Entwicklungsgeschichte:

Viking OrbiterDas VIKING-Projekt entwickelte sich aus dem Voyager-Programm der NASA, welches das Ziel hatte, eine Reihe von Raumsonden zur gezielten Planetenerforschung zu entwickeln und zu starten. Nachdem der US-Kongress das Programm 1967 aus Kostengründen gestrichen hatte, genehmigte der damalige NASA-Administrator den Bau und Start der zwei VIKING Marssonden.

Die Landeeinheiten wurden von der Firma Martin Marietta gebaut. Die Entwicklung und Konstruktion der Orbiter übernahm das Jet Propulsion Laboratory der NASA in Passadena. Die Projektleitung hatte das Langley Research Center. Ursprünglich war der Start der Sonden für das Jahr 1973 vorgesehen, verschob sich jedoch aufgrund von technischen und finanziellen Schwierigkeiten ins Jahr 1975.

Der Kostenrahmen für das gesamte Projekt belief sich am Ende auf ca. 1 Mrd. US-Dollar.

Technische Daten:

Die Raumsonden, basierend auf der Technologie der früheren MARINER-9-Sonde, waren Achtecke mit einem Durchmesser von ca. 2,5 m. Die Startmasse betrug 2328 kg, wovon 1445 kg auf Treibstoff und Gas zur Lageregulierung entfielen.

Die acht Seiten der Sonden waren 0,46 m hoch und variierten in der Breite zwischen 1,39 und 0,51 m. Die Gesamthöhe des Flugkörpers betrug 3,29 m.

Die Sonde war in 16 Compartments unterteilt, wovon sich je drei in den vier großen Teilstücken und je eins in den drei kleinen Teilstücken befand.

Die vier Solarflügel, welche von der Hochachse der Sonden ausgingen, besaßen eine Spannweite von 9,75 m. Auf jedem Flügel befanden sich zwei Solarpanels mit Abmessungen von 1,57×1,23 m. Die Panels bestanden insgesamt aus 34800 Solarzellen, welche im Marsorbit insgesamt eine Leistung von 620 Watt produzierten. Zur Speicherung standen im Orbiter zwei NiCd-Batterien mit je 30 Amperestunden zur Verfügung.

Der Hauptantrieb war zentral angebracht und um bis zu neun Grad neigbar. Als Treibstoff wurde ein Flüssigbrennstoff aus Monomethylhydrazin und Stickstofftetroxid verwendet. Mit diesem Antrieb konnte ein Schub von 1323 Newton erreicht werden. Mit der verfügbaren Treibstoffmenge konnte ein Delta-v von 1480 m/s erreicht werden. Zur Lageregelung wurden 12 Stickstoffdüsen eingesetzt.

Zur Orientierung und Steuerung des Orbiters wurden Sonnensensoren und ein Canopus-Star-Tracker eingesetzt. Ein System aus sechs Gyroskopen erlaubte eine Lageregelung des Orbiters in allen drei Achsen. Außerdem wurden zwei Beschleunigungsmesser eingesetzt.

Für die Kommunikation mit der Erde wurden folgende Geräte verwendet:

  • ein 2,3 GHz-Transmitter mit Sendeleistung von 20 Watt
  • zwei 20 Watt TWTAs (Travelling Wave Tube Amplifier)
  • für Untersuchungen im Radiowellenbereich und für die Durchführung der Experimente wurde eine spezielle Verbindung mit 8,4 GHz-Trägerfrequenz eingerichtet
  • an einer Seite der Orbiterbasis befand sich eine Parabolantenne mit einem Schüsseldurchmesser von 1,5 m, welche um zwei Achsen steuerbar war, und eine feste Antenne vom höchsten Punkt der Basis.
  • mittels zweier Bandrecorder konnten 128 Megabit Daten gespeichert werden. Außerdem war ein 381 MHz Radio-Relais verfügbar.
Experimente:

Viking_Bild vom MarsTV-Kameras: Als Weiterentwicklungen der Mariner-Missionen wurden je zwei identische Kameras eingesetzt, welche Bilder mit 1182×1056 Bildpunkten aufnehmen konnten. Bei einem Abstand von 1500 km wurden Bilder mit einer Kantenlänge von 44×40 km produziert, was einer Auflösung von 40 m entspricht. Viking 1 konnte durch einen niedrigeren Orbit Bilder mit einer Auflösung von bis zu 7,5 m erzielen. Durch den Einsatz von sechs Farbfiltern wurden Farbaufnahmen erstellt. Beide Kameras waren in der Lage, alle neun Sekunden ein Bild zu machen.

Infrarot Spektrometer: Mit diesem Instrument wurde der Wasserdampfgehalt der Marsatmosphäre bestimmt. Dazu wurde das vom Planeten reflektierte Infrarotlicht gemessen. Durch eine Analyse einzelner Frequenzen konnte auf die Absorption in diesem Wellenbereich und damit auf den Wasserdampfgehalt geschlossen werden.

Infrarot Radiometer: Hiermit wurde die Temperatur der Marsoberfläche und der Atmosphäre gemessen, sowie die Stärke des reflektierten Sonnenlichts bestimmt.

Flugablauf Viking 1:

Start der ersten Viking-Sonde war am 20. August 1975 um 21:22 Uhr Ortszeit (UCT) von Cape Carneveral, Florida. Nach einer zehnmonatigen Reise trat die Sonde am 19. Juni 1976 in den Mars-Orbit ein. Schon fünf Tage vor dem Erreichen dieses Orbits begann die Sonde Gesamtaufnahmen des Mars zu erstellen. Am 21. Juni erreichte die Sonde die vorberechnete Bahn von 1513 (Periapsis) x 33000 (Apoapsis) km. Auf dieser Bahn besaß die Sonde eine Umlaufzeit von 24,7 Stunden. Zu diesem Zeitpunkt wurden weitere Bilder des Planeten aufgenommen, um einen günstigen Landeplatz für die Landeeinheit auszusuchen.

Am 20. Juli am 08:51 UCT erfolgte die Trennung des Landegerätes.

Das Primärziel des Orbiters, die im Transport und im Absetzen der Landefähre bestanden, wurde am 5. November 1976 erreicht, als der Planet in Konjunktion zur Sonne eintrat. Die späteren Aktionen beinhalteten eine Annäherung an den Mond Phobos im Februar 1977. Am 11. März 1977 näherte sich der Orbiter bis auf eine Entfernung von 300 km an Mars heran. Während der gesamten Zeit erfolgten leichte Korrekturmanöver. Am 20. Juli 1979 wurde der Orbit auf 357 km angehoben.

Am 7. August 1980 wurde der Orbiter von 357×33943 km auf 320×56000 km angehoben. Grund dafür war, dass das Gas zur Höhenkorrektur des Orbiters aufgebraucht war und ein Absturz und damit eine Kontamination des Planeten verhindert werden sollte. Nach 1485 Orbits wurde die Operation am 17. August 1980 offiziell beendet.

Viking 2 wurde am 9. September 1975 gestartet. Um 18:39 Uhr UTC hob die Sonde ebenfalls von Cape Carneveral/ Florida ab. Dem folgte eine 333 Tage lange Reise zum Zielplaneten. Somit erreichte die Sonde am 07. August 1976 einen Marsorbit von 1500x 33000km mit einer Umlaufzeit von 24,6 Stunden. In den folgenden Tagen wurde die Sonde so getrimmt, dass die Periapsis (marsnächster Punkt der Umlaufbahn) drei Tage später noch 1499 km bei einer Orbit-Umlaufzeit von 27,3 Stunden betrug.

Mit Hilfe der Bilder von Viking 1 und neuen Aufnahmen wurde das Landegebiet ausgesucht. Am 3. September löste sich der Lander vom Orbiter. Durch Probleme beim Lösen des sog. Bioshield, welches den Lander vor Kontamination schützen sollte, verblieb dieses an Bord des Orbiters. Ebenfalls mit Beginn der Sonnen-Konjunktion am 8. November endeten die Primäraufgaben des Orbiters. Zusätzlichen Aufgaben wurden am 20. Dezember in Angriff genommen. Dazu wurde der niedrigste Punkt der Ellipsenbahn auf 778 km abgesenkt. Im Oktober 1977 näherte sich der Orbiter dem Mond Deimos, wobei der Orbit bis auf 300 km abgesenkt wurde. Bei dieser Aktion änderte sich die Umlaufzeit auf 24 Stunden.

Wegen eines Lecks im Antriebssystem, über welches der Orbiter ständig Gas für die Höhenkontrolle verlor, wurde der Orbiter auf eine Bahn von 302×33176 km gebracht und am 25. Juli 1978 außer Betrieb genommen. Bis zu diesem Zeitpunkt wurden 16000 Bilder aufgenommen und 706 Orbits zurückgelegt.

Trägerrakete:

Der Start der Sonden erfolgte an Bord von TITAN-IIIE-Raketen. Besonderheit dieses Trägersystems war die CENTAUR-Oberstufe. Diese wurde entwickelt, um die immer höheren Nutzlasten mit entsprechend hohen Geschwindigkeiten transportieren zu können. Mit ihr war es zum Beispiel möglich, Massen von 15,4 Tonnen in einen 185 km hohen Orbit, 3,4 Tonnen in eine geostationäre Bahn und 5,1 Tonnen auf eine interplanetare Flugbahn zu bringen.
Den Schub der ersten und zweiten Stufe lieferte ein hypergoles (selbstentzündliches) Gemisch aus Aerozin 50 und Stickstofftetroxid. Die nächsten Stufen dienten dem Transport in die interplanetare Transferbahn und dem Startschub für die Reise zum Mars. Der Treibstoff dafür bestand aus Flüssigwasserstoff und -sauerstoff, wodurch ein mehrmaliges Zünden der Stufe ermöglicht wurde.

Insgesamt wurde die Rakete sechsmal erfolgreich eingesetzt (2xHelios, 2xViking, 2xVoyager); ein Testflug mit einem Massemodell der Viking schlug fehl.

Abmessungen:
– Achteck bestehend aus 16 Compartments
– Durchmesser 2,5 m
– Seitenhöhe 0,46 m
– Seitenbreite 0,51 bzw. 1,39 m
– Gesamthöhe 3,29 m

Energieversorgung:
– 4 Solarflügel mit je 2 Solarpanels
– insgesamt 34800 Solarzellen
– Abmessungen Solarpanel 1,57 x 1,23 m
– Spannweite 9,75 m
– Leistung 620 Watt
– 2 NiCd-Batterien mit je 30 Ah

Antrieb:
– zentrale Anbringung
– Neigbarkeit 9°
– Flüssigbrennstoff aus Monomethylhydrazin und Stickstofftetroxid
– Schub 1330 N

Lageregelung:
– 12 Stickstoffdüsen

Steuerung:
– Sonnensensoren
– Canopus-Star-Tracker
– 6 Gyroskope
– 2 Beschleunigungsmesser

Kommunikation:
– 2,3 GHz-Transmitter mit 20 Watt Sendeleistung
– 2 Traveling Wave Tube Amplifier (TWTA) mit 20 Watt Sendeleistung
– Parabolantenne mit 1,5 m Schüsseldurchmesser (steuerbar um 2 Achsen)
– Festantenne

Datenspeicherung:
– 128 Mbits auf 2 Bandrekordern

Experimente:
– 2 TV-Kameras (normal und infrarot)
– Infrarot Spektrometer
– Infrarot Radiometer

Viking Lander
Beschreibung Lander:

Das Viking MarslandegerätDie Lander bestanden aus einer sechsseitigen Aluminiumbasis mit einer Breite von 1,09 Metern bzw. 0,56 Metern. An den kürzeren Seiten waren drei ausfahrbare Landebeine angebracht. Im ausgefahrenen Zustand bildeten ihre Füße ein gleichseitiges Dreieck mit einer Seitenlänge von 2,21 Metern.
Die Leistungsversorgung übernahmen zwei Radioisotopen Generatoren (RTG), die ihre Energie aus dem radioaktiven Zerfall von Plutonium-238 bezogen. Die zwei Batterien waren auf entgegengesetzten Seiten der Landefähre angebracht und durch Windschirme geschützt. Die RTGs besaßen Abmessungen von 28 cm Höhe und 58 cm Durchmesser bei einer Masse von je 13,6 kg. Ihre Leistungsabgabe betrug 30 Watt bei einer Spannung von 4,4 Volt. Zusätzlich besaß das Fahrzeug vier wiederaufladbare Nasszellen-Batterien auf NiCd-Basis, welche zur Abdeckung von Leistungsspitzen acht Amperestunden bei 28 Volt zur Verfügung stellten.

Das Antriebssystem für den Transfer aus dem Orbit bestand aus einer Hydrazin-Rakete. Über vier Gruppen mit jeweils drei Düsen lieferte dieses einen Schub von 32 Newton. Die verfügbare Treibstoffmenge ermöglichte ein Dealt-v von 180 m/s. Dieses System wurde außerdem für Lagekorrekturen eingesetzt. Für das eigentliche Landemanöver war an jeder langen Seite des Landers ein weiterer Hydrazin-Antrieb angebracht. Zur Minimierung der Einwirkungen des Abgasstrahls auf den Marsboden bestand der Antrieb aus insgesamt 18 Düsen. Es war errechnet worden, dass die Aufheizung des Marsbodens nicht größer als ein Kelvin betragen und nicht mehr als ein Millimeter der Oberfläche abgetragen werden soll. Der Schub des Antriebs konnte von 276 bis 2667 Newton reguliert werden. Ebenfalls zur Vermeidung von Kontaminationen des Planeten wurde das Hydrazin besonders gereinigt. Die 85 Kilogramm dieses Treibstoffes waren in zwei separaten Titantanks gelagert, welche unterhalb der Windschirme der RTGs montiert waren.

Zur Kontrolle und Lageregulierung des Fahrzeugs wurde ein Peilsystem, vier Gyroskope, ein Radarhöhenmesser, ein Abstiegs- und Landungsradar sowie Kontrolldüsen eingesetzt. Die Gesamtmasse des Landegerätes betrug 657 kg.

Zur Kommunikation wurden zwei 20 Watt Transmitter im Kurzwellenbereich und zwei 20 Watt TWTAs (Traveling Wave Tube Amplifier) eingesetzt. So wie beim Orbiter, stand eine über zwei Achsen schwenkbare Parabolantenne zur Verfügung. Für den Funkverkehr im Kurzwellenbereich befand sich eine zusätzliche Antenne an Bord. Mit diesen Anlagen war es möglich, direkt mit der Erde zu kommunizieren. Mittels eines 30 Watt Senders und einer Antenne, welche im UKW-Bereich arbeitete (381 MHz), wurde der Orbiter als Relais-Station genutzt. Zur Datenspeicherung stand ein Bandrecorder mit 40 Mbit Speichervolumen zur Verfügung, wobei zusätzlich 6000 Kommandowörter im Computer abgelegt werden konnten.

Fluginfo:

Die Abtrennung des Landers von Viking 1 erfolgte am 20. Juli 1976 um 08:51 Uhr UCT. Die Geschwindigkeit des Orbiters zu diesem Zeitpunkt betrug vier Kilometer pro Sekunde. Sofort nach der Trennung begannen die Raketen des Landers ihre Arbeit. Nach einigen Stunden wurde der Lander in ca. 300 Kilometer Höhe über der Planetenoberfläche neu ausgerichtet. Der Hitzeschild bremste das Fahrzeug bei seinem Weg durch die Atmosphäre ab, wobei gleichzeitig verschiedene wissenschaftliche Experimente durchgeführt wurden. In sechs Kilometern Höhe bei einer Geschwindigkeit von 250 m/s wurde der Landefallschirm ausgeworfen, welcher einen Durchmesser von 16 Metern besaß. Sieben Sekunden später wurde der Hitzeschild abgeworfen und wiederum drei Sekunden später die Landebeine ausgefahren. Innerhalb einer Zeitspanne von 45 Sekunden verlangsamte der Fallschirm die Geschwindigkeit der Landefähre auf 60 m/s. In einer Höhe von 1,5 Kilometern wurden die Landeraketen gezündet, welche 40 Sekunden lang das Fahrzeug auf 2,4 m/s abbremsten. Dies entsprach der Aufsetzgeschwindigkeit. Der Touchdown geschah um 11:53 Uhr UCT (16:13 Uhr lokale Marszeit), im westlichen Teil des Chryse Planitia. Die Übertragung der ersten Bilder begann 25 Sekunden nach der Landung. Probleme mit der Umhüllung des Seismometers verhinderten den Betrieb dieses Instruments, außerdem wurden fünf Tage benötigt, um einen Verriegelungsstift eines Probensammlerarms zu entfernen. Die Station arbeitete bis zum November desselben Jahres, als durch ein fehlerhaftes Kommando der Bodenstelle der Kontakt abbrach.

Die Abtrennung des Landers von Viking 2 samt Luftschild erfolgte am 3. September 1976 um 19:40 Uhr UCT. Der Abstieg und die Landung erfolgten nach dem selbem Schema wie bei der Schwestersonde.

Der Touchdown geschah um 22:58 Uhr UCT (09:49 Uhr lokale Marszeit), 200 Kilometer westlich des Kraters Mie in Utopia Planitia.

Die Landeraketen von Viking 2 feuerten durch eine falsche Interpretation eines Radarbildes der Landestelle einen Extraschub 0,4 Sekunden vor der Landung ab, was die Oberfläche aufbrach und Staub aufwirbelte. Der Lander war nach seiner Landung um 8,2° geneigt, da ein Landebein auf einem Felsen stand. Direkt nach der Landung begannen die Kameras Aufnahmen der Umgebung zu erstellen.

Die Gesamtarbeitsdauer des Landers betrug 1281 Marstage und endete am 11. April 1980 durch ein Versagen der Batterien.

Bei beiden Landefähren waren nach der Landung noch 22 kg Hydrazin übrig.

Experimente:

Viking_Bild vom Mars2TV-Kameras: Jede Landeeinheit besaß zwei Kameras, welche im sichtbaren und infraroten Bereich des Lichtes arbeiteten. Diese wurden zur Gewinnung meteorologischer und geologischer Daten eingesetzt. Durch gleichzeitige Aufnahmen konnten stereoskopische Bilder gewonnen werden. Die Auflösung konnte zwischen 1 cm (schwarz/weiß) und 3cm (farbig oder infrarot) gewählt werden.

Biologische Experimente: Da ein Ziel der Sonde die Suche nach Leben war, führten die Sonden Experimente durch, welche den Stoffwechsel hypothetischer Lebewesen im Marsboden nachweisen sollten.

Gaschromatograph mit Massenspektrometer: Durch Verdampfung von Bodenproben und anschließende massenspektrometrische Messung konnten chemische Verbindungen im Marsboden und direkt Isotopenverhältnisse der Planetenatmosphäre bestimmt werden. Röntgen-Fluoreszens-Spektrometer: Dieses Experiment diente der Bestimmung der elementaren Zusammensetzung von Bodenproben. Das Prinzip beruhte auf der Eigenschaft von bestimmten Stoffen, einfallende Röntgenstrahlen zu verstärken. Als Röntgenquellen wurden die Isotope Eisen-55 und Cadmium-109 benutzt.

Meteorologische Experimente: An einem ausfahrbaren Mast befanden sich Instrumente zur Messung von Lufttemperatur, Luftdruck, Windgeschwindigkeit und -richtung. Seismometer: Diese Instrumente erlaubten die Erfassung von Bodenbewegungen in allen drei Koordinatenrichtungen und sollten Daten über den inneren Aufbau des Planeten liefern. Durch eine Fehlfunktion des Transportbehälters konnte das Seismometer von Viking 1 nicht in Betrieb genommen werden.

Magnetische Teilchen: Mittels dreier Magnete, welche sich an einem ausfahrbaren Mast befanden, sollten magnetische Teilchen eingefangen werden. Zur Analyse wurden die Magnete mit den Kameras beobachtet.

Physikalische Eigenschaften: Ständig wurden die Eigenschaften des Bodens – darunter Dichte und Festigkeit – in der näheren Umgebung des Landers untersucht. Radiowellen-Experimente: Mit dem Radiosender der Landeeinheit wurden deren Position und die des Mars bestimmt.
Experimente während der Landung: Um Eigenschaften der Atmosphäre zu bestimmen, wurden ein Beschleunigungsmesser, ein Radarhöhenmessgerät, ein Thermometer und ein Druckmesser schon während des Sondenabstiegs eingesetzt. In einer Höhe zwischen 16000 km und 100 km wurde die Zusammensetzung der Ionosphäre bestimmt. Außerdem wurden neutrale Teilchen gemessen und Isotopenverhältnisse gemessen.

Ergebnisse der Experimente:

Mit Hilfe der TV-Kameras erkannte man die geröllwüstenartige Struktur der Plateaus und Ebenen ebenso wie das flussbettartige Aussehen einiger Täler. Auf anderen Bildern konnte indirekt Wasser in der Atmosphäre nachgewiesen werden, da schwache Eiswolken zu erkennen waren.

Bei den Annäherungen an die Monde Phobos und Deimos konnten Bilder mit 200m-Auflösung angefertigt werden, wodurch zahlreiche Strukturen auf deren Oberflächen sichtbar wurden.

Die Außentemperaturmessungen ergaben Schwankungen von bis zu 50°C zwischen Messungen bei Tag und bei Nacht. Im Winter fiel das Thermometer auf bis zu ?118°C ab und stieg im Sommer auf bis zu ?14°C. Die durchschnittlichen Windgeschwindigkeiten betrugen 30 km/h. Der Luftdruck lag bei 7,6 mbar, fiel jedoch im Winter um 30% ab, da sich Kohlendioxid an der Nordpolkappe als Eis niederschlug.

Die Zusammensetzung der Marsatmosphäre wurde bestimmt: 95% Kohlendioxid, 3% Stickstoff und 1,5% Argon, geringe Anteile Krypton und Xenon, sowie 0,03% Wasserdampf, wobei besonders der hohe Stickstoffanteil überraschte.

Das Seismometer von Viking 2 registrierte verschieden starke Beben. Die relativ starke Abnahme der Bodenwellen, ließ die Vermutung aufkommen, dass sich im Marsboden größere Mengen gefrorenes Wassereis befinden könnten.

Die Oberflächen waren von Felsbrocken und kleinen Sanddünen bedeckt, wobei die vorherrschende Farbe des Gesteins rotbraun war, was von oxidiertem Eisen herrührt. Die Atmosphäre dagegen ist aufgrund der Staubmassen rötlich bis pinkfarben. Für einen blauen Himmel ist die Luftfeuchte des Planeten zu gering.

Überraschend war für die Wissenschaftler vor allem die große Helligkeit des Himmels. Einige Steine und Sandflächen erschienen heller als andere, was auf unterschiedliche Zusammensetzungen schließen ließ. Ebenso konnten Steine mit vermutlich vulkanischem Ursprung gefunden werden.

Die biologischen Experimente zeigten Aktivitäten, die nicht als Spuren von Leben, sondern als anorganische Reaktionen gedeutet wurden.

Technische Daten

Abmessungen:
– 6-seitige Aluminiumbasis
– Breite der Seiten 0,56 bzw. 1,09 m

Masse:
– 657 kg (davon 85 kg Treibstoff)

Energieversorgung:
– 2 Radioisotopen-Generatoren (RTG) (Pu-238)
– zylindrisch mit 58 cm Durchmesser und 28 cm Höhe
– Masse 13,6 kg
– Leistung 30 Watt
– 4 wiederaufladbare Nasszellen NiCd-Basis
– 8 Ah bei 28 Volt

Antrieb Deorbiting:
– Hydrazin-Raketen in 4 Gruppen a 3 Düsen
– Schub 32 Newton
– Landung 3 Hydrazin-Antriebe mit je 6 Düsen
– Schub von 280 bis 2670 Newton regulierbar

Steuerung:
– ein Peilsystem
– 4 Gyroskope
– Radarhöhenmesser
– Abstiegs- und Landungsradar
– Kontrolldüsen

Kommunikation:
– 2 Transmitter im UKW-Bereich a 20 Watt
– 2 Traveling Wave Tube Amplifier (TWTA) a 20 Watt
– schwenkbare Parabolantenne
– Antenne für Funkverkehr im UKW-Bereich
– 30-Watt-Sender (381 MHz) zum Orbiter

Datenspeicherung:
– Bandrekorder mit 40 Mbit
– 6000 Kommandowörter im Landercomputer

Experimente:
– 2 TV-Kameras (normal und infrarot)
– Gaschromatograph mit Massenspektrometer
– Röntgen-Fluoreszensspektrometer
– Wettermessungen
– Seismometer
– Permanentmagnete
– Beschleunigungsmesser
– Radarhöhenmesser
– Thermometer
– Druckmesser