Voyager 2

ï»ż
Voyager 2
Voyager 2


KĂŒnstlerische Darstellung der Voyager-Sonde im All

NSSDC ID 1977-076A
Missionsziel Untersuchung der Planeten Saturn und Jupiter, sowie deren Monde (spÀter auf Uranus und Neptun ausgeweitet)
Auftraggeber NASA logo.svg NASA
Aufbau
TrÀgerrakete Titan-IIIE-Centaur
Startmasse 825,50 kg
Instrumente CRS, ISS, IRIS, LECP, PPS, PLS, PWS, PRA, RSS, MAG, UVS
Verlauf der Mission
Startdatum 20. August 1977
Startrampe Cape Canaveral AFS Launch Complex 41
Enddatum voraussichtlich 2025
 
20.08.1977 Start auf Cape Canaveral
 
09.07.1979 Passage Jupiter
 
25.08.1981 Passage Saturn
 
24.01.1986 Passage Uranus
 
25.08.1989 Passage Neptun
 
30.08.2007 Eintritt in den Termination Shock
 
ca. 2025 Ende der wissenschaftlichen AktivitÀten

Voyager 2 ist eine Raumsonde der NASA zur Erforschung des Ă€ußeren Planetensystems. Sie wurde am 20. August 1977 vom Launch Complex 41 auf Cape Canaveral mit einer Titan-IIIE-Centaur-Rakete gestartet. Ihre identische Schwestersonde Voyager 1 startete erst 16 Tage spĂ€ter, wobei sie auf eine andere Flugbahn gebracht wurde.

Die Voyager-2-Sonde gilt als einer der grĂ¶ĂŸten Erfolge der NASA und der Raumfahrt allgemein, da sie ihre geplante Lebenserwartung bereits weit ĂŒbertroffen hat und noch heute regelmĂ€ĂŸig Daten zur Erde sendet (Stand April 2011)[1]. Außerdem ist sie das am zweit-weitesten (nach ihrer Schwestersonde) von der Erde entfernte von Menschen gebaute Objekt (etwa 14 Milliarden Kilometer) und wird diesen Status wahrscheinlich noch lange behalten.

Inhaltsverzeichnis

Vorgeschichte

Modell der Voyager-Sonde

Die Wurzeln des Voyager-Programms reichen bis in die Mitte der 1960er Jahre zurĂŒck. Als erster wurde Michael Minovich vom Jet Propulsion Laboratory (JPL) auf die Möglichkeit aufmerksam, dass die starke Gravitation von Jupiter genutzt werden kann, um Raumsonden zu beschleunigen („Swing-by“). Drei Jahre spĂ€ter berechnete Ingenieur Gary Flando, ebenfalls bei JPL, einige Flugbahnen fĂŒr Sonden, die die gĂŒnstigen Stellungen der Ă€ußeren Planeten Ende der 1970er ausnutzen könnten. Auch hier sollte Jupiter als „Sprungbrett“ dienen, um die Planeten Saturn, Uranus, Neptun und Pluto als Planetary Grand Tour in akzeptabler Zeit zu erreichen. Zwischen 1976 und 1978 waren somit folgende Routen möglich: Jupiter–Saturn–Uranus–Neptun, Jupiter–Saturn–Pluto und Jupiter–Uranus–Neptun. Diese Chance wollte sich die NASA nicht entgehen lassen.

Als das Voyager-Programm Ende der 1960er Jahre begann, waren die Ziele und Mittel noch anders strukturiert. So sollten einige Sonden sehr groß werden und mittels der Saturn-V-TrĂ€gerrakete gestartet werden. Parallel liefen BemĂŒhungen, eine Sondenfamilie fĂŒr die Erforschung der Ă€ußeren Planeten zu entwickeln. Das Projekt lief unter dem Namen „Thermoelectric Outer Planets Spacecraft“ (TOPS). Im Jahre 1969 stellte die NASA die „Grand Tour Suite“ vor, die dann im „Outer Planets Grand Tour Project“ (OPGTP) aufging, das den Einsatz von vier bis fĂŒnf Sonden vorsah, die wiederum auf dem TOPS-Konzept basieren sollten. Zwei Sonden sollten auf der Route Jupiter–Saturn–Pluto 1976 und 1977 starten, zwei weitere 1979 auf der Route Jupiter–Uranus–Neptun. Das Programm sollte insgesamt etwa 700 Mio. US-Dollar kosten.

Die Schwestersonde Voyager 1 im Space Simulator

Das OPGTP wurde Anfang der 1970er Jahre gestrichen, da es teuer und zu ambitioniert gewesen sein soll. Schließlich wurde der Bau der Voyager 1 und 2 beschlossen, was mehr eine Notlösung war. Da sie erst als Erweiterung der Mariner-Serie geplant waren, wurden sie erst als „Mariner 11“ und 12 bezeichnet. Diese Bezeichnung wurde spĂ€ter aufgrund der großen strukturellen Unterschiede der Sonden fallengelassen. GegenĂŒber dem TOPS-Programm sollte die Lebensdauer strikt auf vier statt zehn Jahre begrenzt werden. Durch diese Maßnahme sollten vor allem die Gesamtkosten (Bau und Missionsphase) auf etwa 250 Mio. US-Dollar begrenzt werden. Die Konstrukteure setzten sich im Geheimen ĂŒber diese Weisung hinweg und ĂŒbernahmen von den TOPS-EntwĂŒrfen viele bereits entwickelte Sicherheitssysteme und -konzepte. Am 1. Juli 1972 flossen die ersten Gelder, und das Programm konnte offiziell gestartet werden. Bis zum MĂ€rz 1975 war die Konzeptphase abgeschlossen, und der Bau der Sonden begann. Das JPL versuchte noch einmal, die NASA zur Finanzierung einer weiteren Sonde zu bewegen, was jedoch nie gelang. Wichtige Impulse fĂŒr den Bau flossen zudem aus den Erfahrungen der Pioneer-Sonden 10 und 11 ein, die die Art und IntensitĂ€t der Strahlung bei Jupiter maßen und so eine entsprechende Anpassung der Voyager-Sonden erlaubten.

Missionsziele

Die Voyager-Sonden hatten keinen besonderen Forschungsschwerpunkt, da es im Vorfeld erst wenige Erkenntnisse ĂŒber die Ă€ußeren Planeten gab, die hĂ€tten ausgebaut werden können. Daher sind die Missionsziele relativ weit gefasst:

  • Untersuchung der AtmosphĂ€re von Jupiter und Saturn im Hinblick auf Zirkulationen, Struktur und Zusammensetzung
  • Analyse der Geomorphologie, Geologie und Zusammensetzung der Monde
  • Genauere Bestimmung der Masse, GrĂ¶ĂŸe und Form aller Planeten, Monde und Ringe
  • Untersuchung diverser Magnetfelder im Hinblick auf ihre Feldstruktur
  • Analyse der Zusammensetzung und Verteilung von geladenen Teilchen und Plasma
  • Besonders genaue Untersuchungen der Monde Io und Titan

Technik

Die Voyager-Sonde besteht im Wesentlichen aus einer zentralen, ringförmigen Aluminium-Zelle, die im Querschnitt zehneckig ist und einen Großteil der Elektronik beherbergt. Sie ist 0,47 m hoch und hat einen Durchmesser von 1,78 m. 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. Die Sonde wiegt insgesamt 825,5 kg, wovon 104,8 kg auf wissenschaftliche Instrumente entfallen.

Energieversorgung

Zwei der drei Radionuklidbatterien fĂŒr die Voyager-Sonden

Aufgrund der schnell wachsenden Distanz zur Sonne nach dem Start waren Solarzellen zur Energieversorgung generell nicht geeignet. Als Alternative wurden daher drei Radionuklidbatterien verbaut, die mit Hilfe von auf Silizium-Germanium basierenden Thermoelementen die durch die spontanen KernzerfĂ€lle verursachte WĂ€rme in elektrische Energie umwandeln können. Die Batterien sind daher je mit 4,5 kg des Isotops Plutonium-238 befĂŒllt, das eine Halbwertszeit von 87,7 Jahren hat und wĂ€hrend des Zerfalls α-Strahlen emittiert. Eine einzelne Batterie befindet sich in einem Beryllium-GehĂ€use, das 0,5 m lang ist, einen Durchmesser von 0,4 m hat und 39 kg wiegt. Zum Zeitpunkt des Starts standen 470 Watt bei einer Gleichspannung von 30 Volt zur VerfĂŒgung. Aufgrund des radioaktiven Zerfalls sinkt diese Leistung seit dem Start pro Jahr um 0,78 % ab. Da die Thermoelemente mit der Zeit ebenfalls verschleißen, liegt der reale Energieverlust bei etwa 1,38 % pro Jahr. Aus diesem Grund mĂŒssen immer mehr wissenschaftliche GerĂ€te und Funktionen abgeschaltet werden, um genug Energie fĂŒr die Kontroll- und Kommunikationssysteme bereitzustellen.

Die Batterien sind an einem Ausleger befestigt, damit die Bordelektronik und die wissenschaftlichen Experimente möglichst wenig durch Strahlung beeinflusst werden. Dies gilt insbesondere fĂŒr die Bremsstrahlung, die beim Eindringen der α-Teilchen in die Batterieummantelung entsteht und auch aufwĂ€ndige Abschirmungen bis zu einem gewissen Grad durchdringen kann.

Elektronik

Blick auf die Verkabelung der zentralen Zelle

Der Großteil der elektronischen Systeme ist in der zentralen Zelle untergebracht und basiert auf der Architektur der Pioneer-10- und -11-Sonden. Voyager 2 besitzt drei vollstĂ€ndig redundante Computersysteme, die fĂŒr die Kommunikation (Communication & Command System; CCS), die Ausrichtung sowie Bahnregelung (Altitude and Articulation Control System; AACS) und die Datenspeicherung (Flight Data Subsystem; FDS) zustĂ€ndig sind. Zum Strahlenschutz sind diese Komponenten durch eine HĂŒlle aus Tantal und Titan abgeschirmt.

Das CCS-Kommunikationssystem sollte erst komplett von den Viking-Sonden ĂŒbernommen werden, wobei dieses aufgrund des anspruchsvolleren Missionsprofils umfassend in der Leistung gesteigert wurde. So erreicht es bei einer Taktrate von 1,9 MHz eine Rechenleistung von 0,73 MIPS, was um das 64-Fache ĂŒber dem der Viking-Sonden liegt. Der frei aufteilbare Ringkernspeicher hat eine KapazitĂ€t von 4.000 Datenworten, die je 18 Bit lang sind. Zum ersten Mal wurde bei einer Sonde ein Built-in-self-test verbaut, der schwerwiegende Probleme erkennen soll: Verlust der EmpfĂ€nger fĂŒr Kommandos, Ausfall des Senders oder des Oszillators fĂŒr die TrĂ€gerwelle, Anomalien im AACS, Anomalien in der Hard- oder Software des CCS und ungewöhnliche Spannungs- oder Stromschwankungen.

Das AACS-Kontrollsystem wird aufgrund der sehr hohen Geschwindigkeiten beim Vorbeiflug fĂŒr die korrekte Ausrichtung der Sonde und der Instrumente benötigt. Es besitzt zwar denselben Ringkernspeicher wie das CCS, ist aber im Bereich der Rechenleistung 21-mal langsamer. Das AACS besitzt zwei Betriebsmodi: Einen Gyro-Modus fĂŒr die hochgenaue Ausrichtung der Instrumentenplattform bei VorbeiflĂŒgen 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 einen Messfehler von 0,01° auf. Bei dem Sternensensor handelt es sich um eine Photomultiplier-Röhre mit einem CĂ€sium-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 SchubdĂŒsen.

Das Flight Data Subsystem

Aufgrund der hohen Datenrate war fĂŒr deren Bearbeitung ebenfalls ein eigenes Subsystem nötig, das FDS. Es verwendet statt des ĂŒblichen Ringkernspeichers der Viking-Sonden einen zur damaligen Zeit neuartigen CMOS-Speicher, der resistenter gegenĂŒber Spannungsschwankungen ist. Er ist mit 8.000 Datenworten KapazitĂ€t doppelt so groß wie die Ringkernspeichervariante und wurde daher bei komplexen Operationen vom CCS mitbenutzt. Durch den beim CMOS-Speicher möglichen DMA-Zugriff konnte auch die Belastung fĂŒr den Prozessor deutlich gesenkt werden, der eine Leistung von 0,08 MIPS besitzt. Beide FDS-Computer können parallel arbeiten, bei einem Ausfall kann es allerdings zu schwerwiegenden Problemen kommen, da kein dediziertes Reservesystem mehr zur VerfĂŒgung steht. Ein FDS wiegt 16,3 kg und benötigt 10 Watt elektrische Leistung.

Da die gewonnenen Daten aufgrund der beschrĂ€nkten ÜbertragungskapazitĂ€t nicht sofort zur Erde gesendet werden konnten, wurde ein Massenspeichersystem eingebaut. Es handelt sich hierbei um ein 328 m langes Magnetband, das bis zu 536 MBit digital speichern kann, was maximal 100 Bildern entspricht. Die Schreibgeschwindigkeit liegt maximal bei 115,2 kBit/s und die Lesegeschwindigkeit bei maximal 57,6 kBit/s.

Kommunikation

Schematischer Querschnitt durch die Hochgewinnantenne von Voyager 2

Praktisch die gesamte Kommunikation mit der Sonde wird ĂŒber die auffĂ€llige 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 DatenĂŒbertragung werden zwei FrequenzbĂ€nder eingesetzt: Das S-Band (2295 MHz) und das X-Band (8418 MHz). FĂŒr beide BĂ€nder sind jeweils zwei Sender vorhanden, die zusammen 44 kg wiegen und nicht parallel betrieben werden können (sie dienen primĂ€r als Backup).

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 sekundĂ€r auch zur Durchleuchtung von PlanetenatmosphĂ€ren verwendet. Als Backup ist auch eine Antenne mit niedrigem Antennengewinn vorhanden (7 dBi). Über das X-Band werden praktisch alle wissenschaftlichen Daten ĂŒbertragen, da hier eine wesentlich höhere Datenrate (2,5 bis 115,2 kBit/s) verfĂŒgbar ist. Die geringste mögliche Transferrate liegt bei 10 Bit/s.

Zur Fehlerkorrektur wurden der Golay- und Reed-Solomon-Code implementiert. Der Golay-Code sendet zu jedem Bit ein zusĂ€tzliches Korrektur-Bit, so dass die Bandbreite effektiv halbiert wurde. Das Reed-Solomon-Verfahren sendet nur alle 6 Bit ein Korrektur-Bit, so dass er im Falle eines Ausfalls des X-Bands eingesetzt worden wĂ€re, um mit dem wesentlich langsameren S-Band noch praktikable Transferraten zu erreichen. Trotz der im Vergleich zu frĂŒheren Missionen deutlich höheren Datenraten kam es zu spĂŒrbar weniger Übertragungsfehlern. Es folgt eine Tabelle mit den genauen Kenndaten der einzelnen Kommunikationssubsysteme.

Blockschaltbild des Kommunikationssystems
Bezeichnung Anzahl Energiebedarf Masse
Passiver Transponder 2 k. A. 4,7 kg
EmpfÀnger 1 4,3 W k. A.
Antennen-Kontrollsystem
und -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 SchaltverstÀrker 1 bis 91,2 W 5,0 kg
S-Band TWT-VerstÀrker 1 bis 86,4 W 5,1 kg
X-Band TWT-VerstÀrker 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

Voyager Golden Record

Voyager Golden Record
→ Hauptartikel: Voyager Golden Record

Bei „Voyager Golden Record“ handelt es sich um eine Datenplatte, die aus Kupfer besteht und mit Gold ĂŒberzogen wurde (ein Schutz vor Korrosion). Auf ihr sind Bild- und Audio-Informationen ĂŒber die Menschheit gespeichert. Auf der Vorderseite befindet sich unter anderem eine Art Gebrauchsanleitung und eine Karte, die die Position der Erde in Relation zu 14 Pulsaren zeigt.

Flugsteuerung

Zur Lageregelung und Kurskontrolle der Sonde werden acht voll redundante SchubdĂŒsen mit je 0,89 Newton Schub eingesetzt, die durch die katalytische Zersetzung von Hydrazin den nötigen RĂŒckstoß erzeugen. Der entsprechende Tank besteht aus glasfaserverstĂ€rktem Kunststoff und befindet sich in der Mitte der zentralen Zelle. Er fasst 90 kg Hydrazin und muss beheizt werden, damit dieses nicht gefriert. FĂŒr die Regelung der Rollachse stehen vier weitere SchubdĂŒsen zur VerfĂŒgung, die einen Schub von je 22,2 Newton liefern. Die genauen Steuerimpulse werden vom AACS-Computer berechnet.

Wissenschaftliche Instrumente

Aufbau und Instrumente von Voyager 2
Die Scanplattform im Detail

Voyager 2 trĂ€gt insgesamt elf wissenschaftliche Instrumente mit einer Gesamtmasse von 104,8 kg, was erheblich mehr ist als bei frĂŒheren 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, prĂ€zise 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 21,5 115.200
Infrared Interferometer Spectrometer (IRIS) 19,57 12,0 1.120
Low-Energy Charged Particles (LECP) 7,50 3,8
Photopolarimeter System (PPS) 2,55 0,7 0,6 – 1.023
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 – 115.200
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)

Das Cosmic Ray System

Dieses Instrument dient zur Untersuchung des Sonnenwindes und der StrahlungsgĂŒrtel der Planeten, insbesondere dem von Jupiter. Es besteht aus drei TeilchenzĂ€hlern, die Winkel, Anzahl und Energie von auftreffenden Teilchen zĂ€hlen. Der Detektor fĂŒr hochenergetische Teilchen (HET) kann Protonen und Ionen mit den Ordnungszahlen von 1 bis 30 (Wasserstoff bis Zink) im Energiebereich 6 bis 500 MeV pro Nukleon erfassen. Teilchen dieser Art wirken stark schĂ€digend auf elektronische Bauteile, weswegen die Ergebnisse fĂŒr zukĂŒnftige Missionen von großer Bedeutung waren. Das HET setzt sich aus insgesamt elf Sensoren zusammen, die aus der Eindringtiefe von Teilchen deren Energie ermitteln können. Die Abweichung in der Messung liegt bei fĂŒnf bis sieben Prozent. Der Elektronendetektor (TET) arbeitet nach dem gleichen Prinzip und kann Elektronen im Energiebereich von 3 bis 110 MeV erfassen. Auch der Detektor fĂŒr Teilchen mit niedriger Energie (LET) berechnet die Energie mit Hilfe der ermittelten Eindringtiefe und erfasst Teilchen im Bereich von 1,8 MeV bis 30 MeV.

Imaging Science System (ISS)

Das NAC (oben) und das WAC (unten)

Das ISS fasst zwei optische Kameras zusammen, die im Bereich des sichtbaren und ultravioletten Lichts arbeiten, nĂ€mlich einer Schmalwinkel-Tele-Kamera (NAC) und einer Weitwinkel-Kamera (WAC). Beide Instrumente können Bilder 0,005 bis 61 Sekunden lang belichten.

Die Tele-Kamera verfĂŒgt ĂŒber ein Cassegrain-Teleskop mit einer Öffnung von 176,5 mm und einer Brennweite von 1500 mm. Die Transmission der Optik betrĂ€gt 60 % und die theoretische Auflösung liegt bei 1,18 Bogensekunden. Zur Bildaufnahme kommt eine 11 mm große Videoconröhre auf Selensulfid-Basis zum Einsatz. Der Zoomfaktor liegt bei 135, die Auflösung betrĂ€gt 800 × 800 Pixel (entspricht 9,1 mrad). Der Sensor arbeitet im Spektralbereich 320 bis 620 nm (Farbbereich Blau bis GrĂŒn) und ist zur Gewinnung von Farb- und Falschfarben-Aufnahmen mit Orange-, GrĂŒn-, Blau-, Violett- und UV-Filtern ausgerĂŒstet. Die Kamera wiegt 22,06 kg und hat die Maße 25 cm × 25 cm × 98 cm.

Die Weitwinkel-Kamera verwendet ein Petzval-Linsenteleskop mit einer Brennweite von 202 mm und einem Durchmesser von 57,2 mm. Es besteht aus sechs strahlungsgehĂ€rteten Linsen, von denen eine zum Staubschutz dient. Die Transmission der Optik betrĂ€gt 84 %, und die theoretische Auflösung liegt bei 2,87 Bogensekunden. Der Zoomfaktor ist 18, wobei derselbe Sensor wie beim NAC zum Einsatz kommt. Der einzige Unterschied liegt im etwas geringeren Spektralbereich (400–620 nm), der durch die Filtereigenschaften der Linsen bedingt ist. Die WAC benutzt ebenfalls alle Filter der Tele-Kamera mit Ausnahme des UV-Filters. ZusĂ€tzlich sind noch Spezialfilter zur Erkennung von Natrium und Methan vorhanden. Die Kamera wiegt 13,30 kg und hat die Maße 20 cm × 20 cm × 55 cm.

Um die Bildsensoren, die bei beiden Kameras identisch sind, komplett auszulesen, werden mindestens 48 Sekunden benötigt. Es gibt ebenfalls Modi, die diese Zeit um das 10-Fache erhöhen können. Um ein schnelles Auslesen zu ermöglichen, können nur 10 % der Pixel ausgelesen werden. Die Digitalisierung erfolgt mit 8 Bits, was nur 256 Graustufen ermöglicht.

Infrared Interferometer Spectrometer (IRIS)

Das IRIS bestimmt Temperatur und AtmosphĂ€renstruktur von Planeten und Monden durch die Auswertung ihrer Infrarot-Emissionen. Insbesondere sollte es das Wasserstoff-Helium-VerhĂ€ltnis auf Jupiter und Saturn messen. Es handelt sich um ein Cassegrain-Teleskop mit einem Durchmesser von 50,0 mm, einer Brennweite von 303,5 mm und einem Gesichtsfeld von 0,25°. Es sind zwei Sensoren angeschlossen: ein Interferometer/Spektrometer und ein Radiometer. Ersteres arbeitet im Spektralbereich von 2,5–50 Â”m und erreicht eine Auflösung von 0,094 ”m. Das Radiometer ermittelt die WĂ€rme von beobachteten Objekten und nutzt hierfĂŒr den Spektralbereich von 0,33 bis 2 Â”m. Als Referenz dient eine Neon-Strahlungsquelle, die Infrarotstrahlung bei 0,58 Â”m aussendet. Das IRIS ist mit den beiden Kameras des ISS synchronisiert und liefert fĂŒr eine 48-Sekunden-Aufnahme (1-fache Auslesegeschwindigkeit) sechs Messwerte.

Low-Energy Charged Particles (LECP)

Das LECP-Instrument

Dieses Instrument dient zur Untersuchung von Teilchen mit niedriger elektrischer Ladung und ergĂ€nzt somit das CRS, das Teilchen mit hoher Ladung untersucht. Zur Messung werden zwei Sensoren eingesetzt: das „Low Energy Particle Teleskop“ (LEPT) und der „Low Energy Magnetospheric Particle Analyzer“ (LEMPA). Sie untersuchen die Wechselwirkungen von Teilchen mit den Magnetfeldern von Monden und Planeten sowie die kosmische Strahlung und Sonnenwinde.

Das LEPT arbeitet nur in der NĂ€he von Planeten und Monden. Es analysiert Elektronen im Energiebereich von 0,01 bis 11 MeV und Protonen von 0,015 bis 150 MeV, wobei 10−5 bis 1012 Teilchen pro Sekunde erfasst werden können. Das LEMPA erfasst Alphateilchen, Ionen und Protonen im Energiebereich 0,05 bis 30 MeV. Die beiden Sensoren sind ĂŒbereinander angebracht, so dass sie stets denselben Bereich untersuchen. Sie haben ein Gesichtsfeld von 45° und können mittels eines 8-Schrittmotors um 360° gedreht werden, was mindestens 48 Sekunden dauert. Der Motor sollte mindestens 500.000-mal eine volle Drehung durchfĂŒhren können, was fĂŒr den damaligen Stand der Technik bereits sehr ambitioniert war. Trotz der erwarteten Abnutzungsprobleme hatte er bis zum Jahr 2008 ĂŒber 5 Millionen Drehungen erfolgreich durchgefĂŒhrt. Zur Messung kommen verschiedene Sensorentypen zum Einsatz: Halbleiterdetektoren mit einer Dicke von 2 bis 2450 Â”m, acht TeilchenzĂ€hler mit einer Auflösung von 24 Bit und ein Pulshöhenanalysator mit 256 KanĂ€len. Die Kalibrierung erfolgt mit einer schwach radioaktiven Quelle.

Photopolarimeter System (PPS)

Das PPS misst Polarisierungseffekte, die oft durch Wechselwirkungen von Licht mit Materie entstehen. Da sich jeder Stoff in dieser Hinsicht anders verhĂ€lt, sind somit RĂŒckschlĂŒsse auf die chemische Struktur von PlanetenoberflĂ€chen, Ringsystemen und AtmosphĂ€ren möglich. Das PPS besitzt ein Cassegrain-Teleskop mit einem Durchmesser von 20,32 cm, einer Brennweite von 280 mm und einem variablen Gesichtsfeld von 0,12° bis 3,5°. Es untersucht die Polarisation des Lichts in acht Frequenzbereichen von 0,235 bis 0,75 Â”m. Als Sensor dient eine Photomultiplierröhre mit einer Tri-Alkali-Photokathode. Das einfallende Licht kann durch bis zu acht verschiedene Filter geleitet werden. Ein kompletter Arbeitszyklus, bei dem 40 Messungen mit unterschiedlichen Polarisations- und Filtereinstellungen durchgefĂŒhrt werden, dauert 24 Sekunden.

Plasma Spectrometer (PLS)

Das PLS untersucht das Verhalten des Sonnenwindes und von heißen, ionisierten Gasen im offenen Weltraum sowie deren Wechselwirkungen mit den Magnetfeldern der Planeten. Es analysierte auch das Plasmafeld um den Jupitermond Io und ist in der Lage, die Grenze der Heliopause zu bestimmen. Hierzu verwendet es zwei Sensoren, die nach dem Prinzip der Faradayschen Gesetze arbeiten. Ein Detektor ist auf die Erde ausgerichtet und kann Elektronen im Energiebereich von 4 bis 6 keV erfassen, der andere steht senkrecht zu ihm und misst im Bereich von 5 bis 10 keV.

Plasma Wave System (PWS)

Das PWS/PRA-Instrument und seine Antennenanlage

Dieses Instrument fĂ€llt besonders durch seine beiden 10 Meter langen Antennen auf, die im 90°-Winkel von der zentralen Zelle wegfĂŒhren. Sie haben einen Durchmesser von je 1,27 cm und sind aus einer Beryllium-Kupfer-Legierung gefertigt. Das PWS benutzt sie als Dipolantenne, die eine effektive LĂ€nge von 7 m hat. Das Instrument untersucht die Wechselwirkungen von Teilchen mit den Magnetfeldern der Planeten und die elektrische Komponente von Plasmawellen im Frequenzbereich von 0,015 bis 56 kHz. Der EmpfĂ€nger (mit vorgeschaltetem 40-dbi-VerstĂ€rker) bietet 16 verschiedene KanĂ€le, wobei vorher ein Rauschfilter die Störungen durch die Wechselspannung der Bordsysteme bei 2,4 und 7,2 kHz eliminiert.

Ein Teil des PWS ist ein Frequenzanalysator, der alle vier Sekunden ein komplettes Spektrum erstellen kann. FĂŒr den unteren Frequenzbereich betrĂ€gt die Bandbreite ±15 %, fĂŒr den hohen Bereich ±7,5 %. Die Datenrate ist mit 32 Bit/s sehr niedrig. Der andere Teil des PWS ist ein Wellenformanalysator, der eine wesentliche Neuerung in der damaligen Raumfahrt war. Die Analyse von Wellenformen erfordert eine verhĂ€ltnismĂ€ĂŸig hohe Anzahl an Messwerten (28.800 pro Sekunde), was in einer sehr hohen Datenrate von 115.200 Bit/s resultiert. Da diese Daten nicht komprimiert oder beschnitten werden können, war man nach dem Verlassen des Jupitersystems wegen der immer geringeren Übertragungsbandbreite gezwungen, die Messungen erst auf den Bandlaufwerken zwischenzuspeichern und spĂ€ter zu versenden.

Planetary Radio Astronomy (PRA)

Dieses Instrument verwendet die beiden Antennen des PWS als Monopol. Es empfĂ€ngt Radiowellen von Planeten im Frequenzbereich von 20,4 bis 1300 kHz und 2,3 bis 40,5 MHz.

Radio Science (RSS)

Das RSS benutzt ebenfalls Baugruppen anderer Systeme mit, in diesem Fall die des Kommunikationssystems. Es kann bei der Kommunikation die Dopplerverschiebung der empfangenen Signale messen und so RĂŒckschlĂŒsse auf die Masse von nahe gelegenen Planeten und Monden ziehen. In einem anderen Betriebsmodus werden X- und S-Band gleichzeitig eingesetzt, um unterschiedliche Frequenzverschiebungen beim Durchqueren von AtmosphĂ€ren oder Staubwolken zu ermitteln. Aus den gewonnenen Daten kann deren Struktur und chemische Zusammensetzung ermittelt werden. Allerdings ist in diesem Modus keine Kommunikation möglich. FĂŒr gute Messergebnisse ist eine hoch stabile Sendefrequenz unerlĂ€sslich, weswegen ein besonders stabiler Oszillator eingebaut wurde, der auch nach langer Zeit immer noch eine sehr exakte Frequenz produzieren kann.

Triaxial Fluxgate Magnetometer (MAG)

Das MAG besteht aus vier Sensoren, die Magnetfelder unterschiedlicher StĂ€rke in drei Richtungen messen. Zwei davon sind nahe an der Sonde angebracht und messen starke Magnetfelder bis zu einer StĂ€rke von 2 mT (1/10000stel des Erdmagnetfeldes) mit einer Genauigkeit von 6 pT. Die beiden Sensoren fĂŒr schwache Magnetfelder sind an einem auffĂ€lligen, 13 m langen Ausleger befestigt, der aufgrund einer sehr leichten Berylliumlegierung nur 2,3 kg wiegt. Der große Abstand ist nötig, um Störungen durch das Magnetfeld der Sonde, deren Elektronik und die Radionuklidbatterien zu reduzieren. Die Empfangsschwelle liegt bei 0,5 mT bei einer Genauigkeit von 2 pT.

Ultraviolet Spectrometer (UVS)

Seitlicher Querschnitt durch das UVS

Dieses Instrument fĂŒhrt dieselben Analysen durch wie das IRIS, allerdings im hohen Ultraviolett-Frequenzbereich von 40 bis 160 nm. Es besitzt im Wesentlichen zwei Betriebsmodi. Zum einen kann es Strahlungsquellen in der AtmosphĂ€re von Monden und Planeten ausmachen, zum anderen kann es das spezifische Verhalten von externer UV-Strahlung (zum Beispiel der Sonne) beim Durchwandern von AtmosphĂ€ren analysieren. Das UVS war aber auch sehr wichtig, wenn sich die Sonde nicht in der NĂ€he von Himmelskörpern befand. Zu jener Zeit war kein Teleskop, weder auf der Erde noch im Weltraum, vorhanden, das den extrem hohen UV-Bereich abdeckte. Daher wurde dieses Instrument auch fĂŒr viele andere wissenschaftliche Beobachtungen eingesetzt.

Ablauf der Mission

Start und Marschflug zu Jupiter

Start von Voyager 2

Voyager 2 wurde am 20. August 1977 vom Launch Complex 41 auf Cape Canaveral mit einer Titan-IIIE-Centaur-Rakete gestartet. Damit lag sie 16 Tage vor ihrer Schwestersonde Voyager 1.

Schon bald nach dem Start stellte man fest, dass sich die Sensorplattform zuerst nicht ausfahren ließ. Nach vielen Versuchen gelang dies doch, allerdings hatte man bemerkt, dass man nach dem Start 207 Tage lang nicht mehr mit der Sonde kommuniziert hatte. Die Ursache dafĂŒr war die Überlastung des Bodenteams, da zur gleichen Zeit das Galileo-Projekt vorbereitet wurde, wodurch viele Ressourcen aus dem Voyager-Programm abgezogen wurden. Das CCS interpretierte die ausbleibenden Signale als Fehlfunktion des PrimĂ€rsenders und schaltet am 2. April 1978 auf den Reservesender um. Bei diesem war allerdings ein Bauteil zur automatischen Anpassung der Sende- und Empfangsfrequenz defekt. Dies war nötig, da die Relativgeschwindigkeit zwischen Erde und Raumsonde unterschiedlich war, je nachdem wo sich die Erde auf ihrer Bahn um die Sonne gerade befand, was zu einem Dopplereffekt fĂŒhrte. Da das defekte Bauteil die Frequenzverschiebungen nicht mehr kompensierte, brach die Funkverbindung sehr hĂ€ufig ab. Man sendete also am 6. April einen Befehl, der den PrimĂ€rsender wieder aktivierte. Dieser war aber mittlerweile vollstĂ€ndig ausgefallen und so musste man den teildefekten Reservesender wieder in Betrieb nehmen. Man löste das Problem des Dopplereffektes, indem man ihn vorausberechnete und die Übertragungsfrequenz dann manuell einstellte. Da Voyagers EmpfĂ€nger nur eine Bandbreite von 96 Hertz aufwies, konnten geringste Abweichungen in der Frequenzerzeugung zu einem Verbindungsabbruch fĂŒhren. Schon eine ErwĂ€rmung der Sonde von 0,25 K konnte eine ausreichend hohe Abweichung hervorrufen, weswegen der Temperaturkontrolle noch höhere PrioritĂ€t beigemessen wurde.

Am 23. Februar 1978 stellte man wĂ€hrend eines Tests der Scanplattform fest, dass ein Zahnrad klemmte und eine korrekte Ausrichtung verhinderte. WĂ€hrend der folgenden drei Monate kam man zu dem Schluss, dass sich ein weicher Fremdkörper, wahrscheinlich ein StĂŒck Isolationsfolie, zwischen den ZahnrĂ€dern befand. Durch mehrmaliges Aktivieren der Elektromotoren konnte dieser schließlich zerrieben und die Scanplattform wieder einsatzfĂ€hig gemacht werden.

Da Voyager 1 eine etwas höhere Startgeschwindigkeit aufwies (15,0 km/s gegenĂŒber 14,5 km/s), konnte sie Voyager 2 am 15. Dezember in einer Entfernung von 1,75 AE ĂŒberholen.

Jupiter

Als Voyager 2 am 25. April 1979 im Jupitersystem ankam, löste sie ihre Schwestersonde Voyager 1 beinahe nahtlos ab, welche am 13. April ihre Beobachtungen einstellte. Die Flugbahn von Voyager 2 war so gewĂ€hlt, dass sie einige Monde von jener Seite untersuchen konnte, welche Voyager 1 verborgen geblieben war. Auch die neu entdeckten Ringe und die Nachtseite von Jupiter sollten genauer untersucht werden. Es wurden die Monde Amalthea, Io, Europa, Kallisto und Ganymed erkundet, alle noch vor der Jupiterpassage. Dabei konnten auch Messungen mittels des PPS-Instruments durchgefĂŒhrt werden, das bei Voyager 1 ausgefallen war. WĂ€hrend der zweitĂ€gigen PrimĂ€rphase nahe der Monde und beim Jupiter erhielt die Sonde durchgĂ€ngig UnterstĂŒtzung durch die 64-m-Antennen des Deep Space Networks, wodurch die maximale Datenrate von 115 kbit/sec erreicht werden konnte. Als Voyager 2 am 5. August das Jupitersystem verließ, hatte sie 13.350 Bilder zur Erde gesendet und den Planeten in einer Distanz von 643.000 km passiert. Durch das Fly-by-Manöver wurde die Sonde auf 16 km/s beschleunigt und befand sich nun auf dem Kurs zu Saturn.

Saturn

Es zeigte sich, dass Saturn sehr hohe Windgeschwindigkeiten aufwies, insbesondere in ÄquatornĂ€he, wo Voyager 2 Geschwindigkeiten von bis zu 500 Meter pro Sekunde messen konnte. Sie wehen hauptsĂ€chlich in östlicher Richtung, werden mit zunehmenden Breitengraden langsamer und ab 35° Nord/SĂŒd dreht die Richtung auf West. Voyager 2 konnte auch eine sehr starke Symmetrie der WindverhĂ€ltnisse zwischen dem nördlichen und sĂŒdlichen Teil Saturns feststellen, was einige Wissenschaftler als Hinweis auf Strömungen durch das Planeteninnere werteten. Die Sonde konnte aufgrund ihrer Flugbahn auch die obere AtmosphĂ€re des Planeten mittels des RSS-Instruments untersuchen. An der OberflĂ€che wurde eine minimale Temperatur von 82 Kelvin (-191 C°) bei einem Druck von 70 Millibar gemessen. Bei der grĂ¶ĂŸtmöglich messbaren Tiefe herrschte eine Temperatur von 143 Kelvin (-130 C°) bei einem Druck von 1200 Millibar. Es wurden auch Polarlicht-Ă€hnliche PhĂ€nomene nördlich des 65sten Breitengrades entdeckt und im UV-Bereich in den mittleren Breitengraden. Letzteres tritt nur bei Sonneneinstrahlung auf und gibt immer noch RĂ€tsel auf, da die geladenen Teilchen der Sonne zumindest auf der Erde nur in den Polarregionen auftreten und nicht in mittleren Breitengraden.

Uranus

Uranus in Echtfarben

Bereits im FrĂŒhjahr 1981 wurden die ersten Korrekturmanöver durchgefĂŒhrt, um Voyager 2 zu Uranus zu bringen. Dies war ursprĂŒnglich nicht vorgesehen gewesen, da die Sonde bei der Ankunft bereits 8 Jahre alt sein wĂŒrde, also das Doppelte der prognostizierten Lebensdauer. Interne Studien nahmen an, dass nur eine 65 %ige Chance bestand, dass Voyager 2 Uranus funktionsfĂ€hig erreichen wĂŒrde. Aufgrund der stark begrenzten RechenkapazitĂ€ten der Sonde war auch viel Arbeit am Boden nötig, was pro Jahr Kosten von ca. 30 Millionen US-Dollar verursachte. Trotz dieser UmstĂ€nde bewilligte die NASA eine WeiterfĂŒhrung der Mission, vor allem weil es zu jener Zeit außer den beiden Voyager-Sonden nur noch eine weitere aktive Planetensonde gab: Viking 1.

Als die Sonde am 4. November 1985 ihre Beobachtungen begann, war die Software bereits massiv ĂŒberarbeitet worden. Ein Projektwissenschaftler drĂŒckte dies so aus: „Die Sonde, die Uranus erreicht, ist nicht dieselbe, welche die Erde verlassen hat“. Dies war nötig, da offiziell nie geplant gewesen war, die Sonde nach Saturn weiterzubetreiben. Im Wesentlichen gab es drei große Probleme: die extrem geringe Datenrate aufgrund der großen Entfernung (vier mal niedriger als bei Saturn), die verminderte Energieabgabe der Radionuklidbatterien von nur noch 400 Watt (420 Watt waren fĂŒr den Vollbetrieb notwendig) und die geringe LichtstĂ€rke, die lĂ€ngere Belichtungszeiten erforderte und somit die Gefahr von unscharfen Bildern erhöhte.

Falschfarbenaufnahme von Uranus’ Ringen

Das Problem der DatenĂŒbertragung ging man von zwei Seiten an: Zum einen wurde das Datenvolumen reduziert, zum anderen wurde der Empfang verbessert. Letzteres erreichte man durch den zusĂ€tzlichen Einsatz von weiteren Empfangsantennen. Normalerweise wurde die Telemetrie ĂŒber eine 64m-Antenne des DSN abgewickelt, welche eine Datenrate von 7,2 bis 9,6 kbit/sec ermöglichte. Dies war aber nicht genug, um die große Menge an wissenschaftlichen Daten bei der Uranuspassage zu bewĂ€ltigen. Daher wurden eine weitere 34m- und eine 64m-Antenne hinzugeschaltet, sodass eine Datenrate von 21,6 kbit/sec erreicht werden konnte.

Auf der anderen Seite gelang es, das Datenvolumen deutlich zu reduzieren. So ersetzte man den Golay-Fehlerkorrekturcode durch das fortgeschrittenere Reed-Solomon-Verfahren, welches bei Ă€hnlicher Leistung deutlich weniger Bandbreite beanspruchte. Allein durch diese Maßnahme konnte die nutzbare Datenrate um 70 % gesteigert werden. Allerdings hatte diese Vorgehensweise den Nachteil, dass die Hardware fĂŒr die Reed-Solomon-Codierung nicht doppelt vorhanden war, wie es bei der Golay-Codierung der Fall war, und somit die Ausfallsicherheit nicht mehr gegeben war. Bei den sehr großen Bilddateien, die mit Abstand am meisten Bandbreite beanspruchten, wurde nun verlustbehaftete Kompression angewandt. Ein aufwendiges Verfahren wie die Huffman-Kompression war hierfĂŒr aufgrund der sehr begrenzten Rechen- und SpeicherkapazitĂ€ten jedoch nicht zu realisieren. Allerdings konnte man sich die Tatsache zunutze machen, dass der Bildbereich außerhalb der Planetenkanten in den vier Ecken des Bildes praktisch keine relevanten Informationen enthielt. Statt 8 Bits pro Bildpunkt zu senden, wurden jetzt nur noch 3 Bit versendet, welche die Helligkeitsdifferenz zum vorhergehenden Punkt beschrieben. Allerdings musste man auch fĂŒr diese Maßnahme die Ausfallsicherheit reduzieren, und zwar durch den Verzicht auf den Reserve-FDS-Computer, da dieser nun fĂŒr die DurchfĂŒhrung der Kompressionsalgorithmen herangezogen wurde. In der Summe dauerte die Übertragung eines Bildes aus dem Uranussystem nun nur 15 % lĂ€nger (104 Sekunden) als bei Saturn, obwohl die Bandbreite um 75 % gesunken war.

Der stark zerfurchte Mond Miranda

Dem Problem der verminderten Stromversorgung begegnete man mit einem festen Zeitplan, der festlegte, wann welches Instrument aktiv sein durfte. Dieser Plan wurde mit Hilfe von Simulationen erstellt, in denen ermittelt wurde, wann welches Instrument den höchsten Nutzen brachte. Komplizierter gestaltete sich der Umgang mit den langen Belichtungszeiten, die aufgrund der geringen LichtintensitĂ€t nötig waren. Das grĂ¶ĂŸte Problem war hier das Magnetband, welches zur Live-Speicherung der Bilddaten mit Beginn der Belichtung anlief und der Sonde einen kleinen Ruck versetzte, welcher bei einer Belichtungszeit von bis zu 1,44 Sekunden zu deutlicher Schlierenbildung fĂŒhrte. Diesen Effekt wollte man mit dem gezielten Einsatz der SchubdĂŒsen kompensieren. Allerdings durften diese nur 5 Millisekunden betrieben werden, was problematisch war, da die verbauten DĂŒsen laut Spezifikation mindestens 10 ms lang arbeiten mussten, um ordnungsgemĂ€ĂŸ zu funktionieren. Nachdem man den 5-ms-Zyklus an mehreren baugleichen Modellen auf der Erde und schließlich bei Voyager 1 erprobt hatte, zeigte sich aber, dass man das Verfahren problemlos bei Voyager 2 einsetzen konnte.

Sechs Tage vor dem Vorbeiflug gab es noch weitere Probleme bei der BildĂŒbertragung. Auf den komprimierten Bildern tauchten plötzlich helle und dunkle Linien auf. Zur Fehlersuche lud man ein komplettes Speicherabbild aus dem FDS herunter. Dabei stellte man fest, dass eine Speicherzelle eine 1 statt der korrekten 0 beinhaltete. Da die Speicherzelle auf keine Befehle reagierte, modifizierte man die Software, um den Fehler zu korrigieren. Vier Tage vor dem Vorbeiflug funktionierte das Bildsystem wieder ordnungsgemĂ€ĂŸ.

Neptun

Der Planet Neptun

Nach dem Verlassen des Uranus-Systems stellte sich schnell die Frage nach der genauen Flugbahn, die Voyager 2 bei der anstehenden Passage von Neptun einschlagen sollte. Da nach Neptun kein weiteres Ziel mehr angeflogen werden sollte, konnte aus vielen möglichen Bahnen jede gewĂ€hlt werden. Jede Route hatte hinsichtlich der Beobachtung ihre eigenen Vor- und Nachteile, so dass die einzelnen Teams versuchten, fĂŒr ihr Ressort die jeweils beste Bahn durchzusetzen. Die AtmosphĂ€ren-Abteilung verlangte einen möglichst nahen Vorbeiflug, die Planetenwissenschaftler wollten Voyager 2 möglichst nah an den einzigen erreichbaren Mond Triton heranfĂŒhren und die Abteilung fĂŒr Teilchen- und Strahlungsmessung bevorzugte einen eher entfernten Vorbeiflug. Am Ende einigte man sich auf einen Kompromiss, welcher auch die zwischenzeitlich neu entdeckten Ringe einschloss, der die Sonde auf bis zu 4800 km an Neptun heranfĂŒhren sollte und eine Passage von Triton in einer Entfernung von 38.500 km vorsah. Die Route wurde im Sommer 1986 freigegeben und am 14. Februar 1987 wurden die SchubdĂŒsen fĂŒr eineinhalb Stunden aktiviert, was die Sonde endgĂŒltig auf ihren Kurs zu Neptun brachte. Da das Neptun-System kaum erforscht war, speicherte man auch einen Befehlssatz fĂŒr einen Notfallkurs, falls unvorhergesehene Gefahren die Sonde ernsthaft bedrohen sollten.

Bei der Übertragung der wissenschaftlichen Daten stellte sich dasselbe Problem wie bei der Uranus-Passage, wobei die Distanz nochmals deutlich angestiegen war. Um dem abermals deutlich gesunkenen Empfangspegel, bedingt durch die große Entfernung und die schwĂ€chere Stromversorgung der Sonde (370 Watt, 30 Watt weniger als bei Uranus), entgegenzuwirken, wurden die Empfangsanlagen auf der Erde weiter verbessert. Dies umfasste folgende Maßnahmen:

  • RauschĂ€rmere EmpfĂ€nger an den DSN-Antennen (+ 55 % Empfangspegel)
  • VergrĂ¶ĂŸerung der 64-m-Antennen auf 70 Meter Durchmesser
  • Zusammenschalten der Antennen in Canberra (teilweise auch eine zusĂ€tzliche 64-m-Antenne in Usuda)
  • Zusammenschalten der Antennen von Goldstone mit denen des Very Large Array
Falschfarbenaufnahme von Neptun

Durch diese Maßnahmen konnten Datenraten von 19 bis 22 kBit/sec erreicht werden. DarĂŒber hinaus verbesserten sie die Auswertung des S-Band-Experiments, da der Empfangspegel erst spĂ€ter unter ein kritisches Niveau sank, so dass man tiefer in die AtmosphĂ€re von Neptun blicken konnte.

Bei den Beobachtungen musste das Missionsteam mit noch grĂ¶ĂŸeren EinschrĂ€nkungen arbeiten als bei Uranus. Durch das um 30 Watt niedrigere Energieniveau konnten noch weniger Instrumente parallel betrieben werden. Um dies einzuhalten, maß eine Software den momentanen Stromverbrauch und schaltete beim Überschreiten der Grenzwerte Instrumente ab. Aufgrund der großen Entfernung stiegen auch die Signallaufzeiten, so dass die Sonde zunehmend autonom arbeiten musste. Man erstellte daher auf Basis der Bahndaten, die zeitnah gewonnen wurden, um möglichst genaue Berechnungen zu ermöglichen, mehrere BefehlssĂ€tze fĂŒr die jeweiligen Flugphasen und sandte sie zur Sonde.

Dies war vor allem durch weiteren Verzicht auf redundante Computersysteme möglich, so dass fĂŒr neue Funktionen auch ausreichend Speicherplatz und VerarbeitungskapazitĂ€t zur VerfĂŒgung stand. Gemessen an ihrem Alter und der offiziell prognostizierten Lebensdauer war Voyager 2 in einem bemerkenswert guten Zustand. Neben dem bereits frĂŒh ausgefallen PrimĂ€rsender waren lediglich einige Speicherblöcke in den beiden FDS-Computern defekt und beim PPS-Instrument waren einige Filter ausgefallen.

Am 6. Juni 1989 begann die aktive Neptun-Phase der Sonde, 80 Tage vor dem Vorbeiflug. Die intensive Beobachtung des Neptun-Systems begann dann zwei Monate spĂ€ter, am 6. August, 20 Tage vor dem Vorbeiflug. Dieser erfolgte dann am 26. August in einer Entfernung von 4828 km. Die Beobachtungsphase endete am 2. Oktober 1989, nachdem ĂŒber 9000 Bilder ĂŒbertragen wurden.

Der Mond Triton

Bereits am 18. MÀrz, noch gut drei Monate vor der aktiven Phase, konnten intensive, schmalbandige Radiosignale von Neptun aufgefangen werden und so seine innere Rotationsgeschwindigkeit bestimmt werden. WÀhrend der PrimÀrphase konnten durch sehr lange belichtete Aufnahmen auch die Ringe Neptuns gefunden werden, deren Existenz man zuvor nur vermuten konnte. Bei Messungen des Magnetfelds stellte sich dieses als deutlich schwÀcher heraus als das von Uranus.

Beim Flug durch das Neptun-System konnte Voyager 2 gleich neun neue Monde finden, da erdgebundene Beobachtungen eines solch entfernten Planeten zu jener Zeit nur sehr begrenzt möglich waren. Da diese Monde noch nicht bekannt waren, konnte man das Beobachtungsprogramm nicht entsprechend anpassen. Nur Proteus wurde frĂŒh genug entdeckt, um noch detaillierter beobachtet werden zu können. Der bereits vorher bekannte Triton konnte hingegen sehr genau untersucht werden und war ein Kernpunkt der wissenschaftlichen Mission. Als Erstes konnte Voyager 2 dessen GrĂ¶ĂŸe exakt bestimmen. In der Literatur nahm man damals einen Durchmesser von 3800 bis 5000 km an, was sich allerdings als falsch herausstellte: Die Messungen ergaben einen Durchmesser von 2760 km. Tritons OberflĂ€che zeigte kaum Einschlagskrater und hatte ein eher geriffeltes Profil ohne große HöhenauffĂ€lligkeiten. Vorherrschende Farben waren Braun und Weiß. Letzteres ist ein Resultat der vulkanischen AktivitĂ€ten auf dem Mond. Geysire schleudern große Menge flĂŒssigen Stickstoffs in die Höhe, welcher dann bei -210° C gefriert und als weißer Stickstoffschnee auf der OberflĂ€che niedergeht. Die AtmosphĂ€re Tritons wurde mit dem RSS-Instrument untersucht, wobei auf Bodenniveau nur ein Druck von 10 bis 14 Millibar herrschte.

Aktueller Status

Sonde

Stand: 24. September 2010[2]

Kilometer Astronomische Einheit Lichtjahre
Distanz zur Sonne 13.962.000.000 km 93,33 AE 0,001476 Lj
ZurĂŒckgelegte Strecke 21.323.000.000 km 142,54 AE 0,002254 Lj
Geschwindigkeit relativ
zur Sonne
15,475 km/s 3,262 AE/Jahr 0,00005158 Lj/Jahr
  • Aktuelle Position:[3] (Prognose bis 2015)
  • Signallaufzeit (hin und zurĂŒck): 25 Stunden, 48 Minuten, 12 Sekunden
  • Verbleibender Treibstoff: 27,68 kg
  • Leistung der Radionuklidbatterien: 273,6 Watt (etwa 42 % Leistungsverlust)
  • Datenrate Echtzeit: 0,016 kbit/s (mit 34 m-Antennen des DSN)
  • Datenrate maximal: 1,4 kbit/s (mit 70 m-Antennen des DSN, Stand 1999)

Instrumente

Stand: 2008[4][5]

Instrument Status Anmerkungen
CRS Aktiv
ISS Deaktiviert
IRIS Deaktiviert
LECP Aktiv
PPS Deaktiviert
PLS Aktiv
PWS BeschÀdigt HochfrequenzempfÀnger 2002 ausgefallen, Inaktiv
PRA Deaktiviert
RSS Deaktiviert
MAG Aktiv
UVS Deaktiviert

PopulÀrkulturelle Rezeption

Voyager 2 und ihre Schwestersonde Voyager 1 zogen besonders wĂ€hrend ihrer frĂŒhen Missionsphase viel Aufmerksamkeit auf sich, auch in der breiten Öffentlichkeit. Dies ist vor allem auf das außergewöhnliche Missionsprofil (insbesondere im Hinblick auf die zurĂŒckgelegten Entfernungen) und die fĂŒr damalige VerhĂ€ltnisse qualitativ sehr hochwertigen Farbaufnahmen vielfĂ€ltiger Motive zurĂŒckzufĂŒhren. Auch die Idee des Sendens einer „Botschaft ins All“ mittels der Voyager Golden Record-Platte erregte große Aufmerksamkeit. Der Name „Voyager“ taucht daher in vielen Werken der zeitgenössischen Popkultur auf.

  • Star Trek: Der Film: Eine (in der RealitĂ€t nicht gebaute) sechste Voyager-Sonde entwickelt nach Kontakt mit außerirdischem Leben ein eigenes Bewusstsein und befindet sich auf der Suche nach ihrem Schöpfer.
  • Star Trek: Raumschiff Voyager: Ein fiktives Raumschiff namens USS Voyager ist in einem unbekannten Bereich der Galaxie gestrandet und sucht den Weg zurĂŒck zur Heimat.
  • Mondbasis Alpha 1: Der Mann, der seinen Namen Ă€nderte: Voyager 1 bringt die Bewohner der Mondbasis in Lebensgefahr, da deren fiktiver Queller-Antrieb alles Leben in seiner nĂ€heren Umgebung vernichtet.
  • Akte X, 2. Staffel, Episode Little Green Men: FBI-Agent Fox Mulder hört einen Teil der GerĂ€usche von der Voyager-Golden-Record-Schallplatte, die von dem Arecibo-Radioteleskop aufgefangen wurden.
  • Starman: In der Eröffnungsszene wird Voyager 1 von Außerirdischen abgefangen, die die Schallplatte anschließend abspielen.
  • Kampf um die Erde: In der Roman-Trilogie des Scientology-GrĂŒnders L. Ron Hubbard verwenden Außerirdische die Positionsangaben der Voyager Golden Record, um die Erde zu finden und zu erobern.
  • Auf dem Cover des Albums Long Distance Voyager der Band The Moody Blues sind mehrere Bilder der Voyager-Sonde zu sehen. Es wurde 1981 veröffentlicht.

Literatur

  • Ben Evans: NASA's Voyager Missions. Springer-Verlag, London 2004, ISBN 1-85233745-1.
  • Reiner Klingholz: Voyagers Grand Tour. Smithsonian Institute Press, 2003, ISBN 1-58834124-0.
  • Paul Weissman, Alan Harris: The Great Voyager Adventure: A Guided Tour Through the Solar System. Julian Messner, 1990, ISBN 0-67172538-6.
  • William E. Burrows: Mission to Deep Space: Voyager's Journey of Discovery. W. H. Freeman & Co. Ltd., 1993, ISBN 0-71676500-4.
  • Reiner Klingholz: Marathon im All: Die einzigartige Reise des Raumschiffes Voyager 2. Westerman, Braunschweig 1989, ISBN 3-07-509233-9.

Weblinks

 Commons: Voyager 2 â€“ Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien
 Commons: Voyager-Programm â€“ Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien

Einzelnachweise

  1. ↑ voyager.jpl.nasa.gov - Statusberichte zu den Voyager Raumsonden
  2. ↑ Voyager Mission Operations Status Report # 2010-09-24, Week Ending September 24, 2010
  3. ↑ NASA – Voyager Location in Heliocentric Coordinates; Zugriff am 15. MĂ€rz 2009, englisch.
  4. ↑ Dokument der NASA; Zugriff am 15. MĂ€rz 2009, englisch.
  5. ↑ NASA – Voyager Interstellar Mission 2005; Zugriff am 15. MĂ€rz 2009, englisch.

Wikimedia Foundation.

Schlagen Sie auch in anderen WörterbĂŒchern nach:

  • Voyager-1 — KĂŒnstlerische Darstellung von Voyager im All Missionsziel Untersuchung der Planeten Saturn und Jupiter, sowie deren Monde Auftraggeber 
   Deutsch Wikipedia

  • Voyager 1 — KĂŒnstlerische Darstellung der Voyager Sonde im All NSSDC ID 1977 084A Missionsziel Untersuchung der Planeten Saturn und Jupiter, sowie deren Monde 
   Deutsch Wikipedia

  • Voyager 2 — CaractĂ©ristiques Organisation NASA 
   WikipĂ©dia en Français

  • voyager — [ vwajaʒe ] v. intr. <conjug. : 3> ‱ 1385; de voyage 1 ♩ Faire un voyage. « AprĂšs sa dĂ©mission [Cromwell] voyagea en France » (Voltaire). ⇒ 1. aller, se transporter. Voyager en premiĂšre classe. Voyager de jour, de nuit. Voyager en train, Ă … 
   EncyclopĂ©die Universelle

  • Voyager 1 — Voyager RepresentaciĂłn artĂ­stica de una de las sondas Voyager OrganizaciĂłn NASA Estado Activo Fecha d 
   Wikipedia Español

  • Voyager-2 — Voyager Sonde Voyager 2 ist eine Raumsonde der NASA, die 16 Tage vor Voyager 1 am 20. August 1977 von Launch Complex 41 auf Cape Canaveral mit einer Titan IIIE Centaur Rakete in den Weltraum gestartet wurde (Voyager 1 startete zwar 16 Tage spĂ€ter 
   Deutsch Wikipedia

  • Voyager — may refer to:In technology*LG Voyager, a mobile phone model manufactured by LG Electronics *NCR Voyager, a computer platform produced by NCR Corporation *Voyager (computer worm), a computer worm affecting Oracle databases *Voyager (library… 
   Wikipedia

  • Voyager 2 — Voyager RepresentaciĂłn artĂ­stica de una de las sondas Voyager OrganizaciĂłn NASA Estado Activo Fecha d 
   Wikipedia Español

  • voyager — 1. (vo ia jĂ© ; quelques uns disent voi ia jĂ©. Le g prend un e devant a et o : voyageant, voyageons) v. n. 1°   Faire voyage, aller en pays Ă©loignĂ©. ‱   J employai le reste de ma jeunesse Ă  voyager, Ă  voir des cours et des armĂ©es, Ă  frĂ©quenter des 
   Dictionnaire de la Langue Française d'Émile LittrĂ©

  • Voyager — (engl. „Reisende(r)“) bezeichnet: Moog Minimoog Voyager, einen elektronischen Synthesizer Raumfahrt: Voyager 1 und Voyager 2, Sonden eines US Raumfahrtprogramms das zweite Raumflugzeug der SpaceShipTwo Klasse von Virgin Galactic Verkehr: Chrysler 
   Deutsch Wikipedia


Share the article and excerpts

Direct link

 Do a right-click on the link above
and select “Copy Link”

We are using cookies for the best presentation of our site. Continuing to use this site, you agree with this.