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In den neunziger Jahren des vergangenen Jahrhunderts begann die USA mit
jedem Startfenster Sonden zum Mars zu schicken. Geplant waren jeweils eine Orbitersonde und ein
Lander. So war für das Startfenster 2001 deren Start des Orbiters "Mars 2001 Orbiter" (später in
Mars 2001 Odyssey umbenannt) geplant und der Landesonde "Mars
Surveyor '01 Lander". Doch der Verlust beider Raumsonden die 1998/99 starteten änderte diese
Praxis. Mars 2001 Lander startete nicht. Die Sonde wird nun umgebaut und im Jahre 2007 als
"Phoenix" erneut starten. Dies ist die Geschichte von Mars 2001 Lander.
Der Mars 2001 Lander besteht aus einem Lander und einem Rover. Beide basieren auf erprobter Hardware: Der Lander ist eine modifizierte Version des Mars Polar Landers (MPL) und der Rover eine weitgehend unveränderte Ausgabe des Rovers Sojourners, der mit Mars Pathfinder (MPF) landete. Der Lander wiegt beim Start 628 kg, wovon noch 328 kg an Masse nach der Landung übrig bleiben. Er steht auf 3 Beinen. Abgebremst wird er von Düsen die Hydrazin katalytisch zersetzen. Der Bordcomputer soll ein RAD6000 mit einer Taktfrequenz von 25 MHz sein.
Strom liefern 3 m² Solarzellen auf der Oberseite. Zwei 12 Ah Lithiumionenbatterien liefert 25-30 W Strom für den Nachtbetrieb. Anders als beim MPL waren die Solarpaneele kreisförmig und sind auseinander faltbar. Dies scheint der augenfälligste Unterschied zum Mars Polar Lander zu sein. Ansonsten sieht die Sonde dem MPL sehr ähnlich und wiegt auch nahezu gleich viel (MPL: Startmasse 576 kg, Landemasse 290 kg).
Der Lander ist von einer Aeroshell aus zwei Teilen umgeben,
deren unterer Teil den Hitzeschutzschild enthält und der obere Teil das Fallschirmsystem. Diese
basieren weitgehend auf den Viking Aeroshells, auch die Landung läuft mit den Düsen fast wie bei
Viking ab.
Auf dem Weg zum Mars liefert eine Cruise Stage mit zwei Solarpanels mit 2.3 m² Fläche Strom, lädt die Batterien auf und korrigiert mit kleinen Triebwerken den Kurs. Auf dem Weg zum Mars kommuniziert die Cruise Stage mit Mittelgewinn- und Niedriggewinnantennen mit der Erde. Die Datenrate beträgt 100 Bit/sec und umfasst nur die Lebensdaten des Landers, aber keine wissenschaftlichen Ergebnisse. Die Cruise Stage wird vor der Landung abgetrennt. Das Gewicht ist nicht bekannt. Doch beim Mars Polar Lander wog sie 82 kg.
Das letzte Stück des Weges legt der Lander wie die Viking Lander in den siebziger Jahren mit Düsen zurück. Die Airbags, die Pathfinder erprobte, finden erst wieder in der 2003 Mars Mission ihren Einsatz.
Die Kommunikation sollte mit einer UHF Antenne über den Mars 2001 Orbiter und Mars Global Surveyor erfolgen. Die Datenrate von der Erde beträgt 2 KBit/sec und die von der Sonde zur Erde 8-128 KBit/sec, je nach Position der Orbiter zur Sonde. Pro Tag erwartete man 50 MBit an Daten, 40 vom Rover und 10 vom Lander. Zuerst sollte nur die Kommunikation über die Orbiter erfolgen. Es waren zwei Überflüge der Orbiter pro Jahr vorgesehen. Später fügte man eine 20 kg schwere Parabolantenne mit 30 cm Durchmesser hinzu, für die direkte Kommunikation mit der Erde. Dies führte dazu, dass man den Rover nicht mehr mitführen konnte.
Instrumentell war die Sonde ein Zwitter: Manche Instrumente waren von der letzten
Marsmission übernommen worden (MPL) und andere wurden erprobt für die teureren Rover, die 2003
starten sollten. Diese sollten ursprünglich schon 2001 starten, doch fehlende Gelder führten
dazu, dass man die Instrumente erst einmal auf dem 2001 er Lander erprobte, da der Start
verschoben werden musste.
Instrumente übernommen vom MPL:
Instrumente übernommen vom Mars Pathfinder:
Neue Instrumente, die auch auf den Mars Exploration Rovern eingesetzt werden:
Neue Instrumente, die auch auf dem Orbiter Mars Odyssey eingesetzt werden:
Neue Instrumente die an keiner anderen Raumsonde eingesetzt wurden:
Daraus wird ersichtlich, dass der Lander sehr viel besser
instrumentiert war als seine beiden Vorgänger und auch die nachfolgenden Rover (die allerdings
wegen des beschränkten Gewichts nicht so viele Experimente mitführen können). Der Lander war für
eine wissenschaftliche Nutzlast von 65 kg (inklusive Rover) ausgelegt. Genutzt wurden davon nur
35.32 kg. Da allerdings von den maximal 65 kg 45 kg auf den Rover entfallen sollten, hat der Mars
'01 Surveyor Lander die beste instrumentelle Ausrüstung seit den Viking Sonden!
| Experiment | Gewicht |
|---|---|
| Pancam | 5.85 kg |
| MARDI | 0.42 kg |
| MIMOS | 0.40 kg |
| MARIE | 3.30 kg |
| MECA | 10.00 kg |
| Arm | 6.15 kg |
| MIP | 8.50 kg |
| Summe | 35.32 kg |
Diese Kamera ist im wesentlichen eine Kopie der Pathfinder Kamera. Sie verwendet dieselbe Optik und auch denselben CCD Chip mit
Elektronik. Die Kamera ist ein Gemeinschaftsexperiment von Deutschland und den USA. Von den USA
stammt die Optik und Mechanik. Von Deutschland (Max Planck Institut für Aeronomie) stammt der CCD
Sensor und die Elektronik, also die wichtigsten Teile der Kamera. Die Kamera wurde für den Mars
Polar Lander (MPL) modifiziert (nur 12 anstatt 24 Filter) und dann baugleich für den Mars 2001
Lander verwendet.
Die Kamera ist schwenkbar um 360 Grad und kann durch einen ausfahrbaren Mast bis in 2 m Höhe gebracht werden. Vergleiche der Abbildungen vor und nach dem Ausfahren des Arms erlauben stereoskope Bilder in der Höhe.
Der eigentliche CCD Chip wurde für die Kamera der Huygens Mission ausgewählt. Die DLR orderte 50 Chips für die Huygens Kamera um ein taugliches für die Huygens Sonde herauszulesen. Es gab noch genügend weitere geeignete um damit die IMP und Pancam zu bestücken. Es ist ein CCD Chip mit 512 × 512 Pixels von je 23 µm Größe. Davon sind 256 × 512 Pixels eine Speicherzone, in der ein ausgelesenes Bild gespeichert wird. Diese Zone ist von einer Metallplatte bedeckt. Die restliche Zone von 512 × 256 Pixels teilt sich wiederum in zwei separate Felder ein, die getrennt ausgelesen werden können. Jedes Pixel hat 12 Bits für die Helligkeit, jedes Bild ist 256 × 256 Pixel groß.
Jedes dieser Felder wird von einem Spiegel beleuchtet, der mit einer Optik gekoppelt ist. Die beiden Optiken sind jedoch um 120 mm verschoben. So sind echte Stereoaufnahmen möglich. Die Optik ist empfindlich zwischen 440 und 1000 nm Wellenlänge, verfügt über 12 Filter auf 2 Rädern und hat 23 mm Brennweite. Die Auflösung beträgt 3.4 Bogenminuten (0.98 mrad) bei einem Gesichtsfeld von 14.4 × 14.0 Grad. Die Kamera ist damit unschärfer als das menschliche Auge, welches eine Auflösung von 2 Bogenminuten hat. (Ein Mensch auf dem Mars würde also fast doppelt so gut sehen wie die Kamera). Für ein komplettes Panorama von -72 bis + 83 Grad und einem Horizontalschwenk von 360 Grad werden mind. 275 Bilder pro Spektralkanal benötigt. Neben 3 Breitbandfiltern für Rot, Grün und Blau gibt es 9 weitere Filter, die auch Aufnahmen im nahen Infrarot erlauben. Der Schärfebereich liegt bei 0.5 m bis unendlich mit der höchsten Schärfe bei 1.3 m Entfernung.
Die Kamera verwandte auch eine Elektronik zur Komprimierung nach dem DCT Verfahren. Dieses ist auch Basis des JPEG Standards. Pancam wiegt 5.85 kg und verbraucht 2.6 W an Strom.
Der 2 m lange und 6.12 kg schwere Arm ist an der vorderen Ecke der Front
von Mars 2001 Surveyor Lander angebracht. Er wurde von dem Mars Polar Lander übernommen und
verbessert. Er hat ein Ellenbogengelenk und eine Schaufel am Ende. Insgesamt verfügt er über 4
Freiheitsgrade. Entfallen ist der Temperatursensor am Ellenbogengelenk, der bei dem Mars 98
Lander Bestandteil der Meteorologiestation war. An der Schaufel gibt es eine kleine Kamera. Die
Schaufel soll Gräben bis zu 20 cm Tiefe graben und Proben nehmen. Die Kraft des Arms soll dem
eines menschlichen Arms entsprechen. Er entwickelte Kräfte von bis zu 80 N.
Die Mechanik des Arms alleine, ohne die Experimente wiegt 3.3 kg. Er kann
bis auf 1.9 m Entfernung vom Lander ausgefahren werden und in einem
Winkelbereich von 140 kg geschwenkt werden. Gefertigt wird der Arm von
Alliance Space Systems.
Gesteuert wird der Arm von einem eigenen 80C51 Mikroprozessor. Er digitalisiert auch die Signale der Aktoren mit 12 Bit Auflösung. Die Kamera an der "Hand" soll den Arm bei dem Graben beobachten, auch sie stammt von Deutschland (Max Planck Institut für Aeronomie). Sie hat zwei Beleuchtungssysteme eines mit direkten Licht und eines mit diffusem Licht. Die Kamera ist panchromatisch, doch durch die Beleuchtung der Szene durch 8 Leuchtdioden in den 3 Grundfarben sind auch Farbaufnahmen möglich. Ihr Fokus ist einstellbar von 10 mm bis unendlich. Ihre Auflösung beträgt 2 mrad. Dies sind 20 cm aus 10 m Entfernung und 0.02 mm aus 10 mm Entfernung. Sie ist auch fähig Stereoaufnahmen anzufertigen. Der Arm hätte auch den Rover Marie Curie von einer Fläche des Solarpanel gehoben und neben dem Lander abgesetzt.
Dieses zweite Instrument aus Deutschland ist das erste seiner Art, welches
jemals auf einer Planetensonde eingesetzt wurde. Wie das APXS stammt es aus Mainz, diesmal jedoch
von der Johannes Gutenberg Universität Mainz. Es nutzt den 1956 von Mössbauer entdeckten
kernphysikalischen Effekt aus, der auf der rückstoßfreien Absorption und Emission von
Gammaquanten durch Atomkerne beruht.
Auf dem Instrument sendet eine Cobalt-57 Quelle Gammastrahlung mit einer Energie von 14.4 keV aus. Gammaquanten dieser Energie werden von Fe57 Kernen absorbiert. Dies geschieht normalerweise rückstoßfrei. Jedoch ist der Eisenkern in einem Kristallgitter eingebunden, so geht dies nicht. Dieses nimmt den Impuls auf und das Atom gelangt in einen resonanten Zustand. Aus diesem sendet das Atom Gammaquanten mit der Resonanzfrequenz aus. Diese werden detektiert. Die Frequenz ist sehr eng begrenzt und hängt von der Umgebung des Eisenatoms ab. Somit lassen sich verschiedene eisenhaltige Minerale sehr genau abgrenzen. Dagegen liefert APXS nur einen Summewert für das Eisen, jedoch keine Angaben über die Mineralien in denen es steckt. Die Nachweisempfindlichkeit des Instruments beträgt 2 Prozent.
Die Ionenquelle ist durch mehrere Schichten Messing, Tantal und Wolfram umhüllt, welche die Strahlung abschirmen und auch in Richtung der Auslassöffnung bündeln. Die Strahlung passiert ein Beryllium Fenster welches unerwünschte Fremdstrahlung blockiert.
Erfasst werden die Frequenzen von 6.4 und 14.41 keV. Detektoren sind
Silizium PIN Photodioden vom Typ Hamamatsu S3590-05 mit einer Nachweiswahrscheinlichkeit von 75 %
bei 6.4 keV und 100 % bei 14.4 keV. Die Fläche auf der sie montiert sind hat eine Größe von 1.0 ×
1.0 cm. Bei beiden Frequenzen wird ein 512 Punkte Geschwindigkeitsspektrum gewonnen. Eine Messung
dauert bis zu 12 Stunden.
MS hat seine eigene Elektronik mit einem Mikrocontroller und 128 KByte SRAM, zusätzlich ein ROM, FRAM und ein EEPROM zum Speichern der Daten alle 60 Minuten um bei einem Stromausfall über Nacht nicht die gesamte Messung zu verlieren. Das Instrument wiegt 0.55 kg und hat einen Stromverbrauch von 2 W.
Das Instrument MIMOS II ( Miniaturisiertes MOSsbauer Spektrometer) wiegt nur 0.4 kg bei Abmessungen von 50 × 30 × 25 mm und einem Stromverbrauch von 1 W. Ein identisches Exemplar flog auch auf dem europäischen Marslander Beagle II mit. Dieser ging am 25.12.2003 bei der Landung verloren. Zwei weitere Exemplare starteten mit den beiden Rovern 2003 zum Mars. MIMOS ist an dem Deck neben zwei Samarium Magneten angebracht, welche eisenhaltiges Oberflächenmaterial sammeln, so das es das Instrument untersuchen kann.
Ein
Problem bei der Landung eines Raumfahrzeuges ist die genaue Feststellung der Position. Bei
Pathfinder konnte dies durch einige markante geologische Details am
Horizont recht schnell gelingen, doch bei den Viking Landern kennt man die genauen Positionen bis
heute noch nicht. MARDI sollte dies beim Mars 2001 Lander verhindern. Er macht während des
Abstiegs bis zu 20 Fotos. Das erste 10 Sekunden nach der Fallschirmentfaltung in 7-8 km Höhe, das
letzte aus 6 m Höhe. Diese Fotos erlauben es auf Aufnahmen der Orbiter nach dem Landeplatz zu
suchen. Die Daten werden im Arbeitsspeicher der Sonde abgelegt und nach der Landung zur Erde
gefunkt.
Die stark miniaturisierte Kamera hat nur Abmessungen von 5 × 5 × 10 cm und eine fokale Länge von 7.134 mm. Das Gesichtsfeld beträgt 73.4 Grad. Verwendet wird ein Kodak KAI-1001 CCD Chip mit 1024 × 1024 Pixeln, von denen 1018 × 1008 Pixels verwendet werden. Die Pixelgröße beträgt 9 Mikrometer. Daraus ergeben sich eine Auflösung von 1.25 mrad. Dies entspricht 75 m beim ersten und 0.009 m beim letzten Bild.
Die Kamera verfügt über ein eigenes RAM und einen Digitalen Signalprozessor vom Typ Motorola DSP 56166 mit 60 MHz, 4096 Bytes Program RAM, und 4096 Bytes Data RAM. Im Arbeitsspeicher des Bordcomputers gibt es maximal 12.5 MB Flash und 12.5 MB RAM Speicher für die MARDI Bilder. Bilder werden mit zwei Ports mit einer RS-422 Schnittstelle mit je 1 MBit/sec übertragen. Es dauert 2 Sekunden ein Bild zu übertragen.
Die Verarbeitungszeit pro Bild beträgt 2 Sekunden. Die Bilder werden so gestaffelt, das jedes folgende die halbe Kantenlänge des vorhergehenden hat. Das erste hat so 8 km Kantenlänge, das letzte 9 m Kantenlänge. Je nach Höhe ist dabei eine Huffman Kodierung (Faktor 2:1 in Echtzeit) oder DCT Kodierung (Faktor 10:1, nahezu in Echtzeit) möglich. Die Belichtungszeit beträgt 0.25 ms. Die Kamera ist panchromatisch (bildet also den gesamten Spektralbereich des sichtbaren Lichts ab) und empfindlich für Licht zwischen 500 und 800 nm Wellenlänge.
MARDI benötigt 2 Watt an Strom und wiegt lediglich 420 g. Er wurde für den Mars Polar Lander entwickelt und unverändert auf der Mars 2001 Sonde eingesetzt.
Ein Experiment, das neu für die Landemission entwickelt worden ist, ist MECA. Es soll die
Eigenschaften des Marsbodens untersuchen. Insbesondere die, welche Menschen auf dem Mars zu
schaffen machen könnten und soll Daten für die Entwicklung von Geräte für Außenbordaktivitäten
liefern. Es befindet sich in einem 35 × 25 × 15 cm großen Container auf dem Deck des Landers und
wiegt 10.0 kg. Es ist damit das schwerste Experiment an Bord.
Dazu gibt es 4 einzelne Experimente in diesem Instrument:
Das Labor für Wasserchemie bestimmt den p.H. Wert einer Probe und ermittelt vorhandene Peroxide und Schwermetalle. Es besteht aus 4 Zellen die jeweils einmal benutzt werden können. Jede Zelle verfügt über einen Probenaufnehmer, einen Wassertank, eine Heizung und eine ionenspezifische Elektrode, verbunden mit Aktoren und einer eigenen Elektronik. Eine Probe wird eingefüllt und die Zelle dann versiegelt. Nach dem Zugeben von Wasser wird die Probe erhitzt. Dabei wird laufend pH Wert, Leitfähigkeit und das Redoxpotential ermittelt. Danach folgt die Zugabe eine Standards zur Kalibrierung und weitere Messungen. Zuletzt wird die Messung mit einer weiteren Zugabe von Proben wiederholt. Jede Probe hat ein Volumen von 1 cm³. Die Daten erlauben eine Aussage wie aggressiv und korrosiv die Marsoberfläche ist und wie sie auf Metalle einwirkt.
Es bestimmt unter anderem die Ionenkonzentration von Cadmium, Chlorid, Bromid, Iodid, Lithium, Kalium, Natrium, Magnesium, Calcium, Ammonium, Nitrat / Perchlorat, Carbonat, Kohlendioxid.
Die Mikroskopiestation besteht aus einem optischen Mikroskop, einem Atomkraftmikroskop und einem Probenaufnahmesystem. Untersucht werden vom optischen Mikroskop kleine Körnchen der Oberfläche und Staub aus der Marsatmosphäre. Beleuchtet werden die Objekte mit 4 LED in den Farben Blau, Grün, Rot und UV. Die CCD Kamera macht nur Schwarz-weiß Aufnahmen, doch durch die Beleuchtung mit den lichtstarken LED kann aus 3 Aufnahmen mit unterschiedlichen Farben ein Farbbild gewonnen werden. Jedes Bild hat 1 × 2 mm Größe und besteht aus 512 × 256 Pixels. Die Vergrößerung beträgt 6 fach und die Pixelgröße 4 Mikrometer.
Das Atomkraftmikroskop vermisst die Oberfläche von Staubkörnern und erzeugt ein topographisches Relief mit einer Auflösung von weniger als 0.1 nm, das entspricht in etwa einem Atomdurchmesser. Das Probenaufnahmesystem besteht aus einem Rad mit Behältern für Proben und einem Motor der es dreht. Das Rad wird vom Robotarm befüllt mit Staub, magnetischen Teilchen und abgeschabten Oberflächenmaterial. Das Atomkraftmikroskop kommt von einem Konsortium rund um die Schweizer Universität Neuchatel.. Es bildet ein Gebiet von nur 40 × 40 Mikrometer ab.
"Patch Plates"Dies ist ein rein passives Experiment. Auf der Oberfläche sind 72 je 1 cm² große Flächen mit Materialen untergebracht. Diese enthalten Proben von Weltraumanzügen, Filtern etc. Mit der Kamera der Sonde wird die Veränderung durch den Einfluss von Oberflächen Material (vom Wind angeweht und vom Robotarm geschaufelt) untersucht. Ein zweites Array mit ebenfalls 72 Proben dient für den Test des Oberflächenkontakts. Dazu wird eine Probe mit dem Robotarm auf der Oberfläche gerieben und anschließend die Veränderung durch die Robotarmkamera untersucht.
Das Elektrometer misst die elektrostatische Spannung die zwischen dem Robotarm und der Oberfläche entsteht. Damit sollen die elektrostatischen Eigenschaften der Marsoberfläche und Atmosphäre bestimmt werden und Daten gewonnen werden, ob diese für bestimmte Komponenten gefährlich sein könnten, z.B. der Elektronik von Apparaten. Mehrmals am Tag werden Daten gewonnen, wenn der Arm in verschiedenen Höhen sich befindet. Beim Graben und anderen Oberflächenaktivitäten wird alle 10 Sekunden eine Messung vorgenommen.
Gemessen wird die induzierte Spannung, der Ionenfluss und das elektrische Feld zwischen Arm und Elektrometer. Ziel ist es diese Daten zeitlich und räumlich zu differenteren, indem der Arm bei gleicher Höhe über den Tag gehalten wird oder innerhalb der selben Zeit an verschiedenen Tagen die Messungen verglichen werden.
Das 8.5 kg schwere Experiment enthält fünf Instrumente, welche Technologien erforschen, die man in späteren Marsmissionen einsetzen will. Das Primäre Ziel ist es, aus der Marsatmosphäre reinen Sauerstoff zu gewinnen. Weiterhin sollten neue Sonnenzellen auf ihre Eignung für den Einsatz auf dem Mars erprobt werden. Die letzten Experimenten sollten neue Radiatoren testen und den Einfluss von Staub auf die Energieausbeute bestimmen.
Die MIP Experimente befinden sich in einer 40 × 25 × 24 cm großen Box auf dem
Deck des Landers. Das Mars Atmosphäre Akquisition and Compression (MAAC) Experiment soll die
Marsatmosphäre einsaugen und komprimieren. Die Atmosphäre des Mars hat einen Druck von 4-10 Hektopascal je nach Höhe. MAAC komprimiert diese auf 1000-5000 Hektopascal (1-5 bar). Dies ist
der Druck den OGS braucht.
Das Oxygen Generator Subsystem (OGS) wird testen ob man Sauerstoff aus dem Kohlendioxyd gewinnen kann, aus dem die Marsatmosphäre überwiegend besteht. Details über die Funktionsweise des Experimentes gibt es nicht, doch wahrscheinlich ist, dass man die Umkehrung der Reaktion
CO + O → CO2
nutzt. Erhitzt man Kohlendioxid, so spaltet es sich in Kohlenmonoxid und Sauerstoff. Allerdings braucht man dazu bei Atmosphärendruck ohne Katalysator sehr hohe Temperaturen:
| Temperatur | % Kohlenmonoxid | % Kohlendioxid |
| 1205 °C | 0.032 | 99.968 |
| 2367 °C | 21.0 | 79.0 |
| 2606 °C | 51.7 | 48.3 |
| 2843 °C | 76.1 | 23.9 |
Um die Temperaturen niedrig zu halten nutzt man einen Katalysator. Zirkonium katalysiert die Abtrennung und lässt nur Sauerstoff durch das Metallgitter passieren, wenn es unter Spannung gesetzt wird. Der Sauerstoff wird auch so der Reaktion entzogen, wodurch die Spaltung begünstigt wird. So sollen 0.5 cm³ Sauerstoff pro Minute erzeugt werden. Man will OGS zehn mal auf dem Mars testen. Ein größeres Experiment mit demselben Prinzip ist MOXI an Bord des Perversance Rovers.
Das Experiment Mars Thermal Environment and Radiator Characterization (MTERC) untersucht die Einflüsse auf Radiatoren über längere Zeit und bestimmt die effektiven Himmelstemperaturen. Es umfasst zwei Radiatoren unterschiedlicher Bauweise die einmal der direkten Atmosphäre und einmal durch Behälter geschützt sind. Radiatoren sind notwendig zum Abführen überschüssiger Wärme bei bemannten Missionen und man will testen welche dafür geeignet sind.
Das Experiment Mars solar Array Technology Experiment (MATE) untersucht die Veränderung von Solarzellen über längere Zeiträume. Bei Mars Pathfinder konnte man dies nur über 3 Monate tun. MATE soll Daten über bis zu 1 Jahr liefern. Zusätzlich hat es zwei Spektrometer und Radiometer, welche das solare Spektrum zwischen 300 und 1700 nm bestimmen und den Einfluss von Staub und Aerosolen auf die Sonneneinstrahlung messen.
Zuletzt bestimmt das Experiment Dust Accumulation and Repulsion Test (DART) die Ansammlung von Staub auf Solarzellen über längere Zeiträume. Es untersucht mit einem Mikroskop über längere Zeiträume eine Fläche auf ihre Veränderung durch Staubablagerung. Es erprobt auch neue Solarzellen und die Beseitigung von Staub durch elektrostatische Aufladung der Solarzellen.
Das Experiment MIP braucht 3 W an Strom nachts, 9 W am Tag und 16 W wenn OGS aktiv ist. Die Auslegung des Experimentes ging von einer Arbeitsdauer von 300 Tagen aus, d.h. einer Reaktivierung des Landers nach dem Winter.
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 4.0 kg und hat einen Strombedarf von 7 Watt. Es befindet sich sowohl an Bord des Orbiters (Odyssey) wie auch des Landers und erlaubt es so die Strahlenbelastung einer Besatzung im Orbit und auf der Oberfläche zu bestimmen.
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 an Bord von Odyssey 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!
Der Name TES erinnert an den Pendant des Instrumentes an Bord
von Mars Global Surveyor: TES (Thermal Emission Spektrometer). Es handelt
sich um ein Michelson Interferometer, welches Spektren im infraroten Spektralbereich macht.
Mini-TES ist eine Miniaturausgabe dieses Instrumentes. Es wiegt 2.40 kg und braucht 5.6 W an
Strom.
Das Instrument besteht aus einem 7.60 cm Cassegrain Teleskop mit einer Brennweite von 1540 mm. Im Brennpunkt befindet sich ein Detektor mit einem umschaltbaren Gesichtsfeld von 8 und 20 Millirad. (8 bzw. 20 cm in 10 m Entfernung). Spektren werden zwischen einem Wellenlängenbereich von 5 und 29 µm (2000-345 cm-1) gewonnen. Die Auflösung beträgt 5 cm-1. Der Detektor besteht aus ungekühlten Triglycerinsulfatelementen.
Das Instrument befindet sich über der Pancam, am Ende des Instrumentenmastes, 1.5 m über dem Boden. Durch einen Motor kann es um 360 Grad in der Horizontalen und um 30 Grad über den Horizont und 50 Grad unter den Horizont geschwenkt werden. Beim Erstellen von Panoramas wird der 20 mrad Modus verwendet. Ein Panorama besteht dann aus 314 × 70 Messpunkten. Der 8 mrad Modus wird für das Erfassen der Strahlung einzelner Steine benutzt.
Ziele von TES ist es die mineralogische Zusammensetzung von Steinen, Sand und Felsen zu ermitteln. Die Genauigkeit der mineralogischen Zusammensetzung beträgt besser als 5 %. Daneben macht das Instrument vor allem bei Nacht auch Bestimmungen der Temperatur auf 2 K genau durch Bestimmung der rückgestrahlten Wärmemenge. Wie bei TES hat das Instrument eine hohe spektrale Auflösung, aber eine kleine Ortsauflösung (siehe Bild von den Mars Rovern).
Messungen von TES und Pancam können kombiniert werden indem monochromatische Pancam Aufnahmen eingefärbt werden. (Die Farbinformation liefert Mini-TES. Jeder Farbton entspricht einem Mineral, siehe Bild). Die Daten des Spektrometers werden einer schnellen Fourier-Transformation unterworfen. Dies reduziert die Datenmenge beträchtlich. Aus den 1120 Messpunkten mit je 16 Bit Genauigkeit werden die zentralen 1024 Bit verwendet und in 2 Blöcken à 512 Bit kodiert. Die Datenrate des Instrumentes beträgt dann nur noch 400 Bit/sec. Mini-TES wurde in einer leicht modifizierten Version mit einem etwas kleineren Teleskop auf den beiden Rovern Spirit und Opportunity eingesetzt.
Der Rover hat eine lange Geschichte. In den frühen Projektbeschreibungen ging man von der Mitnahme eines weiterentwickelten Rovers von Sojourner aus. Er sollte 45 kg wiegen, eine 15 MIPS, 32 Bit RISC CPU verfügen. Im zusammengefalteten Zustand sollte er Abmessungen von 22 × 37 × 35 cm haben. Später wurde als ein separates Projekt der "Athena Rover" geboren und der 45 kg schwere Rover entfiel. So ging das Projekt Mars 01 Surveyor Lander im Jahre 1999 in die Planungsphase.
Der Rover kam dann wieder hinzu, als man dem Athena Rover Programm (spätere Mars Exploration Rovers Spirit und Opportunity) 60 Millionen USD im Jahre 1999 entzog. Darauf hin musste der Start von 2001 auf 2003 verschoben werden. Als man später 20 Millionen USD wieder zuschoss, reichte dies für die Mitnahme des kleinen Rovers "Marie Curie". Dies war eine Kopie des schon gebauten Rovers, der bei Mars Pathfinder mit flog. Der größere, 45 kg schwere Rover war mit diesem Geld und im vorgesehenen Zeitrahmen nicht mehr zu verwirklichen.
Doch schon am 18.2.2000 wurde der Mini Rover wieder endgültig gestrichen, weil der Platz für eine Kommunikationseinrichtung benötigt wurde. (HGA zur direkten Kommunikation mit der Erde). Da der Rover "Marie Curie" weitgehend identisch zu dem Rover Sojourner an Bord von MPF gewesen wäre, folgt nun die Beschreibung des Sojourners, nur ergänzt durch die Daten die man von dem Rover veröffentlicht hat. Bei der Neuauflage des Projektes als "Phoenix" wird kein Rover mitgeführt werden.
Der Rover wurde nicht vom JPL sondern vom Ames Forschungszentrum gebaut. Seinen Namen
hat er bekommen nach der zweifachen Nobelpreisträgerin in Physik Marie Curie. Der Sojourner ist
auf dem Mars ein 280 mm hoher, 630 mm langer und 480 mm breiter und nur 13.81 kg (Sojourner 10.6
kg) schweren Rover. Die Bodenfreiheit beträgt 130 mm. Während der Reise sind die Räder noch nicht
ausgefahren und der Sojourner macht sich 180 mm "dünn". Er ist auf einem Solarpanel vom Lander
untergebracht und wird von den Roboterarm auf den Boden ausgesetzt.
Die Energieversorgung des Sojourner bestand aus einem Solarpanel auf dem Deckel aus Galliumarsenid auf Germanium Photozellen. Der Wirkungsgrad beträgt bei dieser Kombination 18 %, so dass das nur 340 g schwere Panel von 0.22 m² Fläche auf dem Mars 16.5 W an Leistung lieferte. Im Normalbetrieb braucht Rover 13 W. Ergänzt wurde dies durch eine nicht aufladbare Lithiumthionylchlorid Batterie. Die Batterie besteht aus 9 Zellen in Serie und hat ein Gewicht von 1.24 kg. Sie hat eine Kapazität von 108 Ah bei 25 Grad Celsius. Sie versorgen Marie Curie bei Nacht mit Strom, wenn er in den Ruhezustand geht.
Das Antriebssystem besteht aus 6 Rädern aus Aluminium von je 13 cm Durchmesser und 8 cm Breite. Mit Ihnen kann der Rover maximal 20 cm große Hindernisse überqueren. Die Geschwindigkeit ist sehr klein und beträgt 36 m/h. Allerdings legte der Rover selten mehr als 1-2 m pro Ausflug zurück. Mit den Spikes will man die Oberfläche von Steinen durch Drehen der Räder abzuschaben um an frische Oberfläche für eine Untersuchung durch das APXS zu kommen. Beim Sojourner gelang dies nicht.
Die Kommunikation erfolgte durch modifizierte RNet 9600 Radiomodems von
Motorola. Diese senden im UHF Band. Sojourner hat je zwei Antennen und Sender an Bord. Die Daten
sendet er zu Mars Pathfinder der sie dann zur Erde weiterleitet. Es ist keine direkte
Kommunikation mit der Erde oder per MGS möglich. Die Sendefrequenz liegt bei 459.7 MHz. Die
Sendeleistung des nur 106 g schweren Gerätes liegt bei 100 mW. Die Datenrate liegt bei 2400-9600
Baud. Netto ereicht man eine Datenrate von 2 KBaud/sec. Es muss Sichtverbindung zwischen dem
Rover und dem Lander bestehen. Tests auf der Erde ergaben eine maximale Distanz von Lander und
Rover von 500 m. Gesendet wird über eine ausfahrbare 83 cm lange Stabantenne.
Der begrenzte Stromvorrat führte zur Entscheidung einen sehr schwachbrüstigen Prozessor als Computer zu verwenden. Der Sojourner verwendet eine 2 MHz Intel 80C85 CPU als Zentralprozessor. Dieser Prozessor ist eine 8 Bit CPU, die schon 1976 eingeführt wurde und heute eher selten in Gräten auftaucht (wenn dann meist in Mikrowellen oder Waschmaschinen). Der Prozessor verfügt über 64 KByte Arbeitsspeicher und 512 KByte Datenspeicher (Sojourner: nur 176 KByte RAM), auf die er über Bankswitching zugreift (der Adressbereich des 8085 Prozessors beträgt nur 64 KByte).
Die wichtigsten Instrumente sind 2 Kameras, welche das vordere Kamerafeld abdecken und eine hintere Kamera welche die Arbeit des APXS überwachen soll, dem Hauptinstrument welches sich auf der Rückseite des Rovers befindet. Die Entwicklung des Rovers kostete 25 Millionen Dollar. Der Rover kann sich bis auf 500 m vom Mutterschiff entfernen, doch da seine Kameras sehr schlecht auflösen und sich nahe dem Boden befinden, hat man ihn in einem Radius von 10 m um den Lander operieren lassen. In diesem Bereich kann die Pancam Navigationsaufnahmen machen. Diese hat auch durch ihre größere Höhe den richtigen Überblick.
Diese sind identisch zu denen des Rovers Sojourners an Bord von Mars Pathfinder, so dass ich mich auf eine Wiedergabe deren Daten beschränke.
Das aus
Deutschland stammende (Max-Planck-Institut für Chemie aus Mainz). Alphateilchen
Röntgenspektrometer war das erste einer Serie von ähnlichen Instrumenten. Es gab ein
Schwesterexemplar auch auf der Mars 96 und Mars Pathfinder Mission und auch auf den aktuellen Rovern
und dem Kometenlander Philae ist es wieder dabei. Das APXS an Bord von
Mars 2001 ist identisch zu dem auf dem von Mars Pathfinder.
Das Instrument hat Abmessungen von 52 × 71 × 35 mm und sieht wie eine kleine Kanone aus, die an der Front des Rovers montiert ist. Es wird bis zu 10 Stunden lang an einen Stein gepresst und bombardiert ihn mit Alphateilchen aus einer Curium 244 Quelle (Halbwertszeit 18.1 Jahre, Aktivität 50 Millicurie). Durch einen Ausfahrmechanismus kann es an einen Stein gedrückt werden.
Das Instrument besteht aus einem beweglichen Sensorkopf von 52 mm Durchmesser, der die Curium-244 Quelle enthält. Diese emittiert Alpha Strahlen mit einer Energie von 6 MeV. Der Kopf wird bis auf 40 mm Distanz an eine Probe abgesenkt. Dort bombardiert er diese mit den Alpha Strahlen. Diese werden von Atomen gestreut oder Treffen auf Atome, wodurch diese Röntgenstrahlen aussenden. Ein Detektor, der vor den direkten Strahlen der Quelle geschützt ist, empfängt die Röntgen- und Alpha Strahlen und misst deren Energie.
Zurückgestreute Alpha Teilchen kommen von den niedrigen Elementen, vor allem C und O. Die meisten anderen Atomen werden von den Alpha Teilchen getroffen und senden dann Protonen und Röntgenstrahlen aus. Protonenstrahler sind die Elemente F, Na, Mg, Al, Si, und S. Röntgenstrahler sind vor allem die Elemente über der Atommasse von Natrium.
Detektiert werden die Strahlen und Teilchen durch zwei Detektoren. Der Röntgenstrahlendetektor ist in der Mitte der Röhre, darum die Curium Quelle und außen die Alphateilchendetektoren.
Erfasst werden Protonen und Alphateilchen von 0.6 - 6.5 MeV Energie sowie Röntgenstrahlen
mit 1-22 keV Energie. Es gibt dazu zwei Detektoren von 35 bzw. 320 mm Länge. Ersterer stoppt alle
Teilchen bis 1.6 MeV Energie, der zweite dahinter liegende die Teilchen bis 6.5 MeV Energie.
Alphateilchen haben die niedrigeren Energien, Protonen die höheren. Im Bereich von 1.8 - 2 MeV
kann das Gerät nicht zwischen Alphateilchen und Protonen unterscheiden, doch dies beeinflusst das
Spektrum kaum. Die Auflösung beträgt 260 eV bei 6.4 keV.
Die Röntgenstrahlendetektoren können das Vorkommen von Elementen von Natrium bis etwa zur Atommasse von Nickel / Zink mit 0.1-1 % Genauigkeit messen. Die Alphastrahlendetektoren dagegen die Elemente mit niedrigerer Atommasse wie Kohlenstoff, Stickstoff und Sauerstoff. Elemente unterhalb der Atommasse von Kohlenstoff können prinzipbedingt nicht bestimmt werden. Die Detektoren sind durch Berylliumschilde vor direkt eintreffenden Teilchen geschützt.
Die Abbildung rechts zeigt eine Weiterentwicklung des APXS für die Rosetta Kometenmission. Das APXS wiegt 0.57 kg und verbraucht 0.34 W an Strom. Das APXS wäre beim Rover Marie Curie als APXS 2 (identische Kopie des Instrumentes von Sojourner) eingesetzt worden.
Dieses Experiment soll die Ablagerung von Staub auf den Solarpanels beobachten und damit
Hilfestellung geben, in wie weit Solarzellen bei folgenden Missionen durch Staub in ihrem Betrieb
beeinträchtigt werden.
Auf der vorderen rechten Ecke von Sojourner ist eine 12 cm² große Fläche mit einen Sonnenzellenmonitor und einen Quarzkristallmonitor (QCM) bedeckt.
Der Sonnenzellenmonitor besteht aus einer mit Glas abgedeckten 0.80 × 1.20 cm großen GaAs/Ge Solarzelle verbunden mit einem Nitinol Draht von 0.15 mm Durchmesser und 3 cm Länge. Nitinol ist ein Memorymetall, dass sich seine Form merkt wenn es auf 90° C erhitzt wird. Einmal am Tag wird der Strom den die Solarzelle erzeugt, durch den Draht geleitet und er verbiegt sich. Diese Biegung wird gemessen. Die Glasplatte soll den Verlust an Leistung der Solarzelle durch UV und kosmische Strahlen verhindern.
Der QCM besteht aus zwei Quarzkristallen mit identischer Resonanzfrequenz. Einer ist der Umgebung ausgesetzt, einer nicht. Staub der sich auf ihm ablagert verändert seine Resonanzfrequenz. Dies kann bestimmt werden und die Masse des Staubes kann berechnet werden. Maximal kann eine Gesamtmasse von 0.31 mg Staub bestimmt werden.
Der Rover hat 3 Kameras die alle drei fest montiert sind und nicht geschwenkt
werden können. Vorne befinden sich zwei Schwarz-weiß Kameras. Diese Kameras wiegen je 40 g und
haben eine 4 mm große Linse als Optik. Das Gesichtsfeld beträgt 127 Grad horizontal × 94.5 Grad
vertikal. Die Kamera schaut um 22.5 Grad nach unten um den Boden zu in der Bildmitte zu haben.
Detektor ist ein CCD Chip mit 768 × 484 Pixels. Die Auflösung beträgt 10 × 11.7 Bogenminuten.
(Das menschliche Auge löst etwa 2 Bogenminuten auf).
Die Farbkamera hat genau dieselben Spezifikationen wie die S/W Kameras, nur ist das Bildfeld um 90 Grad gedreht (94.5 Grad horizontal × 127.5 Grad vertikal). Dies geschieht um die Stelle in der Bildmitte zu haben, auf die das APXS ausgerichtet ist. Farbaufnahmen werden wie bei Consumer Digitalkameras erhalten indem das CCD Chip mit einer Maske überdeckt ist die für einzelne Pixel nur das rote, grüne oder blaue Licht durchlässt.
Alle Kameras zusammen wiegen 0.12 kg und verbrauchen 4.2 W an Strom.
Wheel Abrasion Experiment (WAE)Dieses Experiment sollte die Oberflächeneigenschaften des Mars untersuchen. Im besonderen wurde bestimmt, wie sehr die Oberfläche dünne Metallfilme abschleift. Dazu gab es auf den Rädern dünne Filme von nur 20-100 nm Dicke von Aluminium, Nickel und Platin über den schwarz eloxierten Rädern des Rovers. Eine Photozelle die auf die Räder ausgerichtet war, maß das reflektierte Licht. Durch Abnutzung wurden die Filme dünner und der schwarze Untergrund schimmerte durch. Da sich die Metalle in ihrer Härte unterscheiden, kann man so auf die Härte und Materialeigenschaften des Bodens schließen.
Das Startfenster für die Sonde öffnete sich am 5.4.2001 und schließt sich am
24.4.2001. Der Start sollte am 10.4.2001 öffnen. Als Trägerrakete war eine Delta 7925 vorgesehen, da das 2001 er Startfenster ungünstiger als das
1998 er Startfenster liegt, wo eine Delta 7425 für den Start der fast gleich schweren Sonde Mars
Polar Lander reichte. Die Bahn ist eine Langestreckte Ellipse, eine Typ II Hohmann Bahn, bei der die Reise zum Mars sehr lang dauert. Diese wurde
gewählt, damit der Orbiter, der auf einer schnellen Bahn den Mars schon nach 7 Monaten erreichte
Zeit genug hatte durch Aerobraking seinen endgültigen Orbit zu erreichen. Die Ankunft war für den
22.1.2002 vorgesehen, 3 Wochen nachdem der Orbiter seinen Kartierungsorbit erreichen sollte. (Der
Orbiter Mars Odyssey erreichte diesen am 30.1.2002). Auf dem Weg zum Mars sollte es 4
Kurskorrekturmanöver geben, das erste 8-15 Tage nach dem Start, das letzte 10 Tage vor der
Ankunft.
Fünf Minuten vor dem Eintritt in die Atmosphäre wird die Cruise Stage abgetrennt, die den Lander bis dahin mit Strom versorgt hat und auch Kurskorrekturen auf dem Weg zum Mars durchführte. Der Eintritt in die Marsatmosphäre geschieht in einem Winkel von 20 Grad, einer Geschwindigkeit von 7.8 km/s und in einer Höhe von 125 km. In 58 km Höhe wird die maximale Abbremsung von 30 g erreicht. Schon 226 Sekunden später hat die Sonde eine Höhe von 9-10 km ereicht. Nun wird der Fallschirm bei einer Geschwindigkeit knapp unter Mach 2 entfaltet. Danach beginnt das Experiment MARDI Bilder des Landeplatzes anzufertigen. 10 Sekunden später wird die untere Aeroshell abgetrennt. 7 Sekunden später wird der erste Pilotfallschirm abgetrennt und der Hauptfallschirm entfaltet.
269 Sekunden nach dem Wiedereintritt bei einer Höhe von 1430 m wird der Fallschirm abgetrennt und die Landebeine ausgefahren. 2 Sekunden nach Abtrennung des Fallschirms werden die letzten Teile der Verkleidung abgetrennt. Der Abstieg mit Düsen beginnt nun. Sie beginnen mit kleinem Schub und steigern diesen langsam. Damit bremsen Sie den Lander auf eine Geschwindigkeit von 2.5 m (9 km/h) ab, die 37 Sekunden später erreicht wird. Mit dieser Geschwindigkeit setzt der Lander auf.
Danach sollte die Mission beginnen. Wie der Mars Polar Lander wäre der Lander in der polnahen Region abgesetzt worden, um im Sommer maximale Sonneneinstrahlung zu bekommen. Geplant war das Absetzen bei -75 Grad südlicher Breite und 315 Grad östlicher Länge. Der Lander hätte 100 Tage lang voll arbeiten können, weitere 50 Tage beschränkt. Danach wäre die Batterie eingefroren, doch eventuell wäre der Lander im nächsten Sommer reaktivierbar gewesen. Das Design wurde auf jeden Fall für eine Betriebsdauer von einem Jahr ausgelegt. Also erheblich länger als beim Pathfinder (30 Tage) und MPL (90 Tage). Jeden Tag wäre der Lander für 7 Stunden aktiv gewesen und hätte 17 h geruht um Strom zu sparen.
Der Rover hätte den Lander wie bei Pathfinder in Sichtweite umrundet. Eine Distanz von maximal 10 m vom Lander und 100 m Wegstrecke waren geplant. Daten vom Rover und Lander wären zweimal am Tag über Mars Odyssey 2001 zur Erde übertragen worden.
Doch alles kam anders. Am 3.12.1999 ging bei der Landung der Mars Polar Lander
verloren, dessen Design auch dem 2001 er Lander zugrunde lag. Die Verwendung von Teilen des MPL
für die nächste Sonde brachte aber auch die mögliche Ursache für das Scheitern zutage. Ende
Januar 2000 begann man bei Lockheed Martin mit den Tests der Hardware des 2001 er Landers. Die
Landebeine haben einen Sensor der signalisiert, ob sie Bodenberührung haben. Es zeigte sich bei
Tests, dass dieser auch ausschlägt, wenn die Beine in 1500 m Höhe ausgeklappt werden. Als der MPL
in 40 m Höhe angekommen war, wurde der Sensor ausgelesen und er gab zurück, dass die Sonde den
Boden berührt habe, worauf der Computer das Triebwerk abschaltete und Mars Polar Lander mit 80
km/h anstatt 9 km/h auf dem Boden aufschlug. Mars Polar Lander wurde durch den harten Aufprall
beschädigt oder zerstört. Wenige Wochen vorher war die zweite Sonde die 1998 startete, der
Mars Climate Orbiter beim Einbremsen in den Marsorbit verloren gegangen,
als er durch falsche Navigationsdaten bis auf 57 km an die Marsoberfläche heran geführt
wurde.
Was aber viel gravierender war: Man stellte in den beiden Projekten, die beide verloren gingen gravierende Mängel fest, vor allem in der Organisation, fehlenden Tests und chronischer Unterfinanzierung. Es kam zu einer Restrukturierung des Marsprogramms. So entschied man im Jahre 2001 nur eine der beiden geplanten Missionen zum Mars zu schicken. Dies war Mars Odyssey 2001. Der Lander wurde im Jahre 2000, als er gerade die Endtests durchlief, eingelagert.
Aus Mars 2001 Lander wurde dann Phönix. Der Lander wird im Jahre 2007 erneut starten, dann allerdings mit leicht verbesserter Instrumentierung. So entfiel das Mini-TES, da es schon auf den 2003 er Rovern flog und man mit dem stationären Lander weniger Fläche untersuchen können würde. Dafür gibt es den TEGA, ein Untersuchungslabor für Gase und Bodenproben, welches beim Mars Polar Lander verloren ging.
http://www.lpi.usra.edu/meetings/marsmiss99/pdf/2503.pdf
http://www.lpi.usra.edu/meetings/ISRU-III-99/pdf/8004.pdf
Mars 01 Lander: NSSC Datenbank
Artikel geschrieben ~ 2000, Artikel zuletzt geändert: 21.8.2020
Dieser Text stammt von Bernd LeitenbergerLang 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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