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Im August 1993 scheiterte der Einschuss des Mars Observers (MO) in seine Mars Umlaufbahn. Dies traf die NASA wie ein Schock. Seit 1967 war keine Planetensonde mehr bei ihrem Ziel verloren gegangen. Noch dazu war es das erste größere Projekt seit mehr als einem Jahrzehnt, das verloren ging. Heute ist der Mars Observer weitgehend vergessen. Dieser Artikel beschäftigt sich mit dem Raumschiff und seiner Mission
Schon
während der Viking Ära wurde erwogen eine Nachfolgemission
zu planen. Alle Raumsonden der Amerikaner hatten bisher vornehmlich den fernerkundlich
erforscht. Der Schwerpunkt lag auf einer Fotografie, ergänzt durch Temperatur und
Spurengasmessungen. Was fehlte war eine genauere geochemische Charakterisierung
sowie eine klimatische Untersuchung.
Der erste Ansatzpunkt war 1977 eine modifizierte Version des Pioneer Venus Orbiters. (Bild links) Der Aeronomie/ Geologie Orbiter hätte eine Periapsis von nur 100 km gehabt und hätte Atmosphäre Analysen in der Hochatmosphäre und Ionosphäre durchgeführt. Dazu käme als Sekundärziele Oberflächenerkundung und Gravitationsmessungen. Obgleich es sich um ein sehr bescheidenes Vorhaben handelte, bei dem man die schon preiswerte Pioneer Sonde wieder verwendet worden wäre, kam es nicht dazu.
1980 kam der Vorschlag in der NASA auf, einen "Mars Gechemical Orbiter" zu bauen (MGO). Etwa zur selben Zeit kamen in Europa auf einen Mars Orbiter auf Basis des GEOS Satelliten zu bauen. Analog ging man schon bei der Raumsonde Giotto vor. Dieser Mars Polar Orbiter (MPO) erhielt sogar schon einen Namen: Kepler. Doch auch hier wurde das Projekt in einem frühen Stadium eingestellt. Die Mittel wurden für den Infrarotsatelliten ISO benötigt. Daraufhin untersuchte man in den USA den Plan eines MPO.
In Amerika mutierte der MGO zum MGCO (Mars Geochemical Orbiter), indem MPO und MGO als Projekte zusammengelegt wurden. Er bekam 1983 zusammen mit dem Venus Radar Mapper den Status eines neuen Projektes zur Planetenerkundung. Aus dem Venus RADAR Mapper (VRM) wurde später die Raumsonde Magellan.
Am
1.2.1984 kam mit einer Erstfinanzierung von 16 Millionen Dollar für das Haushaltsjahr
1985 der Startschuss für den Mars Observer. Damals ging man noch von einem Start
1990 mit dem Shuttle aus. Dieser hätte zuerst
nur eine Erdumlaufbahn erreicht. Zum Mars beförderte die TOS Oberstufe die Raumsonde.
Die TOS ist eine vereinfachte Version der ersten Stufe der IUS Oberstufe. Diese
Stufe wurde im Space Shuttle und bei der Titan 34D eingesetzt. Geplant war ein polarer
Orbit von 360 km Höhe und eine Missionsdauer von 687 Tagen. Dies entspricht einem
Marsjahr.
Es wurde zuerst erwogen einen Kommunikationssatelliten vom Typ Hughes HS-376 umzurüsten. Dieser wäre drallstabilisiert gewesen und hätte eine Startmasse von 1920 kg gehabt. Von TRW kam der Vorschlag einen Fleetsatcom Satelliten und von RCA einen DMSP Wettersatelliten umzurüsten. Es wurde schließlich beschlossen einen komplett neuen Satelliten zu entwickeln. 1984 ging man noch von einer Startmasse von 2130 kg aus. Der ursprüngliche Plan zwei Orbiter zu bauen und den zweiten in einer elliptischen Bahn zu belassen, um die beiden Marsmonde Deimos und Phobos zu erkunden wurde später fallen gelassen.
Begonnen wurde 1985 mit dem Bau. Bis zum 7.4.1986 gab es 33 Vorschläge für Experimente. Von diesen wurden bis Ende 1986 sieben ausgewählt. Ein achtes Experiment sollte mitgeführt werden, wenn die Startmasse es erlaubte. Primärkontraktor für die Sonde wurde Martin Marietta Aerospace.
Mars Observer ging als Projekt relativ glatt über die Bühne. Das war in der Reagan Administration schon ungewöhnlich. Zu Beginn der Amtszeit von Reagan sollte die schon zu 90 % fertige Galileo Sonde gestrichen werden. Auch das mit dem MO aufgelegte Schwesterprojekt VRM war nur zu halten, weil die Venussonde aus verschiedensten Altsonden zusammengebaut wurde und nur ein einziges Experiment mitführte.
Trotzdem war das Projekt nicht von Rückschlägen gefeit. Nach Kürzungen in den Jahren 1987/88 um 52 bzw. 40 Mill. USD war der ursprüngliche Start im Jahre 1990 nicht zu halten und wurde auf 1992 verlegt. Der Start mit dem Space Shuttle war nach der Challenger Katastrophe ebenfalls in Gefahr. Zwar war für den Start des MO eine Oberstufe geplant die auch nach der Challenger Katastrophe zugelassen war, so dass man nicht wie bei Galileo den Flugplan ändern musste. Aber dafür war der Flugplan im Jahre 1990 voll mit Sondenstarts: Galileo und Ulysses zu Jupiter, Magellan zur Venus. Gleichzeitig wurde der Mars Observer teurer, wie bei jedem Projekt das sich verzögerte. Ursprünglich sollte die Mars Observer Mission 252 Millionen USD kosten, doch stiegen seine Kosten langsam aber sicher auf 479 Millionen USD an.
Die NASA entschied bei Martin-Marietta eine Titan 3 Commercial zu kaufen und so vom Shuttle unabhängig zu werden. Ein Vertrag wurde 1989 unterzeichnet, gleichzeitig erging an OSC ein Auftrag über 100.000 USD zur Modifikation der TOS Oberstufe. Durch den Wechsel und die Verzögerungen im Zeitplan stiegen die Kosten für 1991 um 10 Mill. USD und 1992 um 25 Mill. USD an. Auch die Instrumente waren im Verzug. Am 1.6.1991 sollten diese in den Orbiter integriert werden. Doch die meisten Instrumente wurden erst im Juli/August, das GRS erst im Oktober beim JPL angeliefert. Doch diese Verzögerungen konnten wieder aufgeholt werden.
Der MO sollte aus einer 361 km hohen kreisförmigen Bahn mindestens 687 Tage lang den Mars untersuchen. Geklärt werden sollten klimatologische und geochemische Fragestellungen. Dazu kamen noch 3 Monate in verschiedenen elliptischen Bahnen, in denen man vor allem niedrig auflösende Bilder mit der MOC gewinnen wollte, da diese sonst ein sehr kleines Blickfeld hatte. In dieser Bahn hätte der MO auch die Monde Deimos und Phobos fotografieren können. Man war sich aber relativ sicher, dass der Orbiter über diese Zeit hinaus bis 1996 betrieben werden könnte.
Der MO war als erstes amerikanisches Raumfahrzeug auch dazu bestimmt Daten einer russischen Mission, Mars 94 aufzufangen und zur Erde weiterzuleiten. Auch diese Komponente bestimmte den Zeitplan des Projektes.
Der
Mars Observer (MO) ist ein 2.2 × 1.6 × 1.1 m großer Satellit. Auf einer der 2.2
× 1.6 m großen Seite sind die 7 Experimente untergebracht, auf der Rückseite der
Antrieb.
Der Antrieb besteht aus 4 Haupttriebwerken mit je 490 N Schub. Sie arbeiten mit den Treibstoffen Monomethylhydrazin / Stickstofftetroxid. Vier kleinere 22 N Düsen sind für kleinere Orbitmanöver gedacht. Noch feinere Änderungen erlauben 8 Triebwerke mit 4.9 N. Zur räumlichen Lageausrichtung dienen schließlich 8 kleine 0.9 N Düsen. Der Treibstoff machte mit einem Gesamtgewicht von 1346 kg den größten Teil der Masse aus. Der MO selbst wog leer nur 1060 kg, dazu kamen die Experimente von 156 kg Gewicht. Zusammen betrug die Startmasse dann 2573 kg. Ursprünglich war eine Treibstoffzuladung von 1440 kg vorgesehen, doch Gewichtssteigerungen während der Entwicklung führten dazu, dass man den Treibstoffvorrat reduzieren musste.
Diese fein dosierte Abstufung der Düsen ist vor allem für die genaue Ausrichtung der Instrumente nötig. Diese beträgt normalerweise 10 mrad, kann aber für 12 Sekunden auf 3 mrad und für 0.5 Sekunden auf 1 mrad gesteigert werden. Dies ist nötig für die hochauflösende Kamera, damit diese keine verwackelten Bilder erzeugt. Die Lage wird festgestellt durch einen Star Mapper, Sonnen- und Mars Horizont Sensoren, Beschleunigungsmesser und Gyroskope.
An einem Ausleger ist das aus 6 Teilen bestehende Solarpanel befestigt. Es hat Abmessungen von 3.7 × 7 m und liefert beim Mars 1130 Watt Energie. Zum Abpuffern von Zeiten in denen es nicht beschienen ist dienen zwei Nickel-Cadmium Batterien mit 42 Ah Kapazität.
Jeweils ein weiterer Ausleger ist für die Experimente GRS und MAG/Er nötig. Diese haben eine Länge von 5.8 m. Die Hochgewinnantenne von 1.45 m Durchmesser ist mit einem 44 Watt Sender ausgestattet und befindet sich an einem drehbaren 5.3 m langen Ausleger. Mit einer Datenrate von 85.3 KBaud kann er fünfmal mehr Informationen als die Viking Orbiter senden. Man erwartete pro Tag etwa 120 MByte Informationen vom Mars. Die Datenrate von der Erde betrug 12.5 Kommandos/sec (max. 500 Baud). Es konnten 2000 Kommandos zwischengespeichert werden. Für Daten gab es drei Bandrekorder mit einer Kapazität von jeweils 1.38 Gigabit. Neben dem Hauptsender der im X Band arbeitet, gab es noch 3 Niedriggewinnantennen im S Band. Kommunikation war vornehmlich über die 34 m Antennen des DSN vorgesehen, da die großen 70 m Antennen von Galileo und Voyager benötigt wurden.
Der Hauptcomputer basiert auf dem 1750A MIL-STD 16 Bit Prozessor mit 128 KByte RAM und 20 K PROM. Die Experimente hatten jeweils noch eigene Rechner zur Steuerung und Datenerfassung. So war der SA3300 Mikroprozessor der MOC Kamera besser mit Speicher ausgestattet als der Hauptrechner. Ein 80C86 Prozessor wurde im Laser Altimeter, Magnetometer und im TES verwendet. Hier ergänzt durch einen Signalprozessor von Texas Instruments mit 600 KByte RAM.
Der Orbiter verwendet schon entwickelte Systeme. Das Kommunikationssystem stammt von dem Satelliten Satcom K von RCA. Das elektronische Subsysteme von den DMSP Wettersatelliten. Die Temperaturregelung erfolgt durch Bemalung in reflektierender Farbe, Isolierung, blankpolierte Radiatoren an Experimenten und aktive Heizelemente im inneren.
Der Mars Observer trug folgende 8 Instrumente in einem Gesamtgewicht von 156 kg. Diese konsumierten insgesamt 148 Watt Strom. Sie befanden sich an einer Bucht der Raumsonde, welche ständig auf die Planetenoberfläche ausgerichtet war. Ein 80C86 Prozessor kontrollierte die Instrumente und stellte die Verbindung zum Bordcomputer der Sonde her.
Dieses
Instrument war das Filetstück der Nutzlast: Eine hochauflösende Kamera die Bilder
machen sollte wie man sie auf der Erde nur von militärischen Satelliten kannte.
Die MOC bestand aus zwei Systemen. Einer Weitwinkelkamera für tägliche Übersichtsaufnahmen
des Mars. Hier sollte der MO also praktisch ein Wettersatellit sein. Die Weitwinkelkamera
hat eine Auflösung von 250 m direkt unter dem Planeten, diese stieg bis zum Horizont
durch die perspektivische Verzerrung auf 2 km an. Diese Kamera hat 11.4 mm Brennweite,
bei einer Öffnung von f/6.3 und einem Blickwinkel von 140°. Es gibt zwei identische
Kameras, die eine ist im roten (580-620 nm) und die andere im blauen Spektralbereich
(400-450 nm) empfindlich. Diese Kamera soll jeden Tag den Mars komplett fotographisch
erfassen mit einer Auflösung von mind. 7.5 km/Pixel (durch Zusammenfassen von Pixels).
Das zweite System ist eine hochauflösende Kamera. Dieses nutzt ein Ritchey-Chretien Teleskop mit 3.5 m Brennweite und einer Öffnung von 35 cm. Die Auflösung beträgt lediglich 1.4 m. Mit dieser Kamera sollten vor allem Geländeformen im Detail erfasst werden, die auf den Viking Aufnahmen interessant erscheinen. Das Blickfeld beträgt lediglich 0.4 Grad, die spektrale Empfindlichkeit 500-900 nm. Aufgrund der hohen Auflösung soll die Kamera keine globale Karte anfertigen, sondern nur Details untersuchen. Die Bildgröße liegt zwischen 2.8 × 2.8 km und 2.8 × 25.2 km, abhängig vom internen Speicher. Es können Pixels zusammengefasst werden, so dass auch Auflösungen bis 11 m/Pixel möglich sind. Beim MGS wo die Kamera schließlich eingesetzt wurde hatte sie in der Praxis Auflösungen von 4-5 m/Pixel. erst als man nach 2003 Bewegungskompensation nutzte erhielt man die volle Auflösung.
Beide Kameras arbeiten mit CCD Scanzeilen, wie sie auf der Erde auch in Flachbettscannern eingesetzt werden. Die Weitwinkelkamera hat 2048 Pixels von je 13 µm Größe und die Telekamera 3456 Pixels von je 7 µm Größe. Die Kamera ist so ausgelegt, dass ein Abtasten einer Scanzeile genau so lange dauert wie der Zeitraum in dem sich die Raumsonde um 1.4 m weiterbewegt. So entsteht ein sehr langer Steifen. Die Länge ist nur durch den internen Speicher der Kamera begrenzt.
Gesteuert wird die Kamera durch einen mit 10 MHz getakteten SA 3300 Mikroprozessor mit einer Geschwindigkeit von 1 MIPS (zusätzlich gibt es 4 ASIC Bausteine). Die Software besteht aus 38000 Zeilen C-Code und ist in 128 KB ROM / 192 KB RAM untergebracht. Die erlaubt auch als erster Kamera an Bord einer Planetensonde das hohe Komprimieren nach JPEG Standard bis zu einem Faktor von 20:1. Die Daten der Kamera werden in einem 12 MByte großen DRAM Puffer abgelegt.
Insgesamt wiegt die MOC 21.0 kg und braucht 8 W an Strom. Die Ausleserate beträgt bei der Weitwinkelkamera 50.000 Pixel/sec, bei der Telekamera 5 Mill. Pixel pro Sekunde maximal. Die Datenrate im Realtime Modus beträgt 700, 2856, 9120 und 29620 Bit/sec. Farbaufnahmen sind bei der Telekamera nicht möglich. Bei der Weitwinkelkamera können Farbaufnahmen durch Hinzurechnen eines dritten grünen Kanals gemacht werden. MOC selbst ist ein Zylinder mit Gesamtabmessungen von 88 × 40 cm.
MOC wäre durch die Kamera HRSC an Bord von Mars 96 ergänzt worden, welche zwar nicht die hohe Auflösung von MOC besitzt, aber dafür den ganzen Planeten in Farbe und 3D erfassen kann. Die Kamera ist inzwischen mit einem zusätzlichen hochauflösenden Kanal an Bord von Mars Express beim Mars angekommen.
Dieses
Experiment sendet Laserstrahlen auf die Mars Oberfläche und misst die Laufzeit des
Echos. Der Nd:YAG Laser beleuchtet auf der Marsoberfläche aus dem Mapping Orbit
heraus eine Fläche von 160 m Durchmesser. Deren durchschnittliche Höhe wird mit
30 m Genauigkeit ermittelt. 10 mal pro Sekunde wird so ein Gebiet vermessen und
über 2 Marsjahre kommt so eine topografische Karte mit einer Höhenauflösung von
30 m zustande. Bisher mussten Höhenangaben aus Bildern durch Schattenwürfe oder
schräge Aufnahmen desselben Gebietes erstellt werden. MOLA gewinnt dagegen direkt
die Informationen durch Messung der Signallaufzeit des Lasersignals. Ein ähnliches
Gerät findet sich an Bord von Clementine.
Der Laser hat eine Energie von 40-45 mJ und sendet 10 ns dauernde Impulse mit einer Wellenlänge von 1064 nm aus. Es gibt 10 Pulse pro Sekunde. Empfangen wird das Signal von einem parabolischen Teleskop mit einer Brennweite von 740 mm und einem Durchmesser von 500 mm. Detektor ist ein Silizium APD Detektor mit vier elektronischen Filtern (20,60,180 und 540 ns).
MOLA wiegt 25.9 kg und verbraucht 30.9 W an Strom. Es wird durch einen eigenen 80C86 Prozessor gesteuert.
Die
erste Mars Mission der Amerikaner trug ein Magnetometer um ein Mars Magnetfeld zu
vermessen. Sie konnte jedoch keines entdecken. Inzwischen waren sich die Wissenschaftler
einig, nachdem man selbst beim Merkur ein Magnetfeld entdeckt hat, dass auch der
Mars eines besitzen sollte. Aber es war wohl zu schwach um von
Mariner 4 entdeckt zu werden. So verfügt der MO über
ein hochempfindliches Magnetometer, welches auch fähig wäre lokale Magnetisierungen
des Bodens zu erkennen. Während des Baus der Sonde entdeckte auch die
sowjetische Raumsonde
Phobos 2 ein Magnetfeld. Dieses hätte der Mars Observer
besser untersuchen können.
Das Experiment besteht aus zwei triaxialen Fluxgatemagnetometern die auf dem Design von Magnetometern an Bord von Magsat und Voyager basieren. Die doppelte Auslegung erlaubt es das Magnetfeld der Sonde zu subtrahieren. Dadurch beträgt der Messbereich zwischen ± 16 nT bis ± 65536 nT. Die Bereiche konnten in 7 Stufen umgeschaltet werden, die sich um den Faktor 4 unterschieden (16, 64, 256, 1024, 4096, 16384 und 65536 nT). Die Daten wurden mit 12 Bits/Vektorachse digitalisiert. Die Genauigkeit der Daten beträgt 0.025 Prozent (0.08 Nanotesla) bei einer Messschwelle von 0.04 nT. Es können bis zu 16 Vektoren pro Sekunde gemessen werden.
Durch die niedrige Bahn erstellt MAG/ER eine Karte des Mars, indem man Gebiete mit hoher Restmagnetisierung von Gebieten mit geringem Magnetfeld unterscheiden kann. Dies lässt Rückschlüsse auf die geologische Entwicklung des Mars zu.
Das Elektronenreflektometer ist ein elektrostatischer Analysator für freie Elektronen. Er misst vom Magnetfeld beeinflusste Elektronen, die dadurch in eine Richtung fokussiert werden. Das Gesichtsfeld beträgt 360 × 14 Grad. Es misst Elektronen von 0.1 eV bis 10 keV Energie mit einer Auflösung von ΔE/E von 0.25.
MAG/ER befindet sich an einem 6 m langen Ausleger, damit es von der Sonde nicht gestört wird (deren Metallteile natürlich auch ein sehr schwaches Magnetfeld aufweisen). MAG/ER wiegt 5.4 kg und verbraucht 4.6 W an Strom. Es wird durch einen 80C86 Prozessor gesteuert. Es können 2-16 Vektoren pro Sekunde gemessen werden. Die Datenraten betragen 324, 648 und 1296 Bit/sec.
TES
misst die vom Boden emittierte Infrarotstrahlung. Es ist ein Instrument welches
aus mehreren Einzelinstrumenten besteht. Es verfügt über ein Spektrometer, einen
Bolometer/Radiometerkanal und einen Albedo/Reflexionskanal.
Das Spektrometer basiert auf einem Michelson Interferometer und tastet 6 Gebiete von 3.2 x 3.2 km Größe simultan ab. In jedem Feld werden 143 Messungen im Spektralbereich zwischen 6.25 und 50 µm Wellenlänge gemacht. Das entstandene Spektrum aus 143 Einzelpunkten gibt Aufschluss über die mineralogische Zusammensetzung des Bodens. Bis zum Einsatz des PFS Instrumentes an Bord von Mars Express ist es das leistungsfähigste Spektrometer an Bord einer Marssonde.
Das Bolometer dient dagegen der Temperaturmessung. Es misst die gesamte vom Boden emittierte Infrarotstrahlung zwischen 4.5 und 100 µm. Aus diesen Informationen ist die Bodentemperatur bestimmbar. Auch dieses Gerät hat eine Auflösung von 3 × 3 km am Boden.
Der Albedokanal misst dagegen die visuelle Strahlung und Infrarotstrahlung zwischen 0.3 und 2.7 µm. Dies gibt Aufschluss über die Eigenschaften des Bodens (Geröll, Sand Felsen etc.). Es gibt 3 Sets mit je 2 × 3 Detektoren (Spektrometer, Bolometer, Albedokanal), so dass ein Gebiet von 9 × 6 km gleichzeitig von allen 3 Detektoren beobachtet werden kann. Ein Spiegel erlaubt das Schwenken des Gesichtsfeldes über einen 180° Kreis.
TES wird von einem 80C86 Prozessor gesteuert. Die Signalverarbeitung übernimmt ein Signalprozessor von TI, der eine FFT (Schnelle Fourier Transformation) durchführt. Er verfügt 600 KByte für Daten und Kommandos. Maximal 300 Kommandos à 16 Bit kann das System pro Tag ausführen. Es gibt 3 Datenraten für Realzeitdaten von 688, 1664 und 4.992 Bit/sec.
TES wiegt 14.1 kg und hat einen durchschnittlichen Stromverbrauch von 13.2 W. Die Spitzenaufnahme beträgt 18.1 W
Dieses
Experiment nutzt den Sender der Hauptantenne als zusätzliches Experiment. Es ergänzt
diesen um einen hochgenauen Oszillator, der seine Frequenz sehr stabil hält. Durch
Vermessung des Doppler Effektes kann man Gravitationseinflüsse während des Orbits
vermessen und dadurch Rückschlüsse über die Verteilung von Masse an der Oberfläche
gewinnen. (Lokale Massekonzentrationen oder Mascons). Da sich der MO auf einer sehr
nahen kreisförmigen Bahn befindet sind solche Messungen sehr viel besser möglich
als bei den früheren Sonden die auf lang gestreckten Ellipsen waren und sich nur
kurz dem Planeten näherten.
Die Abschwächung des Signals beim Passieren der Atmosphäre lässt Rückschlüsse auf Dichte, Temperatur der Atmosphäre zu. Da sich aber der MO auf einer nahezu polaren Umlaufbahn befindet sind diese Daten nur für die Polregion gewinnbar.
Das Experiment besteht aus dem normalen Sender von MO mit Frequenzen von 7164.624 MHz Uplink und 8417.716 MHz / 8416.368 MHz Downlink. Der Oszillator gekoppelt mit einer hochpräzisen Uhr hat eine sehr hohe Stabilität von 5 × 10^-12 über 0.1 Sekunden, 1 x 10^-12 über 1.0 Sekunden und 4 × 10^-13 über 10 bis 1000 Sekunden.
RS wiegt 1.3 kg und verbraucht 4.5 W im "Warmup" Mode und 3 W im Betrieb.
Der
Mars Observer sollte Daten der Mars 94 Landesonde empfangen und zur Erde funken.
Das gleiche galt für den französischen Ballon den
Mars 96 mitführen sollte. Für diese und zukünftige Missionen wurde eine Empfangsantenne
mitgeführt. Für diese und zukünftige Missionen wurde eine Empfangsantenne mitgeführt.
Es ist eine 86 cm lange Helixantenne aus Fiberglas mit einer konusförmigen Empfangsantenne
von 3 dbi Gewinn, verbunden mit einer Elektronik und einem Koaxialkabel. Die Antenne
konnte Signale aus einem vollen 180° Halbkreis empfangen, auf den Frequenzen 401.5
und 405.6 MHz. Gesendet wurde bei 437.1 MHz mit 1.3 Watt Leistung.
Die Reichweite hängt von der Datenrate ab. Bei 8 KBit/sec sind es 5000 km und bei 128 KBit/sec sind es 1300 km. Die empfangenen Daten wurden in dem 12 MB großen Buffer der MOC abgelegt.
Von den 6.8 kg Gewicht des Experimentes machte die Antenne 2.5 kg aus. Der Gesamtstromverbrauch betrug 12.5 Watt. Das Experiment stammte von der CNES zur Unterstützung der französischen Ballone die für die Mars 94 Mission geplant waren. Es wurde als letztes erst im September 1987 hinzugenommen.
PMIRR
misst die von der Oberfläche und Atmosphäre reflektierte Strahlung im sichtbaren
und IR Bereich. Es verfügt über 9 Kanäle die jeweils einen Spektralbereich erfassen.
Ein Breitbandkanal im sichtbaren Bereich und 8 Infrarotkanäle zwischen 6 und 50
µm. Zwei Kanäle haben druckmodulierte Zellen in ihrem Strahlengang. Diese sind mit
Kohlendioxyd und Wasserdampf gefüllt. Der Druck wird mit 50 Hz moduliert. Dies erhöht
die Auflösung. Es sind dies der Kanal mit 6.7 µm Wellenlänge (Absorptionsband Wasser)
und 15 µm Wellenlänge (Absorptionsband Kohlendioxid). In diesen ist eine besonders
hohe spektrale Auflösung möglich. So kann der Partialdruck dieser Gase sehr genau
erfasst werden. Es kann z.B. ein Wassergehalt von 4 ppm bestimmt werden. Die Daten
des Instrumentes sollten die Variation der Atmosphäre durch jahreszeitliche Veränderungen,
Staub und Wasser erkennen, und so Rückschlüsse auf das Marsklima erlauben.
Ein passiver Kühler kühlt die Detektoren auf 80 K. Die Optik besteht aus einem 6 cm Gregorian Teleskop mit einem Öffnungsverhältnis von f/11.9. Das Gesichtsfeld beträgt 1.7 × 0.95 Grad. Dies entspricht 5.0 km auf dem Mars. Ein rotierender Spiegel (mit 800 Hz) schaltet immer zwischen Weltraum und Marsoberfläche / Marsatmosphäre um. So können die Temperaturen genauer bestimmt werden, da der Weltraum eine bekannte Temperatur von 3 K hat.. Das Instrument macht einen Schwenk beim Abtasten des Planeten von Horizont zu Horizont und erfasst so auch die vertikale Schichtung der Atmosphäre bis in 80 km Höhe mit 5.0 km Höhenauflösung. So ergibt sich auch über die Zeit ein dreidimensionales Bild der Atmosphäre. Das Instrument wiegt 40.2 kg und braucht 34.2 W an Strom.
Das
Gamma Ray Spektrometer befindet sich an einem zweiten 5.8 m langen Ausleger. Es
detektiert schwache Gammastrahlen, die von der unteren Atmosphäre und dem Boden
emittiert werden. Durch das schwache Magnetfeld und die dünne Atmosphäre des Planeten
gelangen hochenergetische kosmische Strahlen bis zur Planetenoberfläche. Ihre hohe
Energie führt zur Freisetzung von Gammastrahlen die das Instrument im Orbit detektiert.
Die Wellenlänge hängt von den Mineralien ab aus denen der Boden besteht. Da Gammastrahlen
sehr durchdringend sind, reicht das Instrument auch in den Erdboden hinein und könnte
noch in 1 m Tiefe Wasser nachweisen. Erfasst wird jeweils ein Gebiet von 280 km
Durchmesser alle 20 Sekunden. Das Instrument ist das zweitschwerste auf der Sonde.
Es wiegt 30.2 kg.
Der Detektor für Gammastrahlen ist ein 5.5 cm dicker und 5.5 cm langer, 1.2 kg schwerer monokristalliner Germaniumkristall der durch Elektroden unter 3000 V Spannung gesetzt wird. Der Leckstrom des Kristalls beträgt weniger als 1 nA. Einfallende Gammastrahlen bewirken ein Ansteigen des Stromes. Dies wird gemessen. Die Energie der Gammastrahlen wird mit 14 Bits quantifiziert, dies ergibt 16384 Spektralkanäle. Die Strommenge ist proportional zu der Energie der Gammastrahlen. Um induzierte Ströme zu vermeiden wird der Kristall passiv auf 130 K und aktiv auf 77 K gekühlt. Vor Beginn der Messung wird er bei Erreichen des Mapping Orbits auf 100 ° Celsius erhitzt, um Strahlenschäden während des Fluges im Kristallgitter zu beseitigen. Dies ist auch später noch periodisch möglich.
Die Gammastrahlen kommen vom Mars. Sie werden von radioaktiven Elementen wie Kalium, Thorium und Uran ausgestrahlt, aber auch von anderen Elementen, die von kosmischer Strahlung getroffen werden und zur Gammastrahlenemission angeregt werden. Der Detektor misst die Spektren der Gammastrahlen und kann dadurch die Mengen von einigen Elementen abschätzen. Der Detektor erfasst Gammastrahlen im Bereich von 200 keV bis 10 MeV.
Abgedeckt
war der Kristall durch einen V-förmigen Schild. Dieser sollte zum einen die hochenergetischen
Teilchen abschirmen, die auch Signale im Kristall auslösen. Weiterhin diente er
als Neutronendetektor. Dazu war der Kunststoff mit Bor dotiert worden. Ein Neutron
stößt mit den Wasserstoff und Kohlenstoffkernen zusammen, und wird verlangsamt.
Schließlich erreicht er eine Geschwindigkeit die ausreicht aus um von einem Bor
Kern eingefangen zu werden. Der Atomkern zerfällt dann in einen Lithiumkern. Dies
verursacht einen Lichtblitz, der durch vier Photomultiplierröhren detektiert wird.
Neutronen mit Energien zwischen 0 und 2.5 MeV konnten detektiert werden. Die spektrale
Auflösung beider Detektoren lag bei 0.61 - 1.22 keV.
Die Daten eines Gebietes werden über die Mission summiert. Typischerweise dauert eine Messung 30 Sekunden. Sie deckt ein Gebiet von 280 km Größe ab. Beim Äquator entspricht dies zu Missionsende einer Integrationszeit von 6 Stunden, beim Pol durch das häufigere Überfliegen sind es 30 Stunden. Bei einer Integrationszeit von 6 Stunden ist der Anteil von Sauerstoff, Chlorid, Silizium und Eisen auf 10 % genau bestimmbar. Für andere Elemente wie Nickel und Chrom ist dies nur bei größeren Gebieten möglich. Eine verbesserte Version des GRS mit einem zusätzlichen Neutronendetektor von Russland flog an Bord des Mars Odyssey Orbiters mit.
Der Plan ein weiteres Instrument das VIMS mitzuführen wurde aufgegeben, obgleich dieses das höchstentwickelte Spektrometer gewesen wäre das bis dahin zum Einsatz gekommen wäre. VIMS wäre ein abbildendes Infrarotspektrometer gewesen, welches in 40-50 Tagen den gesamten Mars in 320 Spektralkanälen abgetastet hätte. Seit 2001 umkreist Mars Odyssey den Mars mit dem Instrument THEMIS. Auch dies ist ein Infrarotspektrometer welches Abbildungen macht, allerdings nur mit 15 Kanälen. Es war als optional gekennzeichnet und da die Nutzlastmasse über die geplanten 127.5 kg Masse anstieg musste es entfallen.
Nach
einigen Verzögerungen wegen Problemen bei der Trägerrakete startete der MO am 25.9.1992
mit der letzten Titan 3 Trägerrakete. Das Startfenster
hatte sich am 16.9.1992 geöffnet. Doch dauerte die Startvorbereitung nach einem
Wirbelsturm Ende August länger als geplant. Für die TOS Oberstufe war es der erste
und auch letzte Einsatz. Die TOS ist eine leichtgewichtige Modifizierung der ersten
IUS Stufe. Ihre Preis wurde mit 100 Mill. USD angegeben, wobei sicher die Entwicklung
mit finanziert wurde. Die Titan 3 ohne Oberstufe kostete weitere 182 Millionen USD.
Zusammen mit dem Start ergab dies alleine 293 Millionen USD für die Trägerrakete.
Der Orbiter war mit 479 Millionen USD dazu im Vergleich in einem normalen Rahmen
geblieben. Das Gesamte Projekt sollte 980 Millionen USD kosten, wovon 150 Mill.
USD für die Missionsüberwachung und Datenauswertung bestimmt war.
Die Titan setzte die Kombination von TOS/Mars Observer nach 8.06 Minuten in einer 143 × 519 km hohen Bahn aus. Nach 15 Minuten wurde die TOS von der Zweitstufe abgetrennt. Danach verlief das folgende nicht ohne Schreckminuten: Die TOS meldete sich nicht. Auch als nach 31 Minuten die TOS zünden sollte, bekam man keine Funkverbindung. Erst 84 Minuten später, als der MO schon auf dem Weg zum Mars war bekam man die Bestätigung dass alles geklappt hatte. Der Mars Observer hatte zu diesem Zeitpunkt schon seine Systeme hochgefahren und begann die Solarzellen auszufahren.
Die folgenden Monate erinnerten an den Flug von Mariner 4, der ersten amerikanischen Marssonde. Wie diese verlor der MO mehrmals die Orientierung und geriet in einen Safe Mode. In diesem richtet er sich zur Sonne aus und stoppt alle Aktivitäten. Schuld waren verwirrte Sternsensoren. Zuerst fanden Sie nicht genug Referenzsterne, dann täuschte Staub zusätzliche Sterne vor und zuletzt war ein Sternensensor durch das Solarpanel abgeschattet. Dagegen verliefen Kalibrierungen einiger Experimente während des Fluges erfolgreich.
Zwischen dem 21.3.1993 und 9.4.1993 führte man mit den Raumsonden Ulysses, Galileo und Mars Observer ein Gravitationswellenexperiment durch. Die Sonden befanden sich an verschiedenen Stellen im Sonnensystem. Eine durchlaufende Gravitationswelle hätte nacheinander die Funkfrequenzen leicht verschoben. Allerdings brauchte man um eine Gravitationswelle zu messen schon ein extremes Ereignis wie das Verschmelzen zweier schwarzer Löcher. Dies ist sehr selten und so fand man auch kein Ereignis in dieser Messstation.
Ansonsten
verlief der Flug des MO ruhig. Am 26.Juli 1993, mehr als 4 Wochen vor der Ankunft,
machte die MOC schon zwei Testaufnahmen des Mars mit der hochauflösenden Kamera.
Es sollten die einzigen Aufnahmen von Mars Observer bleiben. Eines davon ist links
abgebildet.
Das Schicksal schlug am 20.8.1993, 4 Tage vor dem Einschwenken in den Orbit, zu. Es wurde begonnen die Treibstofftanks unter Druck zu setzen. Dies geschah durch pyrotechnisches Öffnen von Ventilen. Die Erschütterungen hätten den Sender beeinträchtigt, so das man diesen vor dem Öffnen der Ventile abschaltete. Nach 39 Minuten sollte sich Mars Oberserver von sich aus wieder melden, doch er blieb stumm. Bis zu diesem Zeitpunkt waren 813 Millionen USD für das Projekt ausgegeben worden, damit war der Mars Observer die bis dahin drittteuerste US Raumsonde (nach den beiden Vikings und Galileo).
Man versuchte in den nächsten Tages alles um Kontakt mit dem Mars Observer aufzunehmen: Einschalten des Senders von der Ende aus, umschalten von Haupt auf Reservesender, umschalten auf den Reservecomputer. Ab dem 24.ten August horchte man auf Signale vom Mars (Falls der Observer in eine Umlaufbahn eingeschwenkt wäre, wie sein Programm es vorsah) wie auch von der Bahn, die sich ergab, wenn dies nicht glückte. Doch kein Signal kam. Auch nicht als sich der Observer von sich aus melden sollte, wenn er längere Zeit keinen Funkkontakt hatte. Schließlich versuchte man sogar den UHF Empfänger des Relaissystems für Mars 94 anzusprechen. Doch auch dieser blieb stumm. Am 22.9.1993 musste man den Mars Observer endgültig aufgeben. Die Unterstützung des DSN mit den 70 m Antennen hatte als Sekundärfolge auch Einschnitte für Galileo zur Folge, die sich gerade auf den Ida Vorbeiflug vorbereitete und von der man nicht alle Navigationsbilder abrufen konnte, so, dass die Sonde mehr Bilder des Weltraums machen musste um Ida wenigstens auf einem Bild zu erfassen.
Die Ursache konnte nie geklärt werden, weil es zu dem Zeitpunkt der Druckbeaufschlagung keine Telemetrie gab. Ein Untersuchungskomitee identifizierte als wahrscheinlichste Ursache folgendes:
Am wahrscheinlichsten war eine Verpuffung von Monomethylhydrazin in den Leitungen, gezündet durch die Gase des pyrotechnischen Zünders. Dies führt zu einem Verlust an Hydrazin und Helium und einem Drehen des Orbiters. Dieser unterbricht dann die Sequenz die programmiert war und schaltete den Transmitter nicht mehr ein.
Weitere mögliche Ursachen:
Doch dies alles sind nur Spekulationen. Auch das Untersuchungskomitee gab zu, dass dies nur die von Ihnen angenommenen Ursachen sind. Klären wird man es wohl nie können. Bis zu diesem Zeitpunkt hatte man 813 Millionen für die Mission ausgegeben, davon 41 Millionen Dollar für die Missionsüberwachung nach dem Start.
Bei dem Einschwenken in den Marsorbit am 24.8.1993 wäre die Geschwindigkeit der Sonde um 0.72 km/s von 5.28 auf 4.56 km/s im Verhältnis zum Mars abgebremst worden. Die Sonde wäre in einem ersten noch stark elliptischen 70 Stunden Orbit gelandet mit einem marsnächsten Punkt imn 401 km Höhe. Dieser wäre dann durch weitere Triebwerkszündungen in einen kreisförmigen Orbit von 378 km Höhe über beide Marspole geändert worden. Dafür hätte man den Großteil des Treibstoffs gebraucht. Im endgültigen Orbit hätte der Mars Observer nur noch eine Geschwindigkeit von 3.35 km/s gehabt. In diesem sonnensynchronen Orbit passiert der MO jedes Gebiet auf dem Mars um 2 Uhr nachmittags lokaler Zeit. Zu diesem Zeitpunkt gibt es die besten Lichtverhältnisse für Fotos.
Eine Primärmission von 1 Marsjahr (687 Tagen) Länge war geplant, mit der Möglichkeit diese zu verlängern. Die Primärmission endet am 3.11.1995, wobei der Mars Observer auch danach noch im Februar 1996 als Relay für die Mars 94 Mission dienen sollte. Die Daten des Landers wären im MOC Kamera RAM gespeichert worden.
Kurz vor Verbrauch des Treibstoffs sollte der MO mit dem Resttreibstoff in einen höheren Orbit befördert werden, der mit einer Wahrscheinlichkeit von 95% bis zum Jahr 2039, also über mindestens 40 Jahre stabil ist.
Nach dem Verlust des Mars Observers im August 1993 sollte so schnell wie möglich ein Ersatz beschafft werden. Da der Mars Observer auch als Relay für die Mars-94 Mission diente, war zuerst gedacht im nächsten Startfenster, also Oktober/November 1994 einen Ersatz zu starten. Dazu erwog man verschiedene Alternativen. Da der Mars Observer ursprünglich als Doppelsonde gedacht war, gab es sehr viele Teile, aus denen man einen Ersatz hätte bauen können. Auch die Instrumente waren bis auf PMIR doppelt vorhanden.
Am einfachsten wäre es also gewesen, den Mars Observer nachzubauen, Da ein Großteil der Finanzen für die Entwicklung notwendig waren, und es schon Teile gab, die man verwenden hätte können, wäre ein Nachbau zu 20-30 % der Kosten des Originals möglich gewesen. Dagegen sprach, dass man zuerst ja nicht einmal die Ursache des Scheitern kannte und vermeiden wollte nochmals einen Orbiter zu verlieren. Dazu kam, dass Martin-Marietta die Produktion der Titan 3 mangels Nachfrage eingestellt hatte, aber der Mars Observer hätte auch mit dem Shuttle gestartet werden können.
Die zweite Alternative wäre es einen vorhandenen Satellitenbus wie einen Wettersatelliten zu modifizieren. Man machte sich auch stark die damals gerade gestartete Raumsonde Clementine, die nur 75 Mill. $ kostete, nachzubauen. Hier war aber das Gewicht der Instrumente das Problem. Clementine wiegt ohne Treibstoff nur 235 kg, ihre Instrumente wiegt nur 8 kg. Man hätte mindestens 3-4 dieser kleinen Sonden starten müssen um die 7 Instrumente des Mars Observers zu transportieren.
Als
klar war, dass man das 1994 er Startfenster nicht mehr schaffen würde und auch die
Russen ihre Mission um 2 Jahre verschoben, war der Weg frei für einen echten Neuanfang.
Inzwischen war auch das Discovery Programm verabschiedet und man propagierte "Smart
Missions". Ein Nachbau des Mars Observers und der teure Start mit der Titan 3/TOS
passten nun nicht mehr ins Konzept des Discovery Programms. Im Gegenteil: Gerade
der Verlust des Mars Observers, bei dem durch einen Fehler (denn man nicht einmal
endgültig klären konnte) innerhalb von einem Augenblick auf den anderen 813 Millionen
Dollar und 6 Jahre Arbeit sich in Luft auflösten führten zu dem Discovery Programm,
das mit vielen kleinen Sonden auch das Risiko streuen wollte.
Aus Mars Observer wurde Mars Global Surveyor (MGS): Dieser entstand zu 80% aus Teilen die vom Mars Observer übrig geblieben waren. Damit man die Startkosten senken konnte, musste er mit einer Trägerakete des Typs Delta 2 gestartet werden, Dazu musste der Satellit erheblich leichter werden. Anstatt 2.5 t durfte der MGS nur noch 1.06 t wiegen. Immerhin konnte man die Gelder, die man für den Betrieb des Mars Observers eingeplant hatte dafür einsetzen, so dass sich der finanzielle Verlust auf "nur" 891 Millionen USD belief.
Dies war auf zweierlei Weise möglich. Zum einen hatte mittlerweile die Raumsonde Magellan eine Technik erprobt, die man Aerobraking nennt. Mars Observer musste zwei Manöver durchführen um seine 360 km hohe Umlaufbahn zu erreichen. Das erste war das Einbremsen in einen ersten Mars Orbit Dazu benötigte der Mars Observer eine Abbremsung um ca. 670 m/s. Um von diesem ersten 75 h Orbit in den endgültigen 361 km hohen Orbit zu wechseln musste die Geschwindigkeit um weitere 1361 m/s reduziert werden. Daher führte des MO auch über 1347 kg Treibstoff mit (dazu kam noch das Gewicht der Tanks und der Triebwerke). Es war klar, dass wenn man diese Masse reduzieren würde können, der Orbiter erheblich leichter werden würde.
Der
MGS muss wie der Mars Observer auch zuerst in einen elliptischen Orbit einbremsen,
dann aber nutzt er die Atmosphäre um die restliche Geschwindigkeit abzubauen. Der
MGS wird nur den planetennächsten Punkt von 498 auf 263 km absenken. In dieser Höhe
wirkt die Atmosphäre schon wie eine Bremse, wenn man die Solarzellen so ausrichtet,
dass sie maximalen Widerstand leisten, dann reiben diese an der Atmosphäre und verlangsamen
so die Raumsonde. Jeder Orbit vernichtet so etwas Geschwindigkeit, wobei das Raumfahrzeug
jeweils etwa 116 KWh Energie in Form von Hitze aufnimmt. Dieses strahlt sie als
Wärme später im Orbit wieder ab. Innerhalb von 5 Monaten sollte so der Orbit des
Mars Obersvers ereicht werden, dann wird der marsnächste Punkt wieder auf 360 km
Höhe angehoben. Dieses Manöver kostet nur 125 m/s. Daher kommt der MGS mit nur 361
kg Treibstoff aus. Er kann also fast 60 Prozent der Treibstoffmenge des Mars Observers
einsparen.
Der Erfolg: Man kann von einer Titan 3C-TOS auf eine Delta 2 ausweichen, das bedeutet Startkosten von 58 anstatt 282 Millionen USD. Durch Verwendung der Mars Observer Teile kostete auch der Nachbau nur 155 Millionen USD anstatt der 500 Millionen USD des Mars Observers. In der Summe kostet der MGS nur 230 Millionen USD, während der Mars Observer 980 Millionen USD kostete.
Allerdings kann der MGS nicht alle Instrumente des MGS mitführen, da er auch kleiner als der Mars Observer ist. Die beiden schwersten, das GRS und PMIR je beide etwa 30-40 kg schwer konnte der MGS nicht mitführen. Immerhin waren 5 der 7 MO Instrumente mit einer Gesamtmasse von 78 kg an Bord. Das PMIR war die Hauptnutzlast des Mars Climate Orbiters. (Bild links). Durch die hohe Masse des Instrumentes reichte es bei diesem Satelliten nur zu einer Weitwinkelkamera von 2 kg Masse als zweites Instrument. Da das PMIR nur einmal vorhanden war musste es nachgebaut werden. Durch Beteiligung von Russland (im Programm Mars Together) konnten die Kosten des Nachbaus von 30 auf 10 Millionen USD gesenkt werden. Das PMIR kam allerdings auf dem Mars durch Verlust des MCO nie an. Das letzte Instrument des Mars Observers ist das GRS. Dieses ist beim Mars Odyssey Orbiter die Hauptnutzlast. Als zweite Nutzlast kommt dort eine Weiterentwicklung des TES zum Einsatz. Auch hier macht das GRS 30 kg der 44.7 kg Nutzlastmasse aus.
Dies
zeigt auch die Problematik des Discovery Programms. Die kleinen Sonden haben nur
eine begrenzte Nutzlastmasse. Wären die Instrumente nicht für den MO entwickelt
worden, dann wären sie wahrscheinlich nie geflogen. Denn eine Sonde mit nur einem
Experiment ist sehr beschränkt in ihren Möglichkeiten. Da der MCO beim Anflug auf
den Mars ebenfalls verloren ging, entfallen die Messungen des PMIR. Es wird nicht
noch mal nachgebaut werden.
Ob man so Kosten gespart hat muss sich zeigen, denn so flogen auf 3 Sonden zwar 10 Experimente, aber davon waren 7 eigentlich vom MO. Es kam eine kleine Kamera neu dazu, die jedoch nicht mit der MOC vergleichbar ist und THEMIS, eine verbesserte Version von TES. MARIE als letztes Experiment von Mars Odyssey hat nichts mit der Marsforschung zu tun sondern mehr mit der Messung der Strahlenbelastung die zukünftige Marsforscher aushalten müssen.
Zusammen kosteten diese 3 Sonden aber 662 Millionen USD. Ein Nachbau des Mars Observers wäre wahrscheinlich in der gleichen Größenordnung gewesen. Hätte man bei diesem die Technologie des Aerobraking angewandt, so wäre die Startmasse auf 1900-2000 kg gesunken und der Satellit hätte nur eine Atlas als Trägerakete benötigt, wodurch auch die extrem teure Titan 3 weggefallen wäre. Damit wäre ein nach gebauter Mars Observer billiger als die 3 Sonden des Discovery Programms gewesen.
Inzwischen hat man auch bei der NASA umgedacht. So sind die beiden Mars Rover des Jahres 2003 relativ teure Discovery Sonden. Für 2005 ist ein über 2 t schwerer Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) geplant, der mit 2.18 t Startmasse annähernd die Ausmaße des MO hat (und wie dieser kein Aerobraking nutzt). Er trägt eine Kamera mit einer Auflösung von 30-60 cm Auflösung. Dazu kommen 5 andere Experimente. Diese Mission ist daher wie der MO eine Medium Size Mission. Auch dieser Marssatellit ist immer noch deutlich preiswerter als der MO. Dies ist im wesentlichen dem zu verdanken, dass die Aerobraking Technik die MGS erprobte inzwischen bei jedem Orbiter eingesetzt wird und so die Startkosten deutlich absenkt. Auch ist die Atlas V als Nachfolger der Titan III deutlich preiswerter als diese. Die Baukosten des MRO sind aber höher als die des MO.
Links
NSSC Informationen über Mars Observer
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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