kg wiegt. Den Treibstoff und Tanks sowie die Masse die Solarzellen für 1,1 kW Leistung liefern, welche die Sonde sonst nicht bräuchte, bleiben dann noch rund 117 kg Erdmasse. Bei 100 kg Endmasse bleibt genug Treibstoff um die Geschwindigkeit um weitere 3,37 km/s zu ändern, das ist die typische Geschwindigkeitsänderung, um von der Erdbahn aus eine Vorbeiflugbahn zu Venus oder Mars zu erreichen. Das bedeutet, dass man Raumsonden, wenn sie vom erdnahen Orbit aus ihre Reise antreten, mit einem Ionenantrieb ausstatten sollte mit einem Ionenantrieb ausstatten sollte. Anders als bei großen Raumsonden bewegt man sich auch in dem Bereich der technisch beherrscht wird. Man benötigt also nicht Solarzellen mit Zig kW Leistung und Ionentriebwerke mit viel höherem Schub als die bisher eingesetzten für die Lagereglung und Orbitänderungen von Satelliten. Eine Massebilanz würde so aussehen:
| System | Masse |
|---|---|
| Raumsonde | 100 kg |
| Ionentriebwerk (1,2 kW Verbrauch, 0,044 N Schub, spezifischer Impuls 35.000 m/s) | 10 kg |
| Tank Arbeitsgas Xenon | 11,16 kg |
| Arbeitsgas Xenon | 44,64 kg |
| Solarzellen für zusätzliche 1,2 kW Anfangsleistung | 14,2 kg |
| Gesamtmasse | 180 kg |
Aufgaben
Bedingt durch die geringe Datenrate sollte man die Aufgaben auswählen. Ich sehe im Prinzip folgende drei Lösungsmöglichkeiten:
- Man benötigt von vorneherein nur eine kleine Datenrate.
- Man entfernt sich nur wenig von der Erde oder gewinnt die Daten schnell, lässt sich aber viel Zeit mit der Übertragung.
- Man kann auf größere Sonden zur Übermittlung der Messdaten zurückgreifen.
Entsprechende Konzepte wären:
Kleine Datenrate
In den Sechziger bis Siebziger Jahren wurden zahlreiche Sonden gestartet, die das interplanetare Medium überwachten. Instrumente die Magnetfelder, Strahlendosis oder die Verteilung von geladenen Teilchen messen, liefern nur wenige Daten. Sonden kamen mit Datenraten von 16 bis maximal 2 Kbit/s aus. Zudem sind solche Detektoren leicht und passen so zur beschränkten Nutzlast. Inzwischen hat sich aber der Schwerpunkt von der Erforschung des Mediums zur Anwendung verlagert. Heute untersucht man nicht mehr das interplanetare Medium, sondern betreibt Vorhersage von Sonnenstürmen. Dazu dienen Sonden im L1-Librationspunkt, die von einem Sturm etwas früher als die Erde getroffen werden. Eine solche Aufgabe könnte auch eine Miniraumsonde übernehmen, die zumal so nicht weit von der Erde entfernt ist.
Kleine Entfernung oder Dump-Verfahren.
Eine kleine Entfernung zur Erde hat man bei einem Mondorbiter. Ebenso wäre ein Kommunikationsrelay in einem Librationspunkt des Mondes denkbar. Bei Sonnenumlaufbahnen wären wie schon in Punkt 1 beschrieben, die Librationspunkte noch relativ erdnah. Ich könnte mir aber auch denken, dass zwei Sonden, in einer Sonnenumlaufbahn 90 Grad vor und nach der Erde interessant sein könnten. Sie könnten Sonnenbeobachtung aus zwei anderen Perspektiven betrieben. Bei einer Datenrate im einstelligen Kilobitbereich müssten diese intelligent sein, z.B. die Bilder an Bord auswerten und auf Flares oder Prototuberanzen absuchen und nur diese Bilder senden bzw. den Ausschnitt eingrenzen auf den Bereich, der interessant ist. Die Sonne ist so groß, das selbst ein kleines Teleskop ausreicht, um gute Bilder zu erhalten – es gibt ja genügend Licht, sodass man auch Detektoren mit kleinen Pixeln einsetzen kann, während normalerweise in der Raumfahrt ein Pixel für ein Instrument 6 bis 14 µm groß ist, sind es in einer Konsumer-Digitalkamera 1,3 bis 1,5 Mikrometer und in Spiegelreflexkameras 4 bis 6 Mikrometern. Entsprechend leichter ist dann die Optik.
Die zweite Möglichkeit ist das Dump-Verfahren das New Horizons schon bei Pluto durchführte und nun erneut beim Vorbeiflug an einem KBO in der Silvesternacht. Das Prinzip: Man gewinnt alle Daten in einem kurzen Zeitraum, speichert sie an Bord, und überträgt sie über Monate zur Erde. Ziele kleinerer Sonden könnten Asteroiden sein, die die Erdbahn kreuzen. Sie erreicht man schnell mit geringem Geschwindigkeitsaufwand.. Allerdings sind diese wirklich klein. Der KBO den New Horizons passiert, hat einen Durchmesser von 25 bis 45 km, genau weis man das erst, wenn es Aufnahmen gibt. Erdbahnkreuzer dieser Größe gibt es keine. Sie sind alle kleiner. Selbst der Körper von 10 bis 20 km Größe, der am Ende der Kreide einschlug, ist schon ein riesiger Asteroid dieser Klasse. Die meisten bekannten Asteroiden, die die Erdbahn kreuzen, haben nur wenige Kilometer Durchmesser oder sind noch kleiner. Das Problem: Es gibt dann wirklich wenig Zeit ihn zu beobachten, weil er so klein ist. Nehmen wir an, eine Sonde hätte die Kamera LORRI von New Horizons, aber mit einem Chip der die beugungsbegrenzte Auflösung der Optik erreicht. Dann hat ein 1 km größer Körper erst in 1817 km Distanz einen Durchmesser von 200 Pixeln – ab etwa dieser Größe finden bisher Vorbeiflugsonden an, Bilder zu machen. Bei einer Relativgeschwindigkeit von 3 km/s hat man dann nur 600 s um Bilder und andere Messdaten zu gewinnen. Bei New Horizons bei Pluto stand dafür ein ganzer Tag zur Verfügung.
Wenn man viel Zeit übrig hat, kann man natürlich die Sonde auch weiter ins Sonnensystem herausschicken. Eine Umlaufbahn von exakt 3 Jahren Dauer führt bis in 471 Millionen km Distanz, bei 2 Jahren Umlaufszeit sind es 324 Millionen km. Das Apohel liegt dann im Asteroidengürtel. Dort könnte ein Objekt passiert werden, und wenn die Umlaufszeit ein ganzzahliges Vielfaches der Erdumlaufszeit ist, führt die Bahn wieder zur Erde zurück, nach zwei bis drei Jahren – dann kann man in Erdnähe die Daten übertragen, vorher eben nur eine Vorschau mit reduzierter Datenrate. Das Konzept hatte die leider verlorene Raumsonde CONTOUR.
Zuarbeiten zu anderen Raumsonden
Die letzte Möglichkeit ist, die das die Raumsonde nicht autonom ist. Denkbar wären z.B. Landesonden für Venus und Mars die ihre Daten über Orbiter übertragen. Diese Orbiter haben dann die nötigen leistungsfähigen Sender und sie sind zudem viel näher an der Sonde und die Datenrate zu ihnen höher. Vor allem beim Mars könnte man so ein Netzwerk aus einfachen Messstationen aufbauen. Die hätten dann wahrscheinlich dann nur eine Panoramakarte und einige Sensoren für metrologische Daten, aber man würde noch mehr Marslandschaften im Bild festhalten. Bei der Venus reichten die 90 kg die die kleinen Pioneer-Landekapseln wogen, nur wenige Sensoren für Atmosphärenmessungen, weil viel Gewicht auf die Druckkapsel entfiel.
Daneben wären Sekundärsonden denkbar. Eine Raumsonde, die Jupiter erreicht oder das Jupitersystem durchfliegt, könnte z.B. eine kleine Sonde abtrennen, die nur batteriebetrieben einen Vorbeiflug an Io durchführt, der zu weit innen ist, als das man heute einen Vorbeiflug an ihm riskieren würde – bei Galileo gab es erst welche in der letzten Missionsphase, die geplanten Sonden von ESA und NASA lassen ihn ganz aus, und die Bilder und andere Messdaten zur Hauptsonde funken solange, wie die Batterie vorhält – da der Abstand durch die unterschiedlichen bahnen an Jupiter zunimmt, ist eine Betriebszeit von maximal wenigen Tagen sinnvoll. So lange reicht auch eine Batterie als Stromquelle. Analog könnte eine Vorbeiflugsonde an Uranus so alle fünf größeren Monde erfassen, himmelsmechanisch bedingt kann sonst eine Raumsonde sich nur einem der fünf Monde stark nähern, da das System um 98 Grad aus der Ekliptik gedreht ist. Ein Zwitter zwischen den beiden obigen Missionstypen wäre ein Titanlander wie Cassini.
Es gint ja eigentlich die Miniraumsonden schon – die Cruise Stages die Insight, MPL und Phoenix zum Mars brachten wiegen unter 100 kg und sind stark in der Funktion eingeschränkt. Nur haben sie eben keine Instrumente. Gerade der Mars wäre meiner Ansicht nach eine gute Möglichkeit die von mir beschriebenen Landesonden mitzuführen. Da die NASA nun alle Starts mit Atlas V durchführt, gäbe es genug Spielraum neben den Hauptnutzlasten auch noch so kleine Landesonden mitzuführen. Ein solcher Marslander wäre sicher einfach aufgebaut, wahrscheinlich würde er nur Fallschirme und Airbags zum Abbremsen einsetzen und vielleicht geht auch der eine oder andere verloren, aber man kann dann, auch wenn er wenig kostet, mehr wagen und nicht nur sichere (und langweilige) Landegebiete wählen, sondern interessante, z. B. den Boden einer der Canyons des Valles Marineris. Aber ich glaube so weit ist die NASA noch nicht, und die ESA scheint ja das Thema komplett zu ignorieren.