| Home | Raumfahrt | Raumsonden | Einzelne Programme | Site Map | |
Die Phoenix Mission hat eine sehr wechselvolle Geschichte. Ursprünglich entwickelt als Nachfolgesonde des Mars Polar Landers und basierend auf dessen Technologie, sollte sie schon 2001 starten. Der Verlust des Mars Polar Landers führte zu einer Neuorientierung des NASA Programmes zur Marserkundung. Die Raumsonde wurde eingelagert. Im Jahre 2004 wurde die Sonde als Phoenix wieder Bestandteil des Marsprogrammes. Einige Experimente wurde modernisiert und schließlich startet die Sonde im August 2007.
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" (MSL01). 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 des Mars 2007 Lander, ursprünglich "Phoenix Mars Scout genannt".
Der Phoenix Lander ist weitgehend baugleich zu dem Mars 2001 Lander, der wiederum auf dem 1999 verlorenen Mars Polar Lander basiert.. Verbesserungen gab es bei den Instrumenten. Auch ließ man den Rover des 2001 er Landers weg. Dieser Rover war ein Nachbau des 1996 gestarteten Sojourner. Wesentliche Verbesserungen erfuhren die Abstiegssysteme um ein Versagen wie beim Mars Polar Lander zu vermeiden und mehr Informationen über den Abstieg zu erhalten. Gebaut wurde die Sonde von Lockheed Martin.
Die Mars 2007 Phoenix Scout Mission besteht aus einem Lander und einer "Cruise Stage". Beides basieren auf erprobter Hardware: Der Lander ist eine modifizierte Version des Mars Polar Landers (MPL). Der Phoenix wiegt beim Start 670 kg, wovon noch 350 kg an Masse nach der Landung übrig bleiben. Er steht auf 3 Beinen. Abgebremst wird er von Düsen die Hydrazin katalytisch zersetzen. 12 Düsen haben einen Gesamtschub von 293 N sie sind aktiv während der letzten 30 Sekunden bei der Landung und können sowohl im Puls- wie Dauerbetrieb arbeiten. Sie bremsen den Lander ab, kontrollieren die räumliche Ausrichtung und stabile Lage.
Während des Flugs hat die Sonde einen Durchmesser von 2.64 m und eine Höhe von 1.74 m. Mit den beiden Solarpanels ergibt sich eine Spannweite von 3.60 m. Am Boden hat der Lander eine Höhe von 2.2 m (Ende des Meteologiemasts). Das Deck hat einen Durchmesser 1.50 m und befindet sich 1.20 m über dem Boden. Mit den beiden Solarpanels ergibt sich ein maximaler Durchmesser von 5.32 m. Der Greifer kann bis auf 2.35 m ausgefahren werden. Bei den Solararrays handelt es sich um ausfaltbare Ultraflex Solar Arrays von ATK. Jeder Flügel hat einen Durchmesser von 2,1 m und ist mit Galliumarsenid Solarzellen mit 24% Wirkungsgrad belegt. Das ergibt auf der Erde eine spezifische Leistung von 103 W/kg (11 kg pro Panel, 1120 Watt Leistung in einer Erdumlaufbahn)
Der Bordcomputer ist RAD6000 mit einer Taktfrequenz von 33 MHz. Er kann in 3 Geschwindigkeiten laufen und verfügt über 128 MByte Gesamtspeicher (74 MByte an verfügbarem Arbeitsspeicher) plus zusätzlichen Flash Speicher für Programme und Betriebssystem. Es ist der letzte Einsatz dieses Prozessors und seiner VME Bus Architektur in einer Raumsonde. Seit 2005 wird der Nachfolgeprozessor RAD 750 mit einer vielfach höheren Geschwindigkeit und PCI Architektur eingesetzt. Da man das CPU Board allerdings schon fertig hatte, übernahm man wesentliche Teile. Es gab nur eine RAM Aufrüstung und eine Erhöhung des Takts von 20 auf 33 MHz. Das Betriebssystem ist VxWorks und die Software wurde in C geschrieben.
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 8 kleinen Triebwerken von jeweils 15.6 N Schub den Kurs. Vier kleinere 4.4 N Triebwerke ändern die Orientierung der Sonde. 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. Sie verfügt über 61.6 kg Treibstoff in zwei kugelförmigen Tanks, der mit Helium unter 30 Bar Druck gesetzt wird. Die Cruise Stage hat 1.74 m Höhe und einen Durchmesser von 2.71 m. Mit ausgefahren Solarpanels 3.60 m. Die Cruise Stage kommuniziert mit der Erde über zwei Niedriggewinn und eine Mittelgewinn Antenne im X-Band. Sie empfängt Daten mit bis zu 2000 Bit/s und sendet Telemetrie mit maximal 2100 Bit/s.
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. Es gibt 12 Triebwerke mit jeweils 293 N Schub die katalytisch Hydrazin zersetzen. Sie nutzen 61.6 kg Treibstoff in zwei kugelförmigen Tanks, der mit Helium unter 30 Bar Druck gesetzt wird. Bei der Landung sind davon noch kleine Restmengen übrig.
Die Kommunikation sollte mit einer UHF Antenne über den Mars 2001 Orbiter und den Mars Reconnaissance Orbiter. Die Datenrate von der Erde beträgt 2 KBit/sec und die von der Sonde zur Erde 8, 32 und 128 KBit/sec, je nach Position der Orbiter zur Sonde, 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. Eine weitere UHF Antenne an der Aeroshell wird aktiv wenn sich der Lander von der Backshell trennt. 30 Sekunde vor der Landung wird dann die helikale UHF Antenne des Landers aktiviert. Dadurch gibt es anders als beim Mars Polar Lander während der Landung Statusinformationen vom Lander. Kommandos werden über die Orbiter mit 8 und 32 KBit/s empfangen. Geplant war eine Datenmenge von 60 MBit pro Sol.
Der Lander hat auf dem Mars eine Spannweite mit Solarpanels von 5.52 m. Die Solarpanels haben eine Fläche von 4.2 m². Ein 25 Ah Lithiumionen-Akkumulator speichert die Energie für die Nacht. 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 ist eine verbesserte Version des MPL. Das Instrumentendeck ist 1.5 m über dem Boden und der Meteologiemast erstreckt sich bis zu 2.2 m über dem Boden. Der Roboterarm kann bis auf 2.35 m Länge ausgefahren werden. Ein Gimmick ist eine DVD welche die Namen von 250.000 Personen aus 70 Ländern enthält. Für die Landung stehen 67 kg Treibstoff zur Verfügung. Es handelt sich wie bei der Cruise Stage um Hydrazin welches katalytisch zersetzt wird.
| System | Gewicht |
|---|---|
| Cruise Stage | 82 kg |
| Backshell | 110 kg |
| Hitzeschutzschild | 62 kg |
| Lander | 410 kg, 350 kg bei der Landung |
| Gesamt | 664 kg |
Der MSL 01 sollte in einer äquatornahen Region landen. Dies hat für die Raumsonde Vor- und Nachteile. Ein Vorteil ist, dass die Raumsonde in einem klimatisch günstigeren Gebiet landet. Zudem gibt es über längere Zeit mehr Sonnenschein. Bei den beiden Rovern Spirit und Opportunity haben nur kleine Änderungen des Breitengrades große Auswirkungen auf deren Arbeit. Opportunity landete bei 1.95 Grad Süd und Spirit bei 14.57 Grad Süd. Bei Opportunity reicht der Strom noch für den Betrieb während des Winters, während man Spirit in einen Schlafmodus schicken muss. Eine äquatornahe Position würde so dem MSL-01 gute Chancen für einen sehr langen Betrieb geben. Der MSL-01 sollte zwischen +15 und -3 Grad landen.
Phoenix soll aber die Polregionen untersuchen, nachdem der Mars Polar Lander 1999 bei der Landung verloren ging. Bei den pol nahen Regionen gibt es während des Sommers genug Sonnenlicht um die Sonne zu betreiben, doch dann setzt der Herbst ein und die Intensität nimmt ab. Ob man dann Phoenix nach einem dreiviertel Marsjahr (etwa 500 Erdtage) wieder aktivieren kann muss sich erst noch zeigen. Der Phoenix soll zwischen 65 und 72 Grad Nord landen. Während 90 Marstagen ist dort die Temperatur höher als am Äquator, dann fällt sie ab.
Als der 2001 er Lander eingestellt wurde war das Projekt zu 70% fertig gestellt und schon einiges an Hardware produziert worden. Seitdem wurden aber zahlreiche Komponenten in anderen Projekten, insbesondere beim Mars Reconnaissance Orbiter eingesetzt (der z. B. die Landetriebwerke verwendet). Als folge musste vieles neu produziert werden und man nutzt die Gelegenheit einige System durch neuere zu ersetzen. So bekam der Lander die effizienteren Solarpanels der MER Lander.
Um Gewicht zu sparen wurde die X-Band Antenne entfernt und eine zweite UHF Antenne montiert. Dies sparte 15 kg an Gewicht und 10 Millionen US-Dollar an Kosten. Die Sonde kann somit nur über einen Orbiter im Mars Orbit (normalerweise MRO) Daten mit der Erde austauschen. Der Fallschirm konnte durch einen neuen Eintrittskorridor um 10% verkleinert werden und ein neues Landeradar soll es ermöglichen raues Gelände zu erkennen und zu meiden und mit geringerer Geschwindigkeit zu landen.
Von den zahlreichen Instrumenten welche der MSL 01 Lander mitführen sollte, entfielen viele bei Phoenix. Das Mini-TES und das Mösslbauer Spektrometer wurde auf den beiden MER Rovern eingesetzt und nicht mehr nachgebaut. MARIE fiel bei Mars Odyssey aus und wurde daher entfernt. Das Mars in Situ Propellant Production Experiment, dass untersuchen sollte ob man aus der Luft des Mars zusammen mit Wasserstoff Treibstoff gewinnen kann wurde gestrichen.
Man hat daher die verbleibenden Experimente verbessert und als einziges neues Experiment ein Metrologie Packet mit hinzugenommen. Alle Experimente wiegen zusammen offiziell 59 kg. Beim MSL 2001 waren es noch 66 kg. Dies war aber beabsichtigt. Nach dem Verlust des Mars Polar Landers wollte man auf jedes unnötige Risiko verzichten und so flogen Experimente raus, die nichts mit der direkten Mars Erforschung zu tun haben (MARIE und MIP). Auch die 2003 gestarteten Rover haben vergleichsweise wenige Experimente an Bord. Die instrumentelle Ausstattung ist besser als bei den Rovern, da der Lander nicht mobil ist. Die Rover haben nur eine Landemasse von 174 kg, wovon nur 5 kg auf die Experimente entfallen. Das Risiko liegt darin, dass der Lander an einer geologisch uninteressanten Stelle landet, da die Reichweite des Greifers mit seiner Schaufel beschränkt ist. Bedingt durch die Landung nahe der Pole, ist die Missionszeit zudem begrenzt. Rechnet man das Gewicht zusammen, so kommt man wie beim Surveyor 2001 aber auf etwa 20 kg weniger.
| Experiment | Gewicht |
|---|---|
| SSI | 5.85 kg |
| MECA | 10.00 kg |
| MARDI | 0,48 kg |
| Arm | 6.12 kg |
| RAC | 0,41 kg |
| MET | 7.50 kg |
| TEGA | 5,7 kg |
| Summe | 36,06 kg |
Diese Kamera ist von der Mechanik im wesentlichen eine Kopie der
Pathfinder Kamera. Sie verwendet dieselbe Optik, aber einen
viel besseren CCD Chip- und auch denselben CCD Chip mit Elektronik. Die Mechanik der
Kamera wurde für den Mars Polar Lander (MPL) modifiziert (nur 12 anstatt 24 Filter) und
dann baugleich für den Mars 2001 Lander verwendet. Für Phoenix wurde die Kamera
modifiziert. Die Änderungen betreffen zwei Dinge. Zum einen wurde die Filteranzahl
wieder auf 20 erhöht (12 in einem Wellenbereich in der geologische Untersuchungen
durchgeführt werden und 8 für Beobachtungen der Atmosphäre). Die zweite wichtige
Verbesserung war die Übernahme des hochauflösenden CCD Sensors der 2003 gestarteten
Rover.
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 neue CCD Chip löst 1.024 x 1.024 Punkte auf, dies ist erheblich mehr als beim Mars Polar Lander bei dem es nur 256 x 256 Pixel pro Bild waren. Damit erreicht er in etwa die Auflösung des menschlichen Auges.
Jedes dieser CCD 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 20 Filter auf 2 Rädern und hat 23 mm Brennweite. Die Auflösung beträgt 0.83 Bogenminuten bei einem Gesichtsfeld von 14.4 × 14.0 Grad. Der Schärfebereich liegt bei 0.5 m bis unendlich mit der höchsten Schärfe bei 1.3 m Entfernung. Die Kamera ist auf einem Mast angebracht der sie 2 m über den Grund erhebt. Die Auflösung der Kamera entspricht nahezu dem des menschlichen Auges, das eine Auflösung von 1 Bogenminute unter optimalen Bedingungen hat.
Die Kamera verwandte auch eine Elektronik zur Komprimierung nach dem DCT Verfahren. Dieses ist auch Basis des JPEG Standards. SSI wiegt 5.85 kg und verbraucht 2.6 W an Strom.
Der 2.35 m lange und 6.12 kg schwere Arm ist an der vorderen
Ecke der Front von Phoenix angebracht. Er besteht aus Aluminium und Titan. Er wurde von
dem MSL 01 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. Er wurde um 0.35 m verlängert um bis in 1 m Tiefe graben zu
können und strukturell verstärkt um auch durch den gefrorenen Untergrund vorzudringen.
Geplant sind allerdings Routinegrabungen nur bis 50 cm Tiefe.
An der Schaufel gibt es eine kleine Kamera. Die Schaufel soll Gräben bis zu 1 m 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.
Der Arm entnimmt Bodenproben für MECA und TEGA und setzt die TECP Probe in den ausgehobenen Graben. Ein Test mit dem RA des MSL 01 im Death Valley in Kalifornien ergab dass dieser in 4 Stunden einen 25 cm tiefen Graben ausheben konnte. Auf dem Mars erhofft man sich von dem leistungsfähigeren RA von Phoenix einen 50 cm tiefen Aushub.
Die Kamera an der "Hand" soll den Arm bei dem Graben beobachten, sie stammt von Deutschland (Max Planck Institut für Sonnensystemforschung bei Katlenburg-Lindau) und wurde zusammen mit der Uni von Arizona entwickelt. Sie hat zwei Beleuchtungssysteme eines mit direkten Licht und eines mit diffusem Licht. Das erste hat 36 grüne und jeweils 18 rote und blaue Leuchtdioden. Das zweite untere 16 grüne und jeweils 8 rote und blaue Leuchtdioden. Gegenüber dem MSP 2001 Modell wurde vor allem die Beleuchtung verbessert.
Die Kamera ist panchromatisch, doch durch die Beleuchtung der Szene durch die Leuchtdioden in den drei Grundfarben sind auch Farbaufnahmen möglich. Verwendet wird ein CCD mit 23 µm großen Pixeln. Der Chip hat 256 x 512 Pixel zu je 23 Mikrometer Größe. Davon werden 256 x 256 Pixel genutzt, der Rest ist ein schneller Zwischenspeicher der abgedeckt ist (Frametransfer-CCD).
Das Objektiv besteht aus Gauss Linsen wie sie auch bei Digitalkameras eingesetzt werden. Zwei Motoren verschieben sowohl den Fokus zwischen 11 mm und Unendlich wie auch ein zum Schutz der Kamera eine transparente Abdeckung vor die Linse und wieder zurück. Der Fokus ist einstellbar von 11 mm bis unendlich. Ihre Auflösung beträgt 2 mrad. Dies sind 20 cm aus 10 m Entfernung und 0.023 mm aus 11 mm Entfernung. Die kleinsten Details sollten 50 µm groß sein, etwa der Viertel des Durchmessers eines menschlichen Haars. Sie ist auch fähig Stereoaufnahmen anzufertigen. Die Bildgröße beträgt entsprechend 5,35 m bis 6 mm.
Die Kamera wiegt lediglich 0.415 kg und ist das erste Modell an Bord einer Planetensonde mit einem verschiebbaren Fokus. Dies war eine der Herausforderungen, da die Kamera noch bei Temperaturen von -120 °C arbeiten muss und sich Oberflächen und Reibungskräfte bei solch tiefen Temperaturen verändern.
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. Diese Kamera mit einem speziellen Zweck wurde unverändert für den
Phoenix übernommen.
MARDI macht während des Abstiegs bis zu 20 Fotos. Das erste 10 Sekunden nach der Fallschirmentfaltung in etwa 7 bis 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 fokalen Länge von 7.134 mm bei einer Blende von 5.6. Das Gesichtsfeld beträgt 75.3 Grad. Es handelt sich also um eine Weitwinkelkamera. Verwendet wird ein Kodak KAI-1001 CCD Chip mit 1.024 × 1.024 Pixeln, von denen 1.018 × 1.008 Pixels verwendet werden. Die Pixelgröße beträgt 9 Mikrometer. Daraus ergeben sich eine Auflösung von 1.25 mrad. Dies entspricht 75 m/Pixel beim ersten und 0.009 m/Pixel beim letzten Bild.
Die Kamera verfügt über ein eigenes RAM und einen Digitalen Signalprozessor vom Typ Motorola DSP 56166 mit 60 MHz Taktfrequenz, 4096 Bytes Programm 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 um ein Bild in 12 Bits zu digitalisieren und zu übertragen.
Die Verarbeitungszeit pro Bild beträgt 2 Sekunden. Die Aufnahmezeitpunkte der 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 1.8:1 in Echtzeit) oder DCT Kodierung (Faktor 10:1, nahezu in Echtzeit) möglich. Bei der Kodierung wird auch der Helligkeitsbereich von 12 Bits auf 8 Bits reduziert. Die Belichtungszeit beträgt 4 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 480 g. Er wurde für den Mars Polar Lander entwickelt und unverändert auf Phoenix eingesetzt. Lediglich die Kalibration vor dem Start wird neu durchgeführt wobei die Ergebnisse der Abstiegskamera der beiden MER Sonden Spirit und Opportunity berücksichtigt werden. Sie wurde aber vor der Landung deaktiviert, da es ein kleines Restrisiko gab, das die Signale die Gyroskope von Phoenix verwirren könnten.
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 von Teeetassengröße, 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. Insgesamt 26 Parameter werden bestimmt. Jede Probe umfasst etwa 25 mm Material, vor allem hofft man Eis zu untersuchen.
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 sechsfach und die Pixelgröße 4 Mikrometer. Es kann maximal 1 mm große Partikel untersuchen mit einer Auflösung von 2 Mikrometern/Pixel.
Das Atomkraftmikroskop vermisst die Oberfläche von Staubkörnern und erzeugt ein topographisches Relief mit einer Auflösung von weniger als 10 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 Robot arm gefüllt 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 bei einer Auflösung von 100 nm/Pixel. Dieses Mikroskop wurde von der Universität Basel am Institut für Physik entwickelt. Der Chip dafür kommt wie der von der Kamera des Roboterarms aus Deutschland vom MPS in Katlenburg-Lindau.
"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.
TECP (TECP - Thermal and Electrical-Conductivity Probe) ersetzt das Elektrometer vom MSL 01 welches Spannungen zwischen dem Roboterarm und dem Boden maß.
3 Spitzen werden vom Roboterarm in den Boden gerammt. Sie messen dort Temperatur, thermische Leitfähigkeit und elektrische Leitfähigkeit. Eis im Boden sollte sich so feststellen lassen.
Dieses Experiment bestimmt die Zusammensetzung der Atmosphäre über Bodenproben, sowie der Gase die von Oberflächenproben freigesetzt werden. Gegenüber dem Mars Polar Lander hat man die TDL Diode durch ein Massenspektrometer ersetzt, dadurch erhält man mehr Informationen über die chemische Zusammensetzung der Bodenproben.
Es gibt 8 Öfen in die eine Probe von dem robotischen Arm eingefüllt werden kann. Jeder Ofen kann nur einmal benutzt werden. Jeder Ofen ist 1 cm lang und nur 2 mm hoch. Ein weiterer Ofen ist leer und dient als Referenz. Dann werden beide Öfen simultan auf 1020 Grad Celsius geheizt und die beiden Spektren der Atmosphäre über der Atmosphäre über die Zeit verglichen. Die Geschwindigkeit des Aufheizens beträgt dabei einige Grad pro Minute. Man rechnete insbesondere mit dem Freisetzen von Wasser und von Kohlendioxid aus Carbonatgesteinen. Die Empfindlichkeit des Instrumentes sollte noch 0.2 % Eis und 0.4 % Calziumkarbonat (Ein Mineral dass sich nur in wasserhaltiger Umgebung bilden kann) entdecken. Organische Substanzen sollten bis zu einer Konzentration von 0.01 mg/cm² zu detektieren sein. Daher werden die Öfen vor dem Start sehr gründlich sterilisiert. Ein typische Probenmenge ist etwa 20-30 mg.
Das Massenspektrometer hat eine Sensitivität von 10 ppb und erfasst Atommassen
von 2 bis 140 AU. Damit man neben dem Kohlendioxid auch Minorbestandteile in der Atmosphäre
detektieren kann passiert das Gas erst einen Gaskonzentrator, der Spurengase um den
Faktor 25 aggregiert. Vor der Detektion werden die Gase nach chemischer Natur durch
einen Gaschromatograph aufgetrennt. Hier kann man zur Kalibrierung entweder ein Gemisch
von 60.2 Prozent Stickstoff und 39.8 Prozent Kohlendioxid zugeben oder Wasser aus einem 1 ml großen
Vorrat verdampfen.
Der Elektronenstrahlerzeuger hat zwei wählbare Stromstärken von 25 und 250 µA und vier wählbare Elektronenenergien von 20 bis 75 eV. Dies erhöht den dynamischen Bereich um den Faktor 10.
Seit dem Gaschromatograph der an Bord der Viking Lander war, ist dies das erste Instrument, welches chemische Analysen von Mars Bodenproben durchführt. Im Vergleich zu den Viking Geräten ist es etwa 1000 mal empfindlicher. Zudem können Bodenproben höher erhitzt werden (über 1000 Grad, anstatt über 500 Grad, wodurch auch bestimmte anorganische Verbindungen wie Karbonate zerfallen.
Das MET Experiment wurde von der kanadischen Weltraumorganisation beigesteuert. Es ist das einzige für Phoenix neu entwickelte Experiment. Es besteht aus zwei Teilen. einem LIDAR, dass nach oben durch die Atmosphäre schaut und einem Sensorpacket. Das Sensorpacket stammt noch von dem Mars Pathfinder. Die Temperatur und Drucksensoren befinden sich entlang eines bis zu 1.14 m langen Mastes. Zwei Drucksensoren decken den Druckbereich von 0-9 und 9-14 Hektopascal ab. Es gibt Sensoren in 3 Höhen die niedrigsten auf Deckhöhe in 1.2 m Höhe, die obersten 2.2 m über dem Boden. MET wiegt 7,5 kg.
Das LIDAR untersucht die obere Atmosphäre mit ihrem Staub, Nebel und Wolken und misst das zurück gestreute Laserlicht. Der Strahl liefert die Informationen über einen Kreis von 100 mrad Größe (5.7 Grad) bis in 20 km Höhe. Ein Laser mit einer Wellenlänge von 1064 nm, im nahen infrarot, sendet 10 mal pro Sekunde einen Impuls von 10 mJ Energie und einer Dauer von 10 ns aus. Das Experiment wurde mehrfach in der Wüste von Arizona von 2003-2004 erprobt und basiert auf Hardware wie sie auch in anderen Experimenten eingesetzt wurde wie z.B. der Laserentfernungsmesser MOLA an Bord von Mars Global Surveyors. Es alleine wiegt 6 kg
Die kanadische Raumfahrtbehörde CSA hat 37 Millionen Dollar in die meteorologische Station investiert.
Ursprünglich sollte diese Mission als Mars 2001 Surveyor Lander
schon 2001 auf den Weg gebracht werden. Doch es kam anders. Der Phoenix (damals noch
MSL 01 bezeichnet die Abkürzung für Mars 2001 Surveyor Lander) war im wesentlichen
baugleich zum Mars Polar Lander und die Landung lief wie bei diesem ab. Doch 1999 ging
der MPL bei der Landung verloren. Zuerst wusste man nicht warum, doch dann bemerkte man
beim Test des Ausfahrmechanismus des MSL 01 für die Landebeine einen Sensorfehler. Wenn
diese ausgefahren werden beeinträchtigt dies den Sensor der einen Bodenkontakt
feststellen soll an dem Fuß der Beine und meldet ein fälschlicherweise positives
Signal. Da derselbe Mechanismus beim Mars Polar Lander zum Einsatz kam, vermutet man,
dass dies die Ursache für den Verlust war. Die Düsen wurden in etwa 40-85 m Höhe
abgeschaltet und der Lander schlug hart auf.
Im gleichen Jahr verlor man durch Fehler in der Navigation auch den 1999 gestarteten Orbiter Mars Climate Orbiter. Eine Untersuchungskommission stellte fest, dass beide Programme unterfinanziert waren und man dadurch zu kleine Teams hatte und wichtige Checks unterblieben. Dadurch konnten die Fehler die bei beiden Sonden noch während des Fluges behoben werden konnten so fatale Folgen haben.
Als Folge wurde der für 2001 geplante Orbiter (die spätere Raumsonde Mars Odyssey) überarbeitet und mehr Geld in diese Mission gesteckt. Den für 2001 geplanten Lander konnte man nun nicht mehr finanzieren, da Odyssey mehr Geld erforderte und lagerte ihn im Jahre 2000 ein. Am 6.12.2002 wurde bei einer Ausschreibung der NASA für die 2007 er Mission die Umrüstung des MSL 2001 vorgeschlagen, schon unter dem neuen Namen Phoenix. Für die angestrebte NASA Scout Mission mit ihren starken Budget Einschränkungen war Phoenix ideal, war er schließlich schon weitgehend fertig gestellt. Dadurch konnte er 3 andere Vorschläge aus dem Rennen werfen und wurde am 4.8.2003 als Mission genehmigt. Verantwortlicher Leiter für die Mission ist Dr. Peter H. Smith von der University of Arizona.
Gegenüber der originalen Sonde ist Phoenix deutlich teurer. Der Mars Polar Lander als unmittelbarer Vorgänger kostete noch 165 Millionen US-Dollar. Phoenix hat ein Programmbudget von 386 Millionen US-Dollar. Dadurch war es möglich die Experimente dem neuesten technischen Stand anzupassen. Ursprünglich sollte die Mission preiswerter werden. Als sie am 4.8.2003 vorgestellt wurde sprach man noch von 325 Millionen US-Dollar. Im Juni 2005 waren es bereits 386 Millionen US-Dollar. Am 2.6.2005 begann auch der erneute Zusammenbau der Sonde und die Integration der Experimente. Im April 2007 soll sie zum Cape Canaveral gebracht werden und dort auf den Start vorbereitet werden.
Das Startfenster für die Sonde öffnet sich am 3. August 2007. Es
erstreckt sich bis zum 24.8.2007. Die Ankunft am Mars ist für Mai/Juni 2008 geplant.
Die Primärmission soll bis zum September 2008 erstrecken. Als Trägerrakete ist eine
Delta 7925 vorgesehen. Die Phoenix Website spricht von
der "Delta 2925", doch der Hersteller der Trägerrakete, Boeing verwendet nach wie vor
die alte Bezeichnung "Delta 7925". Als Startzeitpunkt ist derzeit der 9.8.2007
vorgesehen. Die Version mit 9 Boostern erlaubt es die Ankunftsgeschwindigkeit zu
minieren. Der MSL 01 sollte mit 6.5 km/s in die Atmosphäre eintreten, beim Phoenix sind
es nur 5.75 km/s. Allerdings ist die Startenergie höher. Phoenix startet mit einer
Geschwindigkeit von 12.28 km/s. Bei der geplanten 2001 er Mission waren es noch 11.4
km/s. So benötigt man auch eine Delta mit 9 anstatt 4 Boostern.
Die Bahn zum Mars ist eine lang gestreckte Ellipse, eine Typ II Hohmann Bahn, bei der die Reise zum Mars sehr lang dauert. Diese wurde gewählt um die Ankunftsgeschwindigkeit zu minimieren. Um die Gefahr eines Verlustes zu minimieren und vor allem den Landeort sehr genau zu treffen gibt es sehr viele Kurskorrekturmanöver. Geplant sind im Vorfeld 6 Stück. Das erste findet 10 Tage nach dem Start statt. Es soll Ungenauigkeiten beim Start ausgleichen. 2 Monate nach dem Start gibt es dann Mitkurskorrekturmanöver. Die letzten 4 Korrekturen finden erst vor der Landung in immer kürzeren Abständen statt;: 45, 8, 2 und am Tage der Landung 14 Stunden vor dem Aufsetzen. Bei einem Start am vor dem 16.8.2007 sollte die Landung am 28.5.2008 erfolgen, bei einem späteren Start am 5.6.2006.
18 Monate vor dem Start waren folgende Ziele ausgewählt worden:
Das Gelände muss tiefer als +3500 m liegen und eine Oberflächenfestigkeit von mindestens 38 g/cm² für die Landung aufweisen. Nun wird vor allem der seit April 2006 im Orbit befindliche Mars Reconnaissance Orbiter diese Landegebiete untersuchen. Phoenix soll die Mission des Mars Polar Landers wiederholen. Der Mars Scout 2001 dagegen sollte in polaren Gebieten landen. Das begrenzt zum einen die Missionsdauer, es gibt aber auch Veränderungen bei der Bahn. Die Typ II Bahn verlängert die Flugdauer und Mars ist 30 Millionen km bei der Ankunft weiter entfernt von der Erde. Die direkte Datenübertragung zur Erde ist dadurch auch nur mit kleineren Datenraten möglich.
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 5.75 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 13 km erreicht. Nun wird der 16 m große Fallschirm bei einer Geschwindigkeit von Mach 1.7 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. Der Lander fährt nun seine Beine aus. Dies ist 25 Sekunden nach dem Entfalten des Fallschirms der Fall. Nach 75 Sekunden (oder 130 Sekunden vor der Landung) wird das RADAR aktiviert.
In einer Höhe von 900m wird der Hauptfallschirm
abgetrennt bei einer Geschwindigkeit von 55 m/s. Dies ist 30 Sekunden vor der Landung.
3 Sekunden nach Abtrennung des Fallschirms werden die letzten oberen 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 27 Sekunden später erreicht wird. Dies
sollte in einer Höhe von 12 m erfolgt sein. 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. Da man mittlerweile vor allem nach Wasser auf dem Mars sucht war dieser Landeplatz auch für Phoenix interessant, denn nach den bisherigen Daten von Marssonden ist es nicht unwahrscheinlich, dass man Wasser in polnahen Gebieten dicht unter der Oberfläche findet. Ziel ist ein Landeplatz in den nördlichen Ebenen zwischen 65 und 75 Grad nördlicher Breite. Ein möglicher Landeort läge bei 240 Grad östlicher Länge und 67.5 Grad nördlicher Breite. MOLA Messungen zeigen eine flache Ebene mit Höhenunterschieden von 0.6-1.0 m zwischen den 150 m auseinander liegenden Messungen. Das wissenschaftliche Team nimmt an, dass die Steine auf dem Boden Basketball Größe erreichen und die Oberflächenrauigkeit über 10-20 m (dem Aktionsradius des Arms) bei 0.2 m liegt.
Dagegen wäre der MSL01 bei -75 Grad südlicher Breite und 315 Grad östlicher Länge abgesetzt worden, also nahe des Südpols. Eine primäre Missionsdauer von 90 Tagen (MSL01: 100 Tage) ist vorgesehen. 80 Tage werden benötigt für die primären Missionsziele.
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 im Jahre 2003, als die beiden Rover gestartet waren und man wieder Geld für neue Projekte hatte 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.
Die Kosten für die Raumsonde wurden im Januar 2006 wie folgt angegeben: 154 Millionen für die Raumsonde, 79 Millionen für die Trägerrakete Delta 7925-9.5, 54 Millionen für die Experimente und 98.3 Millionen für die Missionsdurchführung, Datenaufarbeitung. Insgesamt 385.3 Millionen US-Dollar. 37 Millionen Dollar entfallen auf die CSA und die Meteorologie Station die von ihr stammt. Vor dem Start wurde die Angabe auf 420 Millionen US-Dollar nach oben korrigiert.
Mars 01 Lander: NSSC Datenbank
https://www.jpl.nasa.gov/news/press_kits/phoenix-landing.pdf
https://descanso.jpl.nasa.gov/DPSummary/PhxArticle_--RC101013DocX_COMPRESSED_AcronFixBU.pdf
http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/05/UltraFlex-2012.pdf
Lang Zeit gab es von mir nur ein Buch über Raumsonden: die beiden Mars-Raumsonden des Jahres 2011, Phobos Grunt und dem Mars Science Laboratory. Während die russische Raumsonde mittlerweile auf dem Grund des Pazifiks ruht, hat für Curiosity die Mission erst bekommen. Das Buch informiert über die Projektgeschichte, den technischen Aufbau der Sonden und ihrer Experimente, die geplante Mission und Zielsetzungen. Die Mission von Curiosity ist bis nach der Landung (Sol 10) dokumentiert. Einsteiger profitieren von Kapiteln, welche die bisherige Marsforschung skizzieren, die Funktionsweise der Instrumente erklären aber auch die Frage erläutern wie wahrscheinlich Leben auf dem Mars ist.
2018 wurde dies durch zwei Lexika, im Stille der schon existierenden Bücher über Trägerraketen ergänzt. Jedes Raumsonden Programm wird auf durchschnittlich sechs bis acht Seiten vorgestellt, ergänzt durch eine Tabelle mit den wichtigsten zeitlichen und technischen Daten und Fotos der Raumsonde, bzw., Fotos die sie aufgenommen hat. Ich habe weil es in einen band nicht rein geht eine Trennung im Jahr 1990 gemacht. Alle Programme vorher gibt es in Band 1. Die folgenden ab 1990 gestarteten dann in Band 2. In Band 2 ist ein Raumsonden Programm meist eine Einzelsonde (Ausnahme MER). In Band 1 dagegen ein Vorhaben das damals zumeist aus Doppelstarts bestand, oft auch mehr wie z.B. neun Ranger oder sieben Surveyor. Beide Bänder sind etwa 400 Seiten stark. In Band 1 gibt es noch eine gemeinsame Einführung für beide Bände über Himmelsmechanik und Technik der Instrumente. Beide Bände haben einen Anhang mit Startlisten, Kosten von Raumsonden und Erfolgsstatistiken. Band 2 hatte Redaktionsschluss im Januar 2018 und enthält die für 2018 geplanten Missionen über die es genügend Daten gab.
Hier eine Beschreibung des Buchs auf meiner Website für die Bücher, wo es auch ein Probekapitel zum herunterladen gibt. Sie können das Buch direkt beim Verlag kaufen (versandlostenfrei). Dann erhalte ich als Autor eine etwas höhere Marge, aber auch über den normalen Buchhandel, Amazon (obige Links) und alle anderen Portale wie Bücher.de oder Libri.
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.
| Sitemap | Kontakt | Neues | Impressum / Datenschutz | Hier werben / advert here | Buchshop | Bücher vom Autor | |