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Viking Sonden

Die Viking Mission war größte und aufwendigste Einzelmission der USA. Um diese ausführlich darzustellen, finden Sie auf meiner Website zwei Aufsätze zu diesem Thema: Dieser erste Teil behandelt die Sonden und ihre Technik. Der zweite Teil geht genauer auf die Mission der vier Sonden ein.

Schon 1960 plante man eine Landung von Robotern auf dem Mars und das Absetzen von Orbitern. Dieses Projekt lief ab 1964 unter der Bezeichnung "VOYAGER". Eine Saturn 1B wäre mit einer zusätzlichen Centaur Oberstufe ausgerüstet worden. Diese Kombination hätte 4770 kg zum Mars transportieren können, eine Nutzlast die erst von der Titan 4 mehr als 25 Jahre nach dem Erstflug der Saturn 1B überboten wurde. (Wenn man die Saturn V einmal außen vor lässt und sich auf andere US Träger konzentriert).

Die Ergebnisse von Mariner 4 zeigten aber dass der Mars nahezu keine Atmosphäre hat. Damit erschien die direkte Landung zu riskant und Orbiter und Lander sollten zuerst in eine Umlaufbahn einschwenken. Die Lander brauchten zudem nun einen Antrieb um landen zu können. Das Fluggewicht von Voyager stieg von 3,5 t auf 6 bis 10 t und damit war die Nutzlast zu schwer für eine Saturn 1B. Man erwog eine Zeitlang jeweils 2 Lander und Orbiter mit einer Saturn V zum Mars zu starten (Nutzlast dafür: 28 t).. Jedes dieser "Raumschiffe" wog 11.500 kg. Alleine die wissenschaftliche Nutzlast jedes Landers lag bei 450 kg. Es wurde 1967 gestrichen.

Einleitung

Viking war nicht nur das erste Großprojekt in der Planetenforschung, es war zugleich das aufwendigste - wenn man die bei Projektbeginn verfügbare Technologie und Erkenntnisse als Basis nimmt. In den sechziger Jahren, zur Zeit als die Mondflüge geplant wurden, plante man ambitionierte Programme. Wernher von Braun legte einen Plan vor, der für 1986 eine Marslandung vorsah. Dazu brauchte man eine ähnliche Vorbereitung wie bei den Mondlandungen. Viking wurde am 4.12.1968 vom Kongress gebilligt wurde. Der Name von den Wikingern, welche zuerst Amerika entdeckten. Da es die ersten Sonden sein sollten, die auf dem Mars landeten.

Viking wurde auf die Nutzlastkapazität einer Titan III mit einer zusätzlichen Centaur Oberstufe abgestimmt, die man 1968 auf 3.700 kg schätzte. (Diese Kombination gab es schließlich noch nicht). Der Erstflug der Titan 3E Centaur mit einem Massemodell des Viking Raumschiffes ergab sogar eine Nutzlastmasse von 3.900 kg, so dass man für die 3.525 kg schweren Viking Raumschiffe genug Spielraum hatte.

Viking sollte für 400 Millionen US-Dollar verwirklicht werden. Probleme bei der Miniaturisierung aller Komponenten sowie die Anfang der siebziger Jahre durch die Ölkrise stark ansteigende Inflation ließen die Kosten weit über diesen Betrag ansteigen. Auch verzögerte sich die Entwicklung, so dass man den ursprünglich anvisierten Starttermin 1973 nicht mehr einhalten konnte.

Primärkontraktor war Martin-Marietta. Dort arbeiteten bis zu 1650 Personen an den Sonden. Beim JPL kamen weitere 538 hinzu. Das gesamte Projekt kostete bis Abschluss der Primärmission 914.5 Mill. Dollar. Berücksichtigt man die Inflation so entspricht dies heute (2006) ca. 3.5 Mrd. Dollar. Zum Vergleich: Das gesamte Mariner Programm mit 10 Sonden (Mariner 1-10) kostete 554 Millionen USD.

Das Ziel

Viking war in erster Linie eine Landemission. Die Lander sollten auf dem Mars nach Leben suchen, darüber hinaus die Oberfläche fotografieren, Untersuchungen von Gestein und Atmosphäre machen, das Wetter und Marsbeben bestimmen. Die Orbiter waren als Kommunikationssatelliten vorgesehen, sollten aber auch den Mars kartieren und die Atmosphärentemperatur und den Wasserdampfgehalt beobachten. Vorgesehen waren dazu zwei Lander und zwei Orbiter, wobei der Orbiter auch den Lander in den Marsorbit brachte. Hergestellt wurden 3 Flugexemplare und 4 Ingenieursexemplare für Tests der Elektronik, der Struktur, des Thermischen Verhaltens und einem Exemplar das den Umgebungsbedingungen des Weltraums und dem Raketenstart ausgesetzt wurde.

Die Raumsondenpaare selbst waren dreieinhalbmal schwerer als die bis dahin schwerste amerikanische Marssonde Mariner 8+9. Dazu war eine neue Trägerrakete erforderlich. Man rüstete dazu die Titan 3D mit einer zusätzlichen Centaur Oberstufe aus und erhielt die Titan 3E, die 3900 kg zum Mars transportieren konnte. Da kurze Zeit später die Raumsonden Helios und Voyager ebenfalls eine solche Trägerrakete erforderten, stellte man 6 Exemplare plus einem Qualifikationsexemplar her.

Die Hohe Masse der Sonde kam natürlich auch von den 1422 kg Treibstoff der Orbiter. Diese musste mit dem Lander (der selbst schwerer als der Orbiter war) in einen Orbit einschwenken. In diesem begann man dann die Landeplätze auszuwählen. Spätere amerikanische Sonden und auch russische Sonden versuchten direkt zu landen. Da man vor Viking aber nur Bilder mit 300 m Auflösung von der Oberfläche hatte, war dies der NASA zu riskant.

Der Orbiter

Ursprünglich meinte man die Orbiter relativ einfach aus dem schon erprobten Mariner 8+9 Design herstellen zu können, doch bald zeigte sich dass es so viele Änderungen gab, dass man ein neues System brauchte :

• Durch die Lander musste die Treibstofftanks 3 mal größer sein
• Die Kameras lieferten für die Landeplatzsuche viel mehr Daten
• Die Computer mussten erheblich leistungsfähiger sein.

Man konnte zwar den grundsätzlichen Aufbau von Mariner 8+9 mit einem Elektronikring um die Tanks und Auslegern für die Kommunikationsantenne und Experimente übernehmen, aber musste praktisch alle Komponenten neu entwickeln. Der Orbiter bestand aus einem zentralen Ring der die gesamte Elektronik beherbergte. Dieser achteckige Teil hatte abwechselnd 50.8 und 139.7 cm lange Seiten, so das es wie ein Viereck mit abgerundeten Ecken aussah. Die Höhe betrug 45.7 cm.

Die wesentlichen Subsysteme des Orbiters:

Der zentrale Teil war in 16 Buchten aufgeteilt: Jeweils 4 in den kurzen Ecken und zwölf (drei pro Kante) in den langen Seitenteilen. Die Aufteilung erfolgte folgendermaßen: (Bucht 1 Ecke, 2-4 HGA Seite, 5 Ecke, 6-8 Instrumentenseite, 9 Ecke, 10-12 Seite mit S-Band Antenne, 13 Ecke, 14-16 hinterer Teil des Orbiters. Die Wärmeregulierung erfolgte durch passive Temperaturregelung durch Louver (blankpolierte Jalousien) die geöffnet und geschlossen wurden an der Außenseite.

Stromversorgung

An dem 2.52 m großen, achteckigen, Zentralkörper schlossen sich vier Solarpanels von 2 × 1.57 × 1.32 m an. Sie waren mit 34.800 Solarzellen belegt. Die Fläche betrug 15.4 m², die Spannweite 9.75 m. Sie lieferten in Erdnähe 1400 und in Marsnähe 620 Watt Strom. Zwei Nickel-Cadmium Batterien mit 30 Ah (1.6 kWh) Leistung diente der Überbrückung von Zeiten in denen die Panels nicht beschienen waren und für Spitzenanforderungen wie es sie z.B. beim Einbremsen in den Orbit vorkam.

Kommunikation

Eine Parabolantenne mit 147 cm Durchmesser sorgte für die Kommunikations- von und zur Erde im S Band bei 2.295 MHz Sendefrequenz und 2113 MHz Empfangsfrequenz. Dazu kam ein X-Band Sender und Empfänger (Frequenzen 7.1 und 8.4 GHz). Dieser verwendete für die Kommunikation nur die HGA. Es gab zwei Sender und zwei Empfänger mit je 20 Watt Sendeleistung. Sie war in zwei Achsen schwenkbar.

Neben der parabolischen Hochgewinnantenne (HGA) gab es auch eine omnidirektionale Niedriggewinnantenne (LGA) auf einem Mast neben dem Treibstofftanks. Diese wurde in der Anfangszeit nahe der Mission genutzt und wenn die HGA nicht zur Erde zeigte (absichtlich oder weil die Sonde ihre Orientierung verloren hatte). Sie sandte auch die Housekeeping Daten während des Fluges zum Mars mit einer Datenrate von 8.33 Bit/sec.

Die Datenrate zur Erde betrug je nach Entfernung, 1,2,4,8 und 16 KBits/sec. Von der Erde wurden Kommandos mit 8.33 und 33.33 Baud empfangen. Dazu kam eine UHF Empfangsantenne für den Lander die bei 381 MHz arbeitete. Sie konnte Daten des Landers mit einer Datenrate von 16000 Bit/sec empfangen. Viking war die letzte Raumsonde der Amerikaner die ausschließlich im S-Band sendete, dadurch war die Datenrate geringer als z.B.. beim MGS, welcher im X Band arbeitet. Es war schon ein experimentelle X Band Sender (8.4 GHz) an Bord, der jedoch nur versuchsweise benutzt wurde.

180° davon entfernt war der Instrumentenmast aufklappbar der die drei Instrumente des Orbiters trug. Er war in zwei Richtungen schwenkbar.

Antriebssystem

An dem Zentralring schloss sich oben der Triebwerksblock mit den lagerfähigen Treibstoffen Monomethylhydrazin (MNH), und Stickstofftetroxid an. Es wurden 1422.9 kg dieser Treibstoffe mitgeführt. Die 140 cm langen und 91 cm im Durchmesser breiten Tanks waren gleich groß und konnten 1.600 kg Treibstoff aufnehmen. Mit dieser Zuladung wäre die Sonde 1973 geflogen, doch 1975 war das Startfenster etwas günstiger und man brauchte weniger Treibstoff um einen Orbit zu erreichen. Die Tanks waren durch eine mehrlagige Isolation vor der Erwärmung durch die Sonne geschützt. Dazu kamen vier Schutzbleche welche an der Zentralstruktur angebracht waren und direktes Licht reflektierten.

Voll betankt wog der Orbiter 2324.7 kg, leer 900 kg. Die Lageregelung geschah wie bei den Viking Sonden mit einem zweiten System, welches mit Stickstoff (unter Druck) angetrieben wurde. 2 Tanks mit jeweils 30 cm Durchmesser enthielten den Stickstoff unter Druck. Die Austrittsdüsen warn an den Enden der Solarpanels angebracht um das maximale Drehmoment zu erreichen.

Das zentrale Triebwerk hatte einen Schub von 1334 N (300 Pounds of Force). Es war um 9° in zwei Achsen schwenkbar. Der Treibstoff reichte aus um die Geschwindigkeit um 1480 m/s zu ändern. Das Triebwerk sollte neben dem Abbremsen in einen Marsorbit auch bis zu 20 Trimmanöver (kleine Veränderungen der Umlaufbahn) durchführen. Die interne Lage des Orbiters wurde durch 6 Gyroskope (je zwei pro Raumachse) geregelt. Kanopus und Sonnensensoren lieferten Referenzpunkte für die Ausrichtung der Sonde. Die Sonnensensoren befanden sich an den Enden der Solarzellen. Der Kanopus Sternsensor bildet einen Winkel von 90 Grad zur Sonne. Zuerst richtete sich der Orbiter mit den Sonnensensoren auf die Sonne aus, dann drehte er sich, dass Kanopus in das Gesichtsfeld des Kanopus Sensors kam und damit besaß er eine Ausrichtung, stabilisiert durch 2 Achsen.

Das Triebwerk wurde von Mariner 9 übernommen, aber verändert. So bekam es eine Düse mit einem größeren Expansionsverhältnis von 60:1 anstatt 40:1. Es wurde regenerativ gekühlt. Bei Tests arbeitete es bei Nominalbedingungen zufriedenstellend, zeigte aber starke Schwankungen in den Betriebsparametern bei Abweichungen von den Sollbedingungen. Daraufhin wurden von sechs Testtriebwerken zwei modifiziert um mehr Robustheit für die Flugexemplare zu erhalten. Qualifiziert war es für einen betrieb von maximal 2730 s am Stück.

Computersystem

Die Viking Rechner unterteilen sich in die Rechner für den Orbiter und den Lander. Hier setzte man erstmals bei Planetensonden Computer ein - 10 Jahre nach dem Einsatz in der bemannten Raumfahrt durch Gemini. Zum ersten mal wurde auch ein redundanten System eingesetzt: Bisher waren auch bei Apollo alle Rechner ohne Backupgerät.

Die vorher eingesetzten Missionen besaßen Sequenzer, das waren Geräte die Kommandos zu festgelegten Zeitpunkten ausführen konnten. Man schätzte ab, das man mit einem Sequenzer durch die Komplexität der Mission nur ein Hundertstel der Ergebnisse erreicht hätte. Die Rechner waren so verbunden, das jeder Ausfall einer Teilkomponente durch den anderen Rechner ausgeglichen werden konnte.

Das Design der Computer der Orbiter war relativ einfach. Sie übernahmen einige Ideen von den Sequenzern der Mariner 6-10 Missionen und waren eine Erweiterung derer. Wie diese hatte der Viking Orbiter Computer eine feste Breite für die Anweisungen von 18 Bit. Von diesen 18 Bit entfielen sechs Bit für die 64 Instruktionen und 12 Bit für den Adressbereich von 4096 Worten (9 KByte). Alternativ zu einem Befehl konnte man auch ein Datenwort speichern. Reine Datenworte umfassten 18 Bit mit einem Bereich von -131,072 bis +131,071. 13 Register standen in der CPU zur Verfügung. Die Zykluszeit und damit die Befehlsausführungszeit betrug 88 Mikrosekunden (0.0113 MIPS).

Es gab drei Timer mit Zeitgebern von Perioden von einer 1 Stunde, 1 Sekunde und 10 ms. 32 Interrupt Levels waren implementiert. Die 4096 Worte Speicher waren unterteilt beim Orbiter in jeweils 2 KWorte ROM und 2 KWorte RAM. Deis war aber wechselbar. Die ersten 3K konnten als ROM oder RAM deklariert werden, das letzte 1 K war immer RAM. Er war als Plated-Wire Speicher ausgelegt, der Rechner selbst basierte jedoch auf integrierten Schaltungen. Die Viking Bordrechner waren ausgelegt um während 0.2 % der Gesamtdauer der Mission zu arbeiten.

Dazu kamen noch zwei Magnetbandrekorder als Speicher für Bilder, Daten und Telemetrie mit je 640 MByte Kapazität. Auf die Magnetbänder konnte mit maximal 2118 KBit/sec geschrieben werden. Jeder Rekorder wog 7.7 kg. Die Magnetbänder hatten eine Länge von 384 m und verfügten über acht Spuren. Die Schreibrate betrug 301.172 Bit/sec für die Spuren 1-7 und 4000/16000 Bit/sec für die Spur 8. Fasste man die ersten 7 Spuren zusammen so ergab sich eine Datenrate von 2112 KBaud. Diese Datenrate war so gewählt, das sie mit der Abtastrate der Kameras synchronisiert war. Das Senden zur Erde erfolgte sehr viel langsamer mit 1,2,4,8 oder 16 KBaud. Durch die unterschiedlichen Datenraten für die Spuren 1-7 und 8 konnte man die Daten der beiden anderen Orbiter Instrumente (Infrarotspektrometer und Radiometer) die erheblich weniger hohe Datenströme hatten und technische Daten gemeinsam mit den Bildern abspeichern. Diese gelangten dann auf die Spur 8. Dies entsprach einer mittleren Datenrate von 1 KBit/sec. Die Bandrekorder hatten jeder die Fähigkeit 55 Bilder abzuspeichern. Jede Kamera war an einem Rekorder angeschlossen.

Auf der dem Triebwerk gegenüberliegenden Seite war der Lander angeflanscht. Die Kosten beider Orbiter betrugen 257 Millionen USD. Sie waren für eine Lebensdauer von 18 Monaten im Marsorbit ausgelegt.

Der Lander

Der Lander übertraf den Orbiter in Komplexität bei weitem. Er ist bis heute die am besten ausgestattete Landesonde, die jemals auf einem anderen Planeten abgesetzt wurde. (gemessen am Stand der damaligen Technik). Auf dem Mars - im entfalteten Zustand - hatte er die Form eines sechseckigen Gehäuses von abwechselnd 0.56 und 1.09 m Kantenlänge. Der maximale Durchmesser betrug 1.494 m und die Höhe des Zentralteiles 0.457 m. Sie bestand aus Aluminium und Titanlegierungen.

Drei je 1.3 m lange Landebeine waren an den kürzeren Seiten des 0.46 m hohen Gehäuses befestigt, unter den größeren Sektoren steckten die beiden Treibstofftanks die jeweils 3 Bremstriebwerke aufnahmen. Von oben erhält man so den Eindruck eines gleichseitigen Dreiecks mit 2.2 m Kantenlänge. Die gesamte Hülle ist durch mehrere Lagen Dakron und Glasfasergewebe isoliert.

Die Lander waren die ersten der USA, die auf einem völlig unbekannten Planeten landen sollten. So waren wichtige Subsysteme redundant ausgelegt und auch räumlich getrennt. Der Lander verfügte über zwei Bordcomputer, zwei RTG Stromquellen, zwei Radar Abstandsmesser und zwei Kameras. Es wurden sogar drei Viking Lander gebaut um bei einem Problem beim Start notfalls einen der Lander noch auf der Startrampe austauschen zu können. Die Kosten der Lander betrugen 553.2 Millionen Dollar. Sie waren für einen Betrieb von Sechs Monaten auf der Oberfläche ausgelegt, Die Viking Lander wiesen sehr hohe Entwicklungskisten auf. Diese alleine betrugen 357 Millionen Dollar, die Fertigung eines Exemplar kostete aber nur 20 Millionen Dollar. Dieses extreme Verhältnis zwischen Entwicklungskosten und Fertigungskosten ist auch für die Raumfahrt ungewöhnlich. Eine dritte Mission hätte 150 Millionen Dollar (mit Orbiter, Start und Betrieb) gekostet, doch kam es wie bei anderen Projekten (Mariner 3+4, Voyager) nicht zum Start der schon hergestellten Hardware.

Triebwerke und Abstiegssysteme

Nach Abwurf der Aeroshell wurde ein 18 m großer Fallschirm entfaltet. Da dies noch bei hoher Geschwindigkeit geschah musste ein spezieller Fallschirm für Hochgeschwindigkeitsöffnung entwickelt werden. Später wird dieser auch abgeworfen. Danach wurden die Lander durch drei Triebwerke welche Hydrazin katalytisch zersetzten abgebremst. Das Hydrazin befand sich in zwei kugelförmigen Titantanks. 73 kg führte jeder Lande mit sich, von denen er etwa 50 kg bei der Landung verbrauchte. Der spezifische Impuls betrug 1570 m/s. Jedes der drei Triebwerke war 120 Grad vom nächsten entfernt und bestand aus 18 einzelnen Düsen. Der Schub war regelbar von 276 bis 2667 N. Dazu kamen vier kleinere Düsen für die Rollsteuerung um den Lander zu drehen. Die Steuerung des Schubs erfolgte durch den Bordcomputer auf Basis der Daten eines Radarhöhenmessers. Der Schub der Triebwerke wäre bei 100 % ausreichend gewesen um den Lander wieder vom Boden abheben zu lassen. Er war ausreichend um etwa 700 kg unter Marsbedingungen anzuheben und ein Lander wog beim Aufsetzen noch etwa 605-610 kg. Auf die dadurch theoretisch vorhandene Möglichkeit den Lander damit anzuheben und an anderer Stelle nochmals zu landen hat man aber nicht Gebrauch gemacht.

Um die Lage im Raum festzustellen und ein zweites System neben den beiden RADAR für die Beschleunigungsmesser zu haben hatte jeder Lander eine IRU (Internal Reference Unit) aus vier Kreiseln und vier Beschleunigungsmessern. Jeweils ein Kreisel und ein Beschleunigungsmesser für jede Raumachse und ein Redundantes Paar, das parallel zu einem ausgefallenen Teil gedreht werden konnte.

Schutzschilde

Auf der Marsoberfläche hatte der Lander einen maximalen Durchmesser von 3 m bei einer Höhe von 1.3 m, vor der Landung war er in einer aerodynamischen Schutzschild von 3.7 m Durchmesser und 1.9 m Höhe untergebracht. Diese war 12 mm dick belegt mit einem Gemisch aus Kork, Glasperlen und Silikaten. Diese Schutzschicht sollte beim Widereintritt verbrennen und dabei die Hitze von der Kapsel abhalten. Das Design beruhte auf den Ergebnissen von Mariner 9 über die Atmosphäre. Die bewährte Konstruktion wurde mit leichten Änderungen für die Sonde Mars Pathfinder übernommen und die Form wurde auch bei den neueren Landesonden übernommen, dann aber modernere Materialen für den Hitzeschutzschild verwendet. Innerhalb der Aeroshell befanden sich zum einen Treibstofftanks und Triebwerke, mit denen der Lander nach Abtrennung vom Orbiter seine Bahn absenkte, zum anderen befanden sich hier auch Experimente, die während der Passage der Ionosphäre und oberen Atmosphäre aktiv waren.

Die äußerste Hülle war der Bioschild in dem der ganze Lander vor dem Start verpackt wurde. Er wurde im Bioschild sterilisiert und damit sollten keine Mikroben auf den Lander kommen. Der Bioschild hat einen Durchmesser von 365.5 cm und eine Höhe von 193.8 cm. Er besteht aus verwobenen Fieberglas Fasern und hat nur eine Dicke von 0.013 mm um leichtgewichtig zu sein.

Die zweite Hülle war die Aeroshell, welche den Lander vor der Hitze beim Abstieg schützte. Sie bestand einer 0.08 mm dicken Aluminium Halbschale auf einem Konus mit 140 Grad Winkel. Sie war außen mit Kork belegt welches bei den den Temperaturen von maximal 1500 Grad verdampfen sollte. Im unteren Bereich der Aeroshell waren Instrumente angebracht, die während des Abstiegs Messungen in der Atmosphäre durchführten. Die Aeroshell hatte einen maximalen Durchmesser von 3.50 m. An der Aeroshell war auch ein kleines Triebwerk angebracht, welches mit 12 Düsen in 4 Gruppen arbeitete. Jede Gruppe hatte 32 N Schub und zusammen bremsten sie den Lander um 180 m/s ab, so dass er in die Atmosphäre eintrat. Dazu kam ein Fallschirmsystem welches in 6400 m Höhe ausgelöst wurde im oberen Teil der Aeroshell. Es bestand aus einem 16.2 m großen Fallschirm.

Stromversorgung

Die Stromversorgung erfolgte durch zwei SNAP-19 Radioisotopenelemente die zusammen beim Start 85 Watt abgaben. 60 Watt Leistung wurden vom Lander benötigt. Als angenehmer Nebeneffekt produzierten diese zusätzlich zirka 1.5 KW thermische Leistung, wodurch der Lander vor den tiefen Temperaturen auf der Marsoberfläche geschützt waren. Mars Pathfinder fiel dagegen nach weniger als drei Monaten aus, weil die Batterie in den tiefen Temperaturen zufror. Dazu kamen vier wieder aufladbare Nickel-Cadmium Batterien aus jeweils 24 Zellen mit je 8 Ah bei 28 V für Spitzenanforderungen. Erst der Mars Rover Curiosity setzte erneut RTG ein.

Jede SNAP-19 Isotopenbatterie hat Abmessungen von 58 × 38 cm und wiegt 15.4 kg. Diese wurden auch bei den Raumsonden Pioneer 10+11 eingesetzt. Nach 2 Jahren auf dem Mars betrug die Leistung noch 70 Watt. Nach 6 Jahren sollte die Leistung auf etwa 53 W gefallen sein. Selbst bei einem Unfall ist das Plutonium weitgehend ungefährlich, obgleich dieses Metall als sehr krebserregend gilt. Die Radioisotopenbatterien verwenden jedoch nicht das Metall sondern Plutoniumoxid. Dies ist ein keramisches Material, welches nicht wie das Metall eingeatmet werden kann. Dazu kommt eine mehrlagige Schutzschicht, welche selbst den Temperaturen beim Wiedereintritt in die Atmosphäre widerstehen kann. Ein "Windschild" welcher die RTG umhüllte gab die Restwärme an die Marsatmosphäre ab. Zwischen Windschild und Heizung des inneren konnte mit einem Schalter umgeschaltet werden. Für die Heizung des Landers wurden nur etwa 120 W Wärmeleistung genutzt.

Eine Elektronik wandelte den Strom der RTG von 8.8 V Spannung auf 28 V Spannung und verteilte sie an die 114 Verbraucher im Lander für die es separate Ein/Aus Schalter gab.

Kommunikation

Das Subsystem für die Kommunikation bestand aus der Data aquision and processing unit (DAPU), dem Tape Recorder (TR) und Data Store Memory (DSM). Die DAPU wurde vom GCSC gesteuert und hatte 200 Betriebsmodi. Sie hatte empfing Daten in Raten von 0.25, 0.5, 1, 2, 4 und 16 KBit/sec aus 120 low-level Analogen Kanälen (0-40 mV), 64 high-level (0-5 V) analogen Kanälen, 48 Bilevel (0-5V) analogen Kanälen und 15 digitalen, seriellen Quellen. Diese wurden in 7 Datenformaten gespeichert. Zuerst im DSM, einem Ringkernspeicher mit 8 KWorten von jeweils 24 Bit und dann auf dem Bandrekorder mit 4 Spuren von jeweils 10 MBit Kapazität. Das 700 Fuß lange Band war mit einer Nickel-Kobalt Schicht belegt und konnte die Daten mit 4 und 16 KBit/sec speichern und mit 0.25, 0.5, 1, 4 und 16 KBit/sec auslesen.

Die Verbindung direkt zur Erde geschah über eine 76 cm große Parabolantenne mit einer Sendefrequenz von 2.1 GHz. Die Datenraten betrugen je nach Entfernung von der Erde 250, 500 und 1000 Bit/sec. Für Telemetrie gab es noch einen Modus mit 8.33 Bit/sec in Realzeit. Alternativ konnte der Orbiter als Relay dienen. Dann wurde im UHF Band bei 381 MHz gesandt. Dazu diente eine gekreuzte Dipolantenne. Dies war mit 4 oder 16 Kilobit/sec über maximal 40 Minuten am Tag möglich. Beide Sender hatten wählbare Leistungen von 1,10 und 30 Watt. Der Sendebetrieb brauchte relativ viel Strom und war daher zeitlich begrenzt. Maximal 2 Stunden am Tag waren möglich. Kommandos von der Erde konnten mit einer Datenrate von 4 Bits/sec empfangen werden.

Computersysteme

Beim Viking Lander hatte die NASA aus den Erfahrungen von Apollo und Gemini gelernt und dem Computer erheblich mehr Speicher als dem Orbiter spendiert. Der Rechner hatte eine 24 Bit Architektur mit einem 18 KWort Platted-Wire Speicher, also sechsmal mehr als der Orbiter. Der Guidance Control and Sequencing Computer (GCSC) war redundant vorhanden. Bei einem Fehler schaltete sich ein Computer ab und aktivierte automatisch den Reservecomputer. Ebenso war der Speicher doppelt vorhanden. Verzichtete man auf die Backupfunktion des Speichers, so konnte der Lander länger autonom arbeiten. Jeder GCSC war ein eigenes System. Es gab keine Kommunikation zwischen den beiden Rechnern. Die beiden GCSC wogen mit 114,6 kg im Verhältnis zu den bei der Landung unter 600 kg schweren Landeeinheiten sehr viel. Jeder GCSC hatte die Abmessungen von 26,7 x 27,3 x 40,6 cm.

Aufgebaut auf den Honeywell. HDC-402 Prozessor war der Rechner erheblich schneller als der CCS des Orbiters. Die mittlere Ausführungsdauer einer Instruktion betrug nur 4.34 Mikrosekunden, so das der Rechner bis zu 230.000 Befehle pro Sekunde ausführen konnte. 47 Instruktionen standen zur Verfügung. Die Genauigkeit mit 24 Bit war erheblich besser als bei allen bisherigen Computern. Der Computer konnte die Instruktionen für die Messungen der nächsten 22 Tage speichern. Er hatte ein Echtzeitbetriebssystem auf Basis eines 20 ms Zeitschlitzes für jeden Prozess.

Große Probleme bei der Entwicklung der Software, war das es für die Rechner keinen Assembler gab - es waren speziell für diesen Einsatzzweck entwickelte Rechner. So musste die relativ umfangreiche Software handkodiert werden in Oktalzahlen. Schlussendlich war sie 20.000 Worte groß und benötigte 1609 Mann Monate zur Programmierung. Der Hauptspeicher aus "Platted Wire Technologie", die auch bei den Space Shuttle Triebwerkscontrollern zum Einsatz kam war 18.432 Worte groß und damit mehr als viermal größer als der Speicher der CCS der Orbiter. Gerade dieser große Speicher (die zwei Jahre später gestarteten Voyager Raumsonden hatten 4K und 8 K Worte je nach Computersystem) war verantwortlich für die Auftragsvergabe an Honeywell. Gerade dieser Speicher machte aber auch große Probleme bei der Herstellung. Der Subkontraktor hatte Probleme die 18 x 23 cm großen Platinen mit 3000 Löchern von nur 0,0508 mm Durchmesser herzustellen. Schließlich wechselte man Anfang 1974 auf eine neue Technologie für die Platted-Wire Speichereinheiten mit einer zweiten magnetischen Schicht. Sie verringerte die Anforderungen und Schließlich wurde im April 1974 das erste Flugexemplar ausgeliefert. Die Entwicklung kostete schließlich 24 Millionen Dollar. 6.1 Millionen waren vorgesehen gewesen, mit einer ursprünglichen Kostenobergrenze von 6,8 Millionen. Als dieses um 3,5 Millionen Dollar überschritten war änderte man den Vertrag auf die Bezahlung der real anfallenden Kosten wobei Martin-Marietta die überschrittenen 3,5 Millionen nicht bezahlt bekam.

Als Datenspeicher dienten zwei Bandlaufwerke mit einer Kapazität von jeweils 40 MBit. Es erlaubte mit seinem großen Speicher, dass man ab 1977 nur noch regelmäßig die Daten abholte und nicht dauernden Funkkontakt zu den Landern halten musste. Der Bordrechner sandte regelmäßig ein OK Signal zur Erde. Sein großer Speicher erlaubte es bei vollem Meßbetrieb das Programm für die Steuerung des Rechners und der Experimente für 22 Tage im Voraus abzulegen. Bei reduziertem Betrieb für noch längere Zeit. Dies nutzte man vor allem nach Ende der Primärmission aus um auf der Erde die Missionsspezialisten anderen Projekten zuzuteilen und die Lander über Wochen autonom arbeiten zu lassen.

Die wichtigsten Subsysteme :

Die Experimente der Viking Raumsonden

Viking machte sowohl vom Orbit aus Untersuchungen wie auch beim Abstieg zum Mars und auf dem Marsboden selbst. Dabei verfügte der Lander über wesentlich mehr Experimente, doch auch der Viking Orbiter setzte Kameras ein, deren Leistung bei der Marsforschung erst 20 Jahre später übertroffen wurde.

Die Experimente an Bord der Orbiter

Die Viking Missionen waren in erster Linie eine Landemission, bei der die Orbiter aber wesentlich für die Datenübertragung der Lander und die Auffindung von Landeplätzen waren. So verfügten die Orbiter nur über 3 Experimente in einem Gesamtgewicht von 65.2 kg. Sie befanden sich auf einer schwenkbaren Kameraplattform.

Mars Atmospheric Water Detector (MAWD)

Der Detektor für in der Atmosphäre vorkommendes Wasser war ein spezielles Infrarotspektrometer, empfindlich für die Absorptionslinie von Wasserdampf bei 1.38 Mikrometer. Ein Gitter mit 12000 Furchen/cm zerlegte das Spektrum des Planeten und filterte aus dem 1.38 µm Band einen Bereich heraus, der mit 5 Bleisulfid Detektoren vermessen wurde. Aus dem Signal bei 1.38 Mikrometern im zentralen Element und der Intensität dicht daneben konnte man den Wasserdampfgehalt der Atmosphäre in Mikrometer Niederschlagswasser bestimmt werden. Der Messbereich lag bei 1-1000 Mikrometer Wassersäule mit einer Genauigkeit von 5 Prozent. Das Gesichtsfeld des Instruments betrug 2 × 17 Millirad. (Dies entsprach 3 × 24 km Größe in 1500 km Entfernung). Für eine Messung wurden mehrere Einzelmessungen mit einem Stepper mit 15 Positionen zu einem Feld von 31 × 17 Millirad (46.5 × 24 km) Größe zusammengesetzt. Dies dauerte 4.48 Sekunden. Bildgröße und Datenrate waren mit dem Kamerablickfeld synchronisiert. Es gab daher zu jedem Bild eine Messung des Wasserdampfs in diesem Gebiet (allerdings nur mit 15 x 1 Pixeln). MAWD wog 15.90 kg und war 71 x 20 x 28 cm groß.

Visual Imaging Subsystem (VIS)

Ein Kamerasystem mit zwei Cassegrain Teleskopen mit 85 mm Öffnung und je 475 mm Brennweite. Eine 38.1 mm Westinghouse 5166 Selen Vidicon Bildröhre wurde in 1204 × 1056 Bildpunkte à 7 Bit abgetastet. Von den 1204 Punkten pro Zeile enthielten jedoch nur 1182 Bildinformationen, bedingt durch eine Maske vor der Vidicon Röhre. Die 22 Punkte links und rechts waren schwarz. Auf der Erde wurde der 7 Bit in einen 8 Bit Wert durch Multiplikation mit dem Wert 2 umgewandelt. Diese hohe Auflösung ist bis zum Start des Mars Observers von keiner anderen Kamera an Bord einer Planetensonde übertroffen worden. Die Kameras hatten ein Gesichtsfeld von 1.543° × 1.692°. Aus 1500 km Höhe (das war die Periapsis bei den ersten Orbits) entsprach dies einem Feld von 40 × 44 km auf der Marsoberfläche und einer Auflösung von 40 m am Boden. (0.0142 Grad/Pixel). Die Belichtungszeit war wählbar zwischen 0.003 und 2.66 Sekunden. Farbaufnahmen entstanden durch Vorschalten von Filtern zwischen Linse und Vidicon Röhre. Ein Filterrad mit sechs Positionen verfügte über fünf Farbfilter und einen klaren Filter (Breitbandfilter)

Die beiden Kameras waren vollständig redundant und verfügten über jeweils eine eigene Elektronik. Durch zwei Kameras mit einer Verschiebung in der optischen Achse von 1.38 Grad konnte man sehr gut streifenweise die Oberfläche abfotografieren, da sich die Blickfelder leicht überlappten. (Im überlappten Bereich waren bei marsnächsten Punkten sogar Stereoaufnahmen und damit Höhenabschätzungen möglich).

Die Daten einer Kamera konnten in 4.48 sec ausgelesen und auf Magnetband gespeichert werden. Das entsprach der Datenrate des Bandrekorders. Während eine Kamera ein Bild speicherte wurde es auf der anderen durch einen Elektronenstrahl gelöscht. Auch dies dauerte 4.48 Sekunden. Damit wollte man den Geisterbildern die es bei Mariner 9 gab begegnen. Beide Orbiter lieferten zusammen 50.000 Aufnahmen. Daraus konnte die globale Kartierung des Mars von 1 km (von Mariner 9) auf 150 bis 300 m gesteigert werden, hochauflösende Aufnahmen von 8 bis 40 m/Bildpunkt liegen darüber hinaus von ausgewählten Teilen der Oberfläche vor. Das Kamerasystem hatte Abmessungen von 21.8 x 21.8 x 94.0 cm und wog 40.05 kg.

Es wurde sogar zeitweilig erwogen das Kamerasystem zu streichen, um die 25 Millionen USD die es kostete einzusparen und dafür das von Mariner 9 zu montieren. Die Intervention des Teams, dass es sein könnte das der Lander kein Leben bemerkt und kein Marsbeben empfängt, und man so nur noch das Kamerasystem hätte, das garantiert gute Bilder versprach, hat es gerettet. Die Aufnahmen von Viking blieben bis Mitte 2004, als Mars Odyssey 2001 ihre Kartierung abschloss die Grundlage für die Marskarten.

Infrared Thermal Mapper (IRTM)

Ein 28 Kanal Infrarot Radiometer bestimmte die thermische Strahlung zwischen 0.3 und 24 µm und berechnete daraus die Temperatur der Marsoberfläche mit einer Genauigkeit von 0.1 bis 1 °C. Das Instrument bestand aus vier kleinen Teleskopen mit je 7 Detektoren die parallel zur optischen Achse von VIS angeordnet waren. Jeder Detektor war mit einem Interferenzfilter ausgestattet, der einen Teil der Strahlung durchließ. Ein Filter im Bereich von 0.3 bis 3 Mikrometer bestimmte die reflektierte Sonnenstrahlung. vier Filter, die Strahlung im Bereich von 6-24 Mikrometer durchließen bestimmten Boden- und Wolkentemperaturen. Ein weitere im Bereich von 16 Mikrometer maß Atmosphärentemperaturen. Der letzte Kanal ließ die gesamte Strahlung passieren. Kalibriert wurde die Apparatur durch einen drehbaren Spiegel, der abwechselnd die Strahlung des kalten Weltraums, eine Oberfläche mit definierter Temperatur und des Mars auf den Detektor fallen ließ. Eine Messung dauerte 1.12 Sekunden. In einem 1.25 Minuten Zyklus wechselten Messungen am Mars, des Weltraums und der Referenzoberfläche sich ab.

Vorhanden waren folgende Kanäle:

• 6-8 Mikrometer
• 8-9.5 Mikrometer
• 9.5-13 Mikrometer
• 18-24 Mikrometer

Dazu gab es zwei weitere Kanäle bei 16 und 0.3-3 Mikrometer Wellenlänge. Kanal 1-3 konnten die Temperaturen auf 0.1 Grad genau und Kanal 4 auf 0.36 Grad genau messen. Neben den Temperaturen im Messbereich von -130 bis +57 Grad Celsius wurde auch die Intensität der Planetenstrahlung gemessen. Die Auflösung lag bei 5 Millirad, dies entspricht 7.5 km aus 1500 km Entfernung. Temperaturen wurden absolut mit 1-2 Grad Celsius Genauigkeit gemessen. IRTM wog 9.30 kg

Radio Science

Lander und Orbiter nutzten ihre Sendern ebenfalls als Experimente. Die Orbiter durchleuchteten mit den S und X Band Sendern die Atmosphäre beim Passieren dieser von der Erde aus. Ähnliche Experimente wurden mit den UHF Frequenzen gemacht, wenn die Orbiter sich vom Lander aus nahe des Horizonts befanden. Zuletzt versuchte man mit der Verfolgung der S-Band Sender mit denen die Lander zur Erde sandten deren Position und Schwankungen der Rotation von Mars zu bestimmen.

Die Abstiegsexperimente des Landers

An Bord der Schutzhülle des Landers waren einige Experimente angebracht. Diese waren aktiv beim Abstieg durch die Ionosphäre und Atmosphäre. Da seitdem keine weiteren Landesonden Messungen in der Hochatmosphäre gemacht haben, sind die Daten dieser Instrumente die einzigen die wir vom Mars haben - und weil entsprechende Messungen auch in Zukunft nicht vorgesehen sind - werden sie die einzigen bleiben. Zusammen mit den Experimenten des Landers wogen diese 91 kg. Sie waren aktiv, bis in 5800 m Höhe die Schutzhülle abgesprengt wurde.

Retarding Potential Analyzer (RPA)

Es handelte sich um einen Verzögerungspotentialanalysator, der Ionen in der Ionosphäre nach Ladung und Masse delektierte und für Teilchenkonzentrationen zwischen 10 und 10 Millionen/cm³ ausgelegt war. Er befand sich an der Aeroshell. Eine Messung dauerte 10 ms und bestimmte die Änderung des Stroms an einem Gitter durch den Aufschlag von Teilchen. Detektiert wurden energiereiche Elektronen, Protonen und thermische Ionen. Der Verzögerungsfeldanalysator bestand aus einer Vakuumröhre mit einer Öffnung von 3.8 cm und 6 Gittern. Zwischen einer Eintrittsöffnung und dem Kollektor befanden sich 6 Steuergitter an die variable Spannungen angelegt wurden. Ionen konnten nur zum Kollektor gelangen wenn das Verhältnis von Ladung und Masse zu den angepassten Spannungen passte. Aus dem Gitterpotential und dem Kollektorstrom konnte man Natur und Dichte der Ionen bestimmen. Die ersten beiden und das letzte Gitter waren geerdet. Das dritte und vierte elektrisch verbunden. Es gab folgendes Messprogramm

• 15 auf 0 V in 2 Sekunden
• -75 auf 0 V in 1 Sekunde
• -1.5 auf 0 V in 1 Sekunde

Zwischen 16000 und 5000 km Höhe über der Marsoberfläche arbeitete das Experiment mit Unterbrechungen, um die Batterie zu schonen und von 5000 bis 100 km Höhe kontinuierlich.

Neutral Mass Spectrometer (NMS)

Während RPA Ionen erfasste maß das NMS neutrale Moleküle und Atome in der Hochatmosphäre.

Ein doppelt fokussierendes Massenspektrometer maß die Gasatome in der Atommasse von 1 bis 49 alle fünf Sekunden. Durch eine Öffnung in der Aeroshell wurde durch eine Elektronenquelle die Gase ionisiert. Danach wurden die Ionen durch ein Gitter beschleunigt und durch ein magnetisches in einem Kollimator und einem elektrostatisches Feld zwischen zwei Metallplatten (jeweils eine positiv und einer negativen geladen) doppelt fokussiert. Die Ionen trafen auf zwei Detektoren, einen empfindlich für Ionen mit Atommasse 1-7 und einen empfindlich für Ionen mit Atommasse 7-49. Die Auflösung Δm/m betrug 1:100.000. Innerhalb der Messdauer eines Zyklus von 5 Sekunden wurden Ionisationsspannung und Umlenkspannung variiert um ein Massenspektrum zu erhalten. Das Instrument bestimmte bis zur Abtrennung der Aeroshell kontinuierlich die chemische Zusammensetzung der Marsatmosphäre. NMS wog 6.2 kg und hatte einen Stromverbrauch von 13.3 Watt.

Atmospheric Structure

Hierbei handelt es sich um ein Instrumentenpaket zur Bestimmung der wesentlichen physikalischen Parameter der oberen Atmosphäre. Es besteht aus einem Radarhöhenmesser, Beschleunigungssensoren, Thermometern und Barometern. Das Instrument wird in 132 km Höhe aktiviert. Ab 90 km Höhe ist die Atmosphäre so dicht, dass die Messung von Staudruck, Stautemperatur und die Verzögerung möglich ist. Aus diesen Werten konnte ein Dichte-, Temperatur- und Druckprofil und die mittlere Atommasse der Atmosphäre rekonstruiert werden. Die Experimente in der Aeroshell waren aktiv bis der Schutzschild in 5800 m Höhe abgeworfen wurde.

Die Experimente des Landers

Lander Imaging

Die Lander verfügten über zwei Faksimile Kameras, gebaut von ITEK. Diese konnten mit einem schwenkbaren Spiegel sowohl Horizontalschwenks (bis 342.5° (Breite) wie auch Vertikalschwenks von -60° bis +40° (Höhe), wie auch Detailaufnahmen wie von den Landebeinen oder Grabungen anfertigen. Anders als andere Kameras übertrugen diese die Bildinformationen zeilenweise als Bildinformationen. Ein Spiegel rotierte in der Vertikalen und warf das Licht auf sechs Photodioden belegt mit Filtern für sechs Spektralkanäle. Ein Horizontalschwenk kam durch Drehen der Kamera zustande.

Auf der Erde konnten die Kameras gerade noch langsame Objekte wie eine Schildkröte scharf abbilden, da das Scannen sehr langsam verlief. Bei einem Gruppenfoto des Viking Kameras Teams auf der Erde mit den Kameras machte sich der Projektleiter einen Scherz und lief weg, sobald er von der Kamera erfasst war und positionierte sich weiter rechts erneut. Das Abtasten erfolgte so langsam, dass er so siebenmal auf dem Foto zu sehen ist. Hätte es auf dem Mars tatsächlich "Marisaner" gegeben, so hätten sie Viking entgehen können - wenn sie nur schnell genug waren.

Ein Bild baute sich auf der Erde langsam von links nach rechts auf. Das Abtasten eines Grades betrug je nach Modus 2 Minuten oder 6 Minuten. Die Datenrate der Kamera lag je nach Auflösung und Modus zwischen 250 Bit/sec und 16000 Bit/sec. Ein komplettes 360 Panorama konnte bis zu 10 Millionen Pixel umfassen.

Die Auflösung betrug 0.04 Grad (HIRES) bzw. 0.12 Grad (LOWRES und Farbmodus), dies entspricht in etwa dem menschlichen Auge (zirka 0.033 Grad Auflösung) oder 1 mm in 1.5 m Abstand oder 1 m in 1400 m Abstand (dem Mars Horizont). Die Bildgröße lag in der Vertikalen bei 20.48 Grad (HIRES) bzw. 61.44 Grad (LOWRES), dies entsprach 512 Bildpunkten. Die horizontale Größe betrug mindestens 2.5 Grad und war bis 342.5 Grad erweiterbar in 2.5 Grad Schritten. In der Vertikalen konnte die Kamera in 10 Grad Schritten geschwenkt werden. Die Empfindlichkeit der Photodiode die als Sensor fungierte lag zwischen 400 und 1100 nm. Sie hatte einen Durchmesser von 0.041 Grad. Jedes Pixel hatte 6 Bits für Helligkeitsinformationen (64 Graustufen). Farbaufnahmen entstanden im LOWRES Modus indem drei Bilder durch Filter aufgenommen wurden.

Die Linse konnte durch einen Kohlendioxid Gasstrahl gereinigt werden. Eine Ersatzlinse befand sich dahinter, so dass eine völlig verstaubte Linse im Bedarfsfall zur Seite gefahren werden konnte.

Der zentrale Fokus der Kamera lag bei 3.7 m Entfernung. Sie konnte von 1.7 m Entfernung bis zum Horizont scharf abbilden. Die Kameras befinden sich in 1.3 m Höhe über dem Boden. Da die Kameras um 0.8 m versetzt waren, erlaubten Sie im Nahbereich auch Stereoaufnahmen. Zur Kalibrierung gab es, in leuchtenden Farben bemalte, Zonen auf dem Lander und auf dem Greifer. Die Kamera war 55.6 cm hoch und zwischen 14.4 und 25.6 km breit und wog durch Verwendung von Beryllium als Material nur 7.26 kg. Der Stromverbrauch lag zwischen 27 W (LOW Res Modus) und 34 W (High Res Modus). Ihre Entwicklung wurde deutlich teurer als geplant. Sie sollte einmal 6,2 Millionen Dollar kosten, doch schließlich betrugen die Entwicklungskosten 27,3 Millionen Dollar.

Auf der Erde gestaltete sich die Gewinnung der Fotos schwieriger als beim Orbiter, da diese als Faksimiles übertrugen wurden. Synchronisiert mit Datenübertragung der Lander wird ein Lichtstrahl über einen Film gesteuert und seine Intensität wird durch die Lichtintensität des Pixels gesteuert. Bei Farbaufnahmen wurde das Licht eines Argon-Krypton Lasers durch Linsen in seine 3 Spektralfarben aufgespalten und diese moduliert durch die Intensität des Farbpixels. Die Lichtbündel werden wieder vereinigt und belichten dann den Film.

GC-MS

Ein Gaschromatograph / Massenspektrometer (GC-MS) maß sowohl während des Abstiegs wie auch am Boden die Zusammensetzung der Atmosphäre. Im Messbereich zwischen einer Molmasse von 12 und 200 betrug die Genauigkeit 1 Teilchen pro 10 Millionen. Ein zuschaltbarer Filter blockierte die Gase Kohlenmonoxid und Kohlendioxid , da sich die Experimente auf die Spurenbestandteile konzentriert. Dieser Filter erlaubt etwa 60 Analysen, wobei das Instrument auch für Messungen zum Biolabor hinzugeschaltet wurde.

Die Probe passiert zuerst den Filter und wird dann mit dem Trägergas Wasserstoff auf eine Tenax Säule gegeben. Dort fand die Auftrennung in einzelne Substanzen statt. Danach passiert das Gas ein beheiztes Palladiumrohr. Durch dieses kann der Wasserstoff diffundieren. Übrig bleiben die Gase der Probe. Diese werden durch einen Splitter soweit reduziert, dass die Ionenpumpe des Massenspektrometers sie ionisieren kann. Danach werden die Ionen durch das Massenspektrometer detektiert, wobei alle 10 Sekunden eine Messung erfolgt. (Für das Messprinzip des Massenspektrometers siehe NMS).

Kombiniert war das Instrument mit der organischen Gesteinsanalyse. Dazu wurden Proben von 100-200 mg Gewicht stufenweise auf 200, 350 und 500°C erhitzt und die freiwerdenden Gase durch den GC-MS geleitet. Dann wurden über 84 Minuten alle 10 Sekunden eine Messung durchgeführt. Das Ausspülen der Proben geschah mit Kohlendioxid, damit man dieses aber vom Kohlendioxid der Probe unterscheiden konnte, bestand der Kohlenstoff ausschließlich aus dem seltenen Isotop C-13.

Der GC-MS war nach dem Biolabor das zweitteuerste und komplexeste Instrument und seine Entwicklung kostete 41 Millionen Dollar. Er wog 19 kg und hatte einen Stromverbrauch von 60 Watt. (Bild links)

X-Ray Fluorescence Spectrometer (XRFS)

Ein Röntgenfluoreszenz - Spektrometer setzte Gestein einer Strahlenquelle von Fe⁵⁵ und Cd¹⁰⁹ aus. Die energiereiche Röntgenstrahlung schlägt Elektronen aus der Schale der Atomkerne. Elektronen äußerer Schalen füllen diese Lücken auf und senden dabei eine charakteristische Röntgenstrahlung, die Fluoreszenzstrahlung aus. Die Energie ist abhängig von dem Element und den herausgeschlagenen Elektronen.. Detektiert wurde diese in vier gasgefüllten Proportionalzählern. Die Daten wurden vorverarbeitet indem das Pulshöhen / Breitenverhältnis bestimmt wurde. Periodisch wurde das Instrument geeicht indem Targets aus Silber und Aluminium bestrahlt wurden. Die Genauigkeit war abhängig von dem untersuchten Element und seiner Konzentration und lag zwischen 0.02 Prozent bei Spurenelementen und 2 Prozent bei Mengenelementen wie Eisen oder Silizium Der Messbereich lag zwischen der Atommasse von 24 (Magnesium) bis etwa 200. (Uran). Das Instrumente bestimmte die summarische Zusammensetzung einer Probe. Durch Vergleich mit der bekannten Zusammensetzung von irdischen Mineralien konnte man die Mineralien ermitteln aus denen der Marsboden vermutlich bestand.

Das Instrument war an dem Lander angebracht. Bodenproben wurden von dem Greifer genommen und zum Instrument befördert. Jede Bodenprobe bestand aus mindestens 50 cm³ Oberflächenmaterial. Eine Analyse dauerte etwa 5 Stunden. Die Masse betrug 1.95 kg und der Stromverbrauch 3.5 Watt. Das XRFS war ein Vorgänger der seither auf den Mars mitgeführten deutschen Alphastrahlen - Röntgenspektrometer, die auch noch die zurück gestreute Alphastrahlung bestimmen.

Meteorology

Die meteorologischen Experimente befanden sich an einem eigenen Mast in 1.5 m Höhe und maßen Temperatur, Druck, Windgeschwindigkeit und -richtung. Die Windgeschwindigkeit wurde durch 3 Heißfilm - Anemometer (Platinnadeln, die mit Aluminiumoxid überzogen waren) bestimmt. Diese wurden durch Strom beheizt und der Wind kühlte diese ab. Der Strom wurde so geregelt, dass der Aluminiumzylinder die gleiche Temperatur wie ein Referenzaluminiumzylinder hatte.

Der Messbereich lag zwischen 2 und 150 m/s mit einer Genauigkeit von 10 %. Die Temperatur wurde durch drei parallel geschaltete Dünndraht Thermowiderstande bestimmt. Der Druck wurde durch eine Metallmembran die auf einer Vakuum Kammer aufsaß bestimmt. Druckänderungen an der Metallmembran veränderten die Kapazität der Vakuumkammer und dies wurde gemessen.

Der Mast wurde nach der Landung durch Explosivbolzen und Federelemente entfaltet. Die abgesprengten Bolzen wurden auch von den Kameras betrachtet, da man die Kraft mit der sie wegflogen kannte, und man durch die Spuren im Boden so etwas über die Bodenfestigkeit erfahren konnte.

Seismology

Das Seismometer sollte nach Marsbeben suchen, war bei Viking 1 aber inaktiv, da die Abdeckung nicht abfiel. Viking 2 konnte kaum geologische Aktivität auf dem Mars nachweisen. Ziel war mit beiden Seismometern ein "Netzwerk" zu bauen, dass nicht nur die Stärke von Marsbeben sondern auch ihren Entstehungsort nachwies. Das Instrument war so angelegt, das es normalerweise nur eine Messung pro Sekunde machte und dabei Amplitude und Polarität maß. Trat innerhalb der letzten 15 Sekunden ein Anstieg über das Hintergrundrauschen auf, so schaltete das Instrument in einen Modus hoher Datenrate in der mehr Messungen gemacht wurden.

Das Instrument bestand aus 3 Pendeln in den Hauptachsen die mit Impulsdetektoren verbunden waren. Hinter den 20 g schweren Pendeln saßen spulen die sich in einem permanenten Magnetfeld bewegten und durch die beim Ausschlag Strom floss. Die Signale konnten durch 3 elektrische Filter entstört werden. Die Datenrate war in drei Stufen wählbar. Marsbeben wurden über die Landebeine, die mit dem Instrument verbunden waren übertragen. Die Messempfindlichkeit lag bei 50 × 10^-6 mm bei 1 Hz und 1 × 10^-6 bei 4 Hz Frequenz. Ein Marsbeben von Stärke 2.5 konnte es in 100 km Abstand messen, eines von mehr als 6.5 (auf der Richterskala) von jedem wo es auf dem Mars entstand.

Magnetic Properties

Zur Feststellung der magnetischen Eigenschaften des Bodens gab es an Oberdeck einen und der Oberseite des Greifers zwei Permanentmagneten. Jeder Magnet bestand aus zwei Teilmagneten beide aus einer Samarium - Kobalt Legierung. Ein äußerer Magnet mit 2.5 cm Durchmesser hatte torusförmige Gestalt. Die Fläche eines Magneten betrug 4 cm² und die Feldstärke 2500 Gauss. Im. Inneren dessen war ein kreisförmiger Magneten entgegengesetzter Polarität untergebracht. Das ergab charakterliches Bullaugenförmige Ablagerungen von magnetischen Materialen. Die Kameras fotografierten Ablagerungen an diesen Magneten und man konnte so die magnetischen Eigenschaften des Bodens feststellen. Gesucht wurde nach den Mineralien Magnetit, Hämatit, Göthit, Limonit und Lepidocrozid.

Physical Properties

Der Greifer entnahm nicht nur Erdproben, durch Messung von Widerstand beim Graben, Amplituden der Stoßdämpfer und dem Stromverbrauch, Fotografien der Tätigkeit und der verursachten Furchen oder gezielt angelegten Grabungen konnte man Rückschlüsse über Festigkeit, Dichte, Adhäsion und Kohäsion des Erdbodens gewinnen. Ergänzt wurde dies durch Aufnahme der Beine des Landers sowie der Abdrücke abgesprengter Teile im Boden. So gelangte man zu Daten über Trag- und Standfestigkeit des Marsbodens.

Für die Probenname verfügte jeder Lander über einen ausfahrbaren Arm. Dieser konnte auf 3 m ausgefahren werden, hatte jedoch nicht wie die moderneren Nachfolger an Bord von Mars Polar Lander oder Mars 2001 Lander ein Ellenbogengelenk. Man konnte den Arm beim Lander in X und Y Richtung bewegen und beim Probennehmer in der Y Richtung. Dort befanden sich auch die Magneten, die man mit einer Bürste am Lander von staub befreien konnte. Der Arm konnte graben und so auch Proben aus größerer Tiefe nehmen, nahm allerdings nur lockere Erde als Probe. Dies geschah indem ein Rohr geöffnet wurde, in den Boden gerammt und dann wieder verschlossen wurde. Auf dem Lander gab es dann Einfüllstutzen für die Proben, mit Sieben gegen Steine geschützt.

Das Biolabor

Das Biolabor von Viking war wohl das komplexeste Experiment. Es bestand aus zahlreichen Kammern die mit künstlicher Atmosphäre. Nährlösungen, Bodenproben versetzt wurden, beheizt oder beleuchtet werden konnten und inkubiert werden konnten, also eine Art Reaktor. Die Kammern konnten erhitzt oder pyrolisiert werden, wobei man die Atmosphäre oder freigesetzten Gase durch Detektoren leitete die C¹⁴ nachwiesen oder die Zusammensetzung bestimmten. Zu Proben kamen Kontrollexperimente ohne Zugabe von Lösungen.

Drei Experimente mit unterschiedlichen Ansatzstellungen benutzten das Biolabor. Das Instrument war gekoppelt an den Gaschromatograph und das Massenspektrometer, welche die eigentlichen Detektoren waren. Sie entnahmen in regelmäßigen Abständen Gasproben und analysierten diese. Ein weiterer Detektor war ein Geigerzähler zur Messung des Gehalts an radioaktivem C¹⁴, welcher der Probe zugegeben wurde. Nach der Messung konnten die Kammern auf 650 Grad Celsius erhitzt werden um den Inhalt zu pyrolisieren.

Das Problem war : Wie weist man außerirdisches Leben nach, von dem man nichts weis ? Die Erbauer des Instrumentes gingen von sehr einfachen Prämissen aus. Es galt nicht Leben direkt nachzuweisen indem zum Beispiel mit einer Kamera das Bild eines Mikroskops übertrug. Vielmehr ging man von der Grundannahme aus, dass Leben seine Umwelt verändert und dies wies man mit 3 verschiedenen Experimenten nach.

Das Photosynthese Experiment sollte nachweisen, ob eine Bodenprobe Kohlenstoff aus der Atmosphäre aufnahm. Dazu wurde eine 0.25 cm³ große Bodenprobe in eine Zelle eingeschlossen. Die Atmosphäre wurde durch ein Gasgemisch von Kohlendioxid und Kohlenmonoxid ergänzt, bei dem der Kohlenstoff radioaktiv markiert war. Dazu verwendete man das Isotop C¹⁴ welches mit einer Halbwertszeit von 5760 Jahren zerfällt. Die Bodenprobe wird mit einer Xenon Lampe bestrahlt, wobei UV Strahlung unter 310 nm ausgefiltert wird. 5 Tage lang wird so die Bodenprobe inkubiert, wobei die Temperatur zwischen 6 und 27 Grad gehalten wird. Sollte es photosynthetisch aktive Lebewesen geben, so hätten diese Kohlenstoff aus der Atmosphäre aufgenommen und wären so radioaktiv "verseucht" gewesen. Daraufhin wird zuerst die Zelle mit Helium gespült. Die Gas passierten eine Chromatographiesäule die organische Verbindungen auffing und danach einen Geigerzähler, der den Zerfall des C-14 der Atmosphäre als Kontrolle registrierte. Anschließend wird die Zelle auf 625 Grad Celsius erhitzt. Die organischen Substanzen in der Probe pyrolisieren und scheiden sich ebenfalls an der Chromatographiesäule ab. Danach wurde auch diese auf 700 Grad Celsius erhitzt und die freiwerdenden Gase am C-14 Detektor registriert. Sollte die Probe atmosphärisches C¹⁴ aufgenommen haben, so gibt es nun einen starken zweiten Ausschlag beim Detektor.

Das Experiment konnte variiert werden indem an die Inkubationszeit verlängerte, Wasserdampf der Atmosphäre zufügte (Photosynthese auf der Erde benötigt Wasser um aus dem Kohlendioxid Zucker zu bilden) oder den Versuch bei abgeschalteter Lampe durchführte.

Das Stoffwechselexperiment basiert auf der Annahme, das Leben organische Substanzen aus der Umgebung als Nahrung nutzt und daraus Biomasse bildet. Zuerst wurde die Radioaktivität der Atmosphäre in der Probenzelle gemessen. Dann wurde eine Probe von 0.5 cm³ Material eingefüllt. Jede der organischen Substanzen war radioaktiv markiert. Wie beim Photosyntheseexperiment diente dazu C¹⁴. 0.125 cm³ Nährsubstanz wurde in einer kleinen Menge Wasser gelöst. Danach wurde die Zelle verschlossen und das ganze maximal 11 Tage lang bei 5-27 Grad inkubiert. Während dieser Zeit wurde die Atmosphäre laufend auf Radioaktivität überwacht. (Test auf "ausgeatmetes" Kohlendioxid, welches aus den Nährsubstanzen gebildet wurde. Danach wurde die Zelle mit Helium gespült.

Das Gasaustauschexperiment basiert darauf, das Leben die Zusammensetzung der Atmosphäre verändert. Bei diesem Experiment wurde keine radioaktiver Kohlenstoff eingesetzt.

Einer Probe von 1 cm³ Größe wurde in einer künstlichen Atmosphäre aus Helium, Krypton und Kohlendioxid ausgesetzt. Dann wurde Wasserdampf zugegeben. In einer zweiten Reihe wurde nach siebentägiger Beobachtung einer Lösung aus 19 Aminosäuren, Vitaminen und Salzen in 2.5 cm³ Wasser zugegeben (Von den Experimentatoren scherzhaft "Hühnersuppe" getauft). Nach 1,2,4,8 und 12 Tagen wurde eine Atmosphärenprobe zuerst in einem Gaschromatographen mit Wärmeleitfähigkeitsdetektor und angeschlossenem Massenspektrometer untersucht und die Zusammensetzung der Gase bestimmt. Die Empfindlichkeit lag zwischen 0.25 und 10 Nanomol Gas (0.0000056 - 0.000224 cm² Gas). Nach 12 Tagen wurde die Kammer mit Helium gespült und Flüssigkeiten und Bodenprobe aus der Kammer entfernt. Danach war ein neuer Test mit einer neuen Bodenprobe möglich.

Alle Experimente wurden zur Kontrolle auch mit auf 160 Grad Celsius erhitzten und damit sterilisierten Bodenproben durchgeführt. Das Biolabor wog 15 kg, hatte Abmessungen von 30 × 27 × 35 und verbrauchte 15 W an Strom. Es bestand aus 4 Inkubationszellen, einem Probenverteiler, 4 Gasvorräten, zwei C-14 Detektoren, einem Gaschromatographen mit Wärmeleitfähigkeitsdetektor, 40 Heizelemente, 4 Kühler, 39 Ventilen, einer Xenon Bogenlampe. Insgesamt 4445 mechanische und 1980 elektronische Teilchen auf einem Volumen von nur 30 x 35 x 27 cm. Seine Entwicklung kostete alleine kostete 59 Millionen USD und damit fast so viel wie eine Planetensonde des Mariner Programms.

Radio Science

Die Messung des Dopplereffekts der Signale des Landers erlaubte Rückschlüsse über den Orbit, die Rotation und die Prozession des Mars. Weiterhin konnten so die Positionen der Lander genauer bestimmt werden. Allerdings gab es Einschränkungen: Es gab keinen X-Band Sender der es erlaubt hätte den Einfluss des interplanetaren Plasmas zu bestimmen. Die Kommunikationsperioden lagen wegen des geringen zur Verfügung stehenden Stroms meist unter 2 Stunden. Daher koppelte man den Betrieb des Radios Science Experiments des Landers mit dem des Orbiters um präzisere Daten zu erhalten.

Damit ist die Beschreibung der Sonden und ihrer Experimente abgeschlossen. Der zweite Teil geht genauer auf die Mission der vier Sonden ein. Ich habe zwei Programme geschrieben für diejenigen die sich für die Viking Orbiter Bilder interessieren.

Der Voyager Bilder Converter kann die Bilder verschiedener Planetensonden vom Rohformat in ein normales Format (PNG, GIF, JPG) umwandeln. Darunter auch die Bilder von Viking Orbiter und Lander.

Der Viking Image Finder sagt Ihnen was jedes Bild zeigt (geographische Koordinaten, Auflösung) oder sucht für einen gegebene Koordinate die passenden Bilder heraus.

Online Quellen:

NASA SP-4212 On Mars: Exploration of the Red Planet. 1958-1978
NASA SP-425 THE MARTIAN LANDSCAPE
NASA SP-441 The Viking Orbiter View of Mars

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.

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