Mars-Beobachter -Mars Observer
 Künstlerische Darstellung des Mars Observer im Orbit um den Mars
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| Missionstyp | Mars-Orbiter |
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| Operator | NASA / JPL |
| COSPAR-ID | 1992-063A |
| SATCAT- Nr. | 22136
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| Webseite | archiviert |
| Missionsdauer | 331 Tage Missionsfehler |
| Eigenschaften von Raumfahrzeugen | |
| Bus | Mars-Beobachter-Bus (AS-4000-TIROS/DMSP-Hybrid) |
| Hersteller | General Electric Astro Space |
| Startmasse | 1.018 Kilogramm (2.244 Pfund) |
| Leistung | 1.147 Watt |
| Missionsbeginn | |
| Erscheinungsdatum | 25. September 1992, 17:05:01 UTC |
| Rakete | Kommerzielle Titan III / TOS |
| Startplatz | Cape Canaveral LC-40 |
| Ende der Mission | |
| Letzter Kontakt | 21. August 1993, 01:00 UTC |
| Bahnparameter | |
| Referenzsystem | Areozentrisch |
| Halbgroße Achse | 3.766,159 Kilometer (2.340.183 Meilen) |
| Exzentrizität | 0,004049 |
| Neigung | 92.869 Grad |
| Epoche | Geplant 6. Dezember 1993 |
| Vorbeiflug am Mars (fehlgeschlagenes Einfügen) | |
| Nächster Ansatz | 24. August 1993 |
Die Raumsonde Mars Observer , auch bekannt als Mars Geoscience/Climatology Orbiter , war eine Roboter -Raumsonde, die am 25. September 1992 von der NASA gestartet wurde, um die Marsoberfläche, die Atmosphäre, das Klima und das Magnetfeld zu untersuchen. Während der interplanetaren Reisephase ging die Kommunikation mit dem Raumfahrzeug am 21. August 1993, drei Tage vor der Orbitaleinführung, verloren . Versuche, die Kommunikation mit dem Raumschiff wiederherzustellen, waren erfolglos.
Missionshintergrund
Geschichte
1984 wurde vom Solar System Exploration Committee eine Mission zum Mars mit hoher Priorität ins Leben gerufen. Dann die Titel Mars Geoscience / Klimatologie Orbiter , der vom Mars - Orbiter wurde auf die Informationen , die bereits durch die versammelten erweitern geplanten Viking - Programm . Vorläufige Missionsziele erwarteten, dass die Sonde planetare Magnetfelddaten, den Nachweis bestimmter Spektralliniensignaturen von Mineralien auf der Oberfläche, Bilder der Oberfläche mit 1 Meter / Pixel und globale Höhendaten liefert.
Mars Observer sollte ursprünglich 1990 von einem Space Shuttle Orbiter gestartet werden . Die Möglichkeit, eine Einwegrakete zu verwenden, wurde auch vorgeschlagen, wenn das Raumfahrzeug bestimmte Einschränkungen erfüllen sollte. Am 12. März 1987 wurde die Mission für den Start im Jahr 1992 anstelle anderer rückständiger Missionen ( Galileo , Magellan , Ulysses ) nach der Space-Shuttle- Challenger- Katastrophe verschoben . Neben einer Verzögerung bei der Einführung machten Budgetüberschreitungen die Abschaffung von zwei Instrumenten erforderlich, um die für 1992 geplante Einführung zu erreichen. Als die Entwicklung ausgereift war, wurden die primären wissenschaftlichen Ziele wie folgt festgelegt:
- Bestimmen Sie den globalen elementaren und mineralogischen Charakter des Oberflächenmaterials.
- Definieren Sie global die Topographie und das Gravitationsfeld.
- Stellen Sie die Natur des Mars- Magnetfeldes fest .
- Bestimmen Sie die zeitliche und räumliche Verteilung, Häufigkeit, Quellen und Senken von flüchtigen Stoffen und Staub über einen jahreszeitlichen Zyklus.
- Erkunden Sie die Struktur und Zirkulation der Atmosphäre .
Die Gesamtkosten des Programms werden auf 813 Millionen US-Dollar geschätzt.
Raumfahrzeugdesign
Die Raumsonde Mars Observer hatte eine Masse von 1.018 Kilogramm. Sein Bus war 1,1 Meter hoch, 2,2 Meter breit und 1,6 Meter tief. Das Raumfahrzeug basierte auf früheren Satellitendesigns, die ursprünglich für die Erdumlaufbahn gedacht und entwickelt wurden. Das Design des RCA AS-4000 Ku-Band-Satelliten wurde in großem Umfang für den Raumfahrzeugbus, den Antrieb, den Wärmeschutz und die Solaranlage verwendet. Die Satellitendesigns RCA TIROS und DMSP Block 50-2 wurden auch bei der Implementierung des Attitude and Articulation Control System (AACS), des Befehls- und Datenverarbeitungs-Subsystems und des Energie-Subsystems in Mars Observer verwendet . Andere Elemente wie die Doppeltreibstoffkomponenten und die High-Gain-Antenne wurden speziell für die Mission entwickelt.
Haltungskontrolle und Antrieb
- Das Raumfahrzeug war dreiachsig stabilisiert mit vier Reaktionsrädern und vierundzwanzig Triebwerken mit 1.346 Kilogramm Treibstoff. Das Antriebssystem ist ein hoher Schub, Monomethylmaleat Hydrazin / Stickstofftetroxid bipropellant System für größere Manöver und ein unterer Schub Hydrazin Einkomponententreibstoffs System für kleinere Korrekturen orbital während der Mission. Von den Doppelpropeller-Triebwerken, vier am Heck, bieten 490 Newton Schub für Kurskorrekturen, die Kontrolle des Raumfahrzeugs während des Mars-Orbitaleinführungsmanövers und große Bahnkorrekturen während der Mission; weitere vier, die sich an den Seiten des Raumfahrzeugs befinden, liefern 22 Newton für die Steuerung von Rollmanövern. Von den Hydrazin-Triebwerken liefern acht 4,5 Newton, um Trimmmanöver im Orbit zu steuern; weitere acht liefern 0,9 Newton zum Ausgleichen oder "Entsättigen" der Reaktionsräder. Um die Orientierung des Raumfahrzeugs zu bestimmen, wurden ein Horizontsensor , ein 6-Spalt-Sternscanner und fünf Sonnensensoren einbezogen.
Kommunikation
- Für die Telekommunikation enthielt das Raumfahrzeug eine zweiachsige kardanische 1,5-Meter-Parabolantenne mit hoher Verstärkung , die an einem 6-Meter-Ausleger montiert war, um mit dem Deep Space Network über das X-Band unter Verwendung von zwei GFP-NASA-X-Band-Transpondern (NXTs) zu kommunizieren und zwei GFP-Befehlsdetektoreinheiten (CDUs). Eine Baugruppe aus sechs Low-Gain-Antennen und eine einzelne Medium-Gain-Antenne waren ebenfalls enthalten, die während der Reiseflugphase verwendet werden konnten, während die High-Gain-Antenne verstaut blieb, und für Notfallmaßnahmen, falls die Kommunikation über die High-Gain-Antenne eingeschränkt werden sollte . Beim Senden an das Deep Space Network könnten maximal 10,66 Kilobyte/Sekunde erreicht werden, während das Raumfahrzeug Befehle mit einer maximalen Bandbreite von 62,5 Byte/Sekunde empfangen könnte.
Leistung
- Das Raumfahrzeug wurde über eine sechs Panel- Solaranlage mit Strom versorgt, die 7,0 Meter breit und 3,7 Meter hoch war und im Orbit durchschnittlich 1.147 Watt lieferte. Um das Raumschiff mit Energie zu versorgen, während es von der Sonne abgeschirmt ist , wurden zwei 42 Ah Nickel-Cadmium-Batterien mitgeliefert; die Batterien würden sich wieder aufladen, wenn die Solaranlage Sonnenlicht erhielt.
Rechner
- Das Computersystem des Raumfahrzeugs war eine Umrüstung des Systems, das auf den TIROS- und DMSP-Satelliten verwendet wurde. Das halbautonome System war in der Lage, bis zu 2.000 Befehle in den enthaltenen 64 Kilobyte Arbeitsspeicher zu speichern und mit einer maximalen Geschwindigkeit von 12,5 Befehlen/Sekunde auszuführen; Befehle könnten auch für einen ausreichenden autonomen Betrieb des Raumfahrzeugs für bis zu sechzig Tage sorgen. Um Daten aufzuzeichnen, wurden redundante digitale Tonbandgeräte (DTR) eingebaut, die jeweils bis zu 187,5 Megabyte speichern können, um sie später im Deep Space Network wiederzugeben.
Wissenschaftliche Instrumente
| Mars-Beobachterkamera ( MOC ) | ||||
 - siehe Diagramm |
Besteht aus Weitwinkel- und Weitwinkel-Teleskopkameras zum Studium der Meteorologie/Klimatologie und Geowissenschaften des Mars.
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| Mars Observer Laser Höhenmesser ( MOLA ) | ||||
 - siehe Diagramm |
Ein Laser-Höhenmesser zur Bestimmung der Topographie des Mars .
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| Thermisches Emissionsspektrometer ( TES ) | ||||
 - siehe Diagramm |
Verwendet drei Sensoren (Michelson-Interferometer, Sonnenreflexionssensor, Breitbandstrahlungssensor), um thermische Infrarotemissionen zu messen, um den Mineralgehalt von Oberflächengestein, Frost und die Zusammensetzung von Wolken zu kartieren.
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| Druckmodulator- Infrarot-Radiometer ( PMIRR ) | ||||
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Verwendet schmalbandige radiometrische Kanäle und zwei Druckmodulationszellen zur Messung von atmosphärischen und Oberflächenemissionen im thermischen Infrarot und einen sichtbaren Kanal zur Messung von Staubpartikeln und Kondensaten in der Atmosphäre und an der Oberfläche in unterschiedlichen Längen und Jahreszeiten.
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| Gammastrahlen-Spektrometer ( GRS ) | ||||
 - siehe Diagramm |
Zeichnet das Spektrum der Gammastrahlen und Neutronen auf, die durch den radioaktiven Zerfall von Elementen auf der Marsoberfläche emittiert werden .
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| Magnetometer und Elektronenreflektometer ( MAG / ER ) | ||||
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Nutzt die Komponenten des bordeigenen Telekommunikationssystems und die Stationen des Deep Space Network , um Daten über die Art des Magnetfelds und die Wechselwirkungen des Felds mit dem Sonnenwind zu sammeln .
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| Radiowissenschaftliches Experiment ( RS ) | ||||
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Sammelt Daten über das Schwerefeld und die atmosphärische Struktur des Mars mit besonderem Schwerpunkt auf zeitliche Veränderungen in der Nähe der Polarregionen.
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| Mars-Ballon-Relais ( MBR ) | ||||
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Geplant als Ergänzung, um Daten von den Penetratoren und Oberflächenstationen der russischen Mars '94-Mission sowie von Penetratoren, Oberflächenstationen, einem Rover und einem Ballon der Mars '96 -Mission zurückzugeben.
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Beschriftetes Diagramm des Mars Observer .
Mars-Beobachter in der Payload Hazardous Servicing Facility.
Techniker beim Zusammenbau der Raumsonde Mars Observer .
Mars-Beobachter im Reinraum.
Missionsprofil
| Zeitplan der Operationen | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||
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Elemente in Rot waren nicht realisierte Ereignisse.
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Start und Flugbahn
Mars Observer wurde am 25. September 1992 um 17:05:01 UTC von der National Aeronautics and Space Administration vom Space Launch Complex 40 der Cape Canaveral Air Force Station in Florida an Bord einer kommerziellen Titan III CT-4- Trägerrakete gestartet. Die vollständige Brennsequenz dauerte 34 Minuten, nachdem eine Festbrennstoff- Transferorbit-Stufe das Raumfahrzeug auf eine 11-monatige Mars-Transferflugbahn mit einer Endgeschwindigkeit von 5,28 km/s in Bezug auf den Mars gebracht hatte.
Am 25. August 1992 wurde im Raumfahrzeug eine Partikelkontamination festgestellt. Nach einer vollständigen Inspektion wurde eine Reinigung für erforderlich befunden und am 29. August durchgeführt. Die vermutete Ursache der Kontamination waren Maßnahmen zum Schutz des Raumfahrzeugs vor dem Landschlag des Hurrikans Andrew, der am 24. August die Küste Floridas traf.
Diagramm des Mars Observer in der Startkonfiguration.
Titan-III- Fahrzeug, das die Raumsonde Mars Observer startet .
Diagramm der interplanetaren Flugbahn des Mars Observer .
Begegnung mit dem Mars
Mars Observer sollte am 24. August 1993 ein Orbital-Einführmanöver durchführen, aber der Kontakt mit dem Raumfahrzeug ging am 21. August 1993 verloren. Der wahrscheinliche Grund für das Versagen des Raumschiffs war das Austreten von Treibstoff- und Oxidationsmitteldämpfen durch den falsch konstruierten PTFE-Check Ventil zum gemeinsamen Druckhaltesystem. Während der interplanetaren Reise hatte sich das Dampfgemisch in den Zuleitungen und Druckleitungen angesammelt, was zu einer Explosion und ihrem Bruch nach dem Neustart des Triebwerks zur routinemäßigen Kurskorrektur führte. Ein ähnliches Problem legte später die Raumsonde Akatsuki im Jahr 2010 lahm . Obwohl keines der Hauptziele erreicht wurde, lieferte die Mission interplanetare Reisephasendaten, die bis zum Datum des letzten Kontakts gesammelt wurden. Diese Daten wären für spätere Missionen zum Mars nützlich. Ursprünglich für den Mars Observer entwickelte wissenschaftliche Instrumente wurden auf vier nachfolgenden Raumfahrzeugen platziert, um die Missionsziele zu erreichen: Mars Global Surveyor startete 1996, Mars Climate Orbiter startete 1998, 2001 Mars Odyssey startete 2001 und Mars Reconnaissance Orbiter startete 2005.
Vorgesehene Operationen
Am 24. August 1993 drehte sich der Mars Observer um 180 Grad und zündete die Doppeltriebwerke, um das Raumfahrzeug zu verlangsamen und in eine stark elliptische Umlaufbahn zu gelangen. In den nächsten drei Monaten würden nachfolgende "Transfer to Lower Orbit" (TLO)-Manöver durchgeführt, wenn das Raumfahrzeug die Periapsis erreichte , was schließlich zu einer ungefähr kreisförmigen, 118-minütigen Umlaufbahn um den Mars führte.
Die primäre Mission sollte am 23. November 1993 beginnen und während eines Marsjahres (ungefähr 687 Erdtage) Daten sammeln . Die erste Weltkarte sollte am 16. Dezember fertiggestellt werden, gefolgt von einer Sonnenkonjunktion, die am 20. Dezember beginnt und neunzehn Tage andauert und am 3. Januar 1994 endet; während dieser Zeit würde der Missionsbetrieb eingestellt, da kein Funkkontakt möglich wäre.
Die Raumsonde umkreist den Mars mit einer ungefähren Geschwindigkeit von 3,4 km/s und würde den Mars in einer Nord-Süd-Polarbahn umkreisen. Während das Raumfahrzeug den Planeten umkreist, zeigen Horizontsensoren die Ausrichtung des Raumfahrzeugs an, während die Reaktionsräder die Ausrichtung der Instrumente zum Mars beibehalten würden. Die gewählte Umlaufbahn war auch sonnensynchronen, so dass die taghellen Seite des Mars, immer in der Mitte des Nachmittags jeder erfasst werden Martian Sol . Während einige Instrumente eine Echtzeit-Datenverbindung bereitstellen könnten, wenn die Erde in Sichtweite des Raumfahrzeugs war, würden die Daten auch auf den digitalen Tonbandgeräten aufgezeichnet und jeden Tag zur Erde wiedergegeben. Es wurde erwartet, dass während der Primärmission über 75 Gigabyte an wissenschaftlichen Daten gewonnen werden, viel mehr als bei jeder früheren Mission zum Mars. Es wurde erwartet, dass das Ende der betriebsfähigen Lebensdauer des Raumfahrzeugs durch die Treibstoffversorgung und den Zustand der Batterien begrenzt wird.
Kommunikationsverlust
Am 21. August 1993, um 01:00 UTC, drei Tage vor dem geplanten Eintritt in die Marsbahn , kam es zu einem "unerklärlichen" Kontaktverlust mit dem Mars Observer . Alle 20 Minuten wurden neue Befehle gesendet, in der Hoffnung, dass das Raumfahrzeug vom Kurs abgekommen war und wieder Kontakt aufnehmen konnte. Der Versuch war jedoch erfolglos. Es ist nicht bekannt, ob die Sonde ihrer automatischen Programmierung folgen und in eine Umlaufbahn des Mars gelangen konnte oder ob sie am Mars vorbeiflog und sich jetzt in einer heliozentrischen Umlaufbahn befindet .
Am 4. Januar 1994 gab ein unabhängiges Untersuchungsgremium des Naval Research Laboratory ihre Ergebnisse bekannt: Die wahrscheinlichste Ursache für den Kommunikationsverlust war ein Riss des Kraftstoffdrucktanks im Antriebssystem des Raumfahrzeugs. Es wird angenommen, dass hypergolischer Kraftstoff während der Reise zum Mars an Ventilen im System vorbeigelaufen ist, wodurch sich Kraftstoff und Oxidationsmittel vorzeitig verbinden können, bevor sie die Brennkammer erreichen. Der austretende Treibstoff und das Gas führten wahrscheinlich zu einer hohen Spinrate, wodurch das Raumfahrzeug in den "Kontingenzmodus" wechselte; dies unterbrach die gespeicherte Befehlsfolge und schaltete den Sender nicht ein. Der Motor wurde von einem abgeleitet, der zu einem Erdorbitalsatelliten gehörte und war nicht dafür ausgelegt, monatelang zu ruhen, bevor er gezündet wurde.
| Zitat aus dem Bericht |
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| Da die vom Beobachter gesendete Telemetrie abgesetzt worden war und die nachfolgenden Versuche, das Raumfahrzeug zu lokalisieren oder mit ihm zu kommunizieren, fehlschlugen, konnte der Vorstand keine schlüssigen Beweise finden, die auf ein bestimmtes Ereignis hindeuteten, das den Verlust des Beobachters verursachte.
Nach umfangreichen Analysen berichtete der Vorstand jedoch, dass die wahrscheinlichste Ursache für den Verlust der Kommunikation mit dem Raumfahrzeug am 21. was zu einem Druckleck von Heliumgas und flüssigem MMH unter der Wärmedecke des Raumfahrzeugs führte. Das Gas und die Flüssigkeit wären höchstwahrscheinlich unsymmetrisch unter der Decke ausgetreten, was zu einer Nettodrehrate geführt hätte. Diese hohe Spinrate würde dazu führen, dass das Raumfahrzeug in den "Kontingenzmodus" übergeht, der die gespeicherte Befehlssequenz unterbricht und somit den Sender nicht einschaltet. Außerdem schloss diese hohe Drehrate eine richtige Ausrichtung der Solarzellen aus, was zu einer Entladung der Batterien führte. Der Spineffekt kann jedoch akademisch sein, da das freigesetzte MMH wahrscheinlich kritische elektrische Schaltkreise innerhalb des Raumfahrzeugs angreifen und beschädigen würde. Die Studie des Boards kam zu dem Schluss, dass der Ausfall des Antriebssystems höchstwahrscheinlich durch das unbeabsichtigte Mischen und die Reaktion von Stickstofftetroxid (NTO) und MMH in Titan-Druckbeaufschlagungsrohren während der Helium-Druckbeaufschlagung der Kraftstofftanks verursacht wurde. Diese Reaktion führte zum Bruch des Schlauchs, was dazu führte, dass Helium und MMH aus dem Schlauch freigesetzt wurden, wodurch das Raumfahrzeug in eine katastrophale Drehung gezwungen und auch kritische elektrische Schaltkreise beschädigt wurden. |
Nachwirkungen
Das Mars Exploration Program wurde offiziell nach dem Scheitern des Mars Observer im September 1993 gegründet. Zu den Zielen dieses Programms gehören die Identifizierung des Ortes von Wasser und die Vorbereitung von bemannten Missionen zum Mars.
Siehe auch
- Erforschung des Mars
- Liste der Missionen zum Mars
- Planetarisches Beobachterprogramm
- Weltraumforschung
- Unbemannte Weltraummissionen
Verweise
Externe Links
- Mars Observer Launch-Pressemappe
- Profil der Mars-Beobachter-Mission von NASA's Solar System Exploration
- Mars Observer im NSSDC Master Catalog
- Der Verlust des Mars-Beobachters bei Malin Space Science Systems. Archiviert am 27. März 2010, an der Wayback Machine
- NASA – Mars-Beobachter