| Home | Raumfahrt | Raumsonden | Einzelne Programme | Site Map | |
Es gibt bei jeder Definition,, die versucht ein Schema anzuwenden, Grenzfälle die schwer einzuordnen sind. Um solche geht es in diesem Aufsatz. Üblicherweise trennt man Raumflugkörper in einfache Kategorien auf: Bemannt oder unbemannt, militärisch oder zivil. Im vorliegenden Fall geht es um die Klassifizierung Satellit oder Raumsonde.
Wenn man die Definition einer Raumsonde so begreift, dass eine Raumsonde ein Körper ist, der nicht die Erde umkreist, so handelt es sich bei den folgenden drei Körpern um Raumsonden, da sie in einen Mondorbit gelangen sollten. Allerdings handelt es sich um Körper der Explorer Serie, unter denen man zumeist Erdsatelliten versteht. Weiterhin erforschten die Sonden in einem Mondorbit nicht den Mond sondern die Erde, die Sonne und den Mond und ihre Wechselwirkung oder Radiostrahlung solarer und kosmischer Quellen. Die Sonden sind also echte Grenzfälle. Da in meiner Website alle Raumsonden behandelt werden, will ich in diesem Aufsatz auf diese Sonden eingehen. Leider waren nur wenige Informationen über die Sonden auffindbar.
Zu den drei Explorer die im Mondorbit abgesetzt wurden habe ich noch die beiden PFS Satelliten hinzugenommen. Diese wurden von Apollo Missionen als Subsatelliten im Mondorbit ausgesetzt und passen ebenfalls nicht in gängige Klassifizierungsschemen.
Während des Apollo Programms
starteten die Amerikaner zahlreiche Satelliten des Typs IMP (Interplanetary Monitor Plattform).
Es handelte sich um insgesamt 10 Satelliten welche das interplanetare Medium erforschen sollten,
aber auch vor Sonneneruptionen warnen sollten. (Wichtig für die Apollo Missionen). Die meisten
dieser Satelliten hatten eine hochexzentrische Erdbahn die bis in Mondentfernung reichte. Zwei
dieser Satelliten sollten in eine Mondumlaufbahn befördert werden. IMP-D der auch als Explorer 33
geführt wurde, war der erste dieser beiden.
Es gab natürlich noch andere IMP. IMP A-C und IMP F+G gelangten aber nur in hochelliptische Erdorbits und werden daher bei dieser Sektion über Mondsatelliten nicht besprochen.
IMP-D bestand aus einem achteckigen Zentralkörper, an dem vier Solarpanels angebracht waren. Die Höhe betrug 30 cm und der Durchmesser 70 cm. Darunter befand sich ein Feststofftriebwerk, mit dem der Körper eine Mondumlaufbahn erreichen konnte. Der Satellit wog beim Start 93.4 kg und leer 56.7 kg. Er rotierte mit 2.2 bis 3.6 Umdrehungen pro Minute um die eigene Achse. Die Rotationsachse wurde so geregelt, dass die Experimente in die Ekliptik schauten.
Der Antrieb war ein Star-13 Feststoffantrieb mit einer Masse von 35.7 kg, wovon 31 kg Treibstoff waren. Der Durchmesser der Feststoffstufe betrug 34 cm. Er konnte die Sonde um 1080 m/s abbremsen. Trägerrakete war eine Delta E-1. Ein technisches, aber nicht wissenschaftliches Experiment war die Beobachtung der Schädigung der Solarzellen durch Partikelstrahlung. Mitgeführt wurden 5 Experimente:
Dieses Experiment sollte im Mondorbit die von der Sonne kommenden Elektronen und Protonen bestimmen. Dazu dienten drei EON 6213 Geiger-Müller Zähler und ein Festkörperdetektor. Die Geiger-Müller Zähler maßen Elektronen mit Energien von mehr als 45-50 keV und Protonen mit Energien größer als 730-850 keV. Der Festkörperdetektor hatte 4 einstellbare Schwellen:
Einer der Geiger Müller Zähler war antiparallel zur Spinnachse orientiert, die anderen parallel. Die Daten wurden in vier Sektoren von je 90 Grad relativ zur Sonne erfasst. Ausgelesen wurde in Intervallen von 82 und 164 Sekunden. Hohe Temperaturen bewirkten, dass die Daten des Festkörperdetektors in jedem Jahr zwischen dem 16.9. und 14.1. sowie zwischen dem 16.3. und 14.7 weitgehend unbrauchbar waren, mit Ausnahme der Daten über Alpha Teilchen. 10 mal konnte eine sehr hohe Strahlenbelastung über mehrere Stunden durch Sonneneruptionen mit den Geigerzählern nachgewiesen werden. Die beiden stärksten Ereignisse ereigneten sich am 21.7.1967 und 24.9.1967.
Dieses Experiment bestand aus einer 10.2 cm Neher Ionisationskammer und zwei Lionel 205 HT Geiger-Müller Zählern. Die Ionenkammer fing Ionen aus jeder Richtung ein. Die Geigerzähler waren in die Spinnebene montiert worden. Der Zähler A erfasste Elektronen von mehr als 45 keV die von einer Goldfolie in das 61 Grad große Gesichtsfeld gestreut wurden. Zähler B erfasste Elektronen mit mehr als 22 keV und Protonen mit mehr als 300 keV Energie in einem 45 Grad Sektor. Teilchen mit mehr als 2.5 MeV Energie (Elektronen) bzw. 35 MeV Energie (Protonen) konnten die Abschirmung überwinden und waren aus jeder Richtung nachweisbar.
Die Daten wurden über 39.72 Sekunden integriert und alle 40.96 Sekunden ausgelesen. Die Zeit zwischen den ersten beiden Impulsen jedes Zyklus wurden ebenfalls übermittelt. Die Ionenkammer operierte vom Start bis zum 2.9.1966, als die Spannung rapide abfiel.
Ein Weitwinkel Potentialanalysator maß die Energie von Elektronen und Ionen niedriger Energie. Ionen konnten mit einer Energie von 0 bis 45 eV/Teilchen und Elektronen von 0 bis 15 eV Energie bestimmt werden. Dabei gab es jeweils 15 Energiekanäle deren Intensitäten summiert wurden. Ein kompletter Messzyklus dauerte 80 Sekunden. Das Experiment arbeitete bis zum 29.6.1967.
Dieses Experiment bestand aus einem triaxialen Fluxgatemagnetometer. Jeder der drei Sensoren hatte einen Messbereich von ± 64 nT und eine Empfindlichkeit von 0.25 nT. Eine Kompensation der Nullpunktsverschiebung erfolgte durch zyklisches Schwenken der Sensoren. Die Daten wurden alle 5.12 Sekunden ausgelesen. Der Frequenzbereich lag bei 0 bis 5 Hz, wobei höhere Frequenzen um 20 dbi schlechter als die niedrigen Frequenzen erfasst wurden. Das Experiment arbeitete bis zum 12.10.1968, als ein Wechselstromkonverter ausfiel.
Das zweite Magnetometer vom Ames Forschungszentrum unterschied sich in dem vom Goddard Weltraumzentrum durch 3 Messbereiche zwischen denen das Instrument umschalten konnte. Diese lagen bei maximal ±20, ±60 und ±200 nT. Die Genauigkeit in jedem Kanal lag bei 1 %, das minimal detektierbare Feld bei 0.2 nT. Eine Messung dauerte 2.05 ns. Danach wurde in den nächsten Bereich umgeschaltet. Messungen von einem Bereich wiederholten sich so alle 6.14 Sekunden. Alle 24 Stunden wurden die Sensoren durch einen Motor um die Spinnachse geschwenkt und dabei der Nullpunkt neu eingestellt.
Ein Faraday-Cup Detektor befand sich an dem Äquator der Sonde. Er erfasste die
Intensität von Ionen und Elektronen des Sonnenwindes. Zwei Kollektoren hatten eine
Empfindlichkeit von 40 bis 2850 eV. Der gemessene Strom wurde in 8 Kanälen zwischen 50 und 5400
eV Maximalenergie integriert. Der Messablauf war relativ kompliziert. Ein Zyklus dauerte 328
Sekunden. Innerhalb dieses Zeitraumes gab es 3 Messungen der Ionen und eine der Elektronen. Jede
Messung dauerte dabei 25 Sekunden, Bei Ionen wurde zweimal der Strom und die Differenz zwischen
den beiden Kollektorplatten bestimmt. Bei Elektronen die Summe der Ladungen.
Am 1.7.1966 startete IMP-D mit einer Delta E-1 Trägerakete. Diese sollte ihn in eine Transferbahn zum Mond bringen. Dort hätte die Sonde ihr Triebwerk gezündet und eine Bahn von 1300 × 6440 km Entfernung von der Mondoberfläche bei -5 Grad Inklination eingeschwenkten. Damit wäre IMP-D der erste amerikanische Mondsatellit geworden (Der erste Lunar Orbiter startete am 10.8.1966) Doch es kam anders. Die Zweistufe Delta beschleunigte zu stark, so dass das Apogäum der Bahn bei 435.000 km Entfernung lag, etwa 55.000 km zu weit vom Mond entfernt. Daher befand sich der Mond nicht in der richtigen Position um die Sonde zu einem Mondsatelliten zu machen. Man zündete den Motor trotzdem und erreichte eine Bahn von 15,897 × 435,330 km Entfernung. Diese wurde durch den Lageregelungsantrieb in eine Bahn von 30,550 × 449,174 km Entfernung bei 28.9 Grad Inklination umgewandelt. Störungen des Mondes veränderten die Bahn über die Einsatzdauer jedoch sukzessive. Während der ersten 3 Jahre schwankte das Perigäum zwischen 6 und 44 Erdradien und das Apogäum zwischen 70 und 135 Erdradien. Die Inklination schwankte zwischen 7 und 60 Grad.
Daten wurden zwischen dem 1.7.1966-14.1.1970 kontinuierlich erhalten. Dann begann die Sonde für immer längere Zeit auszufallen. Vom 14.1970-20.2.1970, vom 7.3.1970 bis 30.7.1970 vom 15.9.1970 bis 14.1.1971, vom 1.3.1970 bis 22.3.1971 und vom 1.6.1971 bis 22.8.1971. Am 21.9.1971 fiel die Sonde endgültig aus. Einige Experimente waren wie angeführt schon vorher ausgefallen oder gestört. Nach einem Jahr arbeiteten nur noch die Magnetometer ohne jede Störung.
Dies war die Schwestersonde von IMP-D. Die Sonde war mit 104.3 kg Startmasse etwas
schwerer und besser instrumentiert, aber ansonsten identisch zu IMP-D. Man nutzte die bei IMP-D
gezeigte höhere Leistung der Delta Zweitstufe um ein weiteres Experiment mitzuführen und zwei
Experimente zu verbessern. Wie IMP-D rotierte IMP-E sie mit 25.6 Umdrehungen pro Minute um die
eigene Achse. Die Sonde verfügte über die Experimente von IMP-D plus einem neuen
Mikrometeoritendetektor. Weiterhin konnte man mit dem Sender der Sonde zwei weitere Experimente
unternehmen.
Dieses Experiment entspricht weitgehend dem von IMP-D. Es gab nur kleinere Unterschiede in der Empfindlichkeit. So erfassten die Geigerzähler nun Elektronen oberhalb 48 bis 50 keV und Protonen oberhalb 740-820 keV. Ein Geigerzähler war abgeschirmt worden mit einer Hülle von einem Gramm/cm³ Masse. Er konnte nur noch Protonen mit mehr 55 MeV Energie erfassen.
Der Festkörper Detektor hatte nun 4 neue Empfindlichkeitsbereiche:
Gegenüber IMP-D hatte man die Ionenkammer von 10.5 auf 12 cm Größe vergrößert. Der Geigerzähler war jedoch identisch. Nur hatten nun beide Geigerzähler dasselbe Gesichtsfeld von 70 Grad. Die Empfindlichkeit von 45 keV / 22 keV für Elektronen bzw. 300 keV für Protonen bei Geigerzähler 2 entsprach denen bei IMP-D. Auch hier konnten Elektronen mit mehr als 2.5 MeV und Protonen von mehr als 50 MeV die Abschirmung durchschlagen und wurden so aus jeder Richtung detektiert.
Die Ionenkammer konnte Elektronen von mehr als 0.7 MeV und Protonen von mehr als 20 MeV nachweisen. Sie erfasste Teilchen aus jeder Richtung (omnidirektional). Auch die Auslesezyklen von 39.72 / 40.96 Sekunden entsprachen IMP-D.
Ein Weitwinkel Potentialanalysator maß die Energie von Elektronen und Ionen niedriger Energie. Ionen und Elektronen konnten von 1 bis 500 eV Energie bestimmt werden. Dabei gab es jeweils 15 Energiekanäle deren Intensitäten summiert wurden. Ein kompletter Messzyklus dauerte 80 Sekunden. Man hatte also den Messbereich gegenüber IMP-D um das Zehnfache zugunsten höherer Energien ausgedehnt.
Die Plasmaprobe war weitgehend identisch zu der von IMP-D. Ergänzend wurde bemerkt, das es 27 Energiekanäle gab. Die Messung eines Kanals dauerte jeweils 4.3 Sekunden. Das Experiment fiel relativ frühzeitig nach weniger als einem Jahr im Juli 1968 aus.
Das Magnetometer vom Goddard Space Zentrum hatte nun auch wie das Magnetometer vom Ames Zentrum mehrere Messbereiche. Es handelte sich um zwei. Einen von ±24 nT und den schon bei IMP-D vorhandenen Messbereich von ± 64 nT. Die Empfindlichkeit lag bei 0.094 beziehungsweise 0.25 nT. Das Eigenmagnetfeld der Sonde lag mit 0.125 nT allerdings höher als die Empfindlichkeit im kleinsten Messbereich. Eine Kompensation der Nullpunktsverschiebung erfolgte durch zyklisches Schwenken der Sensoren. Dieser Mechanismus versagte am 20.5.1969. Danach konnte der Nullpunkt nicht mehr festgestellt werden. Das Magnetometer arbeitete aber weiter bis zum Ende der Mission. Die Daten wurden alle 5.12 Sekunden ausgelesen. Der Frequenzbereich lag bei 0 bis 5 Hz.
Dieses Instrument war identisch zu dem an Bord von IMP-D. Es gab keine Modifikationen.
Dieses Experiment sollte die Ionisation, Geschwindigkeit und Einfaltsrichtung von Mikrometeoriten bestimmen. Dazu gab es befestigt an einem Metallfilm Ladungsmesser (Ionisation), Induktionsmesser (Bewegung des Films) und Mikrophone (Aufschlagsgeräusch). Das Instrument konnte jedoch kaum Mikrometeoriten nachweisen.
Die von der Mondoberfläche gestreuten Signale des 136.1 MHz UHF Senders wurden von einer 46 m Antenne bei Stanford aufgefangen. Sie erlaubten eine Aussage über die Oberflächenrauhigkeit der Mondoberfläche im Bereich der Wellenlänge von 2.2 m. Weiterhin konnte die Dieelektrizitätskonstante der obersten 25 cm des Mondbodens bestimmt werden. Durch die äquatornahe Bahn konnte nur ein Streifen von ± 10 Grad um den Mondäquator erfasst werden. Das Experiment wurde bis zum März 1971 betrieben.
Selenografische StudienDie Verfolgung der Bahn sollte Details über die Anomalien der Mondgravitation liefern. Da die Sonde den Mond äquatornah in relativ hoher Distanz umkreiste, konnte dieses Experiment wenig zu den Ergebnissen von Lunar Orbiter hinzufügen, die sich der Mondoberfläche teilweise auf 50 km und weniger näherten.
Am 19.7.1967, etwas mehr als ein Jahr nach dem Start von IMP-D startete IMP-E mit einer Delta E-1. Diese Sonde ist auch unter der Bezeichnung Explorer 35 bekannt. Da die Sonde nun etwa 10 kg schwerer war, gelangte sie auch in den richtigen Orbit und schwenkte am 21.7.1967 in eine Umlaufbahn von 800 × 7447 km Höhe bei -33 Grad Neigung ein. Bis zum 24.6.1973 arbeitete die Sonde problemlos. Es gab anders als bei IMP-D keine Probleme mit den Experimenten oder der Sonde. Lediglich die Plasmaprobe fiel nach einem Jahr aus und das Ames Magnetometer konnte nach 2 Jahren nicht mehr geeicht werden. Die Sonde arbeitete jedoch problemlos über 6 Jahre und wurde dann von der Erde aus abgeschaltet. Zu diesem Zeitpunkt waren die Apollo Missionen schon beendet. Die Sonde entdeckte, dass der Mond kein Magnetfeld hat, solare Strahlung direkt die Mondoberfläche ereicht von dieser zurückgestreut wird. Weiterhin wurde die Verformung des Sonnenwindes durch den Mond untersucht.
Die Abkürzung RAE steht für Radio Astronomy Explorer B. Wie der Name schon
sagt, gab es auch einen Vorgänger RAE A. Dieser wurde am 4.7.1968 in eine 5.968 km hohe Kreisbahn
um die Erde befördert und ist daher ein normaler Satellit. RAE B dagegen gelangte in eine
Mondumlaufbahn. RAE B hatte nicht die Aufgabe den Mond zu erforschen oder das interplanetare
Medium um den Mond wie es IMP-D und E sollten. Der Grund, warum man den Satelliten in einen
Mondorbit brachte war, der, dass man möglichst weit weg von der Erde sein wollte, da irdische
Radioemissionen die Messungen störten. Dies zeigten schon die Messungen von RAE-A, der trotz der
hohen Bahn von fast 6000 km Höhe durch irdische Radioemissionen beeinträchtigt wurde. So
entschloss man sich den zweiten Satelliten der Serie in eine Mondumlaufbahn zu bringen. Zumindest
auf der Rückseite konnte er ungestört kosmische Quellen untersuchen.
Der Satellit wog beim Start 330.2 kg, wovon 126.1 kg auf den Star 17A Feststoffantrieb entfielen. Davon waren 112.2 kg Treibstoff. Der 45 cm breite Feststoffmotor konnte die Geschwindigkeit der Sonde um 1167 m/s ändern. Der Feststoffantrieb war abtrennbar. Ohne ihn wog die Sonde noch 200 kg. Der Körper selbst war ein Zylinder von 92 cm Durchmesser und 79 cm Höhe. Daten wurden bei 400 MHz im UHF Band zur Erde gesandt. Es gab für die wichtigsten Daten, welche auf der Mondrückseite gewonnen wurden (Im Schatten der Erde, also ohne Beeinflussung durch irdische Radiostrahlung) zwei Bandrekorder. Zum Senden gab es zwei Sender: Einen mit niedriger Leistung für Realzeitdaten und einen zweiten mit hoher Leistung für das schnelle Übermitteln der gespeicherten Daten. Kommandos zur Sonde wurden im VHF Band bei 148 MHz übermittelt. Strom lieferten vier fest montierte Solarpanel. Die Lage wurde durch Flüssigkeitsdämpfer stabilisiert. Festgestellt wurde die Lage durch Horizontsensoren und Sonnensensoren. Die räumliche Ausrichtung konnte auf 1 Grad genau justiert werden. Für die Lageregelung gab es Kaltgasdüsen. Für Feinkorrekturen der Bahn gab es ein zweites System, welches Hydrazin katalytisch zersetzte.
Das Auffälligste an der Sonde waren aber die zwei je V förmigen Peitschenantennen, die der Sonde die Form eines überdimensionalen X gaben. Jede Antenne war 229 m von Spitze zu Spitze lang. Dazu kam in der Z Achse eine 37 m Antenne und das 129 m lange Flüssigkeitsdämpfungssystem. Damit war RAE das größte Objekt das je in einen Mondorbit gelangte und auch einer der größten je gestarteten Satelliten. In Flugkonfiguration lag die 37 m Antenne parallel zur Mondoberfläche. Der Pol einer der langen Antennen schaute zur Mondoberfläche und der zweite Pol von der Mondoberfläche fort. An Bord waren drei Experimente:
Dies waren Empfänger welchen den Frequenzbereich von 25 kHz bis 13.1 MHz in 32 Schritten
abtasteten. Jede Messung pro Frequenz dauerte 7.68 Sekunden. Es gab je einen Empfänger für die V
förmigen Antennen und einen dritten für die Antenne in der Z-Achse. Dieser fiel jedoch eine Woche
nach dem Start aus und lieferte danach keine brauchbaren Daten mehr. Ein Low-Pass Filter
begrenzte das Eingangssignal auf Werte unter 21.1 MHz. Jeder Kanal hatte eine Bandbreite von 20
kHz. Die Integrationszeit betrug 6 Millisekunden. 1280 Samples wurden so pro Messung
integriert.
Die Temperatur des Empfängers wurde mit einem Thermistor gemessen und mit der Telemetrie alle 19.7 Minuten übertragen. Ebenfalls alle 19.7 Minuten wurde für 1.28 Minuten kein Signal von der Antenne empfangen sondern der Empfänger zeichnete sein Eigenrauschen auf um Veränderungen der Signalqualität über lange Zeiträume erkennen zu können. Der Empfindlichkeitsbereich des Empfängers lag bei 60 dbi, durch eine Schaltung in zwei 30 dbi Bänder unterteilt. Die Quantifizierung der Wandlung Analog / Digital erlaubte es noch Änderungen von 0.3 dbi zu unterscheiden. Eine Sättigung der Empfänger zeigte sich vor allem in starken Weitbandsignalen. Die größten Probleme machten Kilometerwellen der Magnetosphäre bei Frequenzen von 200 bis 300 kHz. Es zeigte sich das der Empfänger BR1 hier um 6-10 dB unempfindlicher gegen diese Störungen als BR2 war. Dafür lieferten bei BR1 die Kanäle 4 (Bei 55 KHz.) und 12 (Bei 210 kHz) keine brauchbare Daten. Ein kleineres Problem war die thermische Bewegung der Antennen beim Übergang in den Mondschatten, die sich in Oszillationen alle 50 Minuten äußerte.
Die RV Empfänger waren sehr empfindlich für kurzzeitige
Antennengewinn und Bandbreitenänderungen. Je ein Empfänger war an der oberen und unteren V
Antenne angebracht. Die Antenne in Z Richtung verfügte über keinen Empfänger. Der Empfänger war
ein Radiometer und maß die Intensität in einem 40 kHz Band mit einer Zeitkonstante von 0.1
Sekunden. Verglichen wurde das Signal mit einem erzeugten Fehlersignal (Coarse Mode) oder dem
Eigenrauschen ohne Antenne (Fine Modus). Im letzten Modus dauerte ein Vergleich 0.5 Sekunden.
Die Empfänger arbeiteten in 9 Wellenlängen von 0.45 bis 9.18 MHz. In jedem Band wurde 15.4 Sekunden lang gemessen. Während dieser Zeit gab es 8 Coarse und 2 Fine Modus Messungen. Die erste der Coarse Modus Messungen war allerdings unzuverlässig, da sie direkt auf den Frequenzwechsel folgte und der Empfänger sich dann erst stabilisieren musste. Wie bei den Empfängern für Burst Signale wurde auch die Temperatur des Empfängers mit einem Thermistor gemessen und alle 19.7 Minuten mit der Telemetrie übertragen.
Dieses Experiment war verbunden mit der oberen V Antenne. Es ermittelte die während des Fluges die Konfirmation und checkte die Antenne in der frühen Phase des Fluges. Danach war die Impedanzprobe überflüssig.
RAE B startete am 10.6.1973 mit einer Delta
1913 Trägerrakete. Es war der einzige Einsatz dieser speziellen Version. Die normale Delta
1914 verwandte eine etwas stärkere Oberstufe (Star 37E Oberstufenmotor anstatt dem Star 37D der
Delta 1913). Nach einer Kurskorrektur am 11.6.1973 wurde am 15.6.1973 in größter Mondnähe der
Feststoffantrieb für 20 Sekunden lang gezündet und die Sonde gelangte in einen 1,334 × 1,123
Kilometer hohen um 61.3 Grad geneigten Orbit. Am, 18.6.1973 wurde der Feststoffmotor abgetrennt
und mit dem Lagekontrollsystem der Orbit feinjustiert. Der endgültige Orbit hatte dann einen
Abstand von 1.053 km × 1.064 km von der Oberfläche und eine Bahnneigung von 55.7 Grad zum
Mondäquator mit einer Umlaufszeit von 3.83 Stunden.
Am 20.6.1973 wurde die "kleine" 37 m Antenne entfaltet und die Sonde in eine Rotation von 4 Umdrehungen pro Minute gebracht. Drei Wochen später wurden die V Antennen zuerst auf 183 m entfaltet. Nach 16 Monaten wurden sie im November 1974 auf ihre volle Länge entfaltet. Die Sonde erfüllte ihre primäre Mission im Juni 1975 nach 2 Jahren Operationszeit. Der letzte Kontakt kam im August 1977 zustande.
RAE B beobachtete niederfrequente Radiostrahlung der Sonne und Jupiter, aber auch von galaktischen und extragalaktischen Objekten. Trotz Mondentfernung konnte die Sonde aber ein periodisches Signal orten, dass sich alle 24.8 Stunden (die Periode von der aus ein Punkt bestimmter geografischer Breite direkt gegenüber dem Mond liegt) und alle 29.5 Tage (Der Umlaufszeit des Mondes gegenüber der Sonne) wiederholte.
RAE B war 21 Jahre lang bis zum Start der Mondsonde Clementine die letzte Mondsonde der Amerikaner. Er war auch der erste Satellit der nach der letzten Mondladung von Apollo 17 im Dezember 1972 zum Mond startete.
Die beiden PFS Satelliten (PFS: Particle and Fields Satellite) waren identische
Satelliten, welche von den Apollo Missionen 15 und 16 in der Instrumentenbucht mitgeführt wurden
und von diesen im Mondorbit ausgesetzt wurden. Die Masse beider Satelliten war klein und lag im
Behälter bei 41 kg für PFS-1 (ausgesetzt von Apollo 15) und 38.4 kg bei PFS-2 (ausgesetzt von
Apollo 16). Nach dem Aussetzten (ohne Behälter) wogen beide Satelliten noch jeweils 36.3 kg. Mit
Auslegern hatte der Satellit eine maximale Ausdehnung von 1.5 m von Spitze zu Spitze. Die Länge
des Zentralkörpers jedes Satelliten betrug 79 cm und der Durchmesser des hexagonalen Prismas
betrug 36 cm. Die beiden Satelliten wurden von TRW für eine Gesamtsumme von 4.7 Millionen
Dollar
gebaut. Das entspricht etwa 1 % der Kosten einer Apollo Mission.
Der Satellit befand sich in zusammengefalteten Zustand senkrecht stehend in einem Behälter in der Instrumentenbucht. Wird diese geöffnet, so wird der Satellit entlassen und entfaltet seine drei Ausleger. Ein Ausleger trug das Magnetometer, die beiden anderen waren Ausgleichsgewichte um ein Taumeln zu verhindern. Beides geschieht durch Federn. Zuerst rotiert der Satellit mit 150 Umdrehungen pro Minute, nach Ausfahren der Ausleger noch mit 12 Umdrehungen pro Minute. Die Ausrichtung ist so gewählt, dass die Rotationsachse in der Ekliptik liegt. Der Satellit hat zur Stromversorgung Sonnenzellen auf dem Gehäuse sowie eine nicht wieder aufladbare 10 Ah Silberzinkbatterie aus elf Zellen. Die Sonnenzellen liefern 24 Watt Strom. Daten die der Satellit auf der Mondrückseite gewann wurden in einem Ringkernspeicher abgelegt und während 8 Minuten auf der Erde zugewandten Seite des Mondes übertragen. Gesteuert wurde der Satellit durch einen Kommandogeber (Sequenzer) und Bodenkommandos.
Zur Kommunikation gab es einen S Band Sender´. Die Satelliten hatten keinen Treibstoff zur Korrektur der Bahn. Man erwartete jedoch eine einjährige Lebensdauer im Mondorbit. Der Satellit PFS rotierte mit 15 Umdrehungen pro Minute um die eigene Achse, bei PFS-2 waren es 11.6 Umdrehungen pro Minute. Jeder Satellit hatte zwei Experimente an Bord. Dazu kam der S-Band Sender als drittes Experiment. Die Rotationsrate betrug beim Aussetzen 140 U/Min, sank nach Entfalten der Ausleger aber ab.
Ursprünglich waren die Satelliten für die Missionen Apollo 16 und Apollo 18 geplant. Nach Streichung der Apollo Missionen 18-20 wurden sie bei den Missionen Apollo 15+16 mitgeführt.
Die Messungen sollten ähnliche Instrumente der ALSEP-Stationen und des IMP-E Satelliten (Explorer 35) der sich damals ebenfalls im Mondorbit befand ergänzen.
Jeder Satellit sandte über den S-Band Sender Daten zur Erde. Zur besseren Vermessung von Gravitationsstörungen wurde jedoch auch der S Band Sender als Experiment benutzt. Dazu schickte man eine von einer Cäsium-Atomuhr gelieferte Frequenz von 2115 MHz zum Satelliten, der wandelte die Empfangsfrequenz mit einer Schaltung um, indem er sie mit dem Faktor 240/221 multiplizierte und sandte auf dieser Frequenz (2296.83 MHz) wieder zur Erde. Die Multiplikation erfolgte um Rückkopplungen zu vermeiden. Auf der Erde wurde das empfangene Signal wieder mit dem Faktor 221/240 multipliziert und die Frequenz bestimmt. Die Genauigkeit betrug 0.01 Hz, dies entsprach einer Geschwindigkeitsänderung der Sonde um 0.6 mm/s. Dadurch konnte man die Veränderung der Sondengeschwindigkeit durch Gravitationsanomalien gut bestimmen.
Zur Vermessung der Magnetfelder des Mondes hatte jeder Satellit zwei Magnetometer an Bord. Jeder Sensor befand sich an einem Ausleger. Ein Ausleger war parallel zur Rotationsachse angebracht. Er wurde alle 2 Sekunden abgefragt. Der zweite Sensor war senkrecht zur Rotationsachse angebracht. Er wurde jede Sekunde einmal abgefragt. Jeder Sensor hatte zwei Messbereiche von ± 50 nT und ± 200 nT. (Apollo 15 ± 100 nT) Auf der Mondrückseite wurde die Datenrate auf eine Messung alle 12 bzw. 24 Sekunden verringert. Die Empfindlichkeit des Magnetometers beträgt minimal 0.5 nT. Bei PFS-1 fiel das Magnetometer schon am 3.2.1972 aus.
Lunar Particle Shadows and Boundary LayerDieses Experiment bestand aus zwei Detektoren für energetische Teilchen: Elektronen und Protonen. Teilchen passierten zuerst einen Kollimator und zwei Detektoren aus Silizium nach einer Folie. Die Folie schirmte Teilchen mit kleiner Energie ab. Die Detektoren erfassten Elektronen in 6 Bereichen von 20, 40, 85, 155, 320 und 520 keV. Protonen wurden durch die Folie abgeschirmt und in 6 Bereichen von 340 bis 700 keV erfasst. Die Partikelteleskope befanden sich entlang der Rotationsachse der Sonde.
Ergänzt wurden die Partikelteleskope durch 4 elektrostatische Analysatoren senkrecht zur Rotationsachse. Diese erfassten nur Elektronen im Bereich von 0.53 - 0.68, 1.9 - 2.1 und 5.9 - 6.4 keV. Zwei Kanäle höherer Empfindlichkeit gab es bei 5.8 - 6.5 und 13.5 - 15.0 keV. Über die Rotation der Sonde wurden die Daten integriert mit Ausnahme des Kanals bei 13-15 keV. Er lieferte Daten jeweils eines 90 Grad Sektors rund um die Sonde.
Bei PFS-1 (Apollo 15) fiel das Experiment zwischen Oktober 1971 und Dezember 1971 wegen zu hoher Temperaturen aus. Ab dem Februar 1971 fielen die meisten Datenkanäle durch einen Elektronikausfall aus. Bei PFS-2 gab es keine Ausfälle während der Mission.
PFS-1 wurde am 4.8.1971 aus der Instrumentenbucht von Apollo 15 ausgestoßen. Die erste
Bahn lag bei 104 × 139 km Höhe und 28,8 Grad Neigung zum Mondäquator und damit höher als bei PFS-2.
Der Satellit konnte so auch länger arbeiten. Doch fiel am 4.2.1972 zuerst das Magnetometer aus,
dann gab es am 26.2 eine weitere Störung in der Elektronik. Dies führte zum Verlust der meisten
Datenkanäle im Februar 1972. Die übrigen wurden mit Unterbrechungen bis Juni 1972 betrieben, dann
mit geringerer Unterstützung bis zum 22. Januar 1973 abgefragt. Danach wurde die Bodenunterstützung
eingestellt. Die letzte angegebene Bahn stammt vom 1.9.1972. Damals befand sich der Satellit auf
einer Bahn von 52 × 186 km Mondferne.
PFS-2 wurde am 24.4.1972 aus der Ladebucht von Apollo 16 gestoßen. Er hatte dieselbe Bahn wie das Command Module. Sie lag 11 Grad zum Mondäquator geneigt und hatte eine Distanz von 90 - 130 km x 10,72 Grad zur Mondoberfläche. Ohne Kurskorrekturen fing der mondnächste Punkt aber bald abzusinken und am 24.5.1972 war er schon bei 12 km Höhe angekommen, einer Höhe in der PFS-2 schon mit den Spitzen der höchsten Mondberge kollidieren konnte. PFS-1 schlug schließlich nach 425 Umläufen am 29.5.1972 auf der Mondoberfläche auf. Mit einer Lebensdauer von 34 Tagen erreichte auch PFS-2 nicht die geplante Lebensdauer von einem Jahr. Man erkannte aber, dass man die Mascons, Anomalien der Gravitation des Mondes unterschätzt hatte. Dies kam zukünftigen Missionen zugute die nun mehr Treibstoff als geplant mitführten.
Zusammen mit den zum selben Zeitpunkt im Orbit befindlichen IMP-D sollen die Satelliten wichtige Teilchendaten und Magnetfelddaten geliefert haben. Letztere dürften aber nur die Obergrenze für Restmagnetisierungen präzisiert haben. Die genaue Präzisierung der Magnetfelder sollte erst 27 Jahre später Lunar Prospector mit einem fünfzigmal empfindlicheren Magnetometer gelingen.
| Sitemap | Kontakt | Neues | Impressum / Datenschutz | Hier werben / advert here | Buchshop | Bücher vom Autor | |