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Als in den Jahren 1998/99 die Sonden Mars Climate Orbiter (MCO) und der Mars Polar Lander (MPL) verloren ging, überdachte die NASA ihre Strategie und schickte 2001 keinen Lander zum Mars. Als Folge wurden bei den nächsten Missionen auch die Managementstrukturen grundlegend überarbeitet. Die nächste Sonde, der Mars Surveyor 01 Orbiter musste ein Erfolg werden. Diese Sonde wurde später in Anlehnung an Stanley Kubriks Film "2001 Odyssey im Weltraum" passend zum Startfenster 2001 am 28.9.2000 in "Mars Odyssey 2001" umgetauft. Mit Gesamtkosten von 297 Millionen US-$ (165 Millionen Raumfahrzeug, 53 Millionen Start, 79 Millionen Missionsüberwachung und Datenauswertung) ist die Mission mehr als doppelt so teuer wie der Vorgänger MCO mit Gesamtkosten von 138.2 Millionen US-$ (83.2 Millionen US-$ Raumfahrzeug, 10 Millionen US-$ Missionsüberwachung und 45 Millionen Dollar Startkosten). Der geplante Lander (Mars 01 Surveyor Lander) wurde im Jahre 2000 eingelagert und sollte erst 2007 starten. Von dem Budget für den Lander wurden 23 Millionen US-$ zum Orbiter transferiert um zusätzliche Tests und ein größeres Team bezahlen zu können.
Mars Odyssey 2001 ähnelt in seinem Aussehen an den Mars Climate Orbiter MCO, mit
seinem einzigen Solarsegel und der Antenne am Mast. Von dieser Sonde sind auch zahlreiche Systeme
übernommen worden, wie die Antenne, das Haupttriebwerk und die Düsen. Er ist jedoch etwas größer
und schwerer. Die Sonde wiegt beim Start 725 kg, davon sind 348.7 kg Treibstoff. Leer wiegt die
Sonde nur 376.3 kg. Der zentrale Körper hat Abmessungen von 2.2 × 1.7 × 2.6 m. Von der Startmasse
entfallen 44.5 kg auf die Instrumente. Zum Vergleich: Der Mars Climate Orbiter hatte Abmessungen
von 2.1 × 1.6 × 2.0 m und eine Leermasse von 338 kg.
Die Struktur besteht aus Aluminium und an besonders belasteten Stellen aus Titan. Er besteht aus zwei Teilen, dem Sondenmodul und dem Wissenschaftsmodul. Letzteres enthält die wissenschaftlichen Experimente und die Startracker Kameras. Das Sondenmodul (Equipmentmodul) enthält die Lageregelung, Elektronik, Kommunikationseinrichtungen, Treibstoff und Haupttriebwerk. Die Struktur wiegt 81.7 kg.
Weiterhin gibt es noch eine Reihe von Ausfahr- / Einfahrmotoren und Mechanismen für Solarpanels, Antenne, GRS Mast. Diese Mechanismen wiegen zusammen 24.2 kg.
Die Stromversorgung wird durch ein einzelnes Solarpanel gewährleistet. Es besteht aus Galliumarsenid Solarzellen. Es liefert mit einer von Solarzellen belegten Fläche von 7 m² etwa 1.500 W bei der Erde und 750 Watt beim Mars. Für Zeiten ohne Beleuchtung der Solarzellen, wie bei dem Eintritt in den Marsschatten gibt es eine 16 Ah Stunden Nickelmetallhydridbatterie. Das Stromversorgungssubsystem wiegt insgesamt 86.0 kg. Die Spannweite beträgt 5,6 m.
Mars Odyssey 2001 verwendet den von Mars
Pathfinder erstmals erprobten RAD6000 Prozessor als Hauptcomputer. Die Taktrate ist
einstellbar zwischen 5 und 20 MHz in den Schritten 5,10 und 20 MHz. Dies entspricht einer
Leistung von 5.5, 11 und 22 MIPS. Der RAD6000 ist eine strahlengehärtete Version des 32 Bit RS
6000 SC Prozessors von IBM, der wiederum eine Variante des Power PC Prozessor ist. Er verfügt
über 128 MByte Arbeitsspeicher der zum größten Teil als Datenspeicher genutzt werden kann. (28 MB
werden vom Code und dem Filesystem belegt). Weiterhin gibt es 3 MB Flash-RAM Speicher für
Betriebssystem. Der Computer redundant ausgelegt. Das gilt auch für die Karten, welche ihn mit
der Kommunikation und den Instrumenten verbinden. Die Buswege kreuzen sich, so das Odyssey bei
dem kompletten Ausfall eines Computers samt Peripherie noch arbeiten kann. Das Betriebssystem der
Sonde ist auch das auf der Erde gerne eingesetzte VxWorks von Windriver.
Für Bilddaten gibt es eine weitere Karte mit 1 GByte RAM, welche als Massenspeicher nur für THEMIS benutzt wird. Diese ist als einzige nicht redundant ausgelegt. Zusammen wiegt das Computersystem der Sonde 11.4 kg.
Für die Kommunikation zur Erde gibt es drei Antennen die alle im X-Band arbeiten. Angebracht an einer 1.3 m durchmessenden Parabolantenne ist die Hochgewinnantenne untergebracht. (Übernommen vom MCO). Die HGA ist an einem in 2 Richtungen drehbaren und ausfahrbaren Mast untergebracht. Sie kann gleichzeitig senden und empfangen. Die Datenrate zur Erde beträgt zwischen 14 und 101 KBit/sec. Eine Datenrate von 124 KBit bei größter Annäherung des Mars 2003 über die 70 m Antennen des DSN (Deep Space Network) wurde erfolgreich getestet. Eine auf der HGA angebrachte 7.1 cm große Mittelgewinnantenne kann nur senden, erreicht die Erde aber auch, wenn die Hauptantenne nicht korrekt ausgerichtet ist. Zuletzt gibt es noch eine 4.4 cm große Niedriggewinnantenne, die Signale von der Erde empfangen kann, auch wenn Odyssey nicht korrekt ausgerichtet ist. Für die Kommunikation mit zukünftigen Landern hat der Orbiter auch eine UHF Antenne an Bord.
Für die Orientierung gibt es drei redundante Systeme an Bord. Ein
Sonnensensor richtet Odyssey mit den Solarpanels grob zur Sonne aus. Eine Sternenverfolgungskamera
macht in periodischen Abständen Aufnahmen des Himmelshintergrundes, wertet diese aus, und
vergleicht die Positionen der gefundenen Sterne mit einem Katalog. Zwischen diesen Zyklen dienen
Laserkreisel als Referenz für die Orientierung. Zur Lagekontrolle dienen vier Drallräder. Eines
davon dient als Backupsystem. Durch ihre Rotation erzeugen sie einen Impuls der das Raumschiff
kippen lässt. Jedes Drallrad steht dabei in einer Raumachse. Das Orientierungssubsystem wiegt 23.4 kg.
Die Lagekontrolle wird auch ergänzt durch das Antriebssystem. Hierbei gibt es die von Mars Climate Orbiter übernommenen 22 N und 0.9 N Düsen. Beide Düsen arbeiten mit der katalytischen Zersetzung von Hydrazin und sind vierfach vorhanden. Die Düsen dienen der Feinkorrektur des Orbits und Kurskorrekturmanövern, können aber auch Mars Odyssey drehen. Der Tankdruck für Treibstoff und Oxydator wird durch einen Drucktank mit Helium erreicht. Für das Einbremsen in den Marsorbit wird ein Triebwerk mit 640 N Schub (ebenfalls vom Mars Climate Orbiter übernommen) verwendet. Es arbeitet mit den Treibstoffen Hydrazin und Stickstofftetroxid. Ohne die Treibstoffe wiegt das Antriebssystem 49.7 kg. Dazu kommen 348.7 kg Treibstoff.
Die Thermalkontrolle ist für das Einhalten einer konstanten Innentemperatur verantwortlich. Dazu ist Odyssey in eine beschichtete Folie gepackt, welche viel Energie reflektiert. Überschüssige Energie in Sonnennähe wird durch Louver (Jalousien ähnliche blanke Metallteile, welche geöffnet und geschlossen werden können) gewährleistet. Sie befinden sich im Schatten der Sonde und strahlen Energie nach außen hin ab. Beim Mars ist vor allem im Schatten auch eine Heizung notwendig, damit das Raumschiff nicht auskühlt. Die Thermalkontrolle wiegt 20.3 kg.
Mars Odyssey 2001 hat zwei wissenschaftliche Instrumente und ein technologisches Experiment an Bord. Die Gesamtmasse der Instrumente beträgt 44.5 kg. Sie befinden sich an dem der HGA Antenne entgegengesetzten Seite und schauen im Mapping Orbit senkrecht auf die Marsoberfläche. Die Wahl der Instrumente wurde schon am 7.11.1997 getroffen, als es darum ging die verbleibenden zwei Mars Observer Experimente PMIRR und GRS auf die Missionen Mars Climate Orbiter und Mars Odyssey aufzuteilen. Anders als beim Climate Orbiter nutzte man aber die Gelegenheit die Ausrüstung durch ein leistungsfähiges abbildendes Spektrometer zu ergänzen.
Anders als der
Mars Climate Orbiter, der neben dem PMIRR Instrument nur ein kleines neues Experiment mitführte,
setzt Odyssey ein großes neues Experiment ein, welches die Geologie des Mars besser verstehen
lässt. THEMIS basiert auf dem TES Instrument des Mars Global Surveyor. Dieses war ein
Infrarotspektrometer, welches in einem breiten Bereich die Marsoberfläche abbilden konnte,
allerdings nicht durch Arraydetektoren, sondern durch das Aneinanderreihen von einzelnen
Detektormessungen. Ziel war es hier neben der geologischen Charakterisierung auch die
Temperaturen zu messen. Daher hatte dieses Instrument einen breiten Empfindlichkeitsbereich.
Für THEMIS hat man sich den für die Geologie interessanten Wellenlängenbereich von 6 und 15 µm beschränkt. Zudem verwendet man nun CCD Arrays um eine bessere räumliche Auflösung zu erhalten. Das System besteht aus einer Optik mit 12 cm Durchmesser und 20 cm Brennweite (f/1.7). Die Optik ist ein Drei-spiegel-Design mit einem Gesichtsfeld von 3,5 Grad in Nord-Süd Richtung (Flugrichtung) und 4,6 Grad in Ost-West Richtung (Quer dazu). Ein Splitter trennt die Strahlen dann auf zwei Detektoren, je ein CCD welches im sichtbaren und infraroten Bereich empfindlich ist.
Der IR Detektor besteht aus 320 × 240 Elementen und einem Gesichtsfeld von 4.6 x 3.5 Grad. Er bildet aus dem Orbit ein Gebiet von 32.1 × 24.0 km mit einer Auflösung von 100 m ab. Er wurde aus einem Mikrobolometerarray für militärische Nachtsichtgeräte (u.a. für das M-16) entwickelt. Es wird durch einen elektrischen Kühler auf einer konstanten Temperatur gehalten (mit einer Genauigkeit von 0,01 K). Das ist notwendig, da Bolometer eigentlich Temperaturmesssensoren sind. Sie werden durch die I-Strahlung erwärmt und dies wird gemessen. Dazu muss die Temperatur des Arrays natürlich konstant sein, weil dies sonst die Messung verfälschen würde. Auf dem Array mit Pixelgrößen von 50 µm befinden sich 10 Filter. Jeder Filter bedeckt 16 Pixelreihen. Dann folgen 8 Pixelreihen ohne Filter als Trenner. Das Array wird synchronisiert mit der Bewegung der Raumsonde ausgelesen und erzeugt so lange Aufnahmestreifen mit einer Breite von 320 Pixels. Jedes Pixel wird 29,9 ms lang belichtet. Die Auslesefrequenz beträgt 30 kHz. Möglich sind Bilder von 272 bis 65.296 Pixeln Länge, was 27,2 bis 6530 km Länge entspricht.
Über dem Array befinden sich die 10 Filter mit Wellenlängen von
| Filter | Zentralwellenlänge | Breite |
|---|---|---|
| 1 | 6.620 nm | 1010 nm |
| 2 | 6.620 nm | 1010 nm |
| 3 | 7.880 nm | 1090 nm |
| 4 | 8.560 nm | 1180 nm |
| 5 | 9.300 nm | 1180 nm |
| 6 | 10.110 nm | 1100 nm |
| 7 | 11.030 nm | 1190 nm |
| 8 | 11.780 nm | 1070 nm |
| 9 | 12.580 nm | 810 nm |
| 10 | 14.960 nm | 860 nm |
Der Filter bei 6.62 Mikrometer ist doppelt vorhanden, so werden zehn anstatt neun Spektralbänder erhalten. Anders als die Kamera im visuellen Bereich ist diese auch auf der Nachtseite aktiv.
Dieser Detektor soll sowohl Eis und Wasser finden, wie auch die mineralogische Zusammensetzung der Oberfläche bestimmen. Dieser Detektor wird während der Primärmission die Oberfläche mit 100 m Genauigkeit kartieren.
Ergänzt wird der IR Detektor durch ein CCD im visuellen
Bereich. Es verfügt über einen 1024 × 1024 Pixel großen KAF-1001 CCD Detektor
mit einem 2.9 Grad großen Gesichtsfeld. Dieser Sensor setzt 9 µm große Pixels
ein, dadurch ist die Auflösung deutlich höher als beim IR-Sensor, theoretisch
18 m im Endorbit.
Bei einer Kantenlänge von 20.2 km aus dem Mapping Orbit beträgt die Bodenauflösung 20 m. Auch hier gibt es 5 Filter im Bereich von 0.423, 0.553, 0.652, 0.751 und 0.870 Mikrometer und einer Bandbreite von 0.05 Mikrometer. Jeder Filter bedeckt 192 Pixels. Der aktive Bereich des Sensors beträgt 1.008 x 1.012 Pixels. Anders als das Bolometerarray wird dieser Chip nicht synchronisiert mit der Bewegung ausgelesen, sondern einmal alle 1,3 s. Der Speicher des Instruments reicht für einen Streifen von 10,3 km Länge bei Benutzung aller Spektralkanäle und 65,6 km bei Benutzung nur eines Spektralbandes.
Während der Primärmission werden 15.000 Bilder erwartet, die 4 % der Oberfläche abdecken. 72% entfallen auf die IR-Aufnahmen, 38% auf die im sichtbaren Bereich.
Die Elektronik besteht aus einer CPU und einem Digitalsignalprozessor. Letzterer verarbeitet die Rohdaten und reduziert z.b. das Rauschen der Pixels. Er assistiert auch der CPU bei der Datenkompression die in drei Algorithmen erfolgen kann:
Der Zeitbedarf sinkt mit dem abnehmenden kompressionsgrad. So ist Realzeitverarbeitung nur nach dem Rice-Algorithmus möglich. Bei Pausen von typisch wenigen Zehntel Sekunden ist eine DCT Transformation berechenbar und die Wavelett Kompression benötigt so lange das sie nur möglich ist, wenn die Sonde gerade sonst keine Daten verarbeiten muss. Die Datenrate beim sichtbaren Detektor beträgt 6,2 MByte/s. Es gibt einen 4 MByte großen Puffer. Die dauerhafte Datenrate zum Bordcomputer beträgt 1 MByte/s. Daher kann im sichtbaren Bereich keine so langer Streifen gewonnen werden. Die Daten werden mit 8 Bit/Pixel digitalisiert.
Das besondere ist, das IR und Infrarotbilder zusammen gewonnen werden können und dann überlagert werden können. Das Bild hier zeigt eine solche Technik. Das hochauflösende Bild im visuellen Bereich liefert die Graustufen, während die Infrarotinformationen Farben kodieren und so verschiedene Mineralien durch unterschiedliche Farben deutlich machen.
| IR-Detektor | Sichtbarer Detektor | |
|---|---|---|
| Optik Brennweite | 192 mm | 192 mm |
| Optik Durchmesser | 120 mm | 120 mm |
| Gesichtsfeld | 4,6 x 3,5 Grad (quer/längs zum Flugpfad) | 2,66 x 2,64 Grad |
| Pixel: | 320 x 240 | 1.018 x 1.008 |
| Auflösung: | 0,24 mrad= 100 m in 400 km Orbithöhe | 0,045 mrad = 18 m in 400 km Orbithöhe |
| Filter: | 10 zwischen 6,8 und 15,0 µm Breite 1 µm | 5 zwischen 0,46 und 0,86 µm, Breite 0,05 µm |
| Breite des Streifens: | 320 Pixel | 1.18 Pixel |
Das gesamte Insrtrument ist sehr kompakt und leicht. Die Abmessungen betragen lediglich 29 x 37 x 555 cm. THEMIS wiegt 11.2 kg und verbraucht 14 W an Strom.
Das Gammastrahlenspektrometer ist das letzte Instrument der im Jahre 1993 gescheiterten
Mars Observer Mission. Acht Jahre nach dessen Scheitern fliegt das
letzte Instrument zum Mars. Die anderen fünf hatten zuvor Mars Global
Surveyor 1996 und Mars Climate Orbiter 1998 zum Mars gebracht. GRS befindet sich an einem 6.2
m langen Ausleger, um von Odyssey nicht bei den Messungen gestört zu werden. Dieser sollte erst
200 Tage nach dem Erreichen des finalen Orbits entfaltet werden, man schaffte dies aber schon
nach 100 Tagen. Schon einen Monat später konnte man die Entdeckung von Wasser in 1 m Tiefe in
polaren Gebieten melden. Es wiegt alleine 30,5 kg. Es wurde bei Odyssey um
zwei Detektoren für Neutronen (hochenergetische Neutronen und
Neutronenspektrometer) erweitert.
GRS wiederum besteht aus mehreren Teildetektoren:
Der Detektor für Gammastrahlen ist ein 1,2 kg schwerer
monokristalliner Germaniumkristall der 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 auf 90 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. 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.
Die Daten eines Gebietes werden über die Mission summiert. Typischerweise dauert eine Messung 30 Sekunden. Sie deckt ein Gebiet von 300 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.
Der Neutronendetektor (NS) bestimmt vom Mars kommende Neutronen in drei Bändern: Thermische Neutronen, Epithermische Neutronen und schnelle Neutronen. Neutronen entstehen durch den Beschuss von Oberflächenmaterial mit kosmischer Strahlung. Wasser moderiert Neutronen, d.h. es verändert deren Energie durch Stöße. Dadurch kann dieser Detektor größere Wassermengen (ab einer Schichtdicke von 1 m) entdecken.
Es ist ein rechteckiger Detektor der in 4 Prismen zerfällt. Ein Prisma schaut zur
Planetenoberfläche, eines in den Weltraum, eines zum Raumfahrzeug und eines in die
Bewegungsrichtung des Raumschiffes. Jedes Prisma besteht aus mit Bor versetztem Kunststoff und
mit einer Photomultiplierröhre verbunden. 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 Kern des Bor Atoms zerfällt
dann in einen Lithiumkern. Dies verursacht einen Lichtblitz, der durch Photomultiplierröhren
detektiert wird. Während ein Prisma die Neutronen vom Mars detektiert, erfasst das zweite Prisma
Neutronen aus dem kosmischen Hintergrund. Die beiden anderen Detektoren erfassen thermische
Neutronen, welche sich durch ihre Bewegungsenergie durch die Raumschiffgeschwindigkeit
unterscheiden.
Dadurch kann man sehr genau zwischen thermischen, von der Oberfläche kommenden oder schnellen Hintergrundneutonen unterscheiden, indem man einfach die Daten zweiter Prismen voneinander abzieht.
Der HEND Detektor stammt vom russischen Institut für Weltraumforschung IKI. Ein
analoges Instrument flog auch auf der Mars 96 Mission mit. HEND kann
Neutronen zwischen 0.1 eV und 10 MeV Energie detektieren. Das Instrument nutzt die Reaktion
³He(n, p) ³H + 0,768 MeV aus, indem um eine Helium-3 Quelle ein Detektor gebaut wurde.
Polyethylen vor einem Einfaltsfenster moderiert die Neutronen und eine Cadmiumschicht um den
Detektor schirmt vor Neutronen aus dem Weltall ab. Je nach Dicke der Moderatorenschicht aus
Polyethylen können in drei Detektoren Neutronen von 0.1 - 10 eV Energie, 10 eV - 1 keV Energie
und 1 keV - 1 MeV Energie erfasst werden.
Neben diesen drei Proportionalzählern gibt es auch zwei Szintillationszähler. Ein Stilbenkristall, verbunden mit einer Photomultiplierröhre detektiert Neutronen mit Energien von 300 keV bis 1 MeV und ein Kristall aus Cäsiumiodid Protonen über 300 keV und Röntgenstrahlen über 30 eV Energie.
HEND ist als russisches Experiment autonom von GRS und hat einen eigenen Speicher. Das GRS gibt einen Synchronisationsimpuls vor, der variabel alle 12 und 3600 Sekunden kommt. Bei jedem Impuls übermittelt HEND zwischen 92 und 512 Bytes an Daten je nach Modus.
HEND unterstützt Gamma bei der Erstellung einer globalen Karte, da seine Daten die Gammastrahlenemissionen ergänzen. Das Instrument wiegt 3.7 kg und hat einen Stromverbrauch von 5.7 W. Das gesamte GRS Instrument wiegt zusammen 30.5 kg und braucht im Durchschnitt 32 Watt an Strom.
MARIE ist kein Experiment zur Erforschung des Mars, sondern eines um die
Strahlungsbelastung für zukünftige Astronauten abzuklären. Das Instrument misst die
Strahlenbelastung beim Flug zum Mars und im Marsorbit. MARIE misst die energetische Verteilung
von Teilchen von 0.1 keV/µm bis 1500 keV/µm und trennt Neutronen von Protonen und schweren Ionen.
Es macht auch eine Summenbestimmung der absorbierten Dosis und wirkt so als Dosimeter.
Das Instrument besteht aus einem Array von 24 × 24 Positionssensoren (jeder 2.5 x 2.5 cm groß) und zwei 2.5 × 2.5 cm großen Siliziumdetektoren die an zwei Szintillationszähler angeschlossen sind: Einen Detektor der die Energie misst und ein Detektor der die Ladung bestimmt. Zur Kalibration gibt es zwei 0.9 MikroCurie Alphaquellen.
MARIE wiegt insgesamt 3.3 kg und hat einen Strombedarf von 7 Watt.
Die Daten werden in einem 60 MB Flash Memory abgelegt und einmal am Tag über eine RS-422 Schnittstelle mit niedriger Datenrate ausgelesen. Die Datenmenge zur Erde beträgt maximal 8 MBit/Tag. Während des Betriebs ermittelte MARIE eine 2-3 mal höhere Strahlenbelastung als im ISS Orbit von 435 km Höhe. Ein 2-3 Jahre dauernder Flug zum Mars ist also äquivalent einem 4-9 Jahre Aufenthalts an der ISS! Im August 2001 fiel Marie aus, wurde im Mapping Orbit am 13.3.2002 wieder in Betrieb genommen und ist seit dem 28.10.2003 endgültig nach einem Strahlungssturm ausgefallen. Wenn schon die Dosimeter ausfallen, welchen Sinn machen dann die immer wieder auftauchenden Pläne für eine Marslandung?
Man hat aus dem Verlust von MCO und MPL im Jahre
1998/99 bei der NASA hinzugelernt. Beide Raumsonden scheiterten schlussendlich an einer zu
geringen finanziellen Unterstützung. Beim MCO wurde ein Fehler in der Steuerung durch ein zu
junges, unerfahrenes und vor allem, zu kleines Team nicht entdeckt. Beim Mars Polar Lander
unterblieben aus Geldmangel wesentliche Tests, die einen Fehler in der Software der
Landesteuerung nicht aufdeckten.
Obgleich daher der Mars Odyssey 2001 Orbiter im wesentlichen dem verlorenen Mars Climate Orbiter ähnelt, hat man beim Management dazu gelernt. Alleine die ausgewiesenen Mittel für die Missionsdurchführung wurden von 32.8 beim MCO auf 79 Millionen US-$ erhöht - Damit steigt auch die Größe des Missionsteams, damit solche Fehler wie bei den letzten beiden Missionen nicht übersehen werden.
Die NASA konnte sich nun auch wieder eine "echte" Delta 2 leisten (Das normale Modell 7925). Die beiden letzten Sonden starteten mit einer Delta 7425, einer Version mit 4 Boostern. Die Nutzlast sank so von 1120 auf 643 kg ab. Die Kosten aber nur von 53 auf 45 Millionen US-$. Auch dies war ein Punkt: Die NASA sparte bei den letzten Missionen auf Teufel komm raus. Diese Politik wurde nun beim prestigeträchtigen Marsprogramm nicht mehr verfolgt. Konsequenterweise ist der MO2001 auch kein Discovery Programm, denn er sprengt den Finanzrahmen dieses Projektes.
Nach einem Start am 7.4.2001 flog Mars Odyssey 2001 auf einer schnellen Typ 1 Hohmannbahn zum Mars. Es gab fünf Kurskorrekturen auf dem Weg zum Mars: Am 23.5.2001 um Ungenauigkeiten des Starts zu beseitigen, am 2.7.2001 ein Korrektur in der Mitte der Umlaufbahn. Die letzten drei Manöver am 17.9.2001 und 12.10.2001 sollten die Überschussgeschwindigkeit der Raumsonde relativ zum Mars beseitigen. Das letzte Kurskorrekturmanöver war 7 bis 24 Stunden vor der Ankunft angesetzt worden nach den Erfahrungen von MCO. Es war allerdings nicht nötig und wurde so nicht durchgeführt. Man hatte sich für Odyssey sogar eine besondere Technik einfallen lassen, um die Distanz genau zu messen: Man sandte ein Signal zur Raumsonde die sofort mit einem Signal antwortete. Aufgrund der Signallaufzeit konnte man so die genaue Distanz ermitteln. Während des Fluges zum Mars fiel im August 2001 das MARIE Instrument aus. Es wurde abgeschaltet und am 13.2.2002 im Marsorbit wieder in Betrieb genommen. Ein weiteres unvorhergesehenes Ereignis war eine verminderte Leistung der UHF Antenne. Tests von der Erde aus zeigten ein 6 dB zu niedriges Empfangsignal und 2 dB zu niedriges Sendesignal. Dies sollte jedoch die Datenübertragung der 2003 er Lander Missionen nicht beeinflussen.
Am 24.10.2001 bremste Mars Odyssey durch eine 19.7 Minuten
dauernde Zündung des Haupttriebwerkes in den Mars Orbit ein. Geplant war eine Abbremsung um 1427
m/s in einen 19.9 h. Orbit. Die Performance des Haupttriebwerkes war etwas besser als erwartet,
und so gelangte Odyssey in einen 18.6 h Stunden Orbit. In den folgenden Monaten bremste der
Orbiter durch die Reibung an der Marsatmosphäre passiv ab. Zuerst wurde der marsnächste Punkt
durch eine Zündung der 22 N Düsen auf 100 km Höhe gelegt. Die Reibung bewirkt dann ein Abbremsen
von Mars Odyssey ab einer Höhe von 180 km. Um dies effektiv zu gestalten und Schäden an der Sonde
zu verhindern, wird Mars Odyssey in einen Aerobraking Modus vor jedem Eintauchen versetzt: Die
Solarpanels schauen mit der unbelegten Seite zum Mars und bremsen so den Orbiter ab, die HGA ist
eingezogen. Es gibt keine Funkverbindung mit der Erde. In 78 Tagen gibt es 380 Eintauchvorgänge
in die Atmosphäre, bis am 11.1.2002 Mars Odyssey 2001 einen 201 × 500 km hohen Orbit mit einer
Umlaufsperiode von 1.9 Stunden erreicht hat. Dann wird durch das erneute Zünden der großen Düsen
die Bahn wieder angehoben. Dieser Orbit wird in dann feinjustiert, so dass Odyssey einen
sonnensynchronen Orbit am 30.1.2002 erreichte. In diesem kreisförmigen Orbit von 400 km Höhe und
2 Stunden Umlaufsdauer passiert Mars Odyssey den Mars auf nahezu polaren Umlaufbahn (93.5 Grad
Neigung zum Äquator) so, dass sie einen Punkt der Oberfläche immer zur gleichen lokalen Zeit
überfliegt. Dadurch sind die Belichtungsverhältnisse identisch und die Bilder vergleichbar.
Am 1.2.2002 begann dann die Primärmission von Mars Odyssey 2001. Sie wurde bis zum 24 August 2004 angesetzt und dauert 917 Tage. Das GRS konnte schon nach 105 anstatt 200 Tagen seinen Betrieb aufnehmen. Nach August 2004 wird der Satellit als Relay für zukünftige Marsmissionen dienen. Bei guter Gesundheit ist auch eine Verlängerung der Mission möglich. Man erwartet sich eine Datenmenge von 126.5 GBit während der 917 Tage dauernden Mission. Diese Vorgabe hat Mars Odyssey längst erfüllt. Nach 443 Tagen hatte die Sonde schon 155 GBits. zur Erde gefunkt. Dies war durch eine bessere Antennenleistung, Unterstützung durch das DSN und die nahe Erdpassage im Sommer 2003 möglich.
Nach dem Erreichen des Mapping Orbits hatte Mars Odyssey noch 46.2 kg
Resttreibstoff, davon 43.8 kg nutzbar. Verbraucht wurden während der ersten 443 Tage nur 2.2 kg
(erwartet waren 9.1 kg worden), so dass einer Erweiterung der Mission um ein weiteres Marsjahr
seitens der Treibstoffvorräte nichts entgegensteht. Am 28.10.2003 fiel MARIE durch einen
Sonnensturm aus, es konnte nicht wieder in Betrieb genommen werden und wurde am 27.11.2003
abgeschaltet. Nachdem das Instrument schon auf dem Weg zum Mars nur 4 Monate arbeitete fehlen die
Daten über eine Strahlungsbelastung für zukünftige bemannte Missionen.
Im Oktober 2002 konnte man aus den Daten von Mars Odyssey die Existenz größerer Mengen von Wassereis an den Polregionen, vor allem beim Südpol ableiten. Am 22.5.2004 hat Mars Odyssey seinen 10.000 Orbit durchlaufen. Seit Missionsbeginn wurde durch THEMIS 99.7 % der Marsoberfläche im infraroten und 15 % im visuellen Spektralbereich kartiert. Die Auflösung beträgt global 100 m und hat dadurch die Viking Karten abgelöst, die eine globale Auflösung von 300 m haben. GRS hat ebenfalls den Mars kartiert (Bild rechts Thorium Verteilung, Bild unten: mögliche Wasservorkommen) Seit die 2003 Mars Exploration Rover im Januar 2004 gelandet sind, ist deren Datentransfer eine weitere wichtige Aufgabe geworden, die auch noch nach Beendigung der wissenschaftlichen Tätigkeit der eigenen Instrumente beibehalten werden soll. 75 % der Daten die beide Rover senden, werden über Odyssey zur Erde gesandt.
Nach Beendigung der Primärmission am 25.8.2004 wurde diese um
zwei Jahre bis zum
September 2006 verlängert. Mars Odyssey wird weiterhin den Mars beobachten und Klimadaten
liefern. Diese Verlängerung kostet mit 35 Millionen US-$ nur einen Bruchteil der bisherigen
Gesamtkosten der Mission von 297 Millionen US-$, so dass es hier mehr Wissenschaft für einen
moderaten Preis gibt. Es ist nun möglich neben den saisonalen Unterschieden des Klimas auch die
Unterschiede von Jahr zu Jahr zu beobachten. (1 Marsjahr = 687 Erdtage). Weiterhin soll er Daten
für die Vorauswahl von Landeplätzen für die nächsten Rover Missionen liefern.
Spätestens im November 2006 wird Mars Odyssey 2001 für die Beobachtung außer Dienst genommen, wenn der neue und wesentlich besser ausgerüstete Orbiter Mars Reconnaissance Orbiter seinen Routinebetrieb aufnimmt. Der Orbiter wird aber weiter als Funkrelais fungieren. Schon bei den Mars Exploration Rovers liefen 75 % der Daten über Odyssey und eine Unterstützung wird auch beim Phoenix Lander erwartet, der 2008 landen soll. Der Treibstoff der Sonde soll nach NASA Angaben jedoch noch ausreichen die Sonde nicht nur über diese Dekade, sondern bis ins nächste Jahrzehnt in Betrieb zu halten, so dass man nur hoffen kann, dass die NASA sich das Abschalten nicht doch noch überdenkt.
Durch den Start des neuen Mars Orbiters MRO ist das Interesse an MO nun etwas verschwunden, auch auf der Website gibt es weniger neues. Doch im August 2006 konnte man das Entdecken von Fontänen die Kohlendioxid freisetzen auf THEMIS Bildern vermelden. Ein Problem mit der Ausrichtung der High-Gain Antenne das seit dem Start bestand verschwand, wahrscheinlich weil der Fremdkörper inzwischen sich gelöst hat. Wie bei MGS arbeitet man auch an neuen Betriebsmodi, so soll THEMIS ab Dezember 2006 nun Stereoaufnahmen durch Versetzte Linienpaare anfertigen.
Am 27.3.2007 berichtete die NASA das man derzeit untersucht ob Odyssey nicht auf seine Backup Systeme verzichten kann. Die Sonde hat viele Systeme redundant, angeordnet in getrennten Systemen, bezeichnet als "A" und "B". Seit dem Start vor sechs Jahren arbeitet die Sonde mit dem A System und nun ist eine Komponente des Stromverteilungs- und Umwandlungsnetzes vom B Teil ausgefallen. Das alleine wäre nicht so schlimm, würden nicht am B Teil einige Systeme hängen wie z.B. der Computer der B Kette. Nun überlegt man wie man trotzdem auf die anderen Backupsysteme zugreifen kann ,ansonsten müsste man auf den kompletten B Teil verzichten und die Sonde wäre bei Ausfall eines A Systems verloren.
In einer weiteren Missionsverlängerung um zwei Jahre begann Odyssey damit am 10.10.2008 ihren Orbit anzupassen. Der bisherige Orbit, der seit 2002 beibehalten wurde, ist sonnensynchrone mit 12 Umläufen pro Tag. Auf den Nord-Süd Flügen passiert der Roboter dabei ein Gebiet bei 5 Uhr Nachmittags lokaler Zeit und bei Süd-Nord Passagen bei 5 Uhr morgens. Dieser Orbit ist ein Kompromiss zwischen guten Beobachtungsbedingungen für alle Instrumente und den Anforderungen für die Temperaturregelung. Ein Impuls am 30.9.2008, der 6 Minuten dauerte veränderte den Orbit so, dass in Folge nun die Sonde jeden Tag 20 Sekunden später ein Gebiet überfliegt. Anfang 2009 wird eine zweite Zündung den Orbit neu synchronisieren, wenn Odyssey um 14:30 und 2:30 lokaler Zeit die Oberfläche passiert. Der neue Orbit bietet erheblich bessere Beobachtungsbedingungen für das THEMIS Instrument, allerdings ist zu erwarten, das dafür das GRS zu heiß wird. Die Detektoren für hochenergetische Teilchen und Neutronen werden aber noch aktiv bleiben, nur der Gammastrahlendetektor muss abgeschaltet werden. Zielsetzung der 2 Jahres Verlängerung und des neuen Orbits ist es Oberflächenmineralien besser zu identifizieren und mehr Stereoaufnahmen zu erhalten. Der vorhandene Treibstoff soll auch nach dieser größten Orbitänderung seit 2002 bis mindestens 2015 ausreichen.
Die Odyssey übernahm die Hauptlast der Datenübertragung der Marssonde Phoenix nach ihrer Landung im August 2009. Seit Januar 2010, als die Sonne wieder höher über dem Horizont stand gab es auch mehrere Kontaktaufnahmen mit der Sonde, die im November ihre Tätigkeit einstellte, als der einbrechende Winter zu wenig Licht für die Solarpaneele übrig ließ. Anfang April als dieselben Bedingungen wie bei der Landung herrschten wurden diese intensiviert. Bei 60 Überflügen empfing Odyssey jedoch kein Signal von Phoenix, sodass die NASA Ende Mai die Mission von Phoenix offiziell beendet.
Im Juli 2010 präsentierte die NASA eine für jedermann verfügbare Karte auf Basis von 21.000 THEMIS Aufnahmen des Mars. Es ist die bisher genaueste globale Karte des Mars mit einer durchgängigen Auflösung von 100 m. Sie wird allerdings nur kurz diesen Rekord behalten, denn Mars Express hat schon den größten teil des Mars mit einer Auflösung von 20-30 m erfasst (bedingt durch den elliptischen Orbit ändert sich bei diesem Orbiter die Auflösung je nach Entfernung) und MRO's Context Imager Kamera hat bis Februar 2010 auch schon größere Bereiche des Mars (etwa 50%) mit einer Auflösung von 6 m erfasst. Beiden fehlt allerdings die Fähigkeit von Themis im nahen Infrarot Aufnahmen anzufertigen.
Am, 15.12.2010 war Odyssey 3.340 Tage im Orbit und hat damit die aktive Betriebsdauer von Mars Global Surveyor gebrochen und ist die am längsten im Marsorbit aktiv Sonde. Der laufende Betrieb nach Ende der Primärmission kostet rund 10 Millionen Dollar pro Jahr.
NSSC Informationen Mars Odyssey
Themis Beschreibung (PDS Note).
https://www.jpl.nasa.gov/news/press_kits/odysseyarrival.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.
Hier eine Beschreibung des Buchs auf meiner Website für die Bücher, wo es auch ein Probekapitel zum herunterladen gibt. Sie können das Buch direkt beim Verlag kaufen (versandlostenfrei). Dann erhalte ich als Autor eine etwas höhere Marge, aber auch über den normalen Buchhandel, Amazon (obige Links) und alle anderen Portale wie Bücher.de oder Libri.
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