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In den achtziger Jahren wurde vom Militär in den USA ein
Raketenabwehrsystem im Weltraum namens SDI entwickelt. Dieses Kürzel stand für Strategic Defense
Initiative. Populärer war es allerdings unter dem Begriff "Star Wars Programm", nachdem ein
demokratischer Senator bei der Vorstellung des Programms in einem Interview gesagt hatte, er
halte "dieses Programm für so utopisch wie Star Wars".
Anfang der neunziger Jahre war das System als solches schon begraben, schließlich gab es keinen Gegner mehr und man hatte auch erkannt, dass es technisch nicht verwirklicht werden konnte. Trotzdem gab es noch einige laufende Projekte zur Erforschung einiger Technologien. Hier plante das US Militär den Start einer Sonde um Langzeitnavigationssensoren und autonome Steuerungen von Satelliten testen zu können. Für das Abfangen von Raketen mussten weiterhin Annäherungssensoren getestet werden.
Es zeigte sich, dass man auf den Start von Zielen für diese Sensoren verzichten konnte, wenn man Himmelskörper als Ziele wählte. Für die Langzeitnavigation war der Mond als Ziel vorgesehen, für die Annäherungssensoren ein Vorbeiflug am nur 2 × 4 km großen Asteroiden Nr. 1620, Geographos. Daher gab es schon 1992 Kontakte zur NASA ob diese sich an der Mission beteiligen wolle um so relativ günstig Wissenschaft treiben zu können.
Gebaut wurde die Sonde von der Ballistic Missile Defense Organization (BMDO) des US Militärs. Die NASA nahm Einfluss auf die Experimente und bekam im Gegenzug die wissenschaftlichen Ergebnisse zur Verfügung gestellt. Dafür bekam die DoD Sonde die Unterstützung des DSN der NASA. Offiziell hieß die Sonde "Deep Space Program Science Experiment (DSPSE)". Der Name Clementine kam aus der Ballade "My Darling Clementine". Gewählt wurde der Name, da die Sonde gerade genug Treibstoff hatte um ihre Mission zu erfüllen (Dies bezog sich auf die Textzeile: "Lost and gone forever"). Letzteres war allerdings nicht von der Trägerrakete diktiert. Mit der Oberstufe wog Clementine 1.690 kg, doch lag die Nutzlastkapazität der Titan 2G Trägerrakete bei dem ersten erdnahen Orbit bei etwa 2.500 bis 3.000 kg.
Die Sonde wurde in lediglich 22 Monaten entwickelt und kostete bis zum Start 75 Millionen Dollar inklusive dem Start (die Trägerrakete ist jedoch kostenlos, da es sich um eine ausgemusterte Interkontinentalrakete handelt). Dazu kamen noch 5 Millionen für die Durchführung der Mission, so dass die Gesamtkosten der Mission bei 80 Millionen USD liegen. Clementine war die erste amerikanische Mondsonde nach 26 Jahren. Die letzte Mission zum Mond von der NASA war der Start von Surveyor 7 am 7.1.1968
Die Ziele wurden wie folgt umrissen:
Clementine hat einen Grundkörper, der einem achteckigen Prisma entspricht. Der
Durchmesser beträgt 1.14 m und die Höhe 1.88 m. Die Startmasse beträgt mit einer zusätzlichen
Oberstufe, dem Interstage Adapter System, einem Star 37FM Motor 1-690 kg. Diese Stufe befördert
die Sonde aus einem niedrigen Erdorbit in eine elliptische Umlaufbahn, die bis zur halben
Mondentfernung. Daneben verfügte die Sonde noch über interne Treibstoffvorräte, welche eine
Geschwindigkeitsänderung um 1890 m/s erlaubten. Davon wären 1090 m/s für die Primärmission zum
Mond benötigt worden. Voll betankt wog die Sonde 430 kg. Ohne Treibstoff sind es nur 228 kg.
Damit ist die Sonde im Vergleich zu anderen Missionen ein echtes Leichtgewicht.
Zur Stromversorgung dienen zwei neuartige Solarpanels mit Galliumarsenid / Germanium Solarzellen. Die Kombination zweier Halbleiterelemente mit der Empfindlichkeit in unterschiedlichen Wellenbereichen ergibt eine Stromausbeute von 240 W/m², das ist erheblich mehr als bei den herkömmlichen Solarzellen aus Silizium. Beide Solarpanel zusammen liefern 360 W an Strom bei 30 V Spannung. Die Fläche der Solarpanels betrug 2.3 m², wovon 1.5 m² mit Solarzellen belegt waren. Als Reserve dient eine Nickelmetallhydrid Batterie mit einer Kapazität von 15 Ah bei einer Speicherdichte von 47 Wattstunden/kg (Gewicht 9.5 kg). Benötigt wurden davon maximal 278 W.
Die Kommunikation erfolgt durch eine fest montierte, nicht bewegliche
Hochgewinnantenne (HGA) von 1.1 m Durchmesser im S-Band. Bei 2293 MHz mit 6.0 W Sendeleistung.
Die Datenrate ist selektierbar in Zweierpotenzen zwischen 0.125 und 128 KBit/sec. Der Uplink
erfolgte im S-Band bei 2093 MHz mit 1 KBit/sec. Darüber hinaus gab es zwei Omiantennen ebenfalls
mit Sendern und Empfängern im S-Band. Die Sender und Empfänger waren vom SOLRAD Satelliten
übernommen worden.
Auf der gegenüberliegenden Seite von Clementine befindet sich das Haupttriebwerk mit 489 N Schub. Darüber hinaus verfügt die Sonde über 2 Düsen mit mittlerem Schub (22.2 N) und 10 kleine Düsen mit je 4.4 N Schub. Der Treibstoff an Bord reicht für eine gesamte Geschwindigkeitsänderung um 1890 m/s aus. Er teilt sich in Treibstoff für das Haupttriebwerk (Hydrazin und Stickstofftetroxid) und davon unabhängigen Treibstoff für die Lageregelung (nur Hydrazin) auf. Der Treibstoffvorrat für die kleinen Düsen betrug 55.5 kg in einem 33.3 cm durchmessenden Tank. Es wurde in den 12 kleinen Düsen katalytisch zersetzt. Damit konnte die Sonde ihre Geschwindigkeit, Ausrichtung oder Rotation um 150 m/s ändern.
Der Treibstoff für das Haupttriebwerk von 195 kg Stickstofftetroxid und Hydrazin war davon unabhängig und wurde in 4 zylindrischen Tanks von je 51.4 × 46.2 cm Größe gelagert. Den Tankdruck besorgten 2 Tanks mit 26.7 cm Durchmesser und je 1 kg Helium von je 560 Bar Druck. Dieser Treibstoff konnte die Geschwindigkeit der Sonde um 1900 m/s ändern. Benötigt davon wären bei der nominellen Mission 540 m/s um in einen Mondorbit einzuschwenken und weitere 550 m/s um zu Geographos zu gelangen.
Die Lageregelung erfolgt durch mehrere Systeme. Primär verantwortlich für
die Positionsbestimmung sind ein Laserringkreisel und einer interferometrischer, faseroptischer
Kreisel mit einer Gesamtmasse von 1.1 kg. Die Driftrate dieser Systeme beträgt 1 Grad pro Stunde.
Experimentell werden Star-Tracker Kameras getestet. Für die Stabilisierung dienen 4 Drallräder
mit einer Masse von je 2 kg und einem maximalen Moment von 2 Nms. Dazu kommen die 12 Düsen Die
Genauigkeit der Ausrichtung der Raumsonde in allen 3 Achsen beträgt 0.05 Grad. Diese Technologie
hat sich bei Clementine bewährt und ist heute der Standard um die Position festzustellen.
Das Computersystem benutzt als erste Raumsonde keinen Bandspeicher sondern einen Massespeicher aus 4 MBit RAMs, die wie eine Festplatte angesteuert werden (Vergleichbar eine Speicherkarte für Digitalkameras oder USB Sticks heute). Die Kapazität betrug 2.0 GBit, davon sollten zu Ende der Mission noch mindestens 1.9 GBit nutzbar sein. Er wog 4.1 kg. Die maximale Datenrate betrug 20 MBit/sec und die Fehlerrate für ein Bit war kleiner als 1:10 Milliarden.
Erstmalig wurde auch an Bord von Raumfahrzeugen die verlustbehaftete Kompression nach DCT (Diskrete Cosinus Transformation) als Standardkompressionsmethode eingesetzt (Der 1992 gestartete Mars Observer hätte dies durchführen können, doch ohne Hardware dauerte die Kompression zu lange, so dass man für diese Mission diese Kompression nur erproben wollte). Die DCT Kompression ist die Basis für die Komprimierung nach dem JPEG Standard.
Der Zentralcomputer basierte auf dem erprobten MIL-STD 1750A Prozessor. Dieser leistete 1.7 Millionen
Befehle/sec. Er war für den Sicherheitsmodus, die Datenhaltung der Telemetrie und die
Lagekontrolle zuständig. Ergänzt wurde dieser durch eine Version des MIPS R3000 32 Bit
Prozessors, den R 3081 Prozessor. Dessen Weltraumtauglichkeit sollte getestet werden. Es war
allerdings kein strahlengehärtetes Exemplar sondern ein kommerzieller Prozessor. Er erledigte die
Datenverarbeitung der Bilder und die autonome Navigation. Mit 18 Millionen Instruktionen/sec war
er 10 mal schneller als der 16 Bit MIL-STD 1750A Prozessor.
Die DCT Komprimierung der Bilder erledigte ein Coprozessor der von der CNES stammte. In der Regel wurden die Bilder mit Kompressionsraten von 5.5:1 verdichtet. Das Kompressionsverhältnis konnte von 4 bis 20 eingestellt werden. Datenraten von bis zu 12.4 MBit/sec konnten von der Hardware verarbeitet werden. Die Ausgabe konnte auch auf eine konstante Sendedatenrate eingestellt werden. Neben der DCT Komprimierung war auch die verlustlose Huffman Komprimierung in der Hardware implementiert. (Grundlage von TIFF oder GIF Bildern)
Die gesamte CPU bestand aus 8 Platinen im Gesamtgewicht von 7.7 kg inklusive Gehäuse und Kabel. R3081 und 1750A Prozessor kommunizierten über den gemeinsamen Speicher mit 256 KByte Größe. Erstmals wurde eine neue Sprache namens Spacecraft Command Language (SCL) eingesetzt. Sie sollte neben der autonomen Navigation auch zahlreiche andere Routinevorgänge, welche vorher vom Boden aus kontrolliert wurden, automatisch ermöglichen.
Neben der Raumsonde wurde ein Experiment auf der Oberstufe mit dem STAR 37FM Motor mitgeführt. Dieses Interstage Adapter Experiment (ISA) enthielt ein Strahlenmessgerät. Daneben gab es einige Halbleiterbauelemente deren Funktion nach durchfliegen des Van Allen Gürtels erprobt werden sollten wie EEPROMS und Dosimeter. Analoge Experimente gab es auch auf Clementine. Doch anders als Clementine passierte ISA bei jedem Orbit zweimal die Strahlungsgürtel der Erde. ISA wog 47 kg.
Der Star 37 FM Motor stammte aus dem Fleetsatcom Programm. Er wog ohne Experiment 1152.3 kg, wovon 1087.1 kg Treibstoff war. Er konnte die Sonde um 3115 m/s beschleunigen. Der Feststoffmotor hatte einen Schub von 42.79 kN. Zu dem Gewicht von ISA, Sonde und Star 37 FM Motor kamen noch 28 kg für den Adapter zur Titan 2G Rakete.
Die
InstrumenteDie Mission hatte einen primär militärischen Charakter und trug nur wenige Instrumente, welche sowohl militärisch wie wissenschaftlich nutzbar waren, an Bord. Das Gesamtgewicht alle Experimente betrug lediglich 7.62 kg. Dafür war der Stromverbrauch von 67.8 W für eine so kleine Nutzlast sehr hoch. (Mit dem Dopplerexperiment sogar 95 W). Projektverantwortlich für alle Instrumente war Eugen Shoemaker. Eugen Shoemaker. war wissenschaftlicher Leiter bei den Surveyor und Apollo Missionen, Coleiter bei Voyager. Er starb nach Ende des Projektes im Juli 1997. Seine Asche wurde mit der nächsten Raumsonde Lunar Prospector zu seinem wichtigsten Forschungsgegenstand, dem Mond befördert.
Die Experimente wurde von einem eigenen Mikroprozessor dem i80C86RH, einem strahlungsgehärteten CMOS Intel 8086 Prozessor gesteuert. Dazu verfügte dieser über 64 KByte eigenes RAM.
Dieses Instrument maß die Energie, den Fluss und die Verteilung von Protonen im Bereich von 3-80 MeV und von Elektronen im Bereich von 25-500 keV. Durch die geringe Masse des Instrumentes (0.21 kg) bestand es aus einem einzigen Detektor. Dieser hatte ein Gesichtsfeld von 10 Grad und eine Oberfläche von 100 cm². Der Detektor aus Silizium war mit einer 3 mm dicken Barriere versehen, welche Teilchen niedriger Energie stoppte. Die Energie der Teilchen führte zur Aufteilung in 9 Kanäle. Die ersten 6 Kanale detektierten Elektronen und die letzten 3 für Protonen.
Das Instrument sollte den Magnetschweif der Erde und seine Interaktion mit dem Mond beobachten, den Sonnenwind beobachten als Beitrag eines Programms zur Erforschung der Erde (zusammen mit anderen Raumsonden wie Cluster und SOHO) und den Einfluss geladener Teilchen auf die Solarzellen und anderen Sensoren messen.
Dies war eine Kamera welche den Mond und Geographos im sichtbaren Licht fotografieren sollte. (Die Angabe UV ist irreführend, da alle Filter UV (Wellenlängen unter 380 nm) abblockten). Sie bestand aus einem katadioptischen Teleskop mit 46 mm Öffnung und einer Brennweite von 90 mm (Öffnungsverhältnis von 1:2) Als Detektor wurde ein CCD von Thompson mit 384 × 288 Pixeln benutzt. Das Thompson TH7863-CRU-UV CCD war empfindlich zwischen 250 und 1000 nm. Er hatte eine Größe von 8,8 x 6,6 mm bei einer Pixelgröße von 20 Mikrometern. Die Digitalisierung der Helligkeit erfolgte in 8 Bits. Die Hälfte des 576 x 288 Pixel großen CCD diente als Speicher (Frametransfer CCD) für ein Bild, damit dieses langsam ausgelesen werden konnte und nicht durch weiteres Licht beeinflusst wurde.
Ein Filterrad mit Sechs Positionen erlaubte es, selektive Aufnahmen in den Bereichen 415 nm (Durchlass ±20 nm), 750 nm (Durchlass ±10 nm), 900 nm (Durchlass ±15 nm), 950 nm (Durchlass ±15 nm) und 1000 nm (Durchlass ±30 nm) zu machen. Die letzte Position umfasste einen Breitbandfilter von 400-950 nm. Die Belichtungszeit war in 10.67 Mikrosekunden Schritten von 0.2 bis zu einem Maximum von 733 ms wählbar. Die Auslesezeit für den belichteten Teil betrug bei einem Takt von 4 MHz 27.4 ms.
Das Gesichtsfeld umfasste 4.2 × 5.6 Grad. Die Auflösung betrug 25 m aus 100 km Entfernung. Während des Mondorbits wurden so Aufnahmen von 108-325 m Auflösung erhalten. Die Kamera wog lediglich 0.41 kg und hat eine Stromaufnahme von 4.5 W.
Diese Kamera ergänzte die UV/VIS Kamera. Damit war es möglich Bilder im Bereich von 1100-2800 nm Wellenlänge, also im nahen Infrarot zu gewinnen. Sie bestand aus einem katadioptischen Teleskop mit einem auf 70 K gekühlten Indium/Antimon CCD Detektor (Typ Amber PV InSb). Vorgeschaltet waren sechs Filter mit Wellenlängen von 1100 nm (Durchlass ±30 nm), 1250 nm (Durchlass ±30 nm), 1500 nm (Durchlass ±30 nm), 2000 nm (Durchlass ±30 nm), 1600 nm (Durchlass ±30 nm), 2780 nm (Durchlass ±120 nm).
Das Teleskop hatte eine Öffnung von 29 mm und eine Brennweite von 96 mm (Öffnungsverhältnis 1:3.33). Da normale Linsen Infrarotlicht blockieren hatte man ein Spiegelteleskop mit einer Zinkselenidbeschichtung ausgewählt.
Der Detektor hatte ein Gesichtsfeld von 5.6 × 5.6 Grad und 256 × 256 Detektorelemente. Jedes Pixel war 38 Mikrometer groß. Der CCD insgesamt 9.72 x 9.72 mm. Die Auflösung betrug 400 Mikrorad. Im Mondorbit entsprach dies einer Auflösung von 168-500 m je nach Entfernung. Bei Geographos rechnete man mit 40 m bei der größten Annäherung. Beim Mond nahm die Kamera 12 Bilder innerhalb von 1.3 Sekunden auf. Dies wurde 75 mal pro Orbit wiederholt. Im Single Frame Mode war die Bilderrate auf 7.1 Bilder pro Sekunden beschränkt. Die Belichtungszeiten waren wählbar zwischen 11,33, 57 und 95 ms. Die Daten wurden mit 8 Bits pro Pixel quantisiert.
Die Kühlung auf 80 Kelvin erfolgte aktiv durch einen Kühler des Typs Ricor K506B, der nach dem Sterling Prinzip arbeitete. NIR wog 1.92 kg und verbrauchte im Mittel 13 uns maximal 17.1 W an Strom. Die Abmessungen betrugen 10.4 cm x 11.5 cm x 36.5 cm.
Clementine Long-Wavelength Infrared Camera (LWIR)Diese Kamera ergänzte die beiden vorhergehenden, indem Sie im ferneren Infrarot empfindlich war. Sie machte Aufnahmen zwischen 8000 und 9500 nm Wellenlänge. Die Kamera war an ein Baugleiches Teleskop wie die NIR Der FPA HgCdTe Detektor wurde mechanisch auf 65 K gekühlt, da in diesem Wellenbereich schon angeschlossen. (Brennweite 96 mm, Öffnung 29 mm, Öffnungsverhältnis 2.67). Gekühlt wurde die Optik und die Sensoren auf 65 Kelvin, da Körper mit Zimmertemperatur eine hohe Eigenstrahlung haben. Der FPA Detektor bestand aus je 128 × 128 Pixels mit einer Größe von 50 µm. (Abmessungen 6,4 x 6,4 mm. Auflösung 143 Mikrorad bei einem Gesichtsfeld von 1 x 1 Grad. Dies entspricht 14 m aus 100 km Distanz Das Gesichtsfeld entspricht aus 400 km Höhe einer Seitenlänge von 7 × 7 km bei einer Auflösung von 61 m bei der Kartierung des Mondes.
Die Empfindlichkeit der Quecksilber-Cadmium-Tellurid Detektoren wurden durch einen Filter auf 8000 und 9500 nm eingeschränkt.. Die Kamera machte während eines Orbits 660 Bilder über 10 Minuten nahe des planetennächsten Punktes. Sie erfasste während der 2 Monate dauernden Mondmission 0.4 % der Oberfläche in 320.000 Aufnahmen. Die Kamera LWIR wiegt 2.1 kg und verbraucht 13.1 W an Strom.
Clementine High-Resolution Camera (HIRES)Die Aufgabe dieser Kamera war das autonome Verfolgen von Raketensprengköpfen. Durch ihre höhere Auflösung konnte die Kamera aber auch zur Untersuchung des Mondes und des Asteroiden Geographos genutzt werden.
Ein Teleskop mit 131 mm Durchmesser und 1250 mm Brennweite (Öffnungsverhältnis 1:9.5) warf ein Bild auf eine S2 Photocathode. Sie wurde mit 288 × 384 Pixel abgetastet, wobei der nutzbare Bereich 12 mm Durchmesser betrug. Die Abtastung erfolgte mit was einer Auflösung 40 Linienpaare pro Millimeter, dies entsprach 22.5 Mikrometern Pixelgröße. Die Digitalisierung erfolgte in 8 Bits. Das Teleskop war aus einer leichten Beryllium Legierung gefertigt. Die Bildgröße betrug nur 0.3 × 0.4 Grad. Die Auflösung von 18 Mikrorad entsprach 1,8 m aus 100 km Entfernung. Die Auflösung betrug 7-20 m beim Mond und wäre beim Vorbeiflug bei Geographos unter 5 m gelegen.
Sechs Filter konnten vorgeschaltet werden: 415 nm (Durchlass ± 20 nm), 560 nm (Durchlass ± 5 nm), 650 nm (Durchlass ± 5 nm) , 750 nm (Durchlass ± 10 nm) sowie ein lichtundurchlässiger Filter. Die Wellenlänge war limitiert durch den verwendeten Detektor eine General Atomics 0131-Z12-2-009 Photokathode auf den Bereich zwischen 400 und 8900 nm.
Beim Mond konnte die Kamera 10 Bilder pro Sekunde im Burstmodus anfertigen. Diese ergaben einen langen Streifen in einer Farbe oder kurze Streifen in vier Farben. Das Teleskop wurde mit dem LIDAR Experiment geteilt, so dass die HIRES Kamera nur benutzt werden konnte, wenn dieses nicht in Betrieb war.
Die HIRES Kamera wog 1.3 kg und verbrauchte 13 W an Strom.
Diese beiden Kameras dienten eigentlich der Navigation, konnten aber
auch Aufnahmen der Erde anfertigen. Es waren zwei identische Kameras nahe der Düse des
Haupttriebwerkes. Die beiden Kameras hatten einen Gesichtsfeld von 28.9 × 43.4 Grad und nahmen
den Sternenhintergrund auf. Das Bild auf dem CCD wurde ausgewertet und die Positionen von Sternen
mit einem Sternenkatalog an Bord der Sonde verglichen und so die räumliche Orientierung der Sonde
ermittelt. Dies war der erste Einsatz einer solchen Technik an Bord einer Raumsonde. Die Kameras
konnten aber auch Bilder der Erde und des Mondes aufnehmen. Die Auflösung war jedoch gering. Sie
betrug beim Mond aus 400 km Höhe lediglich 512 m.
Jede Kamera hatte eine Linse von 14 mm Durchmesser bei einer Brennweite von 17.5 mm (Öffnungsverhältnis von 1.3). Ein Flachfeldkorrektor erzeugte ein unverzerrtes Bild auf einen 576 × 384 Pixel großen Thompson CCD Detektor (2 Chips mit je 288 × 384 Pixels nebeneinander). Vorgeschaltet war den CCD Chips ein 400-1100 nm Breitbandfilter um UV Licht auszublenden.
Im kontinuierlichen Betrieb konnten die CCD's mit 5 MHz ausgelesen werden, das entsprach 100 Mikrosekunden pro Zeile. (Alle 54.8 ms ein Bild) Ansonsten nahmen die Kameras alle 10 Sekunden ein Bild auf und erfasste dabei Sterne bis zur 6.ten Größenklasse. (Das ist ungefähr das, was auch das menschliche Augen bei optimalen Sichtbarkeitsbedingungen sieht). Die Bilder wurden an Bord verarbeitet und die festgestellten Sternpositionen mit denen eines Referenzkatalogs verglichen. Daraus konnten Daten für eine Kurskorrektur oder die Ausrichtung der Sonde gewonnen werden. Die Erprobung autonomer Navigation war eine der technologischen Aufgaben von Clementine. Die Star Tracker Kameras wogen je nur 0.29 kg und verbrauchten 4.5 W an Strom. Die Abmessungen betrugen 11.7 cm x 11.7 cm x 13.2 cm. Das Design bewährte sich und wurde seitdem bei sehr vielen Raumsonden eingesetzt.
Dieses Experiment sollte eine topographische Karte des Mondes und von
Geographos liefern. Es bestand aus einem 180 mJ starken Yttrium-Aluminium-Garnet Laser vom Typ APD
C30954E. Er gab Impulse von 10 ns Dauer bei 523 nm Wellenlänge (Breite 4 mrad, Energie 9 mJ ) und
1064 nm Wellenlänge (Breite 0.5 mrad, Energie 171 mJ). Dieser wurde durch das Teleskop der HIRES
Kamera geleitet und dort die Reflexion von einem Detektor mit 0.057 Grad Gesichtsfeld (0.5 mm
Größe) detektiert. Verwendet wurde hierzu der Breitbandfilter.
Beim Aussenden des Laserimpulses startete eine 14 MHz Uhr. Die Laufzeit wurde in 14 Bits digitalisiert. 6 Messungen konnten zwischengespeichert werden.
Das Instrument war für Messungen bis 500 km Distanz ausgelegt. Dies lag an den maximal 14 Bits für die Laufzeit welche maximal eine Laufstrecke von 1280 km messen konnte. Dies deckte das Gebiet zwischen 60 Grad Nord und 60 Grad Süd ab. Jede Messung deckte ein Gebiet von 100 m Durchmesser ab, bei einer Höhengenauigkeit von 40 m. Der Abstand zwischen zwei Messungen lag bei 1-2 km. Während der Mission wurden 70.000 Messungen gemacht. Das Instrument wog 2.37 kg, wovon 1.25 kg auf den Laser und 1.12 kg auf das Teleskop von HIRES entfielen. Der Stromverbrauch betrug 5.0 W.
Dieses Experiment nutzte die Radiosender der HGA Antenne der Sonde als Experiment. Die Sonde sandte Radioimpulse auf die Mondoberfläche und die Echos wurden auf der Erde aufgefangen. Anders als bei normalen Radar benötigt man keine große Antenne zum Empfang an Bord.
Der Sender an Bord der Sonde hatte eine Leistung von 6.0 W. Die 1.1 m große Hochgewinnantenne (HGA) hatte eine Öffnung von 4.0 Grad. Die reflektierten Signale mit einer Wellenlänge von 13.19 cm (2293 MHz) wurden von den 70 m Antennen des DSN empfangen. Interessant waren nur Ergebnisse um den Nord bzw. Südpol des Mondes, da es hier Regionen gibt die immer im Dunkeln liegen. Dies wurde bei den Orbits 234-237 am 9/10 April beim Südpol und bei den Orbits 299-302 beim Nordpol am 23/24 April gemacht. Davon waren die Ergebnisse der Orbits 237,299 und 302 unbrauchbar. Die Ergebnisse zeigten Hinweise für verborgenes Wasser beim Südpol durch einen charakteristischen Anstieg der RCP zu LCP (Linkscircularen Polarisation) des Radiosignals.
Weitere ExperimenteDie Sonde verfügte noch über einige passive militärische Experimente, welche die Strahlung messen sollen (wichtig für die Dosis welche Chips aushalten sollen) und ein Experiment welche Mikrometeoriten detektieren sollte, Auch wurde Hardware wie Solarzellen oder EEPROMS der Strahlung ausgesetzt und ihre Funktionsfähigkeit und Leistung geprüft. Über diese gibt es keine Informationen. Die Sender der Sonde wurden auch benutzt um nur die Doppelfrequenzverschiebung zu messen. Dazu wurde über die beiden Omni Antennen eine reine Trägerwelle gesandt um die Frequenzverschiebung zu messen. Es gab 361.000 Messungen, darunter 57.000 aus unter 10.00 km Höhe. Eine Messung erfolgte alle 10 Sekunden. Die Geschwindigkeitsänderung der Sonde konnte mit den DSN Antennen auf 0,3 mm/s genau gemessen werden. Ursachen für die Schwankung der Geschwindigkeit waren Massekonzentrationen (Mascons) unter den Mare des Mondes. Bei 120 bis 240 Grad Länge und 45 Grad Nord bis 45 Grad Süd auf der Mondrückseite waren keine Messungen möglich.
Als erste Raumsonde wurde Clementine mit einer Titan 2G Trägerrakete gestartet. Es war auch der erste Start einer Raumsonde von Vandenberg aus, weil es keine Launchpads für Titan beim Cape gab. Von dort aus starteten nur die
Titan III und IV mit Feststoffboostern. Die zweistufige ausgemusterte
Interkontinentalrakete beförderte die Sonde mit einer zusätzlichen Stufe, dem Star 37 FM
Feststoffmotor, dem Apogäumsantrieb der Fleetsatcom Satelliten, am 25.1.1994 in eine Bahn von 300
× 345 km Höhe und 67 Grad Neigung zum Äquator. Am 3.2.1994 zündete man die Oberstufe. Diese
änderte die Geschwindigkeit um 2990 m/s. So erreichte man eine Bahn von 277 × 169.950 km Erdferne.
Der Star 37FM Motor wurde dann mit dem ISA Experiment abgetrennt. Dieses solle etwa 1 Jahr lang,
solange verbleibt die Oberstufe in dieser Bahn, Daten über den Strahlenbelastung sammeln.
Nach 2,5 Umläufen zündete man das Haupttriebwerk und brachte 109 m/s an Geschwindigkeit auf. Der erdfernste Punkt der Bahn lag nun beim Mond in 374.400 km Entfernung. Dieses Manöver fand am 15.2.1994 statt. Am 20.2.1994 näherte man sich dem Mond und erniedrigte die Geschwindigkeit durch eine weitere Zündung der Haupttriebwerkes um 550 m/s. Nun war Clementine zu einem Mondsatelliten geworden.
Die polare Bahn hatte einen mondnächsten Punkt von 400 km Höhe und einen mondfernsten von 2.940 km. Die Umlaufdauer beträgt 5 Stunden. Am 26.2.1994 begann der erste Mapping Zyklus. Er dauerte bis zum 26.3.1994. Während dieses Zyklus lag der mondnächste Punkt der Bahn bei 30 Grad Nord. Danach wurde die Bahn verschoben, so dass nun der mondnächste Punkt bei 30 Grad Süd lag. Bis zum 21.4.1994 erfolgte dann der zweite Mapping Zyklus. In beiden Zyklen wurde die Mondoberfläche zwischen 60 Grad Nord und 60 Grad Süd mit hoher Auflösung (Aufnahmeabstand kleiner 425 km) erfasst. Dies sind 86 % der Mondoberfläche. Die restlichen 14 % wurden in niedriger Auflösung erfasst, Ab dem 21.4.1994 erfolgte das Ausfüllen von Lücken in der Kartierung und spezielle Experimente wie z.B. die mit dem Bistatischen Radar. Am 3.5.1994 zündete die Sonde erneut ihr Haupttriebwerk und beschleunigte um 540 m/s. Nun war die Sonde wieder zu einem Erdsatelliten geworden. Die Umlaufbahn um die Erde hatte nun Abmessungen von 24.326 × 384.400 km.
Der Verlust der SondeKurz nachdem die Sonde am 4.5.1994 den Mondorbit verlassen hatte schlug das Schicksal zu, Am 6.5.1994 erreichte die Sonde den erdnächsten Punkt der Bahn und eine Korrektur um 7,7 m/s bewirkte nun das Erhöhen das Apogäum auf 554.000 km.
Am 7.5.1994 sollte sie die autonome Navigation erproben, doch dabei ging irgendetwas schief. Vier der Korrekturdüsen feuerten dauernd und verbrauchten so den Treibstoff für die Lageregelung an Bord. Die Sonde taumelte um ihre Achse. Als man die Sonde wieder ansprechen konnte, war der Treibstoff fast verbraucht und die Sonde rotierte mit 80 Umdrehungen pro Minute um die eigene Achse. Ursache war laut NASA ein Fehler im entsprechenden Computer (MIPS R3081). Es wurde nicht die genaue Ursache (Software oder Hardwarefehler oder Ausfall) bekannt. Damit war es nicht mehr möglich Geographos zu erreichen, da man die räumliche Ausrichtung der Sonne nicht mehr verändern konnte.
Ursprünglich sollte die Sonde am 19.5 den erdnächsten Punkt
bei Erreichen des Apogäum durch eine Beschleunigung um 5.4 m/s um 5.120 km auf 19.134 km Höhe
absenken. Am 27.5.1994 wäre die Sonde in 7.342 km Entfernung am Mond vorbei geflogen und hätte am
31.8.1994 den Asteroiden Geographos in einem Abstand von 100 km und bei einer
Relativgeschwindigkeit von 11 km/s passiert. Dabei wäre nun mit den Kameras eines der Hauptziele,
dass Verfolgen des Asteroiden praktisch als Ersatz für einen ballistischen Sprengkopf simuliert
worden. Die nächste Annäherung wäre an der Nachtseite gewesen, so dass die Kamera LWIR die besten
Bilder gemacht hätte.
So wurde der Vorbeiflug am Mond am 27.5.1994 genutzt um die Sonde in einer lang gestreckten Ellipse um die Erde zu platzieren anstatt Sie zum Asteroiden Geographos zu senden. Die Experimente für die Dosismessungen konnten hier noch genutzt werden. Obgleich der Asteroidenvorbeiflug scheiterte, feierten NASA und BMDO die Sonde als einen vollen Erfolg. Wenn man die Kosten im Vergleich zu den Ergebnissen stellt, ist dies auch im wesentlichen gerechtfertigt.
Schon Ende Juni fiel die Stromversorgung rapide ab und erlaubte keinen weiteren Betrieb der Experimente der Sonde mehr. Am 20.7.1994 fiel erneut der Computer aus und die Sonde verstummte nun für immer. Dies war noch vor dem geplanten Rendezvous mit Geographos, so dass dieses auch nicht geklappt hätte wenn der Unfall am 7.5.1994 nicht gewesen wäre. Im Dezember hat ein Mondvorbeiflug die Sonde wahrscheinlich auf eine heliozentrische Bahn gebracht.
Der Ausfall der Sonde führte auch dazu, dass man keine Nachfolgesonde mehr startete. Es war ursprünglich geplant eine Sonde Clementine-2 zu bauen welche an der Asteroiden 433 Eros und 4179 Toutatis vorbeifliegen sollte und dort "Impaktoren" abfeuern sollte. Dazu kam es nicht mehr.
Alle Kameras zusammen lieferten während der rund drei Monate im Mondorbit
rund 1.9 Millionen Fotos. (Man muss dabei dieser Menge allerdings dann auch die Bildgröße
bedenken. Die Viking Kameras hatten 11-19 mal mehr Bildpunkte pro
Bild). Etwa 1 Million entfielen auf die systematische Kartierung in 11 Spektralbereichen durch
die Kameras UV/VIS und NIR. Dazu kamen 620.000 Aufnahmen der HIRES Kamera und 320.000 Aufnahmen
der Kamera LWIR die 0.4 % der Oberfläche abdecken. Die Auflösung bei der globalen Kartierung
beträgt im Mittel 200 m. Damit hat Clementine zwar nicht die Kartierung des Mondes verbessert
(diese basiert nach wie vor auf den noch qualitativ besseren Aufnahmen von Lunar Orbiter), aber zum ersten mal den Mond systematisch in
verschiedenen Frequenzbändern beobachtet.
Das LIDAR hat bei 70.000 Punkten die Höhe der Mondoberfläche bestimmt und daraus die Karte links erstellt.
Die Entdeckung der Anzeichen von Wasser im Südpolbecken des Mondes führte zur Mission Lunar Prospector die weitere Indizien für Wasser lieferte. Auch die europäische Raumsonde Smart-1 wird diesem Problem nachgehen und auch den Mond mineralogisch kartieren. Diese Entdeckung wurde am 3.12.1996 bekannt gegeben. Die Wasservorkommen sind jedoch gering: Es sind etwa 60-120.000 m³ Wasser, entsprechend einem See von 5 m Tiefe und der Größe von 4 Fußballfeldern.
Eine Clementine IIB Raumsonde, die als Sekundärnutzlast mit einer Ariane 4 starten sollte wurde geplant. Die Raumsonde sollte weniger als 350 kg wiegen, davon 165 kg leer bei 28.9 kg Instrumenten. Ziel war es zurück zum Mond zu fliegen. Die Sonde hätte Experimente von Clementine (Kameras, LIDAR) und Lunar Prospector (Gammastrahlenspektrometer, Magnetometer, Röntgenspektrometer und Teilchenspektrometer) beinhaltet und sollte für 40 Millionen USD (Preisbasis 1994) auf Basis der schon entwickelten Hardware gebaut werden. Ziel war eine weitere Erforschung des Mondes. Doch dazu kam es nicht mehr.
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