mini|Voyager-Sonde mit Scan-Plattform (oben), Parabolantenne (Mitte), Radionuklid-Batterien (darunter, hellblau) und Empfängerantennen für schwache Magnetfelder, Plasma- und Radiowellen
Die Voyager-Sonden sind zwei weitgehend baugleiche Raumsonden der US-amerikanischen Raumfahrtbehörde NASA, die als Voyager 1 und Voyager 2 das äußere Planetensystem durchqueren. Seit 1977 sammeln sie im Rahmen des Voyager-Programms Daten aus dem äußeren Sonnensystem.
Entwicklungsgeschichte mini|Voyager mit Beschreibung Die Voyager-Sonden sind Nachfolger der aus Kostengründen gestrichenen Raumsonden des „Thermoelectric Outer Planets Spacecraft“-Projekts (TOPS). Die Konstrukteure übernahmen daraus etliche der für TOPS entwickelten neuen Technologien. Sie hofften durch diese Technologien auf eine Missionsverlängerung.Bernd Leitenberger: Voyagers Mission: Die Geschichte. Der Bau der beiden Voyager-Sonden begann Mitte 1975. Voyager 2 startete am 20. August 1977, Voyager 1 am 5. September 1977.
Aufbau Die Voyager-Sonden bestehen im Wesentlichen aus einer zentralen ringförmigen Aluminium-Zelle, die im Querschnitt zehneckig ist und einen Großteil der Elektronik beherbergt. Sie hat einen Durchmesser von 1,78 m und ist 0,47 m hoch. Auf ihr ist eine Parabolantenne mit einem Durchmesser von 3,66 m angebracht. Der Großteil der wissenschaftlichen Instrumente ist an einem 2,5 m langen Ausleger installiert. Die zentrale Zelle ist um den Hydrazin-Tank herumgebaut und in zehn einzelne Abteile mit einer Breite von je 0,43 m aufgeteilt. Jede Sonde hat eine Gesamtmasse von 825,5 kg, wovon 104,8 kg auf wissenschaftliche Instrumente entfallen.
Elektronik Der Großteil der elektronischen Systeme ist in der zentralen Zelle untergebracht und basiert auf der Architektur der Pioneer-10- und -11-Sonden. Die Voyager-Sonden besitzen drei vollständig redundante Computersysteme, die für die Kommunikation (Communication & Command System; CCS), die Ausrichtung sowie Bahnregelung (Attitude and Articulation Control System; AACS) und die Datenspeicherung (Flight Data Subsystem; FDS) zuständig sind. Zum Strahlenschutz sind diese Komponenten durch eine Hülle aus Tantal und Titan abgeschirmt.
Das CCS-Kommunikationssystem sollte erst komplett von den Viking-Sonden übernommen werden, wobei dieses aufgrund des anspruchsvolleren Missionsprofils umfassend in der Leistung gesteigert wurde. Bei 1,9 MHz Taktfrequenz erreicht es eine Rechenleistung von 0,73 MIPS, das 64fache der Viking-Sonden. Der frei aufteilbare Ringkernspeicher hat eine Kapazität von 4000 Datenworten zu je 18 Bit. Zum ersten Mal wurde bei einer Sonde ein Built-in self-test verbaut, der schwerwiegende Probleme erkennen soll: Verlust der Empfänger für Kommandos, Ausfall des Senders oder des Oszillators für die Trägerwelle, Anomalien im AACS, Anomalien in der Hard- oder Software des CCS und ungewöhnliche Spannungs- oder Stromschwankungen.
mini|Blick auf die Verkabelung der zentralen Zelle mini|Das Flight Data Subsystem Das AACS-Kontrollsystem wird aufgrund der sehr hohen Geschwindigkeiten beim Vorbeiflug für die korrekte Ausrichtung der Sonde und der Instrumente benötigt. Es besitzt zwar den gleichen Ringkernspeicher wie das CCS, hat aber nur knapp 5 Prozent der Rechenleistung. Das AACS besitzt zwei Betriebsmodi: Einen Gyro-Modus für die hochgenaue Ausrichtung der Instrumentenplattform bei Vorbeiflügen und einen Sternenmodus zur astronomischen Navigation. Die Gyroskope weisen nach der Kalibrierung eine Abweichung von 0,05° pro Stunde auf. Im Sternenmodus kommt je ein Sonnen- und ein Sternensensor zum Einsatz, die an der Spitze der Parabolantenne angebracht sind. Der Sonnensensor ist ein Potentiometer auf Cadmiumsulfid-Basis und weist eine Messgenauigkeit von 0,01° auf. Bei dem Sternensensor handelt es sich um eine Photomultiplier-Röhre mit einem Cäsium-Detektor, der auf den Stern Canopus ausgerichtet ist. Beide Instrumente versuchen ihre Referenzobjekte in der Mitte ihres Sichtfeldes zu halten und aktivieren daher ab einer Abweichung von 0,05° die Schubdüsen.
Aufgrund der hohen Datenrate war für deren Bearbeitung ebenfalls ein eigenes Subsystem nötig, das FDS. Es verwendet statt des üblichen Ringkernspeichers der Viking-Sonden einen zur damaligen Zeit neuartigen CMOS-Speicher, der resistenter gegenüber Spannungsschwankungen ist. Er ist mit 8000 Datenworten Kapazität doppelt so groß wie die Ringkernspeichervariante und wurde daher bei komplexen Operationen vom CCS mitbenutzt. Durch den beim CMOS-Speicher möglichen Speicherdirektzugriff (DMA) konnte auch die Belastung für den Prozessor (Verarbeitungsleistung 0,08 MIPS) deutlich gesenkt werden. Beide FDS-Computer können parallel arbeiten, bei einem Ausfall kann es allerdings zu schwerwiegenden Problemen kommen, da kein dediziertes Reservesystem mehr zur Verfügung steht. Ein FDS wiegt 16,3 kg und benötigt 10 W elektrische Leistung.
Da die gewonnenen Daten aufgrund der begrenzten Übertragungskapazität nicht sofort zur Erde gesendet werden können, wurde ein Massenspeichersystem eingebaut. Es handelt sich hierbei um ein 328 m langes Magnetband, das bis zu 536 MBit (100 Bilder) digital speichern kann. Die Schreibgeschwindigkeit liegt maximal bei 115,2 kBit/s und die Lesegeschwindigkeit bei maximal 57,6 kBit/s.
Energieversorgung mini|hochkant|Zwei der drei Radionuklidbatterien
Für Missionen mit großem Abstand zur Sonne sind Solarzellen zur Energieversorgung nicht geeignet. Daher kamen drei Radionuklidbatterien zum Einsatz, die mit Silizium-Germanium-Thermoelementen die durch spontane Kernzerfälle entstehende Wärme direkt in elektrische Energie umwandeln. Die Batterien enthielten beim Start je 4,5 kg Plutonium-238, einen α-Strahler mit einer Halbwertszeit von 87,7 Jahren. Jede der drei Batterien wiegt 39 kg und besitzt ein Beryllium-Gehäuse, das 51 cm lang ist und einen Durchmesser von 40,6 cm hat. Zum Zeitpunkt des Starts stand eine Gleichspannung von 30 Volt und eine Leistung von insgesamt 470 Watt zur Verfügung. Aufgrund des Zerfalls des Plutoniums reduziert sich die thermische Leistung um jährlich 0,79 %. Mit fallender Temperatur der Radionuklidbatterie fällt zusätzlich der Wirkungsgrad, außerdem altern die Thermoelemente, so dass der jährliche Leistungsverlust bei etwa 1,38 % liegt. Daher müssen immer mehr wissenschaftliche Geräte und Funktionen abgeschaltet werden, um genug Energie für die Steuer- und Kommunikationssysteme übrigzulassen.
Die Batterien sind an einem Ausleger befestigt, damit die Bordelektronik und die wissenschaftlichen Experimente möglichst wenig durch Strahlung beeinflusst werden. Dies gilt insbesondere für die Bremsstrahlung, die beim Eindringen von Teilchen in die Batterieummantelung entsteht und die sich nicht vollständig abschirmen lässt.
Kommunikation mini|Schematischer Querschnitt durch die Hochgewinnantenne
Praktisch die gesamte Kommunikation mit der Sonde wird über die auffällige Parabolantenne abgewickelt, die auf der zentralen Zelle montiert ist und aus einem Graphit-Epoxid gefertigt ist. Sie besitzt einen Durchmesser von 3,66 m und weist im X-Band einen Antennengewinn von 48 dBi auf, im S-Band 36 dBi. Da sie nur begrenzt beweglich ist, muss die Sonde genau auf die Erde ausgerichtet werden, um eine Verbindung aufbauen zu können. Zur Datenübertragung werden zwei Frequenzbänder eingesetzt: Das S-Band (2295 MHz) und das X-Band (8418 MHz). Für beide Bänder sind jeweils zwei Sender vorhanden, die nicht parallel betrieben werden können (sie dienen primär als Backup). Zusammen haben sie eine Masse von 21,7 kg.
Das S-Band wird nur zum Senden und Empfangen von Kommandos oder kleinen Datenpaketen genutzt, da die Datenrate bei nur 60 bis 160 Bit/s liegt. Die beiden Sender besitzen eine Abstrahlleistung von je 9,4 und 28,3 Watt und wurden sekundär auch zur Durchleuchtung von Planetenatmosphären verwendet. Als Backup ist auch eine Antenne mit niedrigem Antennengewinn vorhanden (7 dBi). Über das X-Band werden praktisch alle wissenschaftlichen Daten übertragen, da hier eine wesentlich höhere Datenrate (2,5 bis 115,2 kBit/s) verfügbar ist. Die geringste mögliche Transferrate liegt bei 10 Bit/s.
Zur Fehlerkorrektur wurden der Golay- und Reed-Solomon-Code implementiert. Trotz der im Vergleich zu früheren Missionen deutlich höheren Datenraten kam es zu spürbar weniger Übertragungsfehlern. mini|hochkant|Blockschaltbild des Kommunikationssystems + Genaue Kenndaten der einzelnen Kommunikationssubsysteme Bezeichnung Anzahl Verbrauch Masse Passiver Transponder 2 k. A. 4,7 kg Empfänger 1 4,3 W k. A. Antennen-Kontrollsystemund -Interface 1 0,9 W 2,5 kg Hochstabiler Oszillator 1 2,7 W 2,0 kg Diplexer 2 1,4 kg Telemetrie-Modulator 2 5,7 W 2,7 kg „Command Detector Unit“ 2 5,4 W 2,0 kg S-Band Exciter 1 2,4 W k. A. S-Band Schaltverstärker 1 bis 91,2 W 5,0 kg S-Band TWT-Verstärker 1 bis 86,4 W 5,1 kg X-Band TWT-Verstärker 2 bis 71,9 W 5,8 kg Sende-/Empfangsschalter 1 1,2 W k. A. Verkabelung 2,3 kg sonstige Schaltungen k. A. 3,5 kg Wellenleiter, Coax 1 2,1 kg Parabolantenne 1 50,9 kg Gesamtmasse 105,4 kg
Flugsteuerung Zur Zwei-Achsen-Lageregelung und Kurskontrolle der Sonde werden zwei mal sechs redundante Schubdüsen mit je 0,89 N Schub eingesetzt, die durch die katalytische Zersetzung von Hydrazin den nötigen Rückstoß erzeugen. Der entsprechende Titan-Tank mit einem Durchmesser von 71 cm befindet sich in der Mitte der zentralen Zelle. Er fasst 104 kg Hydrazin und getrennt durch eine Teflon-beschichtete Gummimembran Helium als zusätzliches Druckgas. Beim Start betrug der Tank-Innendruck 29 bar, er sinkt durch den Hydrazin-Verbrauch auf minimal 9 bar. Der Tank muss beheizt werden, damit das Hydrazin nicht gefriert. Für die Regelung der dritten Achse, der Rollachse, stehen vier weitere Schubdüsen zur Verfügung, die einen Schub von je 0,89 N liefern, sie sind baugleich mit den Lageregelungs- und Kursregelungs-Düsen. Die genauen Steuerimpulse werden vom AACS-Computer berechnet.
Wissenschaftliche Instrumente Überblick mini|Aufbau und Instrumente der Voyager-Sonden
Die Voyager-Sonden tragen insgesamt elf wissenschaftliche Instrumente mit einer Gesamtmasse von 104,8 kg, was erheblich mehr ist als bei früheren Planetenmissionen. Die Instrumente benötigen insgesamt 90 Watt elektrische Leistung, wovon 10 Watt auf die entsprechenden Heizelemente entfallen.
Die Instrumente sind in zwei Kategorien unterteilt: Direktmessung (zum Beispiel Teilchendetektoren) und Fernerkundung (zum Beispiel Kameras). Alle Instrumente der letzten Kategorie sind an einer beweglichen Scanplattform angebracht, die sich an einem Ausleger in 2,5 m Entfernung von der zentralen Zelle befindet. Die Plattform kann durch mehrere Elektromotoren, die vom AACS kontrolliert werden, präzise auf einen bestimmten Punkt im Raum (zum Beispiel Planeten) ausgerichtet werden. Die Positionierungsgenauigkeit liegt bei 2,5 mrad.
Instrument Masse kg Verbrauch W Datenrate Bit/s Cosmic Ray System (CRS) 7,50 5,4 Imaging Science System (ISS) 38,20 21,5 115200 Infrared Interferometer Spectrometer (IRIS) 19,57 12,0 1120 Low-Energy Charged Particles (LECP) 7,50 3,8 Photopolarimeter System (PPS) 2,55 0,7 0,6...1023 Planetary Radio Astronomy (PRA) 7,70 5,5 266 Plasma Spectrometer (PLS) 9,90 8,1 32 Plasma Wave System (PWS) 1,40 1,3 32...115200 Radio Science (RSS) 44,00 Triaxial Fluxgate Magnetometer (MAG) 5,60 2,2 120 Ultraviolet Spectrometer (UVS) 4,50 3,5
Cosmic Ray System (CRS) mini|Cosmic Ray System