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Nach dem Discovery
Programm legte die NASA ein zweites Programm auf, das weniger auf wissenschaftliche
Erforschung, als vielmehr auf technologische Erforschung ausgerichtet war. Dieses ist das New
Millennium Programm. Die Sonden des Discovery Programms sollten preiswerte Raum- und
Planetensonden sein. Ihr Schwerpunkt liegt also in der Forschung. Die Sonden des New Millennium
Programms haben dagegen die Aufgabe neue Technologien zu erforschen. Die Wissenschaft muss in
diesem Missionen zurückstecken. Dabei sollten die Sonden noch etwas preiswerter als die des
Discovery Programms sein.
Während es bislang 12 Sonden des Discovery Programms gibt, die gestartet sind oder noch starten werden, waren es im New Millennium Programm nur zwei. Die hier vorgestellte Raumsonde Deep Space 1 (abgekürzt DS-1 oder DS1) und zwei Penetratoren die bei der Mars Polar Lander Mission mit flogen. Dies waren die Deep Space 2 Mikroproben. Andere Sonden sowohl für den Erdorbit wie auch Planetensonden (Deep Space 3+4) waren angekündigt. Nicht alle wurden jedoch gebaut. So wurde anstatt der angekündigten Pluto Mission PFF eine größere und konventionellere Plutosonde entwickelt. Eine Erdorbit Mission war z.B. Earth Observation 1, ein experimenteller Erderkundungssatellit, der auch auf dieser Website besprochen wird. 2009 wurde das New Millenium Programm wieder eingestellt.
Die Kosten für Deep Space 1 liegen noch unter denen einer Sonde für das Discovery Programm. Die Raumsonde selbst kostete nur 94.8 Millionen USD. Der Start 43.5 Millionen USD und die Operation bis zum Ende der Primärmission weitere 10.3 Millionen USD. Die wissenschaftliche Auswertung war mit 3.7 Millionen angesetzt, was Missionsgesamtkosten von 152.3 Millionen USD für die Primärmission ergibt. Die Sonde wurde innerhalb von 39 Monaten gebaut, die technologischen Experimente wurden sogar erst 26 Monate vor dem Start festgelegt.
Warum die Sonde den Namen Deep Space 1 bekommen hat, wurde von der NASA nie bekannt gegeben. Natürlich gibt es das Deep Space Network der NASA (DSN). Das ist ein Netzwerk von Antennen von 26, 34 und 70 m Größe um mit Raumsonden zu kommunizieren. In diesem Sinne ist aber jede Raumsonde eine Deep Space Sonde. Warum man also gerade diese Sonde so genannt hat, obwohl sie sich zumeist innerhalb der Marsbahn befindet, kann man also damit nicht begründen. Bei Deep Space Sonden denkt man wohl eher an die Sonden zu Jupiter und den äußeren Planeten.
Der Autor ist der Meinung, dass dies vornehmlich Publicity Gründe hat um die Sonde ins Rampenlicht der Öffentlichkeit zu rücken. Schließlich gibt es eine Science-Fiction Serie die genauso heißt. (Ein Ableger der Star Trek Serie). Die Sonde ist dabei ja auch nicht die einzige mit einem Namen der sich an Science Fiction Romane anlehnt. Es gibt noch Mars Odyssey 2001, Stardust und Genesis welche auch so angehauchte Namen haben. Vielleicht gibt es ja auch mal eine Raumsonde mit den Namen Enterprise, Galactica oder Orion...
Die ZieleDie Sonde hat einen technologischen Charakter. Sie sollte folgende 12 Technologien erproben :
Elektrische Antriebe (oder Ionenantriebe) sind nicht neu, die ersten Versuche gehen auf die Mitte der sechziger Jahre zurück. Neu ist, dass man erstmals einen Ionenantrieb als alleinigen Haupttriebwerk für eine Raumsonde nutzt. Die Sonde verfügt über ein Ionentriebwerk welches 81.5 kg Xenon ionisiert. Damit kann die Raumsonde ihre Geschwindigkeit um maximal 4500 m/s ändern. Würde die Sonde dazu konventionellen Treibstoff benutzen, so würde sie über 2 t wiegen. Selbst wenn nur den Treibstoff berechnet, der zur Erfüllung der Primärmission nötig ist, würde die Sonde bei einem chemischen Antrieb 1300 kg anstatt 490 kg wiegen. Deep Space 1 setzt ein einzelnes NSTAR Triebwerk ein NSTAR ist die Abkürzung von NASA Solar Technology Application Readiness. Das Triebwerk hat einen nominellen Leistungsbedarf von 2,3 kW und wurde auch bei der Raumsonde Dawn eingesetzt, dort sogar gleich fünf dieser Triebwerke.
Das Triebwerk ionisiert zuerst das Xenon durch einen Elektronenstrahl, ähnlich dem in einem Fernseher verwendeten ionisiert. Die Elektronen kollidieren mit der Atomhülle des Xenons und schlagen dort einzelne Elektronen heraus. Das Xenon ist nun positiv geladen. Es passiert zuerst ein 30 cm großes Molybdängitter. Dieses steht unter einer Spannung von 1280 V. Da sich positive und negative Ladungen anziehen werden die Ionen dadurch beschleunigt. Zuletzt passieren die Ionen ein Magnetfeld welches sie weiter beschleunigt. Die Ionen verlassen die 30 cm große Triebwerksöffnung mit einer Geschwindigkeit von 35 km/s. Die freigeschlagenen Elektronen werden parallel entlassen aber nicht beschleunigt (sonst würde sich das Raumschiff elektrisch aufladen), Mehr über die Funktionsweise von elektrischen Antrieben in diesem Aufsatz.
Das Triebwerk von DS-1 ist in 112 Stufen in der Leistung steuerbar von einem Verbrauch von 525 W bis zu 2300 W. Dies entspricht einem Schub von 19 - 92 mN. Die beste Treibstoffausnutzung ist bei einer Leistung von 2 kW gegeben. Dann wird ein spezifischer Impuls von 31400 m/s erreicht. Bei der geringsten Leistungsstufe sind es nur 18600 m/s. Betrieben wurde es in einem Leistungsbereich von 580 bis 2140 W. Der Schub war bis auf 2% bei dem vor dem Start berechneten Wert.
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Nomineller Strombedarf: | 2.300 Watt |
| Minimaler strombedarf: | 525 Watt |
| Nomineller Schub: | 92 mN bei 2.100 Watt Leistungsaufnahme |
| Spezifischer Impuls: | 19.000 m/s bei 525 Watt, 30.500 m/s bei 2.300 Watt |
| Gesamtimpuls bei DS-1 | 2,65 MN |
| Geschwindigkeitsänderung bei DS-1 | 3.580 m/s |
| Durchmesser: | 30 cm |
| Gewicht | 5 kg nur Triebwerk, 8,3 kg mit Subsystemen |
| Effizienz: | 61 % |
| Stromstärke: | 0,75 A |
| Maximaler Treibstoffdurchsatz: | 150 kg |
| nominelle Lebensdauer: | 8.000 Stunden |
Die Sonde verwendet 720 zylindrische Linsen um das Sonnenlicht auf 3600 Solarzellen zu konzentrieren. Durch diese Linsen produzieren die Solarzellen 15-20 % mehr Leistung als gleichgroße Solarzellen konventioneller Bauart. Getestet sollte werden ob diese an Leistung während der Primärmission verlieren. Möglich ist dies, weil man so zusätzliche Fläche nutzt: Zwischen den Solarzellen verlaufen Verbindungsstücke und Leitungen die nicht mit Zellen belegt sind. Die Konzentratorlinsen fangen Licht aus diesem Teil ein und leiten es auf die Solarzellen, die so diese Fläche zusätzlich nutzen können. Die Linsen sind Fresnel Linsen. Sie leiten das Licht auf GaInP2/GaAs/Ge Zellen. Die Zellen aus drei Halbleitermaterialen sollen möglichst viel Sonnenlicht aus dem Bereich zwischen 400 und 800 nm in Strom umwandeln. Die Leistung von 2500 W in Erdnähe entsprach bis auf 1 % der berechneten Leistung. Die Stromausbeute betrug 22.5%, ein neuer Spitzenwert für Solarzellen.
In den letzten Jahren hat die Navigation schon große Fortschritte gemacht. Startracker Kameras nehmen Bilder des Sternenhimmels auf und sind so flexibler als feste Stern- und Sonnensensoren. Sonden können heute schon dadurch selbständig ihre Ausrichtung im Raum bestimmen und anpassen. Allerdings erfolgt noch immer die Steuerung der Bahn von der Erde aus, wodurch die Sonde unregelmäßig kontaktiert wird. DS-1 sollte nun einen Schritt weiter gehen. Die Sonde sollte die Sternenaufnahmen mit dem Tycho Katalog von 250.000 Sternen und 250 Planetoiden vergleichen und dadurch ihre Position ermitteln. Vor allem die Planetoiden sind hier wichtig, da sie ihre Position ändern. Dadurch ist die Position relativ zu den Planetoiden ermittelbar und aus diesen Daten wiederum der wahre Aufenthaltsort der Sonde. Wenn nötig kann die Sonde ihr Triebwerk autonom steuern um den Kurs anzupassen. Die Star Tracker Kameras waren dadurch mit einem eigenen Rechner auf Basis des IDT R3081 Prozessors mit einer Geschwindigkeit von 30 MIPS gekoppelt. Der R3081 ist ein 32 Bit Mikroprozessor mit 16 KB Code und 4 KB Datencache. Er verfügt über einen 64 Bit Coprozessor mit einer Rechenleistung von 11 MFLOPS. Die Taktfrequenz beträgt 35 MHz.
FernsteuerungsagentDies ergänzt die autonome Navigation. Er ist der verlängerte Arm der Bodenkontrolle. Dies ist ein Softwareprogramm, welches einen Planer für zukünftige Aktivitäten enthält. Er berücksichtigt dabei den momentanen Status der Sonde und kann auch auf unvorhergehende Situationen reagieren. Erst dadurch macht die autonome Navigation Sinn, denn diese braucht natürlich Zielvorgaben für den Kurs.
Bisherige Raumsonden benötigen auch in Zeiten in denen sie keine wissenschaftlichen Daten senden recht große Empfängerantennen auf der Erde zum Empfang der Telemetrie. Dies sind die Statusinformationen über die Sonde wie Temperaturen, Spannungen etc. Dazu werden bisher auf der Erde die 26 und 34 m Antennen des DSN eingesetzt. DS-1 vereinfacht dies stark: Es sendet nur 4 Informationen: Ein "grüner Ton" signalisiert, das alles OK ist. Ein "orangener Ton" signalisiert eine Anomalie, die aber die Funktion der Sonde nicht beeinträchtigt. Ein "gelber Ton" signalisiert den Wunsch Daten zu senden oder den Wunsch nach Bodenunterstützung bei einer größeren Anomalie. Ein "roter Ton" signalisiert dagegen eine kritische Situation. Dies bezeichnet die NASA als Beacon Experiment.
Der Vorteil ist eine Reduktion der Antennengröße auf 3-10 m Größe für die Zeit in der sich die Sonde in einem Flug zum nächsten Ziel befindet. Die Information über die Sonde ist nun in 2 Bits kodiert. Zudem ist die Entschlüsselung einfacher, da man ein eindeutiges Signal hat und nicht hunderte von Parametern untersuchen muss. Zusammen mit den beiden anderen Technologien für die autonome Navigation und Steuerung erlaubt dies die Kosten für lange Perioden der Inaktivität zu senken.
Dieses ist das wichtigste Experiment an Bord. Es kombiniert eine Kamera, ein UV und ein IR Spektrometer. Zahlreiche Instrumente an Bord von Raumsonden benutzen Optiken. Sie unterscheiden sich jedoch in den Detektoren, dem benutzen Wellenbereich und Elementen im Strahlengang (Filter, Gitter, Lichtstrahlsplitter). MICAS testet nun erstmals die Kombination von 3 Instrumenten in einem nur 12 kg schweren Instrument, die eine gemeinsame Optik verwenden. Ein erfolgreicher Test würde es bei zukünftigen Missionen erlauben die Instrumentmasse zu verkleinern, indem man mehr dieser Kombiinstrumente einsetzt. Die Idee ist allerdings nicht neu. So ist Omega, ein Experiment an Bord von Mars 96 und Mars Express auch fähig von einem Gebiet ein Spektrum und ein Bild zu erstellen. Das Experiment soll in verbesserter Form in einer Plutosonde eingesetzt werden.
Plasma Experiment for Planetary Exploration (PEPE).Die meisten Sonden haben auch mehrere Experimente um Teilchen zu bestimmen wie Elektronen, Protonen und Ionen verschiedener Energie. PEPE ist ein Kombinationsinstrument welches mehrere dieser Detektoren zu einem vereinigt. PEPE wiegt nur 25% des Gewichts verschiedener Einzelinstrumente und verbraucht 50% der Strommenge eines analogen Instruments an Bord der Cassini Raumsonde.
Dies ist ein neuentwickelter Transponder mit kleiner Masse, der 4-5 normalerweise getrennte Teile enthält. Er enthält einen Sender und Empfänger im × Band, einen Sender im Ka Band, einen Modulator und einen Generator für die Beacon Töne. Er wiegt nur 3 kg. Der Ka Band Transponder bewährte sich und wird ab 2001 auch auf den Marssonden getestet werden.
Das Ka Band hat eine 4 fach höhere Frequenz als das bisher verwendete × Band. Dies erlaubt es mit den gleichen Antennen größere Datenmengen zu senden oder die Sendeleistung oder die Antennengröße zu verringern. Allerdings hängt die Signalqualität im Ka Band vom Wetter, insbesondere vom Wasserdampfgehalt in der Atmosphäre ab. DS-1 sollte dieses neue Frequenzband daher erproben. Dazu hat die Sonde einen Verstärker an Bord. Die Daten können von den DSN Stationen in Goldstone empfangen werden. Andere Stationen des DSN sind noch nicht mit den nötigen Empfängern ausgerüstet. Das 3 kg schwere Packet enthält auch die X-Band Sender und Empfänger. Die Sendeleistung im Ka Band betrug 2.3 W bei einer Effizienz in der Verstärkung von 13 Prozent.
Um den Strombedarf von Raumsonden zu verringern führt die Sonde spezielles Equipment mit, welches niedrige Spannungen und Ströme benötigt. Dieses sollte bei dieser Mission getestet werden. Dazu gehören auch Chips in 0.25 µm Technologie und nur 0.9 V Spannung. Man sollte testen ob diese auch den Weltraumeinsatz überstehen (Der Zentralprozessor der Sonde hat noch 0.5 µm Technologie). Dazu gehörte auch ein Dosimeter, welches die Gesamtdosis der Strahlung über die 3 jährige erweiterte Mission zu 45 krad bestimmte.
Normale Raumsonden haben verschiedene Elemente, die durch Kabel verbunden werden wie Kontrollsystem, Stromversorgung, Struktur und Temperaturregulation. Bei DS-1 wurde die Elektronik mit der Wärmeregulation gekoppelt, indem an die Elektronik Heizelemente angefügt wurden, die direkt beheizt werden können. Man möchte mit solchen Kombinationen Gewicht bei zukünftigen Sonden einsparen.
Dies ist neuartige Schalter für die Ströme an Bord, die auch dem Bordcomputer mitteilen, welche Spannung und welcher Strom an welchem System anhängt. Damit soll der Energiehaushalt zukünftiger Raumsonden intelligenter kontrolliert werden können und insbesondere ein Versagen durch Anschalten zu vieler Verbraucher verhindert werden.
Deep Space 1 wiegt beim Start leer 373.3 kg. Das Startgewicht beträgt 486.3 kg. Die
Sonde besteht aus einem oktogonalen Aluminiumrahmen mit 1.1 × 1.1 × 1.5 m Abmessungen. Neben den
neuen Technologien verwandte man sehr viele Systeme schon gebauter Sonden oder modifizierte
diese. So basiert der Bus von DS-1 auf den der Sonden MSTI für die SDI Behörde. (Bus: Spectrum
Astro SA-200HP)
Die HGA wurde von Pathfinder übernommen, ebenso wie die Elektronik für die Steuerung der Hydrazintriebwerke. Dasselbe galt für einen Großteil der Software für den Bordrechner. In Flugkonfiguration ist die Sonde 2.5 m hoch, 2.1 m breit und 1.7 m lang (ohne ausgefahrene Solarpanels).
Die Solarpanels der Sonde haben eine Spannweite von 11.75 m. Sie bestehen aus zwei Panels mit je 4 einzelnen Flächen von je 113 × 160 cm Größe. Belegt sind diese mit Galliumindiumphosphid / Galliumarsenid / Germaniumzellen. Zylindrische Linsen bündeln das Licht auf die Zellen. Die Stromerzeugung beträgt 2400-2500 W beim Start bei 100 V Spannung. Die Sonde benötigt davon 400-500 W, der Rest wird für das Ionentriebwerk benötigt. Zum Abpuffern von Zeiten ohne Ausrichtung auf die Sonne dient eine 24 Ah Nickelmetallhydridbatterie.
Die Kommunikation geschieht über eine Hochgewinnantenne (HGA) Antenne im × Band, 3 Niedriggewinnantennen (LGA) im × Band, davon sind zwei oben und eine unten an der Raumsonde montiert und eine weitere Ka Antenne, an der Obenseite, mit der nur gesendet wird. Die Datenrate über die nur 0.274 m große HGA Antenne liegt bei maximal 20 KBit/sec im × Band.
Das Ionentriebwerk sitzt am Fuß der Sonde. Es ionisiert Xenon Gas und trennt die Elektronen aus dem Gemisch ab. Danach werden die Ionen durch eine Spannung von 1280 V auf eine maximale Geschwindigkeit von 31500 m/s beschleunigt. Die Elektronen werden durch eine zweite Öffnung den Ionen hinzu gegeben um die Sonde nicht elektrisch aufzuladen. Der Schub variiert von 19 mN bei 525 W Stromverbrauch bis 92 mW bei 2300 W Stromverbrauch. Auch der spezifische Impuls schwankt von 18600 - 31500. Die Auslassöffnung hat 30 cm Durchmesser.
Als zweites konventionelles System gibt es auch Düsen die mit Hydrazin angetrieben werden. Dieses wird katalytisch zersetzt. Dieses System dient vor allem für schnelle Kursänderungen, da der Schub um ein vielfaches höher ist. Dazu führte die Sonde 31.1 kg Hydrazin mit. Die Sonde hat keine Reaktionsschwungräder und ist auf das Hydrazin für die Lagekontrolle angewiesen. Auch dafür dient das Hydrazin, da das Ionentriebwerk die Sonde nicht drehen oder neigen kann, sondern nur beschleunigen.
Der Bordcomputer basierte wie schon bei Pathfinder auf dem RAD6000 Prozessor, einer strahlengehärteten Variante des 32 Bit Power PC 601 Prozessors. Der Takt war auf 25 MHz beschränkt (27 MIPS). Er verfügt über 128 MB RAM und 3 MB EEPROM für das Betriebssystem und Programme. Für Daten stehen 256 MByte Speicher zur Verfügung.
Die Navigation erfolgt durch Sonnensensoren (Gesichtsfeld 128 Grad) und Startracker Kameras. (Gesichtsfeld 8.8 × 8.8 Grad, Detektion von 7.5 m starken Sternen) und Laserringkreisel. Diese Technologie wurde erstmals von der Raumsonde Clementine getestet. Gesteuert wird die Lageregelung von einem eigenen Mikroprozessor dem TMS 320C26, einem 32 Bit Signalverarbeitungsprozessor mit einer Rechenleistung von 15 MIPS.
Deep Space 1 nutzt die Kameras nicht nur zur Bestimmung der Ausrichtung der Sonde sondern auch zur Bestimmung der Position und Geschwindigkeit in der solaren Umlaufbahn. Am 11.11.1999 fiel die Einheit für die Star-Tracker Kameras aus und die Sonde musste mit Bildern der MICAS Kamera gesteuert werden. Die Genauigkeit der Ausrichtung der Sonde beträgt 720 Bogensekunden, die Genauigkeit der Positionsbestimmung 15 Bogensekunden.
Deep Space 1 verfügt über zwei Multifunktionsexperimente: PEPE und MICAS. Das Gesamtgewicht beider Experimente beträgt nur 18 kg. Die Zielrichtung der Sonde war auch nicht auf eine wissenschaftliche Mission ausgerichtet, sondern zum Test der Technologien (wovon die Experimente nur 2 waren). Die Sonde enthält noch ein Magnetometer an einem 0.5 m langen Arm. Dieses dient aber nicht als wissenschaftliches Experiment sondern soll den Einfluss des Ionentriebwerks auf das Magnetfeld der Sonde beobachten, der 0.5 m lange Arm reicht nicht aus um das Magnetfeld der Sonde abzuschirmen.
MICAS ist die Abkürzung für "Miniature Integrated Camera Spectrometer". Es ist
eine Kombination einer Kamera mit zwei Spektrometern. Eines arbeitet im ultravioletten und eines
im infraroten Spektralbereich. Beide Spektrometer sind abbildende Instrumente.
Ein "Bild" besteht aus zahlreichen Scanzeilen. Eine Scanzeile enthält für
jeden Punkt ein Spektrum. Man erhält so einen "Datenkubus" mit einem Bild in
einer Wellenlänge und vielen Wellenlängen über die Z-Achse verteilt.
Alle drei Instrumente teilen sich eine gemeinsame Optik, ein Cassegrain Teleskop mit 10 cm Durchmesser. Neben dem Primär- und Sekundärspiegel des Cassegrain Teleskop verfügt das Instrument über einen Umlenkspiegel der das Licht zu einem der beiden Spektrometer oder zu den Kameras lenkt.
Die Kameras arbeiten mit zwei Sensoren, einem 1024 × 1024 Pixel großen CCD Array mit 13 Mikrorad Pixelgröße und einem 256 × 256 Pixel großen CMOS Array mit 18 Mikrorad Pixelgröße. Dies entspricht einer Auflösung von 13 bzw. 18 m aus 1000 km Entfernung. Die Sensoren waren zwischen 500 und 1000 nm empfindlich.
Das IR Spektrometer arbeitet in einem Wellenlängenbereich von 1200 bis 2400 nm. Die Auflösung beträgt dabei 12 nm spektral und 53 Mikrorad räumlich. Das entspricht einem Kilometer aus 18.500 km Entfernung.
Das UV Spektrometer arbeitet zwischen 80 und 185 nm Wellenlänge. Seine Auflösung betrug 2.1 nm spektral und 316 Mikrorad optisch. (1 km aus 3000 km Entfernung). Es lieferte während der Mission keine auswertbaren Daten.
Beide Spektrometer arbeiten im "Pushbroom" Mode, d.h. Das gesamte Instrument hat keine
beweglichen Teile es tastet ein Objekt durch Bewegung der Raumsonde ab. Das Gesichtsfeld beträgt
0.69 × 0.78 Grad. Die Gesamtmasse von MICAS beträgt 12 kg, dies ist ein Bruchteil der Masse der
drei Einzelinstrumente mit getrennter Optik.
| Parameter | UV Abbildendes Spektrometer | APS Kamera | VISCCD Kamera | SWIR Abbildendes Spektrometer |
|---|---|---|---|---|
| Detektor | 1.024 × 2.048 Framtransfer-CCD | 256 × 256 | 1.024 × 1.024 Frametransfer CCD | 256 × 256 PICNIC |
| Wellenlänge: | 80 - 195 nm | 500 - 1000 nm | 500 - 1000 nm | 1.200 - 2.400 nm |
| Fokuslänge: | 171 nm | 677 nm | 677 nm | 750 nm |
| F/D | 1,71 | 6,8 | 6,8 | 7,5 |
| Genutzte Größe | 35 × 184 | 256 × 256 | 1.024 × 1.024 | 256 × 256 |
| Pixelgröße: | 54 µm | 12 µm | 9 µm | 40 µm |
| Gesichtsfeld | 0,63 × 0,03 Grad | 0.26 × 0.26 Grad | 0.69 × 0.78 Grad | 0.7 × 0.003 Grad |
| Auflösung/Pixel | 316 µrad | 17.9 µrad | 13.4 µrad | 54 µrad |
| Spektrale Auflösung | 2,1 nm | 12 nm |
PEPE
ist die Abkürzung für Plasma Experiment for Planetary Exploration. Das Instrument misst
Elektronen, Protonen und Ionen in einem Instrument. Teilchen welche die Einlassöffnung passieren,
werden durch ein elektrostatisches Feld nach Masse aufgetrennt und so den verschiedenen
Analysatoren zugeführt.
Elektronen kommen auf eine Dynode und werden dort durch Elektronenmultiplier vervielfacht. Die entstehenden Elektronen werden auf einer Mikrokanalplatte detektiert. Protonen und Ionen werden durch eine 15 kV Gleichspannung beschleunigt und treffen auf Folien aus Kohle, wo sie ebenfalls Elektronen herausschlagen, die dann mit den anderen Elektronen detektiert werden.
Das Instrument hat ein Gesichtsfeld von 2.8 π Sterian. Über die Steuerung der Eingangsspannung wird daraus ein Ausschnitt von 5 × 45 Grad untersucht. Das gesamte Feld wird durch Drehen des Ausschnitts erreicht. Eine komplette Abtastung über das Gesichtsfeld dauert 64 Sekunden (2048 Schritte à 30 ms). Elektronen mit Energien von 10 eV - 10 keV und Ionen mit Energien von 3 eV - 30 keV können erfasst werden. Die Auflösung beträgt dabei 5% Energie/Masse.
Das Experiment bestimmt auch die Atommasse von Ionen im Bereich von 1 bis 135 atomaren Masseneinheiten. Die Daten werden vor dem Senden um den Faktor 1:150 komprimiert, so dass während der interplanetaren Reise die Datenrate nur 50 Bit/sec beträgt. Beim Vorbeiflug an dem Planetoiden steigt sie auf 1000 Bit/sec an. PEPE wiegt lediglich 5.6 kg und verbraucht maximal 9.6 W an Strom. Gesteuert wird es von einem eigenen Mikroprozessor dem Harris RTX 2010RH, einem stackorientierten Prozessor mit einer Rechengeschwindigkeit von 10 MIPS, der in FORTH programmiert wird und sich in größerer Zahl auf der Rosetta Raumsonde und ihrem Lander Philae wieder findet.
Ziele des Instrumentes sind folgende:
Die Sonde hatte zuerst eine primär technische Mission, bei der am Ende noch als
wissenschaftlich interessanter Abschluss ein Vorbeiflug bei dem Asteroiden (9969) Braille. Die
Missionsdauer zum Testen der Experimente war für ein Jahr angesetzt. Geplant war der Start für
den Juli 1998 geplant, doch Verzögerungen führten zum Verschieben der Mission auf den November
1998.
Am 24.10.1998 fand der Start mit einer Delta 7326 statt. Dies ist eine etwas preiswertere Version der Delta 2 Rakete. Sie verwendet nur drei anstatt neun Feststoffbooster und die kleinere Star 37 FM Oberstufe anstatt des Star 48 Motors der PAM D2 Oberstufe der normalen Delta. Es war der erste Start dieser Delta Version und auch der Einsatz der Star 37FM Oberstufe war der erste auf der Delta (Die Stufe war als Apogäumsantrieb für Fleetsatcom Satelliten und für die Raumsonde Clementine aber schon erprobt). Die Nutzlast der Rakete ist damit etwa halb so groß wie bei der großen Delta 2 (mit 9 Boostern und PAM D2 Oberstufe). Die Startkosten sinken aber nur leicht von 60 auf 43.5 Millionen USD. So lohnt sich dieses Verfahren nur wenn die Raumsonde sehr klein ist. Diese Delta Version ist die kleinste der Delta 2, die eingesetzt wurde. Ohne Ionenantrieb wäre eine Atlas IIA als Trägerrakete nötig gewesen.
Da Deep Space 1 mit 486.3 kg immer noch weniger als die 600 kg wog, welche die Rakete transportieren kann, wurde als Sekundärnutzlast ein Satellit namens SEDSat-1 mittransportiert. SEDSat-1 dient als Erdbeobachtungssatellit und als Amateurfunksatellit, der Nachrichten empfängt speichert und auf Kommando wieder abspielt. (Store and Forward). Er ist mit der zweiten Stufe fest verbunden und landet mit dieser in einem 176.9 × 2725 km hohen Orbit.
Am 24.11.1998 als die Sonde schon 4.8 Millionen km von der Erde entfernt war wurde das Ionentriebwerk in Betrieb genommen und 14 Tage lang betrieben. Zuerst wollte dies nicht gelingen. Als man es nach zweieinhalb Wochen in Betrieb nehmen wollte setzte der Antrieb nach 4.5 Minuten aus. Am 24.11.1998 probierte man es erneut und ließ das Triebwerk zuerst nur mit geringer Leistung von 550 W an. Dies klappte, später wurde dann die Leistung stufenweise über 885 und 1300 Watt auf die volle Leistung von 2500 W gesteigert. Wahrscheinlich war durch den Start Lack oder Staub abgeblättert und hatte bei dem Start des Triebwerks eine Entladung verursacht. Lästig, aber harmlos.
Auch die Tests der anderen Technologieexperimente verlief erfolgreich, so zeigten die Solarzellen keine Anzeichen an größerem Leistungsverlust. MIAS machte während der Mission auch Aufnahmen und fertigte Spektren von Mars und Jupiter an.
Am
29.7.1999 passierte die Sonde den Planetoiden (9969) Braille in einer Distanz von nur 28.3 km.
Geplant waren 15 km, doch ein Softwarefehler im Vorfeld führte zu einem verspäteten
Kurskorrekturmanöver. Die Sonde sollte den kleinen Planetoden mit seinen Startracker Kameras
erfassen und danach MICAS ausrichten. Dieses machte Bilder bis 150 Sekunden vor der Begegnung
(mit 15.5 km/s in 2300 km Entfernung). Danach arbeitete PEPE und später wieder MICAS. Während
dieser Zeit war die Sonde auf den Planetoden ausgerichtet und die HGA zeigte nicht zur Erde. Die
autonome Navigation steuerte also die Kontrolle selbstständig Als man die Daten zur Erde
überspielte zeigte sich, das die autonome Navigation MICAS in die falsche Richtung ausgerichtet
hatte. Erst 931 und 934 Sekunden nach der Begegnung war der Planetoid auf zwei Aufnahmen zu
sehen. 12 Spektren dagegen gelangen. PEPE funktionierte auch, konnte aber wenig an neuen Daten
liefern. Spätere Untersuchungen ergaben, dass Braille zu klein war um von der Navigationssoftware
auf den Bildern der Startrackerkameras als Objekt erkannt zu werden. Daher konnte MICAS nicht
korrekt ausgerichtet werden. Man ging von einer Größe von 3-5 km aus, doch der Planetoid war nur
1 × 1 × 2.2 km, also im Durchschnitt 1.6 km groß. Die Signale waren damit unterhalb des
Signalrauschens der Startrackerkamera. Damit war die primäre wissenschaftliche Mission nur
teilweise erfolgreich, Das JPL spricht von 50 % der erwarteten Resultate (Was einem von zwei
betriebenen Experimenten entspricht).
Der Planetoid war auf den Aufnahmen aus hoher Distanz nur 2.2 × 1 km groß, viel mehr konnte man auch aus den Spektren nicht herausholen. Am 18.9.1999 war die einjährige Primärmission beendet. Doch hatte die Sonde nur wenig ihres Treibstoffs verbraucht. Der Verbrauch an Xenon betrug nur 21.6 von 81.5 kg. Die Sonde hatte ihre Geschwindigkeit um 1320 m/s geändert und das Ionentriebwerk war insgesamt 3571 Stunden in Betrieb. Der Test aller 12 Technologien war erfolgreich verlaufen, auch wenn es Ausfälle gab. So war der UV Kanal von MICAS seit dem Start unbrauchbar. Von den 31.1 kg Hydrazin waren noch 9 kg übrig.
So entschied man sich mit der Sonde noch ein zweites und drittes Ziel anzusteuern und
die Treibstoffvorräte dazu zu nutzen. Geplant war ein Vorbeiflug an dem Kometen Wilson-Harrington
im Januar 2001 und an Komet Borelly im September 2001. Etwa acht bis neun der Technologieexperimente
sollten weiter betrieben werden. Diese erweiterte Mission sollte 10 Millionen USD kosten, davon
1.4 Millionen USD für die wissenschaftliche Betreuung der Sonde. Doch am 11.11.1999 fiel die Startracker Einheit aus. Dies machte einen neuen Missionsplan nötig. Ohne die Startrackerkamera
konnte Deep Space 1 nicht genau ausgerichtet werden. Man konnte zwar MICAS als Ersatz nutzen,
doch dauerte dies lange, da man dafür erst die Software schreiben musste (MICAS erfasst nur ein
kleines Gesichtsfeld und liefert richtige Bilder mit niedriger Frequenz, während die
Startrackereinheit ein 100 mal größeres Areal untersucht und in hoher Frequenz nur die Positionen
der Sterne meldet).
So musste dafür erst ein Verfahren erarbeitet werden, wie man mit MICAS die Startrackerkameras ersetzen kann. Der Vorbeiflug an Komet Wilson-Harrington war durch diese Verzögerung nicht mehr möglich. Erst am 21.6.2000 konnte die Sonde wieder in einen normalen vollen Betriebsmodus überführt werden. Am 7.11.2000 erreichte die Sonde ihre maximale Entfernung von der Sonne und befand sich in 2.36 AE Entfernung von der Sonne (353 Millionen km). Das Ionentriebwerk wurde nun betrieben um die Bahn so anzupassen, damit die Sonde das zweite Ziel, den Kometen Borelly erreichen kann. Dazu war ein Betrieb über 8 Monate am Stück nötig, erheblich länger als der gesamte Betrieb während der Primärmission.
Am 22.9.2001 passierte die Sonde den Kometen Borelly in einer Entfernung von 2171 km mit einer Geschwindigkeit von 16.5 km/sec. Es konnten 52 Aufnahmen des Kernes gewonnen werden. Das beste wurde aus 3.572 km Entfernung aufgenommen und hat eine Auflösung von 47 m/Pixel. Der Kern des Kometen Borelly ist daraus 175 Pixel lang. Spektren konnten nicht gewonnen erden, da man die Lageänderung der Sonde für das Scannen nicht riskieren wollte. War der Kern zufällig in der richtigen Position so gab es jedoch kurzzeitig Daten. Von 45 Punkten je 165 m Groß gibt es daher Teile der IR Spektren So konnte Wasser nachgewiesen werden. PEPE lieferte aber in den 80 Minuten rund um die Begegnung Daten über die Koma. Die besten Bilder von Borelly sind um einiges schärfer als die bis dahin besten Bilder eines Kometen, die noch von der europäischen Raumsonde Giotto aus dem Jahre 1986 stammten.
Am 18.12.2001 wurde die Mission endgültig beendet und das Ionentriebwerk deaktiviert. Es waren 73.4 der 81.5 kg Treibstoff verbraucht worden. Die Sonde hatte seit dem Start 1.6 Milliarden km zurückgelegt. Der Empfänger an Bord blieb jedoch aktiv. Am 6/7.3.2002 wurde die Raumsonde nochmals erfolgreich kontaktiert. Die Verlängerung der Mission hat 10 Millionen USD gekostet, so dass die Gesamtkosten mit 162 Millionen USD für eine Raumfahrtmission sehr gering sind. Hätte die Sonde die gesamten Kurskorrekturen mit chemischen Treibstoff ausführen müssen, so hätte die Sonde eine Startmasse von 1300 kg haben müssen.
Deep Space 1 ist zwar die einzige Raumsonde des New Millennium Programms, doch ihre erfolgreichen Tests führen zu neuen Missionen:
https://www.jpl.nasa.gov/news/press_kits/ds1launch.pdf
https://www.jpl.nasa.gov/news/press_kits/ds1asteroid.pdf
Artikel verfasst 2002, Artikel zuletzt geändert: 12.1.2022
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