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Mars Reconnaissance Orbiter (MRO)

Einleitung

Im Jahre 1997 begann der Marssatellit Mars Global Surveyor (MGS) mit der Erforschung des Mars mit einer hochauflösenden Kamera, die bis zu 1.5 m kleine Details sichtbar machen konnte.

Die Bilder von MGS waren zwar eindrucksvoll, konnten jedoch nur einen kleinen Teil der Oberfläche abdecken und waren zudem monochromatisch. Sie waren bei der Erforschung der Geologie und der Kartierung der Oberfläche daher von geringem Nutzen. So verfügten die letzten 3 Marssatelliten daher über Kameras mit einer niedrigen Auflösung von 10-40 m, dafür der Fähigkeit den Mars in vielen Spektralkanälen oder dreidimensional zu erfassen.

Mit dem Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) wird erstmals wieder eine Marssonde mit einer Hochleistungskamera gestartet werden. Zugleich ist es der bislang schwerste und am besten ausgestattete Orbiter seit Viking, den die USA zum Mars schicken. Es wird nach derzeitiger Planung der letzte Orbiter für die Startfenster von 2007 bis 2009 sein, denn in diesen beiden Startfenstern werden Landesonden auf den Weg gebracht, für die MRO aber Unterstützung liefern wird. Gleichzeitig bedeutet der MRO auch eine Abkehr von den kleinen Orbitern des Discovery Programms. MRO verfügt über eine Instrumentierung die vergleichbar der von Mars Express ist und ist auch als Antwort der USA auf diese Sonde zu verstehen. Nachdem schon die beiden Rover die 2003 gestartet wurden deutlich teurer als Sonden des Discovery Programms waren, zeigt der MRO die neue Richtung der USA in der Marsforschung : Nicht kleckern sondern klotzen.

Die Raumsonde

MRO wiegt beim Start 2.180 kg, also mehr als dreimal so viel wie die beiden letzten Mars Orbiter der NASA. Davon sind 1149 kg Treibstoff und 1031 kg wiegt die Sonde ohne Treibstoff. Die Raumsonde wird von Lockheed Martin gebaut, die Instrumente stammen größtenteils vom JPL. Der Auftrag für den Bau der Raumsonde (ohne Instrumente und Start) umfasst alleine 145 Millionen USD. Die Gesamtmission mit den Experimenten, Start und Missionsdurchführung war mit 500 Millionen US-Dollar geplant. Wie bei neuen Projekten üblich wurden diese Kosten überschritten. Die Gesamtkosten wurden beim Start mit 720 Millionen USD angegeben, davon 450 Millionen für die Raumsonde und ihre Instrumente, 180 Millionen für den 5.5 Jahre langen Betrieb und 90 Millionen für den Start.

Die Abmessungen des MRO liegen in Flugkonfiguration bei 13.6 m Spannweite und 6.5 m Höhe des Orbits und 10 m Höhe mit ausgefahrener HGA.

Die 220 kg schwere Struktur der Sonde besteht aus Titan, Kohlenfaserverbundwerkstoffen und Aluminium in Honigwabenbauweise. Wegen der starken Beschleunigung der Atlas Trägerrakete muss sie 5 G (5 fache Erdbeschleunigung) aushalten. Die Temperaturkontrolle geschieht sowohl passiv durch eine reflektierende Bemalung der Sonde und ein Einhüllen in viele Lagen Kaptongewebe wie auch Aktiv durch Reflexion von Strahlung durch Radiatoren im Schatten der Solarpanels und Heizelementen in der Sonde. Diese können bis zu 300 W an Strom verbrauchen.

Für die Kommunikation verfügt MRO über eine 3,00 m durchmessende Hochgewinn (HGA) Parabolantenne. Sie ist anders als die Antennen anderer Sonden beweglich montiert, so dass die Sonde nicht ihre Lage zwischen Beobachtung und Senden ändern muss. Diese große Antenne erlaubt es den Antennenstrahl genauer zu fokussieren, so dass die Datenrate zehnmal höher als bei früheren Mars Orbitern ist. Gesendet werden können aus größter Marsdistanz (2.67 AE, 400 Millionen km) noch 500 KBit/sec. Bei höchster Annäherung an die Erde auf 60 Millionen km, sind es über Monate 3-4 MBit/sec kurzfristig 6 MBit/s. das ist die Grenze die das System übertragen kann.

Der Mars Reconnaissance Orbiter sendet im X Band bei 8.4 GHz mit 100 Watt Sendeleistung und im Ka Band mit 35 Watt Sendeleistung. Die X Band Sender sind redundant vorhanden, der Ka-Band Sender nicht. Die Verwendung des Ka Bandes (um 32 GHz Sendefrequenz) verspricht eine große Erhöhung der Datenrate, da durch die viermal höhere Frequenz etwa 14 mal Daten mit der gleichen Sendeleistung gesandt werden können. Diese Technologie wurde erstmals bei der Raumsonde Deep-Space 1 erprobt und wird nun bei MRO eingesetzt um sie auch bei einer Orbitersonde zu erproben. Die Daten werden vornehmlich über das X-Band gesandt. Dazu kommuniziert der Orbiter jeden Tag 8 Stunden lang über die 34 m Antennen des DSN. Dazu kommen zweimal pro Woche Kontakte über das Ka Band als Test einer neuen Telekommunikationsstrategie die langfristig das X-Band ablösen soll. Beides zusammen führt zu einem Kontakt über durchschnittlich 10 bis 11 Stunden pro Tag. Über beide Antennen wird der MRO 10 bis 20 mehr Daten senden als frühere Marsmissionen und mehr als alle bisherigen Planetenmissionen zusammen. Geplant waren während der Primärmission pro Tag zwei Verbindungen zu je einer 34 m Antenne und je 8 Stunden Dauer und drei mit den Großen 70 m Antennen des DSN pro Woche. Diese erfolgen alle im X-Band. Im Ka-Band gibt es pro Woche zwei Sessions mit 34 m Antenne. Tests ergaben, das das Ka-Band bei dreimal niedriger Sendeleistung das X-Band in Datenrate und Empfangsqualität übertrifft - allerdings nur bei gutem Wetter, da waren die Signal etwa 1 db stärker. Bei schlechtem Wetter dämpft Wasserdampf in der Atmosphäre das ignal stark ab, auch ein grund warum die Nutzung des Ka-Bandes beim MRO nur experimentell ist. So werden darüber auch keine höheren Maximaldatenraten als über das X-Band erreicht.

Das Antennensystem ist so leistungsfähig, das es gar nicht die volle Datenrate ausnutzen kann. Im operationellen betrieb werden maximal 4 MBit/s übertragen. Tests erfolgten mit 6 MBit/s. Unterhalb 141 Millionen km Entfernung könnte der MRO aber mehr Daten übertragen.

Für den Verlust des Kontaktes zur Erde mit der HGA verfügt der MRO über zwei Niedriggewinnantennen (LGA) an entgegengesetzten Seiten des Raumschiffs. Egal, wie der MRO im Raum orientiert ist, er kann über eine der beiden LGA immer mit der Erde kommunizieren, weil sie Signale aus einem vollen Halbkreis empfangen. Dafür ist die Datenrate über diese Antennen sehr gering. Diese Antennen werden nur im Notfall, oder bei kritischen Manövern bei denen die HGA von der Erde weggedreht werden muss, eingesetzt.

Für die Kommunikation mit Lander, wie Phoenix, Curiosity, Insight oder Perseverance hat der Orbiter noch ein UHF-Sende/Empfangssystem namens Elektra an Bord. Gegenüber den vorherigen Geräten an Bord von Mars Global Surveyor und Mars Odyssey 2001 kann dieses die Datenrate an die Bedingungen anpassen, während es vorher zwei feste Datenraten gab. So erreicht es bei ansonsten gleichen Rahmenbedingungen eine maximale Datenrate von 2 MBit/s anstatt 256 Kbit/s. Die Daten werden an Bord zwischengespeichert. Es gibt einen Speicher von 5 GBit Größe für alle empfangenen Daten und 30 MBit für Updates von der Erde. Die variable Datenrate können die beiden Rover Curiosity und Perseverance nutzen.

Obgleich die Sonde mit 1.149 kg anteilsmäßig mehr Treibstoff mitführt als die bisherigen Marssonden des Discovery Programms, verwendet man nur Hydrazin, keinen Oxidator. Üblicherweise wird katalytisch zersetztes Hydrazin in Raumfahrzeugen nur zur Korrektur der Ausrichtung genutzt. Die Veränderung der Bahn erfolgte bislang seit 1967 bei jeder Sonde mit der Kombination Hydrazin / Stickstofftetroxid. Diese verfügt über einen höheren Energiegehalt, so dass sie Sonde weniger Treibstoff verbraucht. Die Entscheidung für Hydrazin erfolgte um Kosten zu sparen, denn die 6 Triebwerke des MRO stammen eigentlich vom 2001 geplanten Mars Surveyor Lander, der dann eingelagert wurde. Für dessen kleine Kurskorrekturen reichte Hydrazin völlig aus und daher ist auch der Schub mit 170 N pro Triebwerk recht klein, denn auch diese stammen von der wesentlich kleineren Landersonde.

MRO verfügt über einen Tank, der mit maximal 1.220 kg Hydrazin gefüllt werden kann. Mitgeführt werden 1.149 kg, genug um die Geschwindigkeit der Raumsonde um 1400 m/s zu ändern. 70 Prozent davon werden bei der Einbremsung in einen Marsorbit verbraucht. (Ausreichend für eine Reduktion der Geschwindigkeit um 1000 m/s). Der Tankdruck wird durch einen zweiten Tank mit Helium unter Hochdruck gewährleistet. Das Aerobraking verringert die nötige Treibstoffmenge um 450 kg, verlängert aber die Zeit in einem elliptischen Orbit um sechs Monate.

Für Korrekturen verfügt der MRO über insgesamt 20 Triebwerke in drei Größen. 6 Triebwerke mit je 170 N Schub liefern den Schub für das Einschwenken in einen Marsorbit (Mars Orbit Insertion MOI und das erste Kurskorrekturmanöver). 6 kleinere Triebwerke von 22 N Schub werden bei kleineren Kurskorrekturen auf dem Weg zum Mars und im Marsorbit eingesetzt. Sie stabilisieren auch das Raumfahrzeug beim MOI, indem sie Ungleichmäßigkeiten des Schubs der 6 großen Triebwerke ausgleichen. Zuletzt gibt es 8 kleine Triebwerke mit je 0.9 N Schub. Sie sollen die Ausrichtung der Sonde fein korrigieren und dienen auch als Backup zur Lageregelung mit den Reaktionsschwungrädern. Für das Einschwenken in den Marsorbit reichen 5 Triebwerke, so besitzt man bei 6 Triebwerken eine Sicherheitsreserve.

Das Computersystem von MRO setzt als zweite Raumsonde nach der Sonde Deep Impact die neue Generation der raumfahrttauglichen Power PC Chips ein. Auf Basis des RAD 750 Mikroprozessors erreicht der mit 133 MHz getaktete Chip die zehnfache Performance der Bordcomputer auf Basis des RAD6000 Mikroprozessors, die in den von 1996-2003 gestarteten Marssonden steckt. Die Begrenzung des Taktes auf 133 MHz liegt an der Forderung, dass der Prozessor ohne Kühlung arbeiten muss, da ein Lüfter und auch ein Radiator im Weltraum nicht funktionieren. So ist die Wärmeabgabe auf maximal 5 Watt Verlustleistung beschränkt. (Ein Mitte 2005 aktueller PC Prozessor hat einen Stromverbrauch von 89-122 Watt !). Dies beschränkt den Takt auf 133 MHz. Der Prozessor basiert auf IBMs Power PC750 32 Bit Mikroprozessor und wird in 0.25 Mikrometer Technologie hergestellt. Er leistet bei 133 MHz 240 MIPS und ist damit in etwa so schnell wie ein schneller Pentium Prozessor von 150-200 MHz Taktrate. Beim MRO wird seine Leistung auf 48 MIPS begrenzt. Der Computer verfügt über einen Arbeitsspeicher von 128 MByte Größe

Um die Daten der Instrumente speichern zu können verfügt die Raumsonde über einen "Solid State Recorder". Dies ist eine Art überdimensionierte Speicherkarte: Gegenüber dem Bordcomputer benimmt er sich wie eine Festplatte, besteht jedoch intern aus 700 Speicherchips mit je 256 MBit Kapazität und weist so eine Speicherkapazität von 20 Gigabyte auf! Diese hohe Kapazität ist notwendig, weil ein einziges HiRISE Bild alleine schon 3.5 GByte belegt.

Die Lageregelung hat die Aufgabe die gesamte Sonde auf 2 Bogenminuten genau ein Ziel auf dem Mars auszurichten. Dazu dienen primär zwei Star Tracker Kameras. Diese erfassen 10 mal pro Sekunde den Sternenhimmel und der Bordcomputer sucht auf den Aufnahmen die Sterne heraus, vergleicht ihre relativen Positionen zueinander mit einem Sternenkatalog. Dadurch weis er wohin die Kameras schauen und damit auch wie die Raumsonde im Raum orientiert ist. Für Notfälle und für die erste Zeit, wenn die Raumsonde nach der Abtrennung von der Trägerrakete ausgerichtet wird, dienen 16 Sonnensensoren, davon 8 als Backup. Diese geben nur an ob sie die Sonne sehen und erlauben es die Sonde auch in Notfällen so auf die Sonne auszurichten, dass die Solarpanels Strom bekommen. Dies ist ihre primäre Mission, da sonst ein Verlust der Orientierung zum raschen Entladen der Batterien führen könnte. Backup zu den Star Tracker Kameras und wichtig für die Messung des Aerobrakings sind zwei Inertialsysteme bestehend aus Gyroskopen und Beschleunigungsmessern.

Die Lage verändert wird von 4 Reaktionsschwungrädern. 3 von Ihnen befinden sich in jeder Raumachse, das vierte dient als Reserve und kann parallel zu einem schon vorhandenen geschwenkt werden, wenn dieses ausfällt. Beschleunigt oder bremst man eines der 10 kg schweren Räder, so dreht sich die Sonde in die entgegengesetzte Richtung. Da die Räder mit bis zu 6000 Umdrehungen pro Minute rotieren, üben Sie eine Kraft auf die Sonde aus, und dies wird zur Lageänderung benutzt.

Immer kann man die Räder nicht rotieren lassen, und wenn man sie abbremst, würde die Sonde sich drehen. Um dies zu verhindern gibt es die kleinen 0.9 N Triebwerke die in 4 Gruppen zu je zwei Triebwerke angeordnet sind. Sie fangen diese unangenehme Drehung durch einen Gegenschub ab. Sollten die Reaktionsschwungräder ganz ausfallen, so können die Düsen auch alleine die Lagekontrolle übernehmen. Allerdings verbrauchen sie den endlichen Treibstoff, während der Strom zum Betrieb der Schwungräder nicht so knapp ist.

Die Stromversorgung erfolgt durch zwei Solarpanels. Jedes hat eine nutzbare Fläche von 10 m² und ist belegt mit jeweils 3744 Solarzellen. Die Abmessungen jedes Panels liegen bei 2.53 x 5.35 m. Der Wirkungsgrad beträgt 26 Prozent. Bei der Erde beträgt die Leistung 6000 Watt und beim Mars noch 2000 Watt bei einer Spannung von 32 Volt. Bei der Ankunft am Mars werden die Panels so gedreht, dass sie gegen die Atmosphäre zeigen. Sie reiben sich dort, und heizen sich auf 200 Grad Celsius auf. Dadurch verliert die Sonde Bahnenergie und wird abgebremst. Die Solarpanels geben der Sonde eine Spannweite von 13.6 m.

Die Sonde durchfliegt bei jedem Orbit auch die Nachtseite des Mars und bekommt dann keine Energie von der Sonne. Daher hat die Sonde eine Nickelmetallhydrid-Akkumulator mit einer Leistung von 50 Ah bei 32 V Spannung an Bord. Sinkt die Spannung allerdings unter 20 V so kann der Computer nicht mehr betrieben werden, so können nur 40 % der Kapazität von 1600 Wattstunden genutzt werden.

MRO in Zahlen
Kosten beim Start	720 Millionen Dollar 450 Millionen für die Raumsonde 180 Millionen Betrieb über 5 Jahre 90 Millionen Trägerrakete Atlas 401
Gewicht:	2.180 kg
davon Treibstoff	1.149 kg
davon Experimente	139 kg
Experimente:	6
Abmessungen:	13,60 m Spannweite, 6.50 m Tiefe und 10,00 m maximale Höhe

Die Instrumente

Die Instrumente sind an der Sonde fest befestigt. Durch Schwenken der Sonde können die Instrumente um 30 Grad quer zur Flugrichtung gedreht werden. Normalerweise schauen sie senkrecht auf die Marsoberfläche, auf den Nadir. Dies ist der Punkt auf der Marsoberfläche, der in der Verbindungslinie Mars-Sonde-Sonne liegt. Die wissenschaftliche Nutzlast besteht aus 6 Instrumenten, 2 Experimenten die keine Instrumente benötigen und 3 zusätzlichen Technologieexperimenten. Die Gesamtmasse der Instrumente ist mit 139 kg fast dreimal größer als wie bei den drei letzten Mars Orbitern der USA.

High Resolution Imaging Science Experiment (HiRISE)

HiRISE besteht aus einem 50 cm Cassegrain Teleskop mit einer Brennweite von 12 m. Zur Verkürzung des Strahlenganges arbeitet das Teleskop mit drei anstatt den üblichen zwei Spiegeln. Daraus resultiert ein Z-förmiger Strahlengang. Trotz der hohen Brennweite von 12 m (Öffnungsverhältnis 1:24) ist der Tubus nur 1.40 m lang und hat einen Durchmesser von 70 cm. Das Gesichtsfeld beträgt 1.14 x 0.18 Grad.

Aus einer Höhe von 300 km wird es noch 30 cm große Details erfassen können. Das Instrument verfügt über drei Spektralkanäle: Rot (550-850 nm), Blau-Grün (400-600 nm) und nahes Infrarot (800-1000 nm). Wie die Kameras MOC (Mars Observer und MGS) und HRSC (Mars Express) handelt es sich bei HiRISE um eine Kamera mit Scanzeilen als Sensoren. Die Breite eines Aufnahmestreifens beträgt 6 km im roten und 1.2 km in den anderen beiden Spektralkanälen.

Die 14 Helligkeitsbits werden durch eine Color Lookup-Table auf 8 reduziert und dann verlustfrei mit einem Faktor von 2:1 komprimiert. Das komprimierte Bild wird auf einem schnellen 28 GBit Speicher auf der Kamera abgelegt. Später wir es langsam zum Speicher des Bordcomputers übertragen. Der lokale Speicher ist nötig, weil ein 12 km langer Streifen in 3.5 Sekunden aufgenommen wird, die Kamera also Daten mit einer Datenrate von 3.7 GBit/sec liefert.

Die Scanzeile hat 20.264 Pixel für Rot und 4.048 Pixels für die beiden anderen Spektralkanäle. Die Scanzeilen bestehen dabei aus 2048 × 128 Pixel großen CCD Chips, die versetzt zueinander montiert werden, so dass sie sich um jeweils 48 Pixels überlappen. Für den Grünen und nahen IR Bereich gibt es nur zwei CCD, für den roten Bereich dagegen 10 Stück. Jedes Pixel hat eine Größe von 12 Mikrometern, jeder CCD eine von 24 × 1.5 mm. Die Kamera kann so aus 300 km einen farbigen Streifen von 1.2 km Breite und einen in Rot von 6 km aufnehmen.

Die wichtigste Neuerung gegenüber dem Vorgänger der MOC, die schon beim Mars Observer eingesetzt wurde, ist das die Sensoren nun TDI-Sensoren sind. Bei der MOC konnte das theoretische Auflösungsvermögen von 1,4 m lange Zeit nicht ausgenutzt werden, bis der MGS ab 2003 eine Bewegungskompensation durchführte, indem der ganze Satellit synchron zur Bewegung gedreht wurde. Der Grund ist das bei 1,4 m Auflösung und einer Geschwindigkeit von 3,4 km/s gegenüber dem Marsboden nur maximal 1/2500 s für die Belichtung eines Pixels verblieben. Das reicht beim Mars, der weniger als die Hälfte der Sonneneinstrahlung der Erde empfängt, aber nicht aus, um unverrauschte Bilder zu erhalten. Die minimal nötige Belichtungszeit war höher und so sank die Auflösung durch die Bewegungsunschärfe auf 4 bis 5 m ab. TDI Sensoren wie sie auch in Erderkundungssatelliten eingesetzt werden (TDI: time delay integration) haben nun mehrere Scanzeilen. Durch einen äußeren Takt werden die Elektronen jeder Zeile ausgelesen und zu den eine Zeile höher addiert. Dies geschieht Spalte für Spalte. Nur die letzte Zeile wird ausgelesen, die dann im Falle der HiRISE die aufaddierten Helligkeiten von bis zu 128 Zeilen enthält. Durch diese Sensoren erreicht die HiRISE trotz viermal höherer Auflösung als die MOC ohne Bewegungskompensation die volle Auflösung.

Die Zahl der ausgelesenen Linien für TDI ist programmierbar von 8-128 in Zweierpotenzen. Weniger als 128 Zeilen setzt man vor allem ein wenn auch die Auflösung herabgesetzt wird, z.B. je 2 x 2 Pixel gebinnt werden. Die maximale Datenrate beträgt 13000 Zeilen pro Sekunde. Ein typisches Bild im roten Spektralbereich hat 20000 × 40000 Pixel (6 × 12 km) und braucht je nach Entfernung zur Erde 4-48 Stunden zur Übertragung der Daten. Trotz der hohen Datenrate von MRO kann die Kamera nur kleine Teile der Oberfläche in dieser Genauigkeit abbilden. Diese werden aus Aufnahmen niedriger Auflösung ausgewählt. Es handelt sich primär um Aufnahmen von ausgewählten Gebieten. Die Kamera soll nach Spuren früheren Wassers suchen, interessante geologische Phänomene im Detail erkunden und zukünftige Landeplätze fotografieren. Zur Auswertung der Daten hofft man auf bis zu 80000 "Clickworker" die auf den Bildern per Internet unter anderem Krater markieren. Weiterhin ist ein Kontingent der Bilder für Vorschläge der Allgemeinheit reserviert.

Der interne 28 GBit Speicher kann maximal Bilder von 20264 × 65000 Pixel aufnehmen. Während der zwei Jahre dauernden Primärmission sollen 10000 Bilder von HiRISE aufgenommen werden. Ziel ist es 1 % des Mars mit einer Auflösung von 1 m aufzunehmen, 0.1 Prozent mit 30 cm und 0.05 Prozent in Farbe oder Stereo.

Die Entwicklungskosten für HiRISE betragen alleine 35 Millionen USD. HiRISE ist bei einem Durchmesser von 70 cm und einer Länge von 1.40 m das größte und schwerste Experiment an Bord. Sie wiegt alleine 65 kg. Die Auflösung dieses Instrumentes ist nicht nur in der Planetenforschung einzigartig, sondern übertrifft auch alle zivilen Erderkundungs- und Fotoaufklärungssatelliten, welche die Erde beobachten. Lediglich militärische Satelliten sollen eine noch höhere Auflösung besitzen, doch wie gut diese ist, ist noch immer geheim.

Context Imager (CTX)

Ein Problem, welches den Nutzen der hochauflösenden MGS Bilder beeinträchtigte war, dass man die Position dieser nur auf der Planetenoberfläche auf 9 Kilometer genau kannte, da die Weitwinkel von MGS nur eine Auflösung von 250 m beim Nadir hatte. Um dies zu vermeiden hat man beim MRO eine zweite Kamera hinzugenommen, die eine mittlere Auflösung hat und es besser erlaubt die hochauflösenden Bilder in den Kontext einzuordnen. Daher auch die Bezeichnung Context Imager. Er hat nicht die Aufgabe den ganzen Mars zu kartieren.

Die Optik des CTX ist ein katadioptisches (kombination aus Linsen- und Spiegelelementen) Maksutov Teleskop mit einer Brennweite von 350 mm und einem nutzbaren Gesichtsfeld von 6 Grad.

Die CTX erfasst aus 300 km Höhe einen 30 km breiten Steifen mit einer Auflösung von 6 m. Es handelt sich wie bei HiRISE um eine Kamera mit einer Scanzeile, aber einem größeren Gesichtsfeld von 5.8 Grad und nur 5.064 Pixels in der Scanzeile. Die Kamera ist nur panchromatisch und empfindlich für Licht von 500 bis 800 nm Wellenlänge. Ein 256 MByte DRAM Speicher nimmt die Daten auf um sie später an den Bordcomputer zu übertragen. Der Arbeitsspeicher ist ausreichend für einen Bildstreifen von 30 x 160 km Größe.

Diese Auflösung ist etwa doppelt so hoch wie bei der Kamera HRSC von Mars Express. Verbunden mit der hohen Datenrate sollte CTX fähig sein, während der Primärmission große Teile des Planeten zu kartieren. Gerechnet wird mit mindestens 15 Prozent. CTX dient vor allem der Einordnung der HiRISE Daten in den globalen Kontext und zum Vergleich von CRISM und SHARAD Daten mit den Oberflächenstrukturen im sichtbaren Licht. In einer erweiterten Mission könnte die HRSC Aufnahmen ergänzen, die wegen der elliptischen Umlaufbahn von Mars Express Teile der Oberfläche nur mit 20-30 m Auflösung erfassen kann. Als Ergebnis der beiden Marssonden läge dann ein Kartenwerk vor, das zehnmal genauer als das von Viking ist. XTX wiegt 3 kg.

Mars Color Imager (MARCI)

MARCI ist eine niedrigauflösende Kamera die jeden Tag einmal den ganzen Planeten in 5 Spektralkanälen im sichtbaren Bereich abbildet. Ergänzt wird dies durch Aufnahmen in zwei Spektralkanälen im UV Bereich die Änderungen der Ozon, Staub und Kohlendioxid Konzentration in einer Skala von 10 km erfassen sollen. Es handelt sich um eine Kopie einer Kamera die bei der Raumsonde Mars Climate Orbiter (MCO) im Jahre 1999 verloren ging.

Die Änderungen für MRO bestanden in einer größeren Fischaugenlinse (180 anstatt 140 Grad) um die Bewegungen des Orbiters zu kompensieren, der langsam rollt um die HiRISE Kamera dem Mars nachzuführen. Dazu kam der Wegfall der Telekamera, die diese Rolle nun die CTX einnimmt.

Die Kamera schaut senkrecht auf die Oberfläche. Beide Kameras haben eine ungewöhnliche Technik um Aufnahmen in mehreren Wellenbereichen zu machen. Normalerweise schiebt dabei ein Filterrad einen Filter in den optischen Weg, der nur Licht der gewünschten Wellenlänge durchlässt. Bei MARCI sind die Filter direkt auf dem 1000 × 1000 Pixel großen CCD angebracht. Jeder Filter hat eine Breite von 20 Pixels, dazwischen gibt es Zonen ohne Filter. Ein Bild besteht also aus mehreren Streifen, sobald sich die Sonde um die 20 Pixels eines Streifens weiterbewegt hat, wird das nächste Bild gemacht. Ein komplettes Bild wird so aus verschiedenen Streifen zusammengesetzt. Es hat eine Breite von 1000 Pixeln und eine variable Länge.

Die Weitwinkelkamera ist mit der Weitwinkelkamera der MOC Kamera von MGS vergleichbar. Es ist ein Objektiv mit einem Öffnungswinkel von 180 Grad. Es gibt zwei Linsensysteme mit f/6 für kurzwelliges UV und f/5 für langwelliges UV und sichtbares Licht. Beide Linsensysteme werden durch Prismen zu einem gemeinsamen Strahlengang mit einer Brennweite von 4.3 mm vereinigt. Es gibt 7 Spektralkanäle, 5 im sichtbaren Licht (425, 550, 600, 650 und 725 Nanometer Wellenlänge) und 2 im UV Bereich (250 und 330 nm Wellenlänge). Die Auflösung ist durch die Weitwinkeloptik abhängig von der Entfernung und nimmt von 1.0 km am Fußpunkt der Sonde auf 10.0 km am Horizont zu. Ziel ist es bei täglicher globaler Beobachtung des Mars diesen mit einer mittleren Auflösung von 78.2 km zu kartieren. Es gibt dazu 12 Bildstreifen angefertigt bei 12 der 13 Orbits von MRO in jeweils 7 Spektralkanälen, also 84 Bilder pro Tag.

Die Datenrate beträgt bei Echtzeitdaten 29.6 KBit/sec pro Spektralband. Durch die größere Anzahl an Spektralkanälen und die UV Empfindlichkeit ist diese Kamera besser als die Weitwinkelkamera MOC für tägliche Wetterberichte vom Mars geeignet. Ein direkter Vergleich der ersten MARCI Bilder und der vorher beim MGS Weitwinkeloptik der MOC zeigte, dass MARCI eine etwas schlechtere Bildqualität als erstere Kamera liefert. Dafür gibt es nun Aufnahmen in 7 anstatt nur 2 Spektralkanälen.

Die Kamera wiegt 2.2 kg und braucht 4 W an Strom.

Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars (CRISM)

CRISM ist ein abbildendes Spektrometer, welches eine hervorragende spektrale Auflösung mit einer guten Bodenauflösung kombiniert. Es soll Mineralien finden, die sich in einer feuchten Umgebung gebildet haben können und damit helfen die Frage zu klären, wie die Vergangenheit des Mars aussah. CRISM verfügt über nicht weniger als 560 Spektralkanäle zwischen 400 nm (Visueller Bereich Rot) bis 4050 nm Wellenlänge (mittleres Infrarot). Jeder Kanal hat nur eine Bandbreite von lediglich 6.55 nm. Dadurch sind besonders spektralreine Aufnahmen möglich. Dies ist nötig um Mineralien zu unterscheiden. So bildet sich auf der Erde das Eisenmineral Hamätit nur in einer Umgebung die Wasser enthält, während andere Eisenminerale mit einem ähnlichen Absorptionsspektrum sich auch in einer wasserfreien Umgebung bilden können.

CRISM besteht aus 3 Teilen : Der Optik mit dem Spektrometer, der Datenverarbeitungseinheit DPU (Bordcomputer) und einem Motor zum Schwenken des Instruments. Die Optik besteht aus einem Teleskop von 100 mm Durchmesser und 441 mm Brennweit mit einem Gesichtsfeld von 2.06 Grad. Danach kommt das Spektrometer mit zwei Kanälen, einem für den Bereich des sichtbaren Lichts (400-1050 nm) und einem für den infraroten Spektralbereich (1050-4050 nm). Diese haben getrennte Detektoren. Gemeinsam ist beiden Kanälen die spektrale Auflösung von 6.55 nm und die räumliche Auflösung von 60 Mikrorad/Pixel.

Der Scanmotor schwenkt das Instrument synchronisiert mit der Bewegung des MRO um den Mars.  Es gibt eine 600 Pixel lange Scanzeile. Diese hat je nach Orbithöhe eine Breite von 9-12 km. Die DPU hat die Aufgaben die Daten zwischenzuspeichern und verlustfrei oder verlustbehaftet zu komprimieren. Sie erzeugt auch die niedrigeren Auflösungen durch Zusammenfassen von Pixeln.

Aus 300 km Höhe beträgt die Breite eines Bildes 10.8 km und die Auflösung 18 m. Ein Bild wird durch viele Scanzeilen zusammengesetzt. Die Bilder die CRISM liefert, sind vergleichbar denen von Mini-TES an Bord der Mars Rover, und Themis an Bord von Mars Odyssey, allerdings mit höherer räumlicher und spektraler Auflösung. CRISP basiert auf Instrumenten die für CONTOUR und MESSENGER entwickelt wurden. Es wird wie diese von der John Hopkins Universität entwickelt und gebaut.

CRISM wird zuerst in etwa einem Jahr den gesamten Planeten mit etwa 100-200 m Auflösung kartieren. 90 % der Oberfläche können mit 200 m Auflösung und 10 % mit 100 m Auflösung erfasst werden. Hier werden nur 72 Spektralkanäle genutzt. Ausgewählte Teile der Oberfläche können danach in bis zu 18 m Auflösung erfasst werden. Durch die vielen Spektralkanäle kann nicht der ganze Mars in dieser Auflösung erfasst werden. Geplant sind 3000-600 ausgewählte Gebiete von jeweils 11 x 20 km Größe, zusammen also etwa 0.4-0.9 % der Oberfläche. Um die abgedeckte Fläche zu vergrößern ist es auch möglich die Pixel zu summieren für Auflösungen von 36 und 108 m. Hier werden alle 560 Spektralkanäle genutzt.

In einem dritten Modus wird das Instrument regelmäßig alle 36 Längengrade Messungen machen um jahreszeitliche Veränderungen des Bodens und der Atmosphäre aufzuspüren. Jedes beobachtete Gebiete hat eine Größe von 9 x 22 Grad und wird mit einer Auflösung von 72 m/Pixel erfasst. Die Entwicklungskosten von CRISM betrugen 17.6 Millionen USD. Es wiegt 32,92 kg.

Mars Climate Sounder (MCS)

Der Mars Climate Sounder hat die Aufgabe die Atmosphäre im sichtbaren Bereich und mittleren Infrarot zu durchleuchten und nach Veränderungen zu suchen. Hier interessiert vor allem die Konzentration von Staub, Wasserdampf und die Veränderung der Temperatur. Das Instrument verfügt über 9 Kanäle. Davon liegt einer im Bereich des sichtbaren Lichts und nahen Infrarots (0.3 - 3 Mikrometer Wellenlänge), die anderen 8 im mittleren Infrarot (12-50 Mikrometer Wellenlänge). Im sichtbaren Bereich wird vor allem der Energiefluss des Mars und die Strahlungsbilanz der Atmosphäre erforscht, in den Kanälen im Infrarot die Absorption von Gasen und Staub und die Abgabe von Temperaturstrahlung durch die Atmosphäre in verschiedenen Höhen.

Der MCS tastet den Horizont des Mars ab und erstellt so Profile durch die Atmosphäre mit einer Höhenskala von 5 km pro Messung. Es gibt zwei Teleskope, wobei das Teleskop A die Filter 1-6 und das Teleskop B die Filter 7-9 nutzt. Die Optik hat jeweils 4 cm Durchmesser. Detektor sind in beiden Fällen Infrarotdetektorfelder von jeweils 21 Elementen aus jeweils 12 Thermophilen von jeweils 0.24 x 0.48 mm Größe.

Ziel ist es eine dreidimensionale Karte des Mars mit Druck, Temperatur, Staub und Wasserdampfinformationen von der Oberfläche bis in 80-100 km Höhe zu erstellen. Die vertikale Auflösung liegt dabei bei 5 km. MCS ergänzt das Instrument SPICAM an Bord von Mars Express, welches im UV, sichtbaren Licht und nahen IR bis 1.7 Mikrometer arbeitet, und so Spurengase nachweist, für die MCS nicht empfindlich ist. MCS ist der Ersatz für ein echtes "Pechvogel" Instrument: Das Pressure Modulated Infrared Radiometer (PMIRR) dass den Partialdruck von Kohlendioxid und Wasser mit einer Auflösung von 5 km und nachweisen sollte und Spuren von 4 ppb Wasser nachweisen konnte. Es wurde 1992 mit dem Mars Observer gestartet. Dieser Satellit ging beim Einschwenken in den Orbit verloren. Ein Nachbau flog dann 1999 mit dem Mars Climate Orbiter, der jedoch durch einen Navigationsfehler verglühte. Die PMIRR Messungen waren aber wichtig, doch waren keine Einzelteile mehr vorhanden. So entschloss man sich für einen Nachbau, der wesentlich einfacher war und nur noch mit 9 anstatt 320 Messkanälen arbeitet.

Die Optik des Mars Climate Sounders ist um 270 Grad in X und Y Achse drehbar (die jeweils restlichen 90 Grad würden nur dazu führen, dass der MCS den MRO aufnimmt). Die Detektoren werden konstant alle 2.048 Sekunden ausgelesen. Dreht man das Instrument nicht so entspricht dies einem Gebiet von 6 km auf der Oberfläche. Es ist aber möglich für genauere Untersuchungen das Instrument mit der Bewegung des Mars Reconnaissance Orbiters zu synchronisieren.

Das Blickfeld pro Detektor beträgt 0.21 x 0.35 Grad. Das entspricht 5 x 8.6 km am Horizont. Alle Detektoren zusammen bilden ein Gebiet von  4.31 x 31 Grad ab (105 x 105 km am Horizont).

Neben der Untersuchung der Atmosphäre in der Vertikalen bei der jeder Detektor ein 16 Punkte Profil erstellt untersucht das Instrument auch die Atmosphäre als ganzes wenn es senkrecht auf den Boden schaut. Dann beträgt die Auflösung 1-2 km. Dies ist eine deutliche Verbesserung gegenüber dem Vorgängerinstrument TES an Bord des Mars Global Surveyors welches eine Auflösung von 3x3 km am Boden aufweist. Das Instrument schaut zuerst 4 Sekunden lang zum Horizont (2 Messungen), schwenkt dann auf den Fußpunkt und misst dort 16 Sekunden lang (8 Messungen) und schwenkt dann in den freien Weltraum zur Kalibrierung (4 Sekunden). Mit dem Zeiten für das Schwenken dauert so ein Zyklus 34 Sekunden, während dieser Zeit hat sich der Orbiter um 107 km weiter bewegt. dies entspricht genau dem 105 km Gesichtsfeld des Instrumentes am Horizont. Pro Umlauf wird es etwa 200 dieser Zyklen geben.

Passiert der MRO die Pole so wird die Untersuchung geändert. Das Instrument schaut nun nur noch nach unten und nimmt über 4 Minuten 39 Messungen auf, die über die Zeit eine Karte der Polgebiete ergeben sollen und die Frage beantworten wollen wieviel Wasser und Kohlendioxid sie enthalten und wie sich dies zeitlich ändert. Während dieser Zeit gibt es nur 2 Horizontbeobachtungen, die jedoch ausreichend sind, da die Sonde sich in einem polaren Orbit befindet und so die Pole bei jedem Umlauf überquert. MCS wiegt 9 kg und verbaucht 11,4 Watt an strom

Shallow Subsurface Radar (SHARAD)

SHARAD setzt die Erforschung des Mars durch langwelliges Radar fort. Das Experiment stammt von der italienischen Raumfahrtagentur ASI. Ein ähnliches Instrument der ASI umkreist auch an Bord der europäischen Raumsonde Mars Express den Planeten.

SHARAD durchdringt mit sehr langwelligen Radarstrahlen die Oberfläche und dringt maximal 1 km tief in die Marskruste ein. SHARAD benutzt eine Zentralfrequenz von 20 MHz mit einer Bandbreite von 10 MHz. Die abgeschwächten Radarstrahlen mit einer Frequenz von 15-25 MHz werden wieder empfangen und geben Aufschluss über das Vorhandensein von Wasser in den obersten 100 m der Oberfläche. Wasser schwächt die Strahlen erheblich stärker ab als Gestein. Die räumliche Auflösung liegt zwischen 300-1000 m in Flugrichtung und 3000-7000 m quer dazu. Die Tiefenauflösung liegt bei 10-20 m. Das Experiment MARSIS an Bord von Mars Express, der unmittelbar Vorgänger von SHARAD, arbeitet mit niedrigeren Wellenlängen von 1.9-4.8 MHz. Es dringt daher tiefer (bis 5 km) in die Kruste ein und kann auch für Ionosphärenmessungen genutzt werden, verfügt aber mit 70 m Vertikal und 5-9 km x 15-30 km Horizontal über eine geringere Auflösung.

Das Problem von RADAR ist das niederfrequente Radarwellen zwar sehr tief in den Boden eindringen können, aber leider auch durch die lange Wellenlänge nur eine sehr geringe Tiefen- und räumliche Auflösung haben. Hochfrequente Radarwellen (oberhalb 1 GHz) wie sie von Erderkundungssatelliten genutzt werden dringen praktisch kaum noch ein.  SHARAD arbeitet bei höheren Frequenzen als MARSIS von Mars Express, dringt dadurch weniger tief ein, hat aber eine bessere räumliche und Tiefenauflösung. Es war das letzte Radar bis zum Start von Tianwen-1 im Jahre 2020 das den Mars untersucht.

So ergänzen sich beide Messungen und liefern ein genaueres Bild der Marskruste. MARSIS kann in die Tiefe schauen, aber nur sehr große Wasservorkommen erkennen, SHARAD ist empfindlicher, dringt aber nur in die oberste Oberflächenschicht ein. SHARAD ist anders als die Spektrometer auch fähig heute noch vorhandenes Wasser tief unter der Oberfläche nachzuweisen, während CRISM nach heute noch vorhandenem Oberflächenwasser oder Veränderungen der Oberflächenminerale durch Wasser sucht.

SHARAD sendet 85 Mikrosekunden lange Impulse mit einer Bandbreite von 10 MHz aus. Die beiden Antennen haben jeweils eine Länge von 5 m und senden mit einer Leistung von 10 Watt. Die Daten werden an Bord vorverarbeitet und um den Faktor 32 komprimiert. SHARAD wiegt 17 kg und verbraucht 44 Watt an Strom. Es werden 7.2 Gigabit an Daten pro Tag erwartet. Dies sind 15 % der gesamten Datenmenge oder 4 Terabit während der Primärmission. Daraus soll eine Karte mit 10 km Auflösung am Äquator entstehen.

Gravity Field Investigation Package

Die Untersuchung der Dopplerverschiebung des Funksignals von MRO soll weitere Aufschlüsse über das Gravitationsfeld des Mars liefern. Dazu verfügt die Sonde über einen ultrastabilen Oszillator der ein Trägersignal von einer genau bekannten Frequenz erzeugt. Bewegt sich die Sonde, so wird sie durch lokale Gravitationsanomalien wie die Vulkane der Tharsis Region oder das Hellasbecken beschleunigt oder abgebremst Die Vermessung der dabei entstehenden Dopplerverschiebung erlaubt es eine Gravitationskarte des Mars zu erstellen. Da sich MRO noch näher (bis zu 255 km) dem Mars nähert als die beiden letzten Orbiter MGS (378 km) und Mars Odyssey 2001 (400 km) sind hier noch genauere Messungen als bisher möglich.

Atmospheric Structure Investigation Accelerometers

Die Abbremsung der Sonde beim Aerobraking ist von der Dichte der Hochatmosphäre abhängig. Accelometer messen die Verzögerung und dies lässt Rückschlüsse über den Zustand der Atmosphäre und ihre Wechselwirkung mit der Sonne zu. Nimmt die Sonnenaktivität zu erwärmt dies die Hochatmosphäre und sie dehnt sich aus, bremst also stärker ab. dies ist ein ingenieurstechnisches Experiment, dass die Accelometer als Instrument benutzt, welche die Sonde mitführt um das Aerobraking zu überwachen. Das Experiment ist während der 500 Aerobraking Orbits aktiv und sammelt Daten in einem Höhenbereich von 95 km (tiefster Eintauchpunkt der Sonde) bis 200 km Höhe (untere Messgrenze des Accelometers). Die Daten erlauben es die Temperatur und den Druck der Atmosphäre zu rekonstruieren. Die Accelometer gebaut von Honeywell sollen 100 mal empfindlicher als die von Mars Odyssey 2001 sein.

Technologieexperimente

Die folgenden Experimente dienen nicht wissenschaftlichen Aufgaben. Sie dienen der Verbesserung von zukünftigen Missionen indem sie neue Technologien erproben. Alle 3 Experimente dienen dazu, dass Landemissionen besser gelingen oder mehr Daten zur Erde senden können.

Elektra

Elektra ist eine UHF Sende und Empfangsantenne für die für 2007 und 2009 geplanten Landemissionen. Elektra kann sowohl Daten von den Landern zur Erde übermitteln wie auch Kommandos von der Erde zu den Sonden. In der erweiterten Mission ab Ende 2008 wird MRO vor allem als Mars Relay fungieren, sofern die Primärmission nicht verlängert wird. Elektra wird vom MSL vorrangig genutzt weil es viel höhere Datenraten von bis zu 2 MBit anstatt 128 MBit zuöässt.

Optical Navigation Camera

Diese Kamera soll eine Technik demonstrieren, wie eine Raumsonde selbst ihre Position im Raum, ohne Hilfe der Erde feststellen kann. 30 Tage vor Eintritt in den Mars Orbit bis 2 Tage vor Erreichen des Mars Orbits wird die Kamera die Marsmonde Phobos und Deimos vor dem Sternenhintergrund fotografieren und die Positionen auf den Bildern mit denen der Sterne vergleichen und diese in Beziehung zu den errechneten Positionen setzen. Dadurch kann die Sonde ihre eigene Position im Raum feststellen. Die optische Navigation ist ein Technologie Experiment, welches beim Mars Reconnaissance Orbiter erprobt wird, aber nicht zur Navigation benötigt wird. Später könnte diese Technik die Bodenunterstützung für Raumsonden während der langen Reisezeiten zu den Planeten reduzieren und damit Kosten sparen. So war Cassini 7 Jahre zu Saturn unterwegs, genauso lange braucht MESSENGER zum Merkur und die Sonde New Horizons wird sogar 10 Jahre zum Pluto benötigen. Die Kosten für den regelmäßigen Kontakt der Sonden mittels der 34 m Antennen des Deep Space Network sind über solche Zeiträume nicht gering. Vorarbeiten hat schon die Raumsonde Deep Space 1 geleistet, welche auch Tests mit autonomer Navigation durchführte. Man erhofft sich auch, das Landesonden so bis kurz vor der Landung, wenn eine Unterstützung von der Erde nicht mehr schnell genug erfolgen kann ihren Kurs fein justieren können und so gezielter landen können. Bislang waren Landegebiete von dem Sicherheitsaspekt geprägt und innerhalb einer Ellipse von typischerweise 60 x 120 km Größe musste das Gebiet frei von Kratern und Geröll sein. Eine Landung in einem Seitental von Valles Marineris, chaotischen Gelände oder einer Vulkancaldera schied so aus. Gelänge es die Präzision zu erhöhen, so wären viel mehr interessante Gebiete zugänglich.

Die Navigationskamera verwendet eine Apparatur von 6 cm Öffnung und hat ein Gesichtsfeld von 1.4 Grad.

Ka Band Telekommunikation

Experimentell erprobt der Mars Reconnaissance Orbiter wie schon die Raumsonde Deep Space 1 die Datenübertragung im Ka Band. Je höher die Frequenz ist, desto enger ist der Öffnungswinkel eines Antennenstrahls. Als Ende der siebziger Jahre die Raumsonden von der Übertragung im S-Band bei 2.2 GHz auf die Übertragung im X Band bei 8.4 GHz übergingen, steigerte dies die Datenrate um den Faktor 10. Ein ähnlicher Sprung wird beim Übergang auf das Ka Band bei 32 GHz erwartet. Da aber die Radiowellen im Ka Band von Wasserdampf und anderen Spurengasen in der Erdatmosphäre abgeschwächt werden, erprobt man diese Technik zuerst an Bord von Raumsonden wie dem MRO. Auch die Übertragung über einen 35 W Ka Band Sender zweimal pro Woche zur Erde zählt daher zu den Technologieexperimenten.

Die Ka Band Kommunikation sollte auch eingesetzt werden um diese Technologie für den 2009 zu startenden Mars Telecommuncations Orbiter zu erproben. Er sollte die Daten der ebenfalls 2009 zu startenden Rover übertragen und dazu Ka Band und optische Kommunikation verwenden. Beim Start von MRO verfügt nur die 34 m Goldstone über Ka Band Empfänger. Bis zum Jahr 2007 sollen alle sechs 34 m Antennen des Deep Space Networks mit Ka Band Empfängern ausgerüstet werden. Der Kommunikationsorbiter wurde jedoch 2005 gestrichen und so wird MRO die Daten des 2009 zu startenden mobilen Marslabors übertragen.

Die geplante Mission

Mars Reconnaissance Orbiter startete als Projekt Anfang 2001. Schon im Jahre 1999 wurde als zukünftiges Projekt ein neuer Marsorbiter mit einer Hochleistungskamera vorgeschlagen. Damals schätzte man die Kosten auf 260 Millionen USD und hoffte diesen auf Basis des Mars Odyssey 2001 Orbiters zu entwickeln. Im Jahre 1999 fiel jedoch die Entscheidung zuerst die beiden Mars Rover Opportunity und Spirit zu entwickeln und man verschob die Entwicklung des Orbiters um 2 Jahre für das Startfenster 2005.

Anders als die drei vorgehenden Orbiter ist die keine Discovery Mission, sondern ein mit vielen leistungsfähigen Instrumenten ausgestatteter Orbiter. Der Wechsel der NASA Marspolitik nach dem Verlust von den Sonden Mars Polar Lander und Mars Climate Orbiter im Jahre 1998/99 machte den Weg frei zu anspruchsvolleren, aber teureren Missionen. Im November 2001 wurden die 10 Experimente des Orbiters ausgewählt. Am 11.6.2002 wurde die Atlas III als Trägerrakete selektiert, was die maximale Startmasse auf 1975 kg beschränkte. Als man nach Indienststellung der Atlas V zu dieser Rakete wechselte (weil sie mehr Nutzlast zum gleichen Preis transportieren konnte) dürfte das Gewicht der Sonde sogar auf 2180 kg ansteigen.

Start

Erstmals seit dem Start von Pioneer Venus im Jahre 1978 wird wieder eine Atlas Trägerrakete eine Planetensonde starten. Für die Atlas V ist es sogar der erste Einsatz für eine Planetensonde. Der MRO ist für die bei den letzten Missionen verwendeten Delta Trägerraketen zu schwer geworden. Das Startfenster öffnet sich am 8.8.205 und schließt sich am 28.8.2005. Derzeit (August 2004) ist der Start für den 10.8.2005 geplant. Es schließt sich eine 7 Monate dauernde Reise auf einer Typ I Hohmann Bahn zum Mars an. Mars Reconnaissance Orbiter wird den Mars zwischen dem 3.3.2006 und 11.3.2006 erreichen. MRO wird mit der kleinsten Version der Atlas V Trägerrakete, der Atlas V 401 starten.

Da die Sonde zu schwer für eine Delta 2 gewesen wäre, hatte man bei der nächst größeren Rakete, einer Delta 4 oder Atlas V einen großen Spielraum in der Startmasse. Dies erklärt, die Tatsache, das MRO lediglich Hydrazin als Treibstoff nutzt, obgleich der niedrige Energiegehalt dieses Treibstoffs eine größere Zuladung an Treibstoff notwendig macht. Doch da selbst die kleinste Atlas V mehr als der doppelten Nutzlast einer Delta 2 verfügt, hatte man hier genügend Reserven. Hinzu kam das nach dem Wechsel von der Atlas III auf die Atlas V die Sonde um weitere 200 kg schwerer werden dürfte. Mit der bisher verwendeten Kombination Hydrazin und Stickstofftetroxid läge die Startmasse bei 1760 kg, doch bringt dies keinen Vorteil, da es keine kleinere Version der Trägerakete gibt, man also kein Geld einspart. So kam man zu der unkonventionellen, aber preiswerten Lösung, da man einen zweiten Tank samt Treibstoffleitungen einsparen konnte.

Flug

Es sind 5 Korrekturmanöver auf dem Weg zum Mars geplant. Das erste findet 15 Tage nach dem Start statt und benutzt das 170 N Triebwerk. Dabei wird die Sonde erst auf Kurs zum Mars gebracht. Vorher hat sie eine andere Bahn eingeschlagen, damit die Centaur Oberstufe nicht den Mars mit irdischen Bakterien verunreinigt. Die vier weiteren Korrekturen sind wesentlich kürzer und dienen zur Feinjustierung. Hier werden nur die 22 N Triebwerke eingesetzt. Sie finden 99 Tage nach dem Start und 40 und 10 Tage vor dem Einschwenken in den Orbit statt. Das fünfte Manöver kann auch weggelassen werden. Es wurde nach dem Verlust des MCO eingeführt um ein Verglühen des Orbiters zu verhindern. Es findet 24 bis 6 Stunden vor dem Einschwenken in den Orbit statt. Erprobt soll während dieser Zeit auch eine neue Methode zur Ortsbestimmung genannt "delta differential one-way range measurement" die zwei Antennen des DSN benutzt um das gleiche Signal empfangen, aber durch ihre unterschiedliche Position auf der Erde ist das Signal leicht verschoben und dann kann durch Triangulation der Ort der Sonde bestimmt werden. Dazu sind sehr genaue Zeitgeber nötig. Man benutzt dazu natürliche Radioquellen im Weltraum wie Pulsare.

Aerobraking Phase

Angekommen zwischen dem 10 und 16 März 2005 beim Mars bremst die Sonde zuerst durch 25 Minuten dauerndes Zünden ihrer sechs 170 N Düsen in einen vorläufigen Orbit mit einer Umlaufszeit von 35 Stunden ein. Dabei werden 70 % des Treibstoffs verbrannt. Der erste polare Orbit von 300 × 45000 km Entfernung von der Oberfläche wird dann sukzessive durch Aerobraking abgesenkt. Dabei tritt die Sonde immer im marsnächsten Punkt in die Atmosphäre ein und die 20 m² großen Solarpanels und der Orbiter wirken als Bremse. Die gesamte Fläche beträgt 37.5 m². der MRO heizt sich auf und reduziert so die Geschwindigkeit der Sonde. Während dieser Zeit liegt der marsnächste Punkt der Bahn tiefer als später bei einer Höhe von 110-170 km. Im der Apoapsis werden die 22 N Triebwerke gezündet um den tiefsten Punkt der Bahn im gewünschten Höhenbereich zu halten. Durch Aerobraking wird der endgültige Orbit von 255 - 320 km Entfernung von der Oberfläche erreicht. Die Umlaufsdauer reduziert sich von 35 Stunden auf 112 Minuten. Dafür sind 6 Monate veranschlagt. Das Aerobraking spart 450 kg Treibstoff und sollte am 23.9.2006 beendet sein, um genügend Zeit zu haben, die Instrumente und die Raumsonde vor der Sonnenkonjunktion am 7.10.2006 durchzuchecken. In dieser Zeit befindet sich die Sonne zwischen Mars und Erde und es ist kein Funkkontakt möglich.

Erkundungsphase

Nach dieser Zwangspause beginnt am 9.11.2006 die wissenschaftliche Arbeit. Jeden Tag wird die Sonde über 8 Stunden mindestens 10 Gigabit an Daten zur Erde senden. Bei kürzerer Distanz sogar bis zu 100 Gigabit. Insgesamt werden im Laufe der Mission 26-34 Terabit an Daten erwartet. MRO wird den Mars Climate Orbiter ersetzen, der 1999 verloren ging, allerdings nicht über die reichhaltige Instrumentierung von MRO verfügt. Die beiden im Orbit um den Mars befindlichen Orbiter MGS und Mars Odyssey werden dann auch abgeschaltet werden, da der MRO über ähnliche Instrumente wie diese (mit Ausnahme des Gammastrahlenspektrometers von Mars Odyssey) verfügt.

Der Orbit der Sonde ist elliptisch wie bei einem Aufklärungssatelliten auf der Erde und hat einen Abstand von 200-400 km von der Marsoberfläche. Der Orbit ist polar und sonnensynchron, dies bedeutet, dass der MRO jedes Gebiet bei derselben Sonnenstellung überfliegt. Man hat dazu den Zeitpunkt von 15:00 nachmittags gewählt, um einerseits genügend Licht für Aufnahmen zu haben, aber andererseits auch ausgeprägte Schatten für die Gewinnung von Höheninformationen aus den Bildern. Weiterhin hat man so permanent die Solarpanels beschienen, da die Sonde sich an der Grenze zur Tag/Nachtseite um den Mars bewegt. Der tiefste Punkt der Bahn liegt nahe des Mars Südpols. Die Primärmission erstreckt sich über zwei Jahre vom November 2006 bis zum November 2008. Alle 17 Tage kann die Sonde eine Gegend beobachten und aus unterschiedlichen Blickwinkeln aufnehmen. Nach 359 Tagen nimmt die Sonde die Ursprungsposition wieder ein und kann die Gegend unter demselben Blickwinkel nach Veränderungen untersuchen. So sind sowohl Veränderungen beobachtbar wie auch stereoskope Bilder möglich.

Jeden Tag gibt es zwei Kommunikationssitzungen zu den 34 m Antennen des DSN. Die Datenrate liegt je nach Entfernung zwischen 600 und 2600 KBit/sec. Wenn der Mars die größte Entfernung erreicht ist auch eine Unterstützung durch die 70 m Antennen vorgesehen. Die Datenrate steigt dann auf 3500 KBit/sec an. Insgesamt werden in den 2 Jahren der Primärmission 26 Terabit an Daten erwartet, etwa die 5 fache Datenmenge aller 5 vorherigen Missionen zusammen. Pro Tag werden 40-90 Gigabit an Informationen erwartet. Der Großteil wird im X Band gesendet, doch soll auch ein "signifikanter" Teil von dem Ka Band Sendeversuch stammen. Allerdings kann in diesem Frequenzband Wasserdampf in der Erdatmosphäre sehr stark stören. Daher ist es noch eine zusätzliche Kommunikationsmöglichkeit.

Die Tests ergaben, das der 35 Watt Sender trotz dreimal kleinerer Sendeleistung bei gutem Wetter einen Gewinn von 1 dbi Empfangsleistung gegenüber dem X-Band erreicht (entspricht 25 % höher Datenrate bei gleichem Signal/Rauschverhältnis), bei schlechtem Wetter aber auch 1,5 db niedriger Liegt (40 % Verlust). Im allgemeinen sollte sich dies ausgleichen, da das X-Band zu etwa 95 % der Zeit verfügbar ist und das Ka-Band zu 70 bis 80 %.

Relay Phase

Danach wird die Raumsonde auf jeden Fall als Relay für Landemissionen bis Dezember 2010 genutzt. Der Orbiter hat genügend Treibstoff um 5 Jahre lang aktiv zu sein, so dass es, wenn es keine Ausfälle bei der Sonde gibt, man eventuell die Beobachtungsphase verlängert. Der Phoenix Mars Lander soll im Mai 2008 landen, gefolgt von dem mobilen Marslabor im Oktober 2010. Für Phoenix sind 2-3 Überflüge geplant. Die Datenrate liegt hier bei 128 KBit/sec. Beim mobilen Marslabor kann die Datenrate bis zu 2 MBit/sec betragen. Es kann jedoch sein, dass die beiden Rover Spirit und Opportunity noch aktiv sind wenn der MRO den Mars erreicht, dann wird er den Mars Orbiter Odyssey bei der Datenübertragung ergänzen. Weitere 8 Terabit an Daten könnten in der Relay Phase gewonnen werden.

Wenn die Mission ausläuft (geplant für den 31.12.2010) wird der Orbit der Sonde auf 430 km Höhe angehoben um eine Kontamination des Mars mit Bakterien zu verhindern, die eventuell die 5 Jahre im Weltraum in der Sonde überlebt haben. Die Sonde muss einen Orbit erreichen der mindestens 50 Jahre stabil ist. Das Missionsende ist nur von der Finanzierung bestimmt. Der Orbiter selbst hat noch genügend Treibstoff für 5 weitere Jahre, wenn es keine unvorhergesehenen Ereignisse gibt. Da die nächsten 2 Missionen zwei Landemissionen beinhalten dürfte es sehr wahrscheinlich sein, dass man die Mission verlängert.

Was kommt danach ?

2007 ist ein Startfenster in welchem die USA nur eine einfache Landesonde starten werden. Im Jahre 2000 wurde die Landesonde für das Startfenster von 2001 eingelagert und sie wird instrumentell verbessert im Jahre 2007 als Phoenix erneut starten. Die Verschnaufpause ist nur von kurzer Dauer, denn schon 2 Jahre später steht der Start eines mobilen Labors an, eines Rovers mit einer wesentlich besseren instrumentellen Ausrüstung, der auch nach Leben suchen kann, sozusagen ein moderner, mobiler Viking Lander. Es sollte ein reiner Kommunikationsorbiter folgen, welcher es erlauben soll erheblich mehr Daten von Landesonden zu übertragen bis hin zu Videos von den Kameras beim Fahren. Dieser wurde jedoch 2005 gestrichen. Die Fahrtrichtung der USA ist trotzdem relativ klar : Der Mars hat im Forschungsprogramm oberste Priorität bekommen.

Die Mission (aktuell ergänzt)

Diese Sektion wird sich ab dem Start des MRO mit Leben füllen. Vom 10.8.2005 bis zum 5.9.2005 ist das Startfenster für den MRO offen. Der erste Starttermin am 10.8.2005 platzte weil eines der Gyroskope der Atlas V Trägerrakete defekt war und erst ausgewechselt werden musste. Der Start am nächsten Tag musste dann wegen eines Softwareproblems der Centaur Oberstufe verschoben werden.

Am 12.8.2005 klappte dann der Start und MRO wurde erfolgreich auf seine Übergangsbahn zum Mars geschossen. Am 27.8.2005 fand die erste Korrektur des Orbits statt. 30 Sekunden lang feuerten die 6 großen Düsen, gefolgt von 14.5 Sekunden der kleinen Düsen. Dies erlaubte zum einen den Test beider Triebwerke und änderte auch die Geschwindigkeit um 7.8 m/s. Die folgenden Manöver werden nun nur noch die kleineren Triebwerke nutzen. Die Haupttriebwerke werden nur für das Einschwenken in den Orbit gebraucht. Dieses erste Manöver führt MRO bis auf 395 km an den Mars. Es zeigte sich, dass man die letzten 4 Korrekturen einsparen konnte, weil die Bahn hinreichend genau war. Dies sparte 25 kg Treibstoff. Nur 10 kg wurden während der interplanetaren Reise verbraucht.

Am 8.9.2005 fand der erste Test der neuen Kommunikationshardware statt und der MRO übertrug an einem Tag 75 Gigabit zur Erde, mehr als andere Missionen in ihrer ganzen Missionszeit. Darunter befanden sich auch Testaufnahmen der HiRISE Kamera vom Mond. Allerdings war der MRO damals noch 10 Millionen km von der Erde entfernt.

Nach einigen Kurskorrekturen schwenkte am 10.3.2006 der MRO in den Marsorbit problemlos ein. Wie immer betonte die NASA wie riskant dieses Manöver ist. Schließlich schafften von den sieben Orbitern die seit 1993 den Mars erreichten drei nicht das Einschwenken in den Orbit. Doch wie erwartet verlief dieses kritische Manöver ohne Probleme. Die Treibstoffvorräte an Bord sollen nun wenn es keine Probleme gibt ausreichen um die Sonde bis 2014 zu betreiben.

Der Erste Orbit sollte nach Planungen folgende Daten haben: 279 x 44500 km x 93.3 Grad Inklination. Erreicht wurde ein Orbit von 45000 km Marsferne. Am 23.3.2005 wird es die ersten vier Aufnahmen der HiRISE Kamera geben. Es sind Testaufnahmen aus 1300-2500 km Höhe. Danach wird die Kamera für 6 Monate während der Aerobraking Phase nicht eingesetzt um eine Beschädigung zu verhindern.

Am 1.4.2006 zündete der MRO seine Bordtriebwerke und senkte die Bahn die vorher bei 426 x 43000 km lag ab. Nun liegt der marsnächste Punkt bei 333 km Höhe und die Aerobraking Phase beginnt. Dieser Punkt wird noch langsam abgesenkt werden. Man will sich aber 6 Monate Zeit lassen um die Bahn langsam abzusenken um eine Überhitzung des Orbiters zu vermeiden. 550 Eintauchvorgänge sind geplant. Die Zeit zwischen 2 Eintauchvorgängen wird von 35 Stunden am Anfang auf 4 pro Tag im August abnehmen.

Am 10.5.2006 erreichte der MRO eine Umlaufszeit von 25 Stunden bei einem marsnächsten Punkt von 106 km. Dieser wurde danach auf 104 km Höhe abgesenkt um die Abbremsrate weiter beizubehalten (mit kürzer werdender Umlaufszeit ist auch die Geschwindigkeit im marsnächsten Punkt geringer und damit die Abbremsungsrate). Im Mai informierte die NASA die ESA, dass sie nun die Antenne in Madrid die bisher Mars Express nutzte um mehr Daten zu übertragen benötigen werde, wenn der MRO seinen Orbit erreicht. Man erwarte dass die ESA nun ihre neue Antenne in Spanien dafür nutzt - Doch Mittel dafür sind nicht vorgesehen.

Am 21.6.2006 hatte der MRO in 80 Passagen zur Halbzeit der Aerobraking Phase seinen Orbit auf 20000 km Höhe halbiert. Jeder Pass im Juni verringert die Geschwindigkeit um 2 m/s und spart 1 kg Treibstoff (die Daten hängen vom Orbit ab). Weitere 400 Passagen sollen noch folgen. Der MRO kann selbstständig errechnen, wann er das nächste Mal in die Atmosphäre eintaucht und sich rechtzeitig vorher drehen um eine Beschädigung empfindlicher Systeme auszuschließen. Trotzdem wird die Bahn de MRO weiterhin genau beobachtet, denn Mars Atmosphäre ist für Aerobraking die von allen Planeten ungeeignetste. Sie ist sehr dünn und ohne Magnetfeld schwankt die Dichte in der Region in der MRO eintaucht um 35 %.

Am 25.8.2006 war nach 400 Eintauchvorgängen der marsnächste Punkt auf 1100 km Höhe gerutscht. Bis zum 30.8 soll die Sollhöhe erreicht sein und dann wird MRO seine Düsen feuern um den marsnächsten Punkt anzuheben. Die geplante Bahn hat eine minimale Entfernung von 255 km über dem Südpol und 320 km über dem Nordpol. Die Umlaufdauer beträgt 103 Minuten. 600 kg Treibstoff konnten so eingespart werden.

Am 6.9.20006 zündeten die kleinen Düsen für 210 Sekunden und der MRO erhöhte die Periapsis von 216 auf sichere 320 km. Nun müssen nur noch einige Bahnparameter nach genauer Vermessung der Bahn fein getunt werden bevor die Instrumente kommissioniert werden können. Das Ausfahren der RADAR Antennen des Sharad Instrumentes klappte am 18.9.2006 problemlos. Dies war mit Spannung erwartet worden, denn das Instrument basiert auf MARSIS, mit dem es ja bei Mars Express Probleme gab.

Am 29.9.2006 nahmen die wissenschaftlichen Instrumente ihren Betrieb auf, und lieferten schon in der ersten Woche beeindruckende Aufnahmen. Auf einer Aufnahme war die Umgebung des Victoria Kraters und der Mars Rover Opportunity zu sehen. Auf anderen wurden potentielle Landeplätze für die im August 2007 startende Phoenix Mission untersucht und der Landeplatz von Pathfinder genauer bestimmt und dieser auch abgelichtet. Gleiches versucht man auch bei den Viking Landern, doch sind deren genaue Koordinaten noch zu ungenau bekannt.

Sehr bald zeigten sich aber auch Probleme. In einer der 14 Pixelzeilen der HiRISE Kamera gab es schon vom Start an Probleme mit defekten Pixels. Im Januar 2007 gab es nun mehr. Gleichzeitig gab es erste defekte Pixel in einer zweiten Scanzeile und Anzeichen für eine nachlassende Qualität in 5 anderen Scanzeilen. Man untersuchte das Problem noch, aber die HiRISE produziert weiterhin Bilder. Gravierende sind die Probleme beim Mars Climate Sounder. Im Dezember machte diese größere unvorhergesehene Sprünge beim Abtasten des Horizonts. Nach einem Softwareupdate mit neuen Steuerungstabellen schien das Problem gelöst um dann im Januar 2007 erneut aufzutreten und diesmal noch gravierender zu werden. Ende Januar musste der Betrieb des MCS eingestellt werden und das Problem wird nun untersucht. Bis zu diesem Zeitpunkte hatte die Sonde schon 700 GByte an Daten zur Erde gesandt, die vierfache Menge davon wird noch im Laufe der weiteren Mission erwartet.

Am 14.3.2007 ging der Roboter überraschend in einen Safe Mode, der  eingenommen wird wenn ein wichtiges System fehlerhaft ist, in diesem Falle war es der primäre Bordcomputer "A". Man schaltete daraufhin auf den Backupcomputer "B" um und seit 20.3.2007 arbeitet die Sonde mit diesem und der Computer "A" wird auf die Ursache des Fehlers untersucht.

Am 16.5.2007 konnte das CRISM Team melden, dass man nach nur 6 Monaten schon 50 % des Planeten in einer Auflösung von 200 m/Pixel erfasst, hat also die Hälfte der geplanten Oberfläche, insgesamt sandte die Sonde in den ersten 6 Monaten 11 Terrabits an Daten, ein Drittel der Gesamtmenge von 34 Terrabit die man sich von 2 Jahren im Orbit erhoffte. Bislang konnte die Sonde wesentlich mehr Daten senden als man sich erhoffte, die Datenrate ist allerdings wie bei allen Marssonden stark vom Abstand des Planeten abhängig, trotzdem spricht die NASA von einer Übererfüllung des Solls. Schon zu diesem Zeitpunkt übertrifft die Datenmenge die aller früheren Sonden zusammen.

Im August 2007 konnte man nicht nur das 3000. ste Bild von HiRise vermelden, sondern auch dass man nun die Fehlerursache für den steigenden Anteil an Rauschen in der Kamera festgestellt hat.  3-4 Monate lang stieg das Rauschen in 7 der 14 Scanzeilen an, und in zweien war es sehr stark und beeinträchtigte die Bildqualität. Nun fand man bei versuchen mit einem Testexemplar auf der Erde heraus, dass sich im Laufe der Zeit ein kapazitiver Widerstand in der Elektronik gebildet hat und ein Teil in der Interface Elektronik an Leistung verloren hat. Das erste kann man gut kompensieren, indem man die Kamera vor der Aufnahme vorwärmt. Das zweite nicht, so dass man mit einem höheren Rauschen in zwei Detektoren die an diesem Interface angeschlossen sind leben muss. Trotzdem ist die Bildqualität nun wieder besser und erreicht ein gutes Niveau.

Im Oktober sind es schon 3500 Bilder von HiRise, Trotz der Größe von 20.000 x 50.000 Pixels decken diese aber dann gerade einmal 430.000 km² ab, etwa die Größe von Deutschland.

Landehilfe für Phoenix

Schlagzeilen machte der MRO durch einen Zufallsfund: Die HiRISE Kamera konnte beim Erfassen eines Grabenbruches eine Staubwolke durch eine abgehende Lawine fotografieren. Ein Ziel war zwar den Mars auf Veränderungen durch Wetter und Klima zu untersuchen, doch dass man eine Lawine beim Abgang fotografierte war ein echter Glücksfall. noch mehr Glück hatte man als man in den wenigen Minuten in denen der Fallschirm der Landesonde Phoenix entfaltet war ein Bild von dieser beim Abstieg machen konnte. Dank der genauen Präzision der Landung lagen auch wenige Tage nach er Landung schon Aufnahmen der Sonde am Boden und des abgeworfenen Fallschirms vor. Phoenix war die erste Raumsonde die von einer intensiven Vorauswahl der Landegebiete durch den MRO profitierte. Schon vor dem Start im August 2007 zeigten MRO aufnahmen Felsbrocken im ursprünglich geplanten Landegebiet. Daraufhin wurde ein Ersatzlandeplatz ausgewählt weitere MRO Aufnahmen führten zur weiteren Feinselektion des genauen Landeplatzes, was zu einigen Feinjustage der Flugbahn bis zum Mai, etwa 3 Wochen vor der Landung führten. Wie die gelungene Landung von Phoenix zeigte lohnte sich dies. Phoenix ist in einer sicheren Ebene gelandet, weitgehend frei von Steinen und hat auch Eis unterhalb der obersten Bodenschicht gefunden.

Sowohl beim Abstieg konnte man während der nur 2 Minuten dauernden Phase in der Phoenix am Fallschirm hängt ihn aufnehmen, wie er auch nach wenigen Tagen auf einem HiRISE Foto gefunden werden konnte. Das zeigt zum einen die Fähigkeiten der Kamera, aber auch die exakte Navigation bei Phoenix. Früher wusste man erst nach einigen Wochen wo genau ein Lander niederging und bei den Viking Landern gelang dies erst in den neunziger Jahren auf hochauflösenden Fotos der MOC Kamera. Bislang sucht man aber immer noch nach dem Aufschlagsort des Mars Polar Landers und Beagle II.

Obwohl der MRO sich nicht in der idealen Kameraposition befindet hat er Anfang Juli 2008 sehr hochauflösende Aufnahmen von Phobos gemacht. Phobos zieht seine Kreise 6000 km über dem Mars, also im günstigsten Falle 5750 km vom MRO entfernt. Dank der hochauflösenden Kamera HiRISE gelangen bei zwei Aufnahmen aus 5800 und 6800 km Entfernung noch Fotos von 6.8 m/Pixel Größe, die Details von 20 m Größe zeigten. Der Mond ist dann immerhin noch 3000 Pixel breit. Diese Aufnahmen gehören mit zu den besten von Phobos. Schon 2004 nahm die deutsche Marskamera HRSC den Mond mit ebenfalls 7 m/Pixel auf, allerdings in 3D und Echtfarben. Im Jahre 1998 nahm die MOC des Mars Global Surveyors sogar Aufnahmen mit 4 m/Pixel auf. Die Viking Aufnahmen vom Ende der siebziger Jahre haben Auflösungen von 8-2 m. Die beste Gelegenheit Phobos und den noch weiter entfernten Mond Demos (etwa 17000 km von der Oberfläche entfernt und um ein Drittel  kleiner als Phobos) zu beobachten hatte man in der elliptischen Umlaufbahn, leider hat man diese Gelegenheit nicht genutzt.

Nur wenige Wochen später konnte Mars Express dies toppen, als er in nur 97 km Entfernung an Phobos vorbei flog und eine Hälfte des Mondes mit 4 m Auflösung fotografierte. Dazu kamen Bilder des Super Resolution Channels in noch höherer Auflösung eines Teils von Phobos, die jedoch erst noch korrigiert werden müssen. Besonders wichtig ist das Mars Express die Gelegenheit hat die permanent vom Mars abgewandte Seite aufzunehmen, die MRO nie zu Gesicht bekommt und weiterhin ist die Kamera fähig 3D Aufnahmen zu machen.

Untersuchungen von HiRISE Bildern des Valles Marineris zeigten helle Tonablagerungen in diesem, die nach Ansicht der Wissenschaftler durch Wasserfluss zustande kamen. Das ist insofern eine Sensation, weil das Alter dieses Grabenbruches auf 3.7 Milliarden Jahre geschätzt wird. Zu diesem Zeitpunkt sollte der Mars nach den gängigen Klimamodellen aber schon zweite Atmosphäre verloren haben und Wasser in flüssiger Form nicht mehr halten können. Man wird noch mehr Aufnahmen durchforschen müssen, um diese Theorie zu beweisen.

Am 11.12.2008 hat der MRO seine Primärmission erfüllt: Hier die wesentlichen Kenndaten, was in den letzten 2 Jahren erreicht wurde:

• 73 Terabits übertragen: Mehr als alle Missionen vorher zusammen
• 10.000 Beobachtungen insgesamt
• 40 % der Oberfläche mit CTX erfasst (6 m Auflösung)
• 60 % der Oberfläche mit CRISM erfasst (100 m Auflösung)
• 700 Wetterberichte mit MARCI
• 1 % der Oberfläche mit HiRISE kartiert.

Die Datenmenge ist deutlich höher als die Angaben vor dem Start, doch dies verwundert nicht. Diese Vorgaben sind meist sehr konservativ angesetzt, damit selbst massive Probleme nicht die Mission gefährden.

Vom 26.5.2009 bis zum 2.11.2009 übertrug der MRO auch die Signale der Landesonde Mars Phoenix Scout. Die Hauptlast der Datenübertragung ruhte allerdings auf dem zweiten noch aktiven Marsorbiter der Odyssey. Bei der nächsten Landesonde, dem Marslabor Curiosity das im August 2012 landen soll wird dies anders sein. Zwei Jahre vorher hat der Mars Climate Sounder schon das Wetter an der Landestelle genauer untersucht um genauere Vorhersagen über Temperatur und Druck zu machen, und damit die Unsicherheitsfaktoren bei der Landung zu verringern.

Seit dem Januar 2010 kann die Öffentlichkeit über eine Weboberfläche Vorschläge für neue Ziele für die Kamera HiRISE machen. Diese hat bis dahin 13.000 Aufnahmen angefertigt.

Am 3.4.2010 brach der MRO einen neuen Rekord: Er übertrug 100 TBit an Daten. 50% der Oberfläche ist nun mit 6 m Auflösung erfasst, das RADAR hat 6.500 Streifen aufgenommen. Auch dies entspricht mehr als der Hälfte des Planeten.

Am 26.8.2009 gab es einen unerwarteten Reboot des Computers. Eine Ursache konnte nicht gefunden werden. Der Bordrechner arbeitete dann störungsfrei bis er 10 Monate später erneut einen unerwarteten Reboot durchführte. Nach drei Tagen der Untersuchung wurde am 18.9.2010 der normale Betrieb wieder aufgenommen.

Am 29.7.2015 passte der MRO seinen Orbit an – in Vorbereitung für die Insightmission die damals für eine Landung am 28.9.2016 geplant war. Auch für sie sollte der MRO die Daten während der Landung übertragen. Der Treibstoffvorrat war vor dem Start so bemessen worden, dass er mindestens für einen Betrieb bis 2015 ausreicht, nun war 2015 erreicht und der MRO hatte so wenig verbraucht, dass wenn dieser Trend anhält, er mit den restlichen 187 kg noch weitere 19 Jahre, also bis 2034 betrieben werden kann.

Am 11.12.2015 hatte CTX über 70.000 Bilder geliefert, die 90 % des Planeten abdeckten. HiRISE erreichte die magische 250.000 Bilderzahl am 30.3.2016 nach 50.000 Orbits. Das entspricht einer Abdeckung von 3 % der Oberfläche. Die CTX hatte inzwischen 99,1 % der Oberfläche in 90.000 Bildern abgelichtet, 60,4 % sogar mehrmals und dabei 200 neue Krater entdeckt die zwischen zwei Bildern neu entstanden. Bis zum 30.3.2017 hat der MRO 300 Terabit an Informationen übertragen. Der laufende Betrieb nach Ende der Primärmission kostet rund 30 Millionen Dollar pro Jahr.

Links

MRO Homepage

HiRISE Instrument Home

CRISM Instrumente Home

https://www.lpi.usra.edu/meetings/sixthmars2003/pdf/3287.pdf

https://phys.org/news/2017-03-prolific-mars-reconnaissance-orbiter-orbits.html

Bücher vom Autor über Raumsonden

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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