| Home | Raumfahrt | Raumsonden | Europäische Raumsonden | Site Map | |
SMART-1 ist die erste europäische Mondsonde. Schon früher gab es nicht wenige Überlegungen bei der ESA
für eine Mondmission. So wurde in den achtziger Jahren ein Polarer Mondorbiter (POLO) als Idee aufgelegt. Doch erst in den
neunziger Jahren, wurden Europa Pläne zum Mond konkreter. Von 1994-1996 wurde eine Mondmission namens MORO studiert und 1998
das Projekt Euromoon, das nahe des Südpols landen sollte. SMART-1 ist jedoch nicht Bestandteil eines langfristigen
Mondprogramms, sondern vielmehr eine Sonde zur Technologiedemonstration.
Zuerst wurde diese Mission 1998 propagiert um Ionenantriebe zu testen. Im Jahre 1999 wurde es eine formelle ESA Mission. Im September wurde die Mission genehmigt und im November 1999 der Startvertrag mit Arianespace unterzeichnet. Es ist die zweite nach Mars Express, welche mit einem relativ kleinen Budget in kurzer Zeit durchgeführt werden soll. Verwirklicht wurde die Mission in lediglich drei Jahren. Im Dezember 2002 gab es die Abnahmetests. Die Sonde wurde zuerst eingelagert, nachdem nach dem Fehlstart der Ariane 5 ECA der Flugplan der Ariane 5 durcheinander kam und im Juli 2003 nach Kourou verschifft. Der Start fand schließlich am 28.9.2003 statt.
SMART-1 steht für "Small Missions for Advanced Research and Technologie 1". Es handelt sich also um eine Mission die neue Technologien erproben soll. Die Forschung ist ebenfalls wichtig, doch Sie spielt nicht wie bei anderen Raumsonden die Hauptrolle. Anders als der Name suggeriert gab es keinen Nachfolger. Heute laufen die Sonden mit der Aufgabe "Technologieforschung zum Kleinen Peis mit etwas Forschung" unter dem Label Proba. Auch davon sind inzwischen einige Satelliten gestartet worden,
Bei SMART-1 sind dies folgende Technologien:
Die instrumentelle Ausrüstung ist daher auch zweigeteilt. Einige Instrumente dienen der Beobachtung des Mondes. Andere sollen Technologien testen oder das Ionentriebwerk überwachen. Sehr viele der Technologien sollen in der ESA Mission zum Merkur BepiColombo eingesetzt werden. Diese ist für 2009-2011 geplant.
SMART-1 kostet alles in allem (Raumfahrzeug, Start, Missionsüberwachung) 101.6 Millionen Euro. 68.2 Millionen € stammen vom ESA Wissenschaftsprogramm, 12 Millionen vom Technologieprogramm und 21.3 Millionen € wird von den Ländern Frankreich, England und Dänemark gestellt. Damit konnte seitens der ESA das genehmigte Budget von 84 Millionen € sogar unterboten werden. Die Missionsdauer ist auf 2-2½ Jahre geplant. Davon entfallen 6-12 Monate auf den Aufenthalt im Mondorbit. Nach SMART-1 soll es 2007/8 die nächste SMART Mission geben SMART-2 wird Technologien erproben um den Abstand von Raumschiffen zu messen, wie dies in höchster Präzision für die LISA Mission nötig ist.
Diese Frage mag erstaunen. Wer auf meiner Website die fast unendliche Aufzählung der Missionen zum Mond gelesen hat, dürfte die Meinung gewinnen, man wüsste alles über den
Mond. Doch dem ist nicht so. Die meisten Sonden zum Mond in den sechziger Jahren scheiterten. Dies gilt für Amerikaner und
Sowjets. Vor allem hatten in den sechziger Jahren alle Sonden nicht das Ziel den Mond zu erforschen, sondern bemannten Missionen den
Weg zu bereiten oder im Falle der Sowjets Gestein zur Erde zurückzuführen.
Dazu gab es seit 1968 keine amerikanischen und seit 1974 keine russischen Missionen mehr. Betrachtet man sich den Fortschritt bei der Planetenforschung in der Zeit seit damals, so wird klar, dass uns noch viel zum Verständnis fehlt. Wir wissen heute mehr über den Mars, als über den Mond, obgleich uns von diesem nur vier Tage Reise trennen. Bis heute sind - trotz der Raumsonde Clementine - die Basis für die Karten vom Mond die Aufnahmen von Lunar Orbiter mit einer Auflösung von 100 m. Clementine die eigentlich nur den Mond als Test für Sensoren nutzte, ergänzte aber die Karten um spektrale Aufnahmen im Bereich von 200 m Auflösung. Die Sonde Lunar Prospector ergänzte diese Daten über das Vorkommen von radioaktiven Elementen und ihrer Spaltprodukte auf dem Mond.
Doch es besteht Hoffnung: In den nächsten Jahren sind neben SMART-1 die japanische Sonden Lunar-A und Selene geplant. Ankündigungen für neue Missionen gibt es auch von der indischen Weltraumorganisation ISRO und China. Nur Amerika und Russland planen keine Mission. Während man dies bei der finanziellen Situation von Russland verstehen kann, ist die bei Amerika nicht sofort einsehbar. Lässt man sich die amerikanischen Planetensonden Revue passieren, die seit 1996 gestartet wurden, so ist klar, dass diese eine Gemeinsamkeit haben: Immer wurde propagiert, die Forschung würde mehr zur Frage des Lebens beitragen. Sei es durch die Bildung von Vorläufern auf den Kometen, dem Leben das es auf Mars oder Europa geben könnte. Da man weiß, dass es auf dem Mond kein Leben gibt, gibt es auch keine Finanzmittel für eine Sonde.
SMART-1 wiegt beim Start lediglich 370 kg, davon sind 82.4 kg Treibstoff für das Ionentriebwerk und 19 kg Experimente. SMART-1 besitzt einen fast würfelförmigen Zentralkörper von 1.15 × 1.1.5 × 0.945 m Kantenlänge. An ihm befestigt sind die Solarpanels, die SMART-1 eine Spannweite von 14 m verleihen. Die dreilagigen Galliumarsenid / Indiumphosphid/ Germanium Solarzellen basieren auf dem Design von Globalstar. Jedes besteht aus drei Segmenten von 0.8 × 1.778 m Kantenlänge. Sie liefern 1850 W Strom zu Beginn der Mission. (Gemessen wurden nach dem Start sogar 1950 Watt) Diese nimmt während der Passage im Strahlungsgürtel schnell ab. Würde die Sonde sich dauerhaft in dieser Zone aufhalten, so wäre der Verlust 20 % pro Jahr, deswegen war es wichtig schnell wie möglich das Perigäum über 20000 km, also die Obergrenze des äußeren Strahlungsgürtels anzuheben.
Für Zeiten ohne Strom gibt es 5 Lithium-Ionen Batterien mit einer Kapazität von 600 Wh. Sie sollen eine Eklipse im Mondschatten von bis zu 2.1 Stunden Länge überbrücken. Während dieser Zeit ist das Ionentriebwerk abgeschaltet um Strom zu sparen. Die Kommunikation erfolgt für acht Stunden alle vier Tage über eine 15 m durchmessende Empfangsantenne bei Villafranca in Spanien und eine transportable 5.5 m Antenne die man bei der 35 m Antenne in New Norica aufgebaut hat. Die Datenrate beträgt im S-Band 62 KBit, im X-Band 2 KBit/sec und im Ka Band 120 KBit/sec. Für Daten der Experimente gibt zwei Massenspeicher von je 4 GBit Kapazität. Der Bordcomputer mit einem 32 Bit ERC32 Schaltkreis (eine strahlengehärtete SPARC V7 CPU) kann die Sonde 10 Tage autonom ohne Kommandos steuern. Der ERC 32 Prozessor in 0.5 Mikrometer Technologie schafft etwa 14 MIPS bei 20 MHz. Er basiert auf dem Sun SPARC 7 Prozessor, einem Design von 1991. Im Safe Modus kann die Sonde bis zu zwei Monaten ohne Kontakt auskommen. Verbunden sind Experimente und Bordcomputer über den COTS Bus, eine weltraumtaugliche Adaption des CAN Busses, der in vielen Autos die Steuergeräte verbindet.
Die Lage wird kontrolliert von vier Drallrädern mit einem Moment von je 2.5 Nms. Die Ausrichtungsgenauigkeit im Raum beträgt 10 Bogensekunden. Die Lage wird durch zwei Star-Tracker Kameras auf 4 Bogensekunden genau ermittelt. Als Backup für die Kreisel dienen auch die 8 herkömmlichen Triebwerke mit je 1 N Schub. Sie zersetzen 4 kg Hydrazin katalytisch. Das Hydrazin dient auch zur Ausrichtung nach dem Start oder wenn die Drallräder abgebremst werden müssen um den Drehimpuls zu vernichten.
Die InstrumenteDie Instrumente Nutzlast an Bord von SMART-1 umfasst nur 19 kg und auch hier stehen technologische Fragestellungen an erster Stelle. Die Instrumente lassen sich in 3 Gruppen einteilen :
Insgesamt sind es 6 Instrumente mit denen 10 Experimente durchgeführt werden.
Eine Raumsonde muss über hunderte von Millionen km gesteuert werden. Durch die langen Laufzeitunterschiede gibt es daher Probleme wenn die Raumsonde ihre Orientierung im Raum, zur Sonne, zum Planeten oder zur Erde verliert. Das Verfolgen einer Raumsonde ist aber auch teuer. Man braucht ein Team am Boden und große Empfangsantennen um die Sonden zu verfolgen. So kosteten die Voyager Raumsonden bis zum Start 335 Millionen Dollar. Die Mission am Ende, 12 Jahre später war dann aber 865 Millionen USD teuer. Neben den Kosten für die Auswertung der Ergebnisse, sind es die Kosten für die Verfolgung der Sonden mit 64 m Antennen des Deep Space Network, die diesen Batzen Geld kostete.
Wenn eine Raumsonde autonom navigieren könnte, so dass man Sie nur sporadisch anfunken muss, so könnte man viel Geld sparen. Die NASA testete 1998 Autonome Navigation an Bord von Deep Space 1 (DS-1). (Diese fiel just dann aus, als die Sonde den Asteroiden Braille passieren sollte, da man die Parameter des Asteroiden falsch eingeschätzte hatte und er zu lichtschwach war die Kamera auszurichten) und SMART-1 macht dasselbe.
OBAN macht durch die Kamera Aufnahmen von Sternen, Erde und Mond im Abstand von 2 Minuten. Bestimmt aus den Bildern und den Differenzen mehrerer Bilder die räumliche Orientierung und den Kurs und korrigiert diesen entsprechend.
OBAN erlaubt es die Sonde nur zweimal in der Woche für je 8 h zu kontaktieren und spart so Kosten für die Missionsüberwachung ein. Es gibt bei SMART-1 keinerlei Realzeitdatenübertragung. Andererseits kann die Sonde nicht wie andere Satelliten dauernd zur Sonde ausgerichtet werden, sondern muss bei ihrem Flug einer präzise ausgerechneten Spiralbahn zum Mond folgen.
Dieses Instrument soll den Einfluss des Ionenantriebs auf die Sonde untersuchen. Die freigesetzten Ionen können die Funkverbindung stören und das Plasma kann die Oberfläche der Sonde rund um das Triebwerk erodieren oder die Temperaturen ansteigen lassen. Um diese Effekte zu verstehen befinden sich 80 cm vom Triebwerk entfernt Sensoren. Diese wiegen mit Elektronik 2,4 kg. Sie verbrauchen 18 Watt an Strom. Das Experiment wird von Italien betreut.
Dieses nur 800 g schwere Experiment nutzt die beiden Langmuir Sonden als Plasmaexperiment. Dazu sind zwei 60 cm lange Sensoren an der Langmuir Sonde angebracht. Diese messen während des Flugs zum Mond die Dichte des Plasmas (0- 40 eV) um die Erde und beim Mond wie der Solarwind vom Mond beeinflusst wird. Das Experiment braucht 1.8 W Strom und wird von Finnland und Schweden betreut.
AMIE ist eine miniaturisierte Kamera. AMIE wiegt nur 2.1 kg (eigentliche Kameraoptik nur 0.45 kg) und hat mehrere
Aufgaben:
Die Kamera war ursprünglich nur als Ingenieursexperiment für eine leichtgewichtige Kamera gedacht. Die Wissenschaftler drängten jedoch darauf eine Kamera zu bauen, die von größerem Nutzen für die Wissenschaft ist. Dies führte zum Einbau von 4 Filtern im Bereich von 750, 850, 900 und 950 nm. Diese Filter liegen also im Infraroten Bereich und sollen so auch noch Details in Bereichen erkennen, die im sichtbaren Licht dunkel sind. Darüber hinaus gibt es noch den Modus ohne Filter.
Die Kamera hat ein Gesichtsfeld von 5.3 Grad und benutzt einen CCD Sensor mit 1024 × 1024 Pixels von je 14 Mikrometern Pixelgröße. Die Brennweite des Objektives liegt bei 152 mm. Die Auflösung liegt bei 18 Bogensekunden. Dies entspricht aus 300 km Entfernung vom Mond (Periselen, geplanter niedrigster Bahnpunkt) 27 m pro Bildpunkt (oder 3-6 mal höher als die des menschlichen Auges aus dieser Entfernung). Die Elektronik der Kamera erlaubt es Dunkelbilder zu subtrahieren um die Empfindlichkeit zu steigern und die Datenkompression von Bildern. AMIE arbeitet auch mit dem Experiment SIR zusammen, das bei einer Wellenlänge von 900-2400 nm arbeitet, sich also im Spektralbereich an AMIE anschließt. AMIE wird auch für das Laserlink-Experiment benutzt. Hierfür ist der Filter bei 850 nm Wellenlänge gedacht.
AMIE verbraucht 9 W an Strom und wird von der Schweiz betreut. Es liefert 50 % der Datenrate von durchschnittlich 70 Kilobit/sec.
Bei vielen Planeten sind heute Spektrometer im Einsatz, manche wie z.B. die an Bord von Galileo, Mars-Express oder
Venus-Express sind sogar abbildende Instrumente, welche Bilder in einem bestimmten Spektralbereich machen können. Beim Mond gab
es erst einen Einsatz, den an Bord der Raumsonde Clementine, sowie grobe Aufnahmen von Galileo beim Vorbeiflug. Keine der bisherigen
Missionen umfasste aber ein Instrument mit einer so hohen spektralen Auflösung wie SIR. Clementine konnte nur in 11
Spektralkanälen Aufnahmen machen und von der Erde aus sind Beobachtungen im Infraroten Spektralbereich nur eingeschränkt
möglich.
SIR wird den gesamten Mond spektral kartieren. Anders als Clementine aber mit hoher spektraler Auflösung (256 Spektralkanäle) Dies ist notwendig um die Mineralien zu identifizieren, die auf der Oberfläche vorkommen. SIR sollte auch Wasser, Kohlenmonoxid und Kohlendioxid nachweisen, sofern diese auf dem Mond vorkommen.
SIR besteht aus einer schlitzförmigen Einlassöffnung hinter einer Optik. Dort sitzt ein Gitter, welches das Licht in sein Spektrum auftrennt. Dieses fällt auf einen passiv gekühlten Indiumgalliumarsenid (InGaAs) CCD mit 256 x 256 Pixeln und die Lichtintensität jeder Zelle wird gemessen. Die Auflösung am Boden beträgt 300 m. Das Instrument arbeitet zwischen einem Wellenlängenbereich von 900 und 2400 nm. Die Auflösung der Spektren beträgt 6 nm. Das Gesichtsfeld beträgt 1.1 mRad. Dies entspricht einer Auflösung von 330 m bei einer Distanz von 300 km. In dem untersuchten Wellenlängenbereich liegen z.B. die Spektren von Olivin, Pyroxen und Feldspat, drei Mineralien mit unterschiedlicher Entstehungsgeschichte. Das Instrument könnte aber auch Wasser, Kohlendioxyd und Kohlenmonoxid nachweisen, auch wenn die von den Lunar Prospector Daten abgeleiteten Eisvorkommen an den Polen noch nicht sicher bewiesen sind.
Das Instrument soll, sofern es möglich ist, auch Spektren von Asteroiden, Sternen und Planeten gewinnen. Bei einer durchschnittlichen Datenrate von 45 KBit/sec liefert das Instrument 20 % der Daten der Sonde. SIR kann wegen seines kleinen Gesichtsfelds und hohen Anforderungen an die Beleuchtungsverhältnis nur einige Prozent der Oberfläche erfassen.
SIR basiert auf einer kommerziellen Lösung von Zeiss und wird vom MPI für Aeronomie bei Lindau betreut. Es befindet sich zusammen mit AMIE auf einer gemeinsamen Ausrichtung, so dass beide Instrumente denselben Punkt beobachten, SIR wiegt insgesamt nur 2.3 kg und verbraucht 4 W an Strom. Sofern das Instrument sich bewährt, will man es oder Weiterentwicklungen auch für weitere Missionen zu Merkur (BepiColombo), Mars, Asteroiden oder Kometen einsetzen. SIR-2 soll an Bord der indischen Mission Chandrarayan-1 im Jahre 2008 die Ergebnisse von SIR ergänzen.
Eine zweite Möglichkeit die Zusammensetzung der Oberfläche zu bestimmen liefert die Sonne. Sie bombardiert die
Mondoberfläche mit energiereichen Partikeln, Röntgen- und Gammastrahlung. Diese regen Atome an: Ein Elektron wird
herausgeschlagen und ein Elektron aus einer äußeren Schale rückt nach. Diese senden Energie aus um wieder in ihren
normalen Zustand zu gelangen. Die Energie ist spezifisch für ein Element, da sich die Energieniveaus bei jedem Element
unterscheiden.
Emittiert wird Röntgenstrahlung. Bislang gibt es nur von der Apollo 16 Mission eine Karte der mineralogischen Zusammensetzung, welche nur den Äquatorbereich abdecken.
Das besondere an D-CIXS sind seine kompakten Abmessungen (15 × 15 × 15 cm) und seine geringe Masse von nur 3 kg. Es ist fähig die abgegebene Röntgenstrahlung auch bei schneller Bewegung über die Oberfläche zu erfassen. Erstmals werden Detektoren auf Basis von CCD verwendet, welche nicht gekühlt werden müssen. Es versteht aus einem Kollminator der Strahlung nur in einer Richtung durchlässt und durch Filter solare Partikel blockiert. Hier konnte man die Dicke und damit die Masse gravierend auf unter einen Millimeter senken.
Der Detektor besteht aus 24 Einzeldetektoren von je 10 × 10 mm und erfasst Röntgenstrahlung mit einer Auflösung von besser als 200 eV. Die Detektoren stammen von denen des Röntgensatelliten XMM ab. Sie sind aber besonders unempfindlich gegenüber kosmischer Strahlung, da sich die Sonde lange in den Strahlungsgürteln aufhält. Erfasst werden Röntgenstrahlen von 0.5 - 10 keV Energie. Das Gesichtsfeld beträgt 12 x 32 Grad, die Auflösung beim Mond bei 30 km.
D-CXS hat die Aufgabe eine globale Kartierung der Mondoberfläche durchzuführen und die Verteilung von Elementen zu messen. Von besonderem Interesse ist das Verhältnis Magnesium / Eisen (Rückschlüsse über den Ursprung des Mondes als Teil der Erde) und das Finden von Stellen mit viel Magnesium und Titan (Von Bedeutung für eine mögliche Nutzung des Mondes). Es sollte auch Indizien für Wasser finden können. Die Elemente Magnesium, Silizium, Eisen und Aluminium können in absoluter Menge bestimmt werden. Für die Elemente Sauerstoff, Natrium und Kohlenstoff gibt es gute Schätzwerte.
Weiterhin wird das Instrument auf dem Weg zum Mond die solare Röntgenstrahlung und sofern möglich, auch die von Kometen beobachten. Auch dieses Instrument soll einer verbesserten Version in der Mission zu Merkur (BepiColombo) eingesetzt werden. D-CIXS wird von England betreut, wiegt 5.2 kg und verbraucht 18 W an Strom. Es liefert bei einer durchschnittlichen Datenrate von 7.5 KBit/sec etwa 18 % der gesamten Datenmenge der Sonde.
XSM (X-ray Solar Monitor)Damit die D-CIXS Spektren aussagekräftig sind, muss man den solaren Strahlungsfluss kennen. Daher befindet sich auf der gegenüberliegenden Seite von SMART-1 das Instrument XSM. Es misst die solare Röntgenstrahlung. Damit dient es als Kalibration für D-CIXS. Es ist aber auch ein Instrument um die solare Korona zu beobachten. Das Instrument besteht aus einem Detektor an einem der Panels und einer Elektronikeinheit, die beim D-CIXS untergebracht wird.
Die Sonne strahlt natürlich vor allem im sichtbaren Bereich, die Röntgenstrahlung ist sehr gering. Besonders gute Ergebnisse hätte man bekommen wenn SMART-1 zum Zeitpunkt eines solaren Maximums gestartet wäre. Dann emittieren die zahlreichen Sonnenflecken und Flares erheblich mehr Röntgenstrahlen. XSM vermisst den solaren Fluss an Röntgenstrahlung. Damit dient es zur Kalibration von D-CIXS. So gibt es auch bei niedriger Sonnenaktivität kurzzeitige Ausbrüche durch Flares in denen die Aktivität stark ansteigt und D-CIXS bessere Ergebnisse erhält, dazu muss man aber die Intensität der Röntgenstrahlung zu diesem Zeitpunkt kennen.
| XSM Eigenschaften | |
|---|---|
|
Gesichtsfeld |
52 Grad |
|
Effektiver Spektralbereich |
0.8 - 20 keV |
|
Spektralkanäle |
512, gleichmäßig verteilt |
|
Spektrale Auflösung (bei 6 keV) |
250 eV (nach dem Start), < 350 eV (Ende der Mission) |
Seit 2002 wird die Laserübertragung im Orbit von der ESA erforscht. Dazu werden Daten von dem Satelliten SPOT-4 zu dem Kommunikationssatelliten ARTEMIS gesendet. Dieses Experiment namens SILEX dient zur Erprobung der Kommunikation zwischen Satelliten. Laser Link geht weiter und soll die Kommunikation zwischen der Erde und einer Raumsonde simulieren. Dabei ist die Distanz größer und der Strahl durchläuft auch die Luftschicht der Erde.
Eine Station auf Teneriffa in 2393 m Höhe wird einen 28 W starken Laserimpuls zur Sonde schicken. Um den 28 W starken Laserimpuls zu generieren verbraucht der Argonlaser 60 KW an Energie. Ein Teleskop bündelt den Strahl auf eine Breite von 10 Mikroradian. Das sind in Mondentfernung zirka 3.8 km Durchmesser. Die Wellenlänge kann zwischen 750 und 900 nm gewählt werden. Für SMART-1 wird eine Wellenlänge von 847 nm gewählt. Der Strahl wird von der AMIE Kamera mit einem 850 nm Filter aufgenommen. Die Signale werden gemessen und sie sollen Rückschlüsse über die Absorption, Streuung des Signals und Verfolgung der Raumsonde zulassen. Daten werden über Laserlink nicht übermittelt.
In den vergangenen Jahrzehnten hat die Datenübertragung zu Raumsonden große Fortschritte gemacht. Dies war auch möglich durch den Übergang vom S-Band (2 GHz) auf das X-Band (7-8 GHz). Der Übergang auf das Ka Band (32-34 GHz) dürfte eine noch bessere Sendeleistung mit höherer Datenrate erlauben. Zum ersten mal wird SMART-1 daher einen Ka Sender und Transmitter neben einem normalen im X Band einsetzen.
Ziele sind:
Es wird zwei Bodenanlagen mit je einem 20 KW Sender geben: Die Villafranca Station der ESA und die DSS-13 Station der NASA. Ist der Test der Ka Band Technik erfolgreich, so wird die Merkur Mission BepiColombo diese einsetzen. KaTe wiegt 6.2 kg und verbraucht 2 W an Strom. Das Experiment wird von Deutschland betreut.
Der Ka Band Sender wird auch zusammen mit der Kamera AMIE und dem Star-Tracker System für OBE der Verfolgung der Änderung der Geschwindigkeit und Ausrichtung des Raumfahrzeuges dienen. Zum einen kann man damit die Leistung des Ionentriebwerks genauer bestimmen, zum anderen können Änderungen der Bahn durch lunare Massenkonzentrationen damit verfolgt werden.
Vom Ka Sender stammen dadurch die Informationen der Dopplerverschiebung. Das Experiment wird von Italien betreut.
Elektrische Antriebe sind nichts neues. Schon in den sechziger Jahren haben die USA derartige Antriebe getestet und die
sowjetischen Meteorsatelliten nutzen einen elektrischen Antrieb als Korrekturtriebwerke. Das
Funktionsprinzip findet sich an anderer Stelle auf dieser Website genau beschrieben.
Größeren Einsatz fanden elektrische Antriebe allerdings erst in den letzten Jahren.
Das Grundprinzip ist relativ einfach: Anstatt die Energie die man benötigt um die Geschwindigkeit zu ändern, aus einem chemischen Stoff zu beziehen, wird diese in elektrischer Form durch die Sonne geliefert. Bei chemischen Triebwerken bewirkt die Verbrennungsenergie, das die Verbrennungsgase hoch beschleunigt werden, bei elektrischen Triebwerken wird ein Stoff zuerst ionisiert und dann durch ein elektrisches Feld die geladenen Teilchen beschleunigt. Die Energie stammt nicht aus dem Treibstoff, sondern aus dem Strom den man braucht, um das elektrische Feld aufzubauen.
Theoretisch kann man damit sehr hohe Ausströmgeschwindigkeiten von 200 km/s erreichen, während chemische Triebwerke unterhalb von 5 km/sec bleiben. Da allerdings mit steigender Geschwindigkeit das Triebwerk schwerer wird (längere Beschleunigungsstrecke und eine sehr hohe Spannung benötigt wird) haben die meisten elektrischen Antriebe heute Ausströmgeschwindigkeiten von 10-40 km/sec.
Natürlich haben elektrische Antriebe auch Nachteile: Der Strom muss von irgendwo herkommen. Daher braucht ein Raumfahrzeug sehr viel Energie. SMART-1 hat eine Energieversorgung von 1850 Watt. Normal wäre für eine kleine Sonde wie SMART-1, ein Stromverbrauch von 500 Watt. Den Rest braucht das Triebwerk. Elektrische Triebwerke sind auch schwerer und liefern sehr kleine Schübe. Sie werden lange betrieben. Wenn Zeit gleichbedeutend mit Geld ist (wie bei kommerziellen Satelliten) ist dies ein Nachteil. Trotzdem haben heute Nachrichtensatelliten so lange Lebensdauern, dass der chemische Treibstoff mehr wiegt als eine Lösung mit elektrischen Antrieben. Diese werden daher zunehmend eingesetzt. Bei dem Nachrichtensatelliten ARTEMIS rettete dies die Mission, da die Trägerrakete einen zu niedrigen Orbit erreichte.
Für die Mondmission von SMART-1 ist kein elektrischer Antrieb notwendig. Denn die Ariane 5 trägt SMART-1 auf eine Bahn, in der SMART-1 nur wenig Geschwindigkeit mehr braucht um zum Mond zu gelangen. Um in eine Bahn um den Mond, wie sie SMART-1 hat einzuschwenken braucht eine Raumsonde nur zirka 1.2 km/sec an Geschwindigkeit aufzubringen. Eine Raumsonde mit chemischen Antrieb wäre zwar mit zirka 500 kg Gewicht schwerer als SMART-1, aber dafür würde die Reise auch nur 4 Tage anstatt 15 Monate brauchen. (Man bräuchte allerdings auch Treibstoff um in eine Bahn einzuschwenken und könnte sich nicht wie bei SMART-1 einfangen lassen).
Der Mond wurde aus einem anderen Grund als Ziel gewählt. Etwa im Jahre 2011/2012 wird die ESA die Mission
BepiColombo starten. Diese Mission zum Merkur wird alle Bahnmanöver nur mit dem elektrischem Antrieb durchführen. Dabei
ist es nicht nur wichtig, die Erde zu verlassen und zu Merkur zu gelangen, man muss auch in eine Umlaufbahn um Merkur einbremsen.
Bei chemischen Antrieben ist dies relativ einfach. Man vernichtet einfach die Geschwindigkeitsdifferenz durch eine
Triebwerkszündung wenn man bei Merkur ist. Bei elektrischen Antrieben muss man auf den Punkt genau mit der richtigen
Geschwindigkeit ankommen um sich dann einfangen zu lassen. Durch den Test im Gravitationsfeld von Erde und Mond, wo man ebenso fein
steuern, muss um nicht aus dem Erde / Mond System katapultiert zu werden oder auf einen der beiden Himmelskörper zu
stürzen, kann SMART-1 diese Technik schon für Bepi Colombo testen.
Das Triebwerk PPS-1350 von SMART-1 stammt von SNECMA aus Frankreich. Es wurde aus drei in der ESA entwickelten Ionenantrieben ausgewählt (Aus Frankreich, England und Deutschland). Es ist ein Hall-Effekt Triebwerk. Das Triebwerk ist im STENTOR Satelliten getestet worden und eigentlich für einen größeren Schubbereich (92 mN, 1200-1600 W Stromverbrauch) ausgelegt. Bei 1150 Watt Nennverbrauch bei SMART-1 ist der Schub nicht so hoch. Das Arbeitsgas Xenon befindet sich in einem 49 l fassenden Druckgastank. Bei dem angegebenen spezifischen Impuls würde das Arbeitsgas ausreichen um die Geschwindigkeit der Raumsonde um rund 3900 m/s zu verändern.
| PPS-1350 | |
|---|---|
| Schub | 0.0682-0.072 N |
| Gesamtbetriebszeit | 5000 h |
| spezifischer Impuls | 16.088 m/s |
| Treibstoff | Xenon |
| Treibstoffgewicht | 82.3 kg |
| Trockenmasse Antriebssystem | 29,0 kg |
| gesamte Geschwindigkeitsänderung | 4047 m/s |
| Durchmesser Triebwerk | 100 mm |
| Stromverbrauch | 480-1500 W |
| Stromverbrauch bei 0.682 N Schub | 1190 Watt |
| Stromverbrauch bei 0.92 N Schub | 1500 Watt |
| Effizienz | 46 % (55 % bei 1500 W) |
| Gewicht (mit 2 Xenon Flusssystemen) | 5.3 kg |
| Schwenkbereich | 2 Grad |
| Ausrichtungsgenauigkeit | 0.02 Grad |
SMART-1 führt insgesamt 82.3 kg Xenon in einem 49 l Tank unter einem Druck von 150 Atmosphären mit. Der Schub des Triebwerks ist regelbar. Der Stromverbrauch beträgt in der Regel 1350 Watt von 1850 Watt Strom zu Beginn der Mission. Das Triebwerk zeigte während der ersten 4 Monaten eine etwas bessere Leistung als geplant. Für SNECMA war es der erste Einsatz eines Ionentriebwerks. 2015 ist die Firma führend bei der Ausrüstung von Satelliten im geostationären Orbit und hat 14 Antriebe zur Nord/Süd Korrektur des Orbits schon gestartet. Weitere folgen, darunter Antriebe zum Transfer vom GTO zum GEO bei schweren Satelliten (um 5000 kg Gewicht)
Der Start und die BahnDie geringe Masse von SMART-1 erlaubte es diese Sonde als Sekundärnutzlast mit einer Ariane 5 zu starten. Dazu wurde eine spezielle Struktur für Sekundärnutzlasten verwendet. Die Mission startete im Oktober 1999. Da es sehr bald Verzögerungen in der Erprobung der Ariane 5 gab, konnte man sich Zeit lassen. Nachdem im Februar 2002 die Sonde zusammengebaut war und im August die Experimente eingebaut wurden, testete man sie intensiv und verschiffte sie im März 2003 nach Kourou. Hier musste die Sonde nur warten bis Sie als Sekundärnutzlast mitgenommen werden konnte.
Der Start von SMART-1 fand mit der 16 Ariane (V-162) statt. Dies war am 28.9.2003 Der Start als Sekundärnutzlast sparte Kosten, denn man nutzt hier noch Reserven der Rakete aus. Der Start als Sekundärnutzlast war allerdings auch verantwortlich für die Gewichts- und Volumenbeschränkung bei SMART-1.
Dabei wurde SMART-1 auf die Trägerrakete montiert und auf einem Verlängerungszylinder ACY ein zweiter Satellitenadapter (ACU) aufgebracht, sodass darauf wieder der Satellit Insat 3E innerhalb der Sylda angebracht werden konnte. ACY / ACU bildeten so eine Hülle um Smart-1.
SMART-1 hat eine im Vergleich zu normalen Raumsonden sehr komplexe Bahn um zum Mond zu gelangen. Zuerst wurde die Sonde in einer GTO Bahn von Ariane zusammen mit einem Kommunikationssatelliten ausgesetzt. Diese Bahn hat einen erdnächsten Punkt von 650 km und einen erdfernsten Punkt von 36000 km Höhe bei einer Bahnneigung von 7 Grad zum Äquator. Nun beginnt eine Reise zum Mond, die 17 Monate dauern sollte.
In dieser Bahn durchfliegt SMART-1 bei jedem Umlauf die Strahlungsgürtel der Erde. Es ist also Ziel so schnell wie möglich diese hinter sich zu lassen. Daher war geplant die Sonde möglichst schnell aus dem Strahlungsgürtel zu bringen indem man das Ionentriebwerk bis auf die Zeit im Erdschatten (in dem es keinen Strom gibt) dauernd betreibt.
Während der ersten Phase steigt das Apogäum (der erdfernste Punkt) und das Perigäum (der erdnächste Punkt) an. Sobald die Sonde sich niemals mehr der Erde auf weniger als 20.000 km nähert, wird eine neue Strategie eingeschlagen.
Nun ist die Sonde über den Strahlungsgürteln und man betreibt das Ionentriebwerk nur noch nahe des erdnächsten Punktes. Der Grund dafür ist, dass dies Treibstoff spart. Betreibt man das Ionentriebwerk während des ganzen Orbits, so hebt man sowohl den erdnächsten wie erdfernsten Punkt an. Diese gleichen sich an und es wird schließlich eine spiralförmige Bahn zum Mond. Dies ist aber unnötig, wenn man sich vom Mond einfangen lassen will, Dann reicht es den erdfernsten Punkt anzuheben.
Sobald sich die Sonde mehr als 200.000 km von der Erde entfernt hat, beginnt die Mondanziehung zu wirken. In einer
Entfernung von 55000 km vom Mond heben sich Erdanziehung und Mondanziehung auf. Ziel ist es SMART-1 mit möglichst geringer
Geschwindigkeit in diese Zone zu bringen. Wenn sich die Sonde dem Mond bis auf 40.000 km nähert so gewinnt die
Mondanziehungskraft die Überhand und die Sonde kann in einer ersten noch instabilen Bahn um den Mond gelangen. Schon vorher
kann man die Mondanziehung nutzen indem er durch seine Anziehungskraft die Bahn leicht anhebt. So gibt es mehrere Vorbeiflüge
am Mond vor dem Einfangen.
Dabei achtet man darauf, dass die Bahn von Mond und SMART-1 in einem ganzzahligen Verhältnis sind, so findet die Annäherung immer im erdfernsten Punkt statt. Bei den Annäherungen verändert sich die Bahn durch die Mondanziehung: Die Ellipse weitet sich immer mehr zum Mond hin aus. Es kommt zu einem Vorbeiflug am Mond, der ohne das Triebwerk dazu führt, dass die Sonde das Erde-Mond System verlassen würde. Nun wird das Triebwerk wieder eingeschaltet und die Bahn wieder zur Erde hin korrigiert. Während des folgenden Betriebs weitet sich dann die Ellipse zu einem Bogen aus , der schließlich bei der Mondbahn endet. (Bild links dunkelblau)
Nun pendelt die Sonde um die Umlaufbahn des Mondes um sich schließlich vom Mond einfangen zu lassen. (Bild links, hellblau). Am 16.11.2004 nach 332 Orbits wurde Smart-1 zum künstlichen Mondsatelliten. Sie passierte den Mond in 5000 km Entfernung. Bis dahin war das PFS-1350 289 mal eingeschaltet worden, hatte 3700 Stunden gearbeitet und 59 der 82 kg Treibstoff verbraucht.
Beim Mond wiederholt sich das Spiel, nur umgekehrt: SMART-1 landet zuerst in einer sehr elliptischen polaren
Umlaufsbahn. Diese wird durch das elektrische Triebwerk langsam verringert. Die endgültige Bahn von SMART-1 hat ein Periselen
von 300 km und ein Aposelen von 10.000 km bei einer Umlaufsdauer von 14.5 Stunden.
Auf dieser Bahn wird SMART-1 mindestens 6 Monate den Mond untersuchen. Eine Verlängerung der Mission auf 18 Monate ist auch möglich, wenn die Finanzierung dafür steht. Zweimal pro Woche wird die Sonde von der Erde kontaktiert, dann werden 8 h lang Daten abgerufen. Für wissenschaftliche Daten steht ein Datenvolumen von 375 MByte pro Übertragung zur Verfügung. Amie soll den gesamten Mond mit einer Auflösung von 40 m kartieren.
Die stark elliptische Bahn, verbunden mit der kurzen Missionsdauer und dem seltenen Kontakt zeigt, dass die Mondforschung nicht die Hauptrolle spielt, sondern es mehr um eine Technologiemission handelt. In diesem Sinne ist SMART-1 mit der Raumsonde Deep-Space 1 vergleichbar, die ähnliche Techniken erprobte (Ionenantrieb, autonome Navigation, K Band Kommunikation). Auch hier spielte das wissenschaftliche Ziel (Vorbeiflug an dem Asteroid Braille und dem Kometen Borelly) eine untergeordnete Rolle und die Sonde verfügte auch nur über 2 Instrumente. Demgegenüber ist SMART-1 aber besser ausgestattet und wird mehr zur Forschung beitragen als die letzte US Mission Lunar Prospector.
Die Bahn eines Mondsatelliten ist durch Störungen von Erde und Sonne nicht sehr stabil. (Dies gilt auch für andere Planetenmonde). Das Perilunäum wandert zur Oberfläche. Das Aposelen weitet sich dagegen aus. Ohne laufende Kurskorrektur stürzt eine Raumsonde daher rasch ab. Daher ist die Mission von Smart-1 viel kürzer als die zeitgleich gestartete ESA Planetenmission Mars Express.
Soweit die Beschreibung der Mission nach den ESA Vorstellungen vor dem Start. Doch wie öfters im Leben: Es kommt anders als man denkt. Zuerst schien es als wäre das Glück SMART-1 nicht hold: Im Oktober 2003 tobten die stärksten Sonnenstürme seit Jahrzehnten und sie reicherten den Van Allen Gürteln mit hochenergetischen Teilchen an. Diese führten zu Defekten im Onboard Computer und man befürchtete eine starke Schädigung der Solarzellen. Die Computerprobleme konnten durch neue Softwarepatches beseitigt werden, aber mehrmals schaltete ein Defekt im Computer den Antrieb wegen einer angeblichen Fehlfunktion ab, obwohl dieser problemlos arbeitete. Dadurch verlängerte sich die erste Phase der Mission, in der das Ionentriebwerk kontinuierlich laufen sollte von 80 auf 100 Tage. In dieser Zeit wurden 29 Prozent des Treibstoffs verbraucht.
Nachdem diese Phase im Januar 2004 überstanden war, gab es aber auch gute Nachrichten zu vermelden: Der Abfall der Leistung der Solarzellen war geringer als befürchtet und das Ionentriebwerk brauchte etwas weniger Treibstoff als geplant. Das erlaubte es zum einen die Reisezeit auf 14 Monate zu verkürzen und zum anderen die Sonde in einer für die Beobachtung günstigeren Bahn zu platzieren.
Am 7.1.2004 begann die zweite Phase, das Anheben des Apogäum, des erdfernsten Punktes der Bahn. Nun über den Strahlungsgürteln der Erde konnte man auch die Experimente in Betrieb nehmen und kalibrieren. Während dieser Phase der Mission fand im Januar 2004 der erste Betrieb der Experimente, die nicht das Ionentriebwerk beobachten, statt. AMIE lieferte ihre ersten Bilder von Erde und Mond. Im August war die Sonde nun so weit am Mond, dass man nun sie gezielt an den Mond heranführte, damit er durch seine Anziehungskraft die Bahn anhebt.
Die erste Annäherung an den Mond geschah am 19.8.2004 auf bis zu 197.000 km an den Mond. (5:1 Resonanz, SMART-1 Umlaufdauer und Mondumlaufdauer stehen im Verhältnis von 1:5) Dieses erste Manöver hat die Bahn der Sonde noch kaum verändert.
Die nächsten am 15.9.2004 (4:1 Resonanz), 12.10.2004 (3:1 Resonanz) beeinflussten die Bahn immer stärker, so dass am 17.11.2004 bei dem Erreichen der 2:1 Resonanz die Sonde vom Mond eingefangen wurde. Dies war drei Monate vor der ursprünglichen Planung. Am 16.11.2004, nach 332 Orbits um die Erde wurde Smart-1 zum künstlichen Mondsatelliten. Sie passierte den Mond in 5000 km Entfernung. Bis dahin war das PFS-1350 insgesamt 289 mal eingeschaltet worden, hatte 3700 Stunden gearbeitet und 59 der 82 kg Treibstoff verbraucht. Die Phase 2 kostete damit weitere 30 % des Treibstoffvorrates.
12 Stunden vor dem Eintritt in den Orbit wurde das Triebwerk gezündet. Es brannte während der nächsten 4 Tage ohne Unterbrechung um die Bahn abzusenken, damit SMART-1 nicht mehr durch Störeinflüsse der Erde aus der Mondbahn getrieben wird. Dies war das kritischste Manöver der Mission.
SMART-1 landet zuerst in einer sehr elliptischen Umlaufsbahn. (4.962 × 51.477 km über der Oberfläche bei 81 Grad Neigung. Diese wurde durch das elektrische Triebwerk langsam verringert. Im ersten Monat zwischen dem 15.11.2004 und dem 7.12.2004 wurde bei einer Gesamtbetriebsdauer von 333 Stunden die Umlaufsdauer von 89 auf 29 Stunden reduziert. Das Aposelen sank um 22125 km, das Periselen nur um 139 km. In diesen 22 Tage hat die Sonde 12 mal den Mond umrundet und 20 mal das Ionentriebwerk gezündet. Schon in dieser Phase hat die ESA erste Bilder der Sonde veröffentlicht.
Die endgültige Bahn von SMART-1 sollte am 13.1.2005 erreicht werden. Sie ist polar und hat ein Periselen von 300-500 km und ein Aposelen von 2.900 km. Der niedrigste Bahnpunkt von 300 km Höhe über der Oberfläche liegt nahe des Südpols des Monds. Daher kann die Sonde die hohen südlichen Breiten und das Aitken Becken sehr gut untersuchen. Diese Bahn hat eine Umlaufszeit von nur 6 Stunden, dadurch sind mehr Beobachtungen als auf der ursprünglichen Bahn mit 14.2 Stunden Umlaufszeit möglich. Dies war die erste gute Nachricht kurz Erreichen des endgültigen Orbits im Januar 2005.
Eine zweite Neuigkeit nach Erreichen des Orbits betraf das Xenon Budget. Der Orbit von SMART-1 ist etwa 6 Monate lang
stabil, dann wird er durch Störungen von Erde und Sonne verformt und die Sonde kann nicht mehr im Orbit gehalten werden. Das
Periselen sinkt und sie stürzt auf die Mondoberfläche. Für ein Anheben des Periselen braucht man etwa 4 kg Xenon.
Dazu kommen 1.8 kg in den Tanks, die nicht nutzbar sind. Man hat nun die Restmenge an Xenon bestimmt, wobei man verschiedene
Methoden angewandt hat, und nach jeder Methode hat SMART-1 mehr als 5 kg Xenon übrig. So kann man den Orbit am Ende der
Primärmission anheben und die Mission verlängern. Eine der 3 Schätzungen geht sogar von 10.8 kg Xenon aus, das
wäre ausreichend für zwei dieser Manöver. Die beiden anderen Schätzungen kommen zu einer Restmenge von 9.6 kg
und 6.6-7.8 kg. Da die letzte Schätzung für die Restmenge recht knapp an dem Limit liegt, hat man sich entschlossen am
12.1.2005 das Abbremsen der Sonde zu unterbrechen. Sie blieb zuerst in einem Orbit von 1.000-5.000 km Höhe. In diesem Orbit
mittlerer Höhe wird sie bis zum 28.2.2005 den gesamten Mond in mittlerer Auflösung kartieren. Danach wird das Abbremsen
fortgesetzt und die Sonde in einen 300 x 3.000 km Orbit gebracht. Am 27.2.2005 erreichte SMART-1 seinen Orbit, jedoch noch nicht den
endgültigen Orbit, denn durch einen Softwarefehler lief das Ionentriebwerk 11 Stunden lang ungeplant. Diese Änderung muss
nun erst noch kompensiert werden. Währenddessen begann für die Spektrometer die Kalibrierungsphase, bei denen die
Spektrometer bekannte Quellen (Sterne etc.) aufnehmen.
Während der Primärmission die bis Ende Juli 2005 dauert soll Amie ein Drittel der Mondoberfläche im hochauflösenden Modus erfassen. AMIE kann bis in eine Höhe von 800 km arbeiten. Das SIR Spektrometer wird nur einige Prozent der Oberfläche erfassen. D-XIS dagegen die gesamte Südhalbkugel (50 % der Oberfläche mit einer Genauigkeit von 60 km für die Elemente Magnesium, Aluminium und Silizium.
Am 10.2.2005 wurde verlautbart, dass die ESA beschlossen hat die Mission von SMART-1 zu verlängern, nachdem nach
der Pause zwischen dem 10.1.2005 und 9.2.2005 der Vorrat an Xenon genau bestimmt wurde und dieser ausreichend für eine
Verlängerung ist. Es ist eine Verlängerung um 1 Jahr, eingeteilt in 2 Perioden von je 6 Monaten. Die erste Periode wird
die Südhalbkugel erfassen. Die zweite geht einher mit einer Verringerung des mondfernsten Punkts auf 3000 km anstatt 10000 km.
Sie soll die äquatornahen und nördlichen Gebiete besser erfassen. Der neue Orbit ist stabiler und die
Beleuchtungsbedingungen sind besser. Während den 17 Monaten von SMART-1 im Mondorbit wird die Bahn sich laufend ändern.
Neben den Änderungen des mondnächsten Punktes, denn man kompensieren will rotiert auch die der mondnächste Punkt. Er
geht immer weiter nach Norden und liegt im August schon nahe des Äquators. Die Zone welche AMIE aus einer Höhe von bis zu
800 m (in einer Auflösung von 30-80 m) erfassen kann wird am Schluss bis zu 30 Grad nördlicher Breite reichen. Im
September 2006 sollte SMART-1 dann auf der Mondoberfläche zerschellen, falls die Simulationen der ESA und die
Einschätzungen über den Treibstoffvorrat richtig sind.
Das unplanmäßige Brennen des Ionentriebwerks hat nun zu einer weiteren Änderung geführt. Zwischen dem 2.8.2005 und 14.9.2005 wird SMART-1 sukzessive den Orbit anheben. Von den 6.05 kg Xenon werden danach nur noch 0.565 kg übrig bleiben, dieser Rest ist nicht nutzbar. Damit man überhaupt unterhalb von 2 kg noch Xenon nutzen kann macht einige Änderungen im Betrieb notwendig. Danach ist das Perilunäum von 411 km auf 462 km angehoben und das Aposelen von 2.918 auf 2.866 km gesenkt worden.
Im
August bis zum 17. September betrieb man das Triebwerk nun bis der letzte Treibstoffrest verbraucht war. Der Orbit ist nun stabil
bis zum August 2006. Am 1.10.2006 begannen man mit dem wissenschaftlichen Aktivitäten im neuen Orbit. Bis zum endgültigen
Abschalten war das Triebwerk 843 mal aktiviert worden und über 4980 Stunden gelaufen. Nun sind nur noch 0.28 kg Xenon an Bord,
davon nur 0.06 kg nutzbar. Daher hat man danach das ändern des Orbits mit dem Ionentriebwerk eingestellt. Der letzte Orbit, der
am 17.9.2005 erreicht wurde hatte ein Perilunäum von 453 km und ein Aposelen von 2.906 km.
Ohne Eingriffe würde die Sonde am 17.8.2006 auf der Mondrückseite aufschlagen. Da man den Aufschlag ausnutzen will um etwas mehr über den Mond zu erfahren und ihn so beobachten will muss der Impakt auf der Mondvorderseite stattfinden. Mit dem restlichen Hydrazin wird im Juni und Juli 2006 der Orbit nochmals der Orbit langsam angehoben (um 90 km, entsprechend einer Geschwindigkeitsänderung 12 m/s) um den Impaktzeitpunkt auf den 3.9.2006 zu verschieben und damit auf die erdzugewandte Seite des Mondes. Dazu werden die letzten 5.8 kg Hydrazin der Sonde genutzt. Insbesondere die Hydrazinwolke aus geschätzten 2 kg unnutzbarem Resttreibstoff sollte man von der Erde aus im Infraroten gut beobachten können. Seit März 2006 bewirken Störungen von Erde und Sonne, dass der Orbit immer exzentrischer wird. Diese Störungen haben bislang noch zum Ende jedes Mondorbiters geführt. Allerdings wird SMART-1 einen neuen Rekord aufstellen: Die Sonde wird 21.5 Monate im Mondorbit bleiben. Bisheriger Rekord waren 18.5 Monate, aufgestellt von Lunar Prospektor. (Der in einem über 1000 km hohen Mondorbit sich befindliche Satellit RAE-B war über 4 Jahre aktiv, jedoch war er keine Sonde zur Beobachtung des Monds und näherte sich so nicht sehr stark der Oberfläche).
Ab dem 20.sten Juli wird es Beeinträchtigungen im Betrieb der Sondensysteme geben, wenn sich die Sonde bis auf 200 km an die Mondoberfläche nähert. Die Erhöhung der Exzentrizität der Bahn (der mondfernste Punkt wird immer geringer und der mondfernste immer höher) beschleunigt sich dann. Bei den letzten Umläufen wird die Bahn pro Umlauf um 1.2 km näher an die Mondoberfläche rücken.
Interessanterweise ist nun in den letzten Wochen der Mission auch Bewegung auf die ESA Website gekommen, bei der es sonst monatelang nichts neues gab. Nun gibt es im Wochenabstand neue Bilder und Nachrichten. Eine erste Bilanz kann man schon ziehen: Nach 15 Monaten Operationszeit und mehr als 1000 übermittelten AMIE Bildern pro Woche konnte SMART-1 die digitale Kartierung des Mondes von 200 m, dem Wert nach der Clementine Mission auf 40 m steigern. D-XICS konnte sogar 10 mal die Oberfläche abtasten.
Vom 19.6.2006-2.7.2006 konnten Missionskontroller durch gezieltes aktivieren und Abschalten der
Reaktionsschwungräder und Betätigen der Düsen den Orbit so verändern, dass nun der Impakt auf der beobachtbaren
Mondseite zu erwarten ist. Am 19.7.2006 gab die ESA den Impaktzeitraum zwischen 19:40 UT am 2 September und 00:40 UT am 3. September
2006 an. Seitdem sinkt die Sonde bei jedem Umlauf um 1 km ab.
Ende August konnte man den Impaktzeitraum genauer datieren. Demnach sollte die Sonde am 3.9.2006 um 7:41 MESZ aufschlagen. Der Orbit der Sonde sinkt bei jedem Umlauf um etwa 1 km. Da man die Oberfläche aber nicht genau genug kennt ist ein Aufschlag auch 5 Stunden früher beim vorhergehenden Umlauf möglich. Die Sonde wird einen 3-10 m großen Krater in den Mond reisen. Eigentlich muss man hoffen, dass die Sonde einen oder zwei Umläufe früher aufschlägt, denn beim nominellen Aufschlagszeitpunkt ist der Mond visuell nur vom östlichen Pazifik aus zu sehen. Radioteleskope die auch tagsüber arbeiten könnten von Australien aus das Ereignis beobachten. Einen Umlauf früher befindet sich der Mond mitten über Südamerika und auch von der Atlantikküste der USA oder den kanarischen Inseln aus könnte man ihn beobachten. Noch einen Umlauf früher wäre der Mond über Afrika und Südeuropa zu sehen. Einen Umlauf vor dem geplanten Aufschlag passiert SMART-1 um 2.37 den 25 km tiefen und 2.5 km tiefen Krater Clausius um dann den niedrigsten Bahnpunkt über einer vulkanischen Ebene zu durchlaufen die nach einem Fotomosaik vom 19.8.2006 glatt sein sollte. Auch der Rand von Clausius sollte tief genug liegen, dass die Sonde nicht mit ihm kollidiert. Ein unkartierter Hügel könnte die Sonde jedoch vorzeitig beenden. Die niedrigste Distanz welche die Sonde bei ihrem letzten Umlauf erreicht sind 800 m über der Oberfläche.
Eine Woche vor dem Einschlag programmierte man die Startracker Kamera DTU um, um weitere Bilder des Mondes zu bekommen, da nun der Mond in ihr Gesichtsfeld kommt. Dies maximiert die wissenschaftliche Ausbeute in den letzten Tagen der Mission.
Wie vorrausberechnet schlug SMART-1 um 07:42:22 MESZ ein. Der Einschlagort wurde von der ESA bei 46.2º
West und 34.4º Süd angenommen. Das Frankokanadische 3.6 m Teleskop auf Hawai beobachtete zwischen 7:00 und 8:44 den
voraussichtlichen Einschlagsort und konnte auch einen nur 1 ms dauernden Blitz nachweisen. Auch 5 Radioteleskope beobachteten
SMART-1. Dies war Teil einer Messkampagne die seit Frühjahr 2006 lief und die zum Ziel hatte die von Mond reflektierten
Radiosignale von SMART-1 in einer VLBI Zusammenschaltung von
Radioteleskopen in Italien, Brasilien, Chile und Australien zu
verfolgen und über die rückgestreuten Signale etwas mehr über die Zusammensetzung der Oberfläche zu erfahren.
Eventuell kann man dann diese Technik auch bei anderen weiter entfernten Körpern anwenden. Die gleiche Technik nutzte man beim
Abstieg der Huygens Kapsel 2005 und erfuhr so, dass rund um die Kapsel der Boden sehr eben und nur mit kleinen Steinen bedeckt wird
und man wird dies bei der ersten Mondmission Chinas einsetzen, die 2007 startet.
In der nächsten Zeit will man die Ergebnisse der Bodenbeobachtungen und der Verfolgung der Bahn nutzen um den Einschlagspunkt genauer zu bestimmen. Derweil hat die ESA Fotos von den letzten Orbits veröffentlicht die durch die niedrige Bahnhöhe richtig plastisch wirken, wie man sie auch von den Apollo Missionen und Lunar Orbiter kennt.
Am Tag danach stellte die ESA nicht nur weitere Bilder aus den letzten Tagen vor, sondern zeigte sich auch zufrieden mit der Datenmenge welche die Mission geliefert hat D-CIXS hat alle wesentlichen Hauptelemente in der Mondkruste finden können, darunter zum ersten Mal Calcium und AMIE hat erheblich mehr Bilder geliefert als geplant. Durch den niedrigeren Orbit waren es bis zu 100 anstatt geplanter 4. Insgesamt etwa 20.000 Stück.
D-CIXS wird in leicht verbesserter Form auf der indischen Raumsonde Chandrayaan-1 starten. Das gilt auch für das Infrarot Spektrometer SIR-2. Weiterhin wird diese Raumsonde einen Vorläufer eines Bepicolombo Instrumentes eines Abbildenden Massenspektrometers (SARA) welches neutrale Atome die von der Planetenoberfläche entweichen erfasst und eine Karte ihres Vorkommens erfasst.
ESA Smart-1 Website Allgemeinheit
ESA Smart-1 Website Science & Technologie
https://www.lpi.usra.edu/meetings/lro2009/pdf/6049.pdf
https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/s/smart-1
Copyright der Bilder ESA/Space-X
| Sitemap | Kontakt | Neues | Impressum / Datenschutz | Hier werben / advert here | Buchshop | Bücher vom Autor | |