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Als man sich entschloss die Raumsonde Lunar Reconnaissance Orbiter mit einer Atlas V zu starten, anstatt einer Delta 2 gab es genügend freie Nutzlastkapazität, da eine Atlas V eine erheblich leistungsfähigere Rakete ist. Die NASA entschloss sich dies für ein Experiment auszunutzen: So entstand LCROSS (Lunar CRater Observation and Sensing Satellite).
Seit den neunziger Jahren gibt es eine Diskussion ob es nahe den Polen des Mondes Wasser geben könnte. Es gab verschiedene Indizien dafür und dagegen. Lunar Prospektor sollte dies klären, konnte aber letztendlich die Frage nicht klären, auch nicht als man ihn gezielt zum Einschlag in einer Gegend brachte in der man Wasser vermutet.
Entstehen könnte Wasser theoretisch durch Reduktion von Eisen(II)oxid durch Protonen des Sonnenwindes. Nahe des Poles kommt die Sonne bei tiefen Kratern nie über den Kraterrand, so dass der Boden Temperaturen aufweist bei den Wasser als Eis über geologische Zeiträume existieren könnte.
Wasser ist wenn man wirklich einmal den Mond besiedeln will, oder auch nur eine permanente Basis gründen will unerlässlich, daher ist die Frage ob es Wasser auf dem Mond gibt natürlich eine die beantwortet werden sollte wenn man an eine Basis auf dem Mond denkt. Die Alternative wäre das Wasser zum Mond zu transportieren - Man könnte dann aber mit einer Rakete von der Größe der Saturn V nur etwa 20 t zum Mond transportieren.
LCROSS wird nun die Centaur Oberstufe der Atlas Trägerrakete in einen Krater lenken und den Einschlag mit seinen Instrumenten beobachten, bevor er selbst einige Minuten später einschlägt. Beide Ereignisse will man von der Erde aus beobachten.
Möglich wurde dies durch den Wechsel der Trägerrakete für den LRO, zu dem man sich 2006 entschloss. Schon früher lenkte man gezielt die Saturn IVB Drittstufen auf den Mond um sie dort einschlagen zu lassen. Dies diente damals allerdings mehr zu Erforschung der inneren Struktur des Mondes: Die Oberstufen sollten Mondbeben auslösen welche mit den ALSEP Stationen die bei den Apollo Landeplätzen zurückgelassen wurden detektiert wurden.
Die LCROSS Raumsonde wird von Northrop-Grumman gebaut. Um Kosten zu
sparen wurden möglichst viele Systeme vom LRO übernommen, darunter auch die
Instrumente zur Beobachtung des Einschlags. Zeit und Kosten konnten
eingespart werden indem der ESPA Adapter zum Start von Sekundärnutzlasten der
Centaur zu einer Raumsonde umgebaut wurde. Diese Lösung machte auch
keinerlei Änderungen an dem LRO nötig.
Entwickelt wurde LCROSS aus dem ESPA-Ring, einem Adapter für Sekundärnutzlasten. Anstatt der Sekundärnutzlasten wurden an den Ring die Subsysteme der Raumsonde wie Antennen, Bordcomputer, Solarpaneele montiert. Das Antriebssystem wurde im Inneren des ESPA-Adapters untergebracht. Er hat einen Durchmesser von 2,60 m und eine Höhe von 2,0 m.
Die LCROSS Raumsonde wiegt 534 kg ohne Treibstoff, nominell 834 kg mit Treibstoff. Maximal 344 kg Hydrazin können mitgeführt werden. Der Tank für das Hydrazin stammt von dem des TDRS Satelliten ab und ist identisch zu dem im LRO verwendeten. Es gibt zwei Düsensets. Zum einen 2 Düsen mit jeweils 22 N Schub für Kurskorrekturen während die Centaur noch an der Raumsonde befestigt ist. Danach nutzt man 8 kleinere Düsen mit 4.45 N Schub für Feinkorrekturen. Die 10 Düsen sind in gegenüberliegenden Paaren angeordnet um eine Kurskorrektur in allen 3 Raumrichtungen zu ermöglichen. Bei der nominalen Mission wird für eine Geschwindigkeitsänderung um 194 m/s etwa 200 kg Hydrazin benötigt. Die Zuladung von 300 kg bietet eine Reserve von 50 %.
Die Temperaturkontrolle geschieht passiv durch C-förmige Heatpipes welche die inneren Equipmentbuchten mit den äußeren Radiatoren verbinden. Die Oberfläche ist mit Ausnahme der Radiatoren durch eine mehrlagige Isolationsfolie bedeckt um die Wärmeaufnahme zu minimieren. 3 Radiatorflächen werden zur Abgabe von Überschusswärme genutzt.
Die Stromversorgung besteht aus einem Solargenerator mit einer Leistung von 500 Watt, eine Stromumwandlung und Verteilungsanlage mit einer Maximalbelastung von 1 kW und einer 80 Ah Lithiumionen Batterie. Der Spitzenstrombedarf während des Betriebs beträgt 372 Watt, beim gleichzeitigen Aufladen der Batterie 450 Watt. Das Solararray wird mit Sensoren auf 10 Grad genau zur Sonne ausgerichtet und besteht aus Mehrschicht Solarzellen mit einem Wirkungsgrad von 28 %. Die Batterie kann die Stromversorgung für 2 Stunden garantieren und 15 Stunden bei 50 % Füllungsgrad wiederaufgeladen werden.
Das Lageregelungssystem besteht aus den gleichen Systemen wie beim LRO: Mehreren Star Tracker Kameras welche automatisch den Ort durch vergleich er Bilder mit einem Katalog heller Sterne ermitteln, einer minimierten Inertialplattform und 10 Sonnensensoren für Notfälle und die Grobausrichtung während der Kursphase (dem größten Teil der 86 Tage Mission). Die Sonde kann auf 10 Bogensekunden genau ausgerichtet werden, weit genauer als es für einen Einschlag notwendig wäre. Die Lageänderung erfolgt nur über die 8 kleineren Düsen, nicht wie sonst üblich durch Reaktionsschwungräder. Dies spart angesichts der kurzen Mission dieses System ein.
Die Kommunikation erfolgt durch zwei Mittelgewinn Hornantennen und zwei Niedriggewinnantennen die +/- 30 Grad auf die Erde ausgerichtet sind. Die Niedriggewinnantennen sind während dem größten Teil der Mission aktiv. Sie übertragen 40 Kbit/s zu den 34 m Antennen des Deep Space Networks. (DSN) Vor dem Einschlag werden die Mittelgewinnantennen die auf 20 Grad genau ausgerichtet sind aktiviert. Sie senden mit ihrem Gewinn von 12 db mit 1.5 MBit/s zu den 70 m Antennen des DSN. Einer der 3 DSN Komplexe hat immer Kontakt zu LCROSS. Als Kontrollstation dient der White Sand Complex WSC. Antennen und ein Teil der Mikrowellenverstärker stammen vom LRO.
De Bordcomputer auf Basis des RAD 750 Prozessors wurde vom LRO übernommen, genauso wie die Software von der wesentlichen einige Module entfernt werden mussten. Sie basiert im wesentlichen auf der Software entwickelt für den WMAP und EO-1. 70-80 % der Software wurde erneut verwendet.
| System | Masse |
|---|---|
| Nutzlast | 16 kg |
| Bordcomputer, Avionik | 21 kg |
| Lageregelungssystem | 14 kg |
| Stromversorgung | 53 kg |
| Telemetrie, Antennen | 12 kg |
| Kabel | 27 kg |
| Antriebssystem trocken | 63 kg |
| Struktur und Thermalkontrolle | 103 kg |
| ESPA Ring | 124 kg |
| ESPA / Centaur Adapter | 91 kg |
| Gesamttrockenmasse | 534 kg |
| Treibstoff: Hydrazin | 300 kg |
| Reservebudget | 166 kg |
| Maximale Gesamtstartmasse | 1000 kg |
| Reale Startmasse: | 834 kg |
| Centaur mit Adapter: | 2.305 kg |
InstrumenteKamera im visuellen und Nahen Infrarot. Dafür werden CCD Chips mit der europäischen PAL Auflösung verwendet. Die PAL Auflösung von 752 x 582 Pixel hat den Vorteil , dass die Pixel quadratischer sind als im NTSC Format. Allerdings wird das Format inzwischen auch bei US-DVD verwendet und dort als NTSC bezeichnet, obwohl das Seitenverhältnis 3:2 und nicht 4:3 ist. Die NIR Kamera verwendet erprobte GaAs Detektoren. Die Kamera im visuellen Bereich wiegt 0.1 kg, benötigt 2.4 Watt an Strom und hat eine Datenrate von 219 KBit/s. Sie hat eine Zentralwellenlänge von 0.65 µm. Die Auflösung beträgt 15 Minuten vor dem Einschlag bei 200 m und 1 Minute vor dem Einschlag 10 m. Es handelt sich um eine "ruggedized" (robuste) kommerzielle Videokamera.
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Brennweite | 12 mm |
| Durchmesser | 10 mm |
| F/D | 1,2 |
| Blickfeld. | 30,1 x 22,8 Grad |
| aktive Pixel: | 720 x 486 |
| Gesamtpixel | 752 x 582 |
| Format | 24 Bit RGB, 8 Bits pro Farbe |
| Bildwiederholrate | 30 fps |
Es gibt dann zwei Nah-infrarotkameras NIR 1 und NIR 2. Bedie sind identisch, nur hat NIR 1 einen Langwellenfilter der nur Licht oberhalb 1,4 µm Wellenlänge durchlässt. Der InGaAs-Sensor wird aktiv gekühlt um die Infrarotempfindlichkeit zu erhöhen. Beide NIR-Kameras sind parallel zur Videokamera montiert und bilden dasselbe Gebiet ab.
Beide Kameras zusammen wiegen 0.75 kg, haben einen Stromverbrauch von 4.8 Watt und werden mit einer Datenrate von 46 KBit/s ausgelesen. Durch die niedrigere Auflösung der Chips beträgt die Auflösung 400 m eine Viertelstunde pro dem Aufschlag und 20 m eine Minute vor dem Einschlag.
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Brennweite | 25 mm |
| Durchmesser | 18 mm |
| F/D | 1,4 |
| Blickfeld. | 28,7 x 21,4 Grad |
| aktive Pixel: | 320 x 240 |
| Spektralbereich | 0,9 - 1,6 µm |
Zwei Kameras für das mittlere Infrarot sind empfindlich bei 7 und 12 Mikrometer Wellenlänge. Sie wiegen zusammen 2.5 kg und brauchen 6.4 Watt an Strom. Die Datenrate beträgt 88 KBit/s. 15 Minuten vor dem Einschlag beträgt die Auflösung 600 m, 1 Minute vorher 40 m. Sie verwenden Siliziumdetektoren und Vanadiumoxid-Mikrobolometer in Arrayform.
| Parameter | Wert MIR 1 | Wert MIR 2 |
|---|---|---|
| Brennweite | 30 mm | 30 mm |
| Durchmesser | 14 mm | 14 mm |
| F/D | 1,6 | 1,6 |
| Blickfeld. | 15 x 11 Grad | 15 x 11 Grad |
| aktive Pixel: | 164 x 128 | 164 x 128 |
| Digitalisierung: | 14 Bits/Pxiel | 14 Bits/Pxiel |
| Spektralbereich | 6-13,5 µm | 6-10 µm |
| Typ | Vanadiumoxidmikrobolometer | Thermovision Microbolometer |
Die Visuelle Kamera liefert 0.5 Bilder pro Sekunde, die NIR Kameras 1 Bild pro Sekunde und die Kameras für mittlere Infrarot alle 0.1 Sekunden ein Bild.
Weiterhin gibt es drei Spektrometer. Ein Spektrometer im sichtbaren Bereich. Es ist empfindlich zwischen 270 und 650 nm Wellenlänge bei einer Auflösung von 9 nm. Es wiegt 1.5 kg, braucht 0.5 Watt am Strom und eine Datenrate von 200 KBit/s. 1 mal pro Sekunde liefert sie ein Spektrum. Das Spektrometer soll vor allem die Spektralbanden von OH- bei 308 nm und H2O+ bei 619 nm Wellenlänge untersuchen.
Zwei Spektrometer sind im Infraroten Bereich zwischen 1.2 und 2.4 Mikrometern empfindlich Auch sie liefern ein Spektrum pro Sekunde. Die Datenrate beträgt 1.2 KBit/s. die Auflösung beträgt 9-36 nm. Alle Spektrometer haben ein Gesichtsfeld von 6 Grad. Die Spektrometer wiegen 5.0 kg und brauchen 1.2 Watt an Strom. Die Spektrometer bestehen aus Fiberglas Lichtwellenleiter welche das Licht von zwei Teleskopen zu den Gittern zur Aufspaltung der Spektren leiten. Eines schaut direkt auf den Impaktpunkt, ein zweites auf den Horizont wo der Auswurf von dem Sonnenlicht beleuchtet wird.
| Parameter | Wert VSP | Wert NSP 1/2 2 |
|---|---|---|
| Brennweite | 102,4 mm | |
| Durchmesser | 25,4 mm | |
| F/D | 4,0 | |
| Blickfeld. | 1x 0,025 Grad | |
| aktive Pixel: | 1044 x 64 | |
| Digitalisierung: | 16 Bits/Pxiel | |
| Spektralbereich | 263 - 650 nm | 1200 - 2400 nm |
| Auflsöung | 0,38 nm | λ/Δλ > 100 |
Zuletzt gibt es noch ein Photometer welches zwischen 0.4 und 0.8 µm die Helligkeit der Einschlagstelle 1000 mal pro Sekunde misst. Es wiegt 0.5 kg und hat ein Gesichtsfeld von 6 Grad. Die Datenrate beträgt 0.3 KBit/s.
Die Mission wurde sehr schnell als Möglichkeit erkannt und genehmigt: Am
10.1.2006 gab es den Vorschlag und schon 3 Monate später das offizielle Okay
am 10.4.2006. Genauso schnell muss der Satellit gebaut werden, denn das
voraussichtliche Startdatum zu diesem Zeitpunkt war der 31.10.2008. Kosten
darf LCROSS nicht mehr als 80 Millionen US-$ und schwerer als 1000 kg darf
er ebenfalls nicht sein, da der LRO im Laufe der Zeit immer schwerer wurde
(Erste Planungen gingen von 1000 kg aus, im Januar 2007 war man schon bei
1846 kg angekommen).
Nach dem Start zusammen mit dem LRO wird dieser zuerst abgetrennt und schlägt seinen eigenen Kurs ein. Der LCROSS bleibt mit der Centaur Oberstufe verbunden. Nun zündet die Centaur erneut und ändert ihren Kurs um 70 m/s und bringt sich auf einen Vorbeiflugkurs zum Mond. Die Centaur entlässt zuerst ihren Resttreibstoff um eine Explosion der Tanks zu vermeiden. Es schließt sich eine erste Kurskorrektur an um LCROSS auf einen anderen Kurs als LRO zu bringen. Weitere Kurskorrekturmanöver können folgen. Insgesamt drei sind bis zum 5.ten Tag angesetzt. Am 5.ten Tag passiert die Sonde den Mond und wird auf eine neue Bahn durch dessen Schwerkraft gebracht. Die neue Bahn hat eine Umlaufszeit von 40 Tagen und wird zweimal durchlaufen.
Diese Bahn führt die Sonde nach 81 Tagen erneut zum Mond. Die 81 Tage Bahn ist notwendig um zum einen die Raumsonde durchzuchecken und die Experimente in Betrieb zu nehmen. Zum anderen braucht man bei der gut isolierten Centaur einige Zeit um den Resttreibstoff zu verdampfen. Es gilt schließlich kleinste Wassermengen zu detektieren, und da ist es von Nachtweil wenn der Raketentreibstoff größere Mengen an Wasserstoff enthält. Weiterhin führt der Vorbeiflug am Mon zu einer sehr stark zur Mondbahn geneigten Erdumlaufbahn, die einen Einschlag unter steilem Winkel nahe der Pole erst möglich macht.
Sieben Stunden vor dem Einschlag wird die Centaur Oberstufe abgetrennt, gefolgt von einem Bremsmanöver der Raumsonde 30 Minuten später. Dies reduziert deren Geschwindigkeit um 53 m/s und führt dazu, dass sie 15 Minuten nach der Centaur einschlägt.
Die 10 m lange und 3 m breite Centaur Oberstufe schlägt im 75 Grad Winkel, also recht steil im Shekleton Krater bei 89.5 Grad Süd, 0 Grad West ein. Dies ist ein Krater bei dem Eis an dessen Grund vermutet wird. Das Einschlagsgebiet kann noch variieren, es muss jedoch sowohl von dem LRO (der 4 Tage nach dem Start in eine Mondumlaufbahn einschwenkt) wie auch LCROSS gut beobachtet werden kann, wie auch erdgebundene Beobachtungen des Auswurfmateriales ermöglicht. Es kann auch sein, dass man es auf den Nordpol verlegt. (Dies hängt auch davon ab wann der Start erfolgt, welcher Pol zum Einschlagspunkt besser beobachtbar ist. Das Zielgebiet kann auf 3 km genau eingegrenzt werden.
Die NASA ruft auch Amateure zur Beobachtung auf. Der Einschlag der Centaur sollte mit Amateurteleskopen beobachtbar sein. Da aber selbst bei optimistischer Schätzung mehr als 100 mal mehr Gestein als Eis ausgeworfen wird braucht man zum Detektieren der IR Spektren ein Teleskop der 8-10 m Klasse. Die Emissionslinien des OH Radikals welches dann durch die solare UV Strahlung entsteht kann man etwa später mit einem 3.6 m Teleskop gut nachweisen. Die NASA wird versuchen möglichst viele Observatorien am Boden zu gewinnen und Satelliten für die Beobachtung hinzuziehen wie das Hubble Space Teleskope, SWAS, den Galaxy Exploration Explorer und FUSE. Auf die Beteiligung von Indien und Japan mit ihren Raumsonden hofft man.
Fünfzehn Minuten vor dem Einschlag der Raumsonde schlägt die 2000 kg schwere Centaur SEC Oberstufe mit 2.5 km/s unter einem 75 Grad Winkel ein. Sie erzeugt einen 28 m breiten und 5 m großen Krater. Innerhalb von 10 Minuten ist die Wolke 10 km breit und die UV Strahlung der Sonne ionisiert das Wasser. Etwa eine Stunde lang ist die Wolke von der Erde aus beobachtbar und hat sich auf 100 km Breite vergrößert.
Fünfzehn Minuten nach dem Aufschlag der Centaur schlägt die Raumsonde mit einer geschätzten Restmasse von 634-700 kg dann selbst auf und erzeugt einen 18 m breiten und 3.5 m tiefen Krater. Die Gesamtmenge des Auswurfmaterials füllt 10 Shuttle Nutzlastbuchten. Beim Centaur Einschlag soll eine Spitzenhöhe von 60 km erreicht werden. Gegenüber dem Lunar Prospektor Einschlag ist vor allem hervorzuheben, dass durch den spitzen Winkel und die größere Masse die Chance für einen detektierbaren Auswurf viel größer sind. Bei der Raumsonde selbst gibt es auch einen Lichtblitz durch die bei den hohen Temperaturen entstehende thermische Spaltung des Resthydrazins in Stickstoff, Wasserstoff und Ammoniak. Ein solcher Lichtblitz war auch beim SMART-1 Aufschlag detektierbar.
Beim nominellen Start am 31.10.2008 sollte die Sonde im Februar 2009 einschlagen. Die besten Beobachtungsmöglichkeiten gibt es dann in Nord- und Südamerika und auf Hawaii. Da der Start gemeinsam mit dem Mondsatelliten LRO erfolgte und dieser sich mehrfach verzögerte fand schließlich der Start am 18.6.2009 statt. Der Aufschlag ist für den 8.10.2009 geplant mir einem Fehler von rund 1 Tag (7-9. Oktober). Die folgenden Kurskorrekturen werden diesen Zeitpunkt noch genauer festlegen.
LRO und LCROSS landeten zuerst in einem 194 x 353.700 km x 28.2 Grad lunar Transfer Orbit. Danach entließ die Centaur noch ihre Treibstoffreste und es resultierte für sie und LCROSS ein 133 x 348.640 km x 28.0 Grad Orbit. Er führte die LCROSS am 23.6.2009 bis auf 3270 km an den Mond heran, welcher durch seine Gravitationskraft das Gespann in einen 357.000 x 582.000 km x 45 Grad Orbit (LGALRO - Lunar Gravity Assist Lunar Return Orbit) umlenkte. Dreimal durchläuft LCROSS nun das Apogäum am 10.7, 16.8 und 22.9 und sollte dann am 9.10.2009 um 1:29 UTC einschlagen.
Eine Fehlfunktion des Navigationssystems am 22.8.2009 brachte LCROSS in beträchtliche Schwierigkeiten. Die Raumsonde versuchte einen vermeidlichen Fehler bei Ausrichtung durch exzessives Feuern der Lageregelungstriebwerke auszugleichen und verbrauchte dabei einen beträchtlichen Teil ihrer Triebstoffvorräte. Der Rest reichte allerdings noch zur Erfüllung der Mission. Nach dem erneuten Booten des Navigationssystems verblieb die Raumsonde über zwei Wochen in einem Modus in dem sie besonders überwacht wurde und mehr Bodenunterstützung bekam. Der Fehler trat aber nicht mehr auf.
Am 28.9.2009 wurde das letzte Korrekturmanöver ausgeführt und der Impaktkrater leicht von Cabeus A auf den Hauptkrater Cabeus gewechselt. 12 Stunden vor dem Einschlag fand dann in 480.096 km Entfernung bei einer Geschwindigkeit von 1,2 km/s (relativ zum Mond) die Abtrennung der Centaur statt. Eine halbe Stunde später bremste LCROSS über 4 Minuten lang sich selbst ab und verringerte seine Geschwindigkeit, so dass er 11 Stunden später eine Distanz von 600 km zur Centaur aufweisen wird. Dies reicht aus um den Mond 4 Minuten später zu erreichen. Da weniger Treibstoff vorhanden war wurde später nur eine Differenz von 2 Minuten erreicht.
50 Minuten vor dem Einschlug begann die Aktivierung der Instrumente und
LCROSS übertrug die Daten mit 1,5 MBit/s zur Erde. Auf der Erde verfolgten den
Einschlag auch zahlreiche Observatorien. Er schlug am 9.10.2009 auf.
Der Einschlag verlief auch wie erwartet. Begleitet von Applaus im Kontrollzentrum (warum eigentlich?), bislang gibt es aber weder von den erdgebundenen Beobachtungen noch von den Auswertungen der LCROSS Daten eine Bestätigung, dass der Mond Wasser in tiefen Kratern enthält. Verschiedene erdgebundene Beobachtungen mit Radar, die es auch erlauben in die Krater zu sehen machen dies auch zunehmend unwahrscheinlicher. Diese Untersuchungen ergaben bislang keinen Hinweis auf Wasser.
So war die Überraschung groß, als die NASA bei einer Pressekonferenz am 13.11.2009 verkündete, dass anders als die Observationen von der Erde aus das IR-Spektrometer von LCROSS doch Spuren von Wasserdampf in dem Spektrum erkennen konnte und das IR-Spektrometer auch das OH-Radikal nachweisen konnte.
Was nun noch fehlt ist eine Veröffentlichung in einem wissenschaftlichen Fachblatt (die NASA hat auch schon Marsbakterien bei Pressekonferenzen angekündigt) und eine Präzisierung der Menge an Wasser.
Diese wurde ein Jahr später in einem präziseren Papier nachgeliefert. Demnach bestand das Auswurfmaterial zu 5,6% aus Wasser, etwa doppelt so viel wie im Wüstensand der Sahara chemisch gebunden ist. Die Temperatur betrug vor dem Einschlag -233°C. Im Auswurfmaterial wurden auch Kohlenmonoxid, Quecksilber, Silber, Kohlenwasserstoffe, Calcium und Magnesium gefunden. Der Einschlag hat die Aufschlagstelle von etwa 25 bis 30 m Durchmesser auf 700°C erhitzt. Als nach zwei Stunden der LRO das Ziel erneut passierte betrug die Temperatur immer noch -173°C. In dem rund 10 km durchmessenden Krater sollte sich so 3,8 Milliarden Liter Wasser befinden.
Noch mehr jubelte die NASA über die Entdeckung von Wasserstoff im Auswurfmaterial. So müsste man das Wasser nicht spalten um den Wasserstoff zu gewinnen. Doch es ruft genauso wie der Fund von Kohlenwasserstoffen die Kritiker auf den Plan: Wasserstoff kann auch bei -233°C entkommen, er ist erst bei -253°C flüssig. Kohlenwasserstoffe sollten überhaupt nicht vorkommen. Selbst wenn sie aus Kometen stammen sollten, würden sie beim Aufschlag zerstört und sollten mit dem Gestein reagieren. Kohlenwasserstoffe und Wasserstoff finden sich aber in der Rakete z.B. der Isolierung, selbst wenn die Gase vollständig entlüftet wurden. Wurde also nur die Stufe selbst chemisch analysiert? Könnte das Silber und Quecksilber aus der Elektronik stammen?
https://www.nasa.gov/pdf/372589main_LCROSS_UpdatedFS0715609.pdf
Lang Zeit gab es von mir nur ein Buch über Raumsonden: die beiden Mars-Raumsonden des Jahres 2011, Phobos Grunt und dem Mars Science Laboratory. Während die russische Raumsonde mittlerweile auf dem Grund des Pazifiks ruht, hat für Curiosity die Mission erst bekommen. Das Buch informiert über die Projektgeschichte, den technischen Aufbau der Sonden und ihrer Experimente, die geplante Mission und Zielsetzungen. Die Mission von Curiosity ist bis nach der Landung (Sol 10) dokumentiert. Einsteiger profitieren von Kapiteln, welche die bisherige Marsforschung skizzieren, die Funktionsweise der Instrumente erklären aber auch die Frage erläutern wie wahrscheinlich Leben auf dem Mars ist.
2018 wurde dies durch zwei Lexika, im Stille der schon existierenden Bücher über Trägerraketen ergänzt. Jedes Raumsonden Programm wird auf durchschnittlich sechs bis acht Seiten vorgestellt, ergänzt durch eine Tabelle mit den wichtigsten zeitlichen und technischen Daten und Fotos der Raumsonde, bzw., Fotos die sie aufgenommen hat. Ich habe weil es in einen band nicht rein geht eine Trennung im Jahr 1990 gemacht. Alle Programme vorher gibt es in Band 1. Die folgenden ab 1990 gestarteten dann in Band 2. In Band 2 ist ein Raumsonden Programm meist eine Einzelsonde (Ausnahme MER). In Band 1 dagegen ein Vorhaben das damals zumeist aus Doppelstarts bestand, oft auch mehr wie z.B. neun Ranger oder sieben Surveyor. Beide Bänder sind etwa 400 Seiten stark. In Band 1 gibt es noch eine gemeinsame Einführung für beide Bände über Himmelsmechanik und Technik der Instrumente. Beide Bände haben einen Anhang mit Startlisten, Kosten von Raumsonden und Erfolgsstatistiken. Band 2 hatte Redaktionsschluss im Januar 2018 und enthält die für 2018 geplanten Missionen über die es genügend Daten gab.
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