Voyager-Sonden

aus Wikipedia, der freien Enzyklopädie
Wechseln zu: Navigation, Suche
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 baugleiche Raumsonden, die als Voyager 1 und Voyager 2 das äußere Planetensystem durchqueren. Im Rahmen des Voyager-Programms sammeln sie seit 1977 Daten aus dem äußeren Sonnensystem.

Entwicklungsgeschichte[Bearbeiten]

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[1]. Der Bau der beiden Voyager-Sonden begann Mitte 1975.

Aufbau[Bearbeiten]

Die Voyager-Sonden bestehen 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 Sonden wiegen insgesamt 825,5 kg, wovon 104,8 kg auf wissenschaftliche Instrumente entfallen.[2]

Elektronik[Bearbeiten]

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.[2]

Das CCS-Kommunikationssystem sollte erst komplett von den Viking-Sonden übernommen 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 über dem der Viking-Sonden liegt. Der frei aufteilbare Ringkernspeicher hat eine Kapazität 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 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.[2]

Blick auf die Verkabelung der zentralen Zelle
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 denselben Ringkernspeicher wie das CCS, ist aber im Bereich der Rechenleistung 21-mal langsamer. 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 einen Messfehler 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.[2]

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 8.000 Datenworten Kapazität 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 für 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 Verfügung steht. Ein FDS wiegt 16,3 kg und benötigt 10 Watt elektrische Leistung.[2]

Da die gewonnenen Daten aufgrund der beschränkten Übertragungskapazität 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.[2]

Energieversorgung[Bearbeiten]

Zwei der drei Radionuklidbatterien

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 Kernzerfälle verursachte Wärme in elektrische Energie umwandeln können. Die Batterien sind daher je mit 4,5 kg des Isotops Plutonium-238 befüllt, das eine Halbwertszeit von 87,7 Jahren hat und während des Zerfalls α-Strahlen emittiert. Eine einzelne Batterie befindet sich in einem Beryllium-Gehäuse, 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 Verfügung. 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 müssen immer mehr wissenschaftliche Geräte und Funktionen abgeschaltet werden, um genug Energie für die Kontroll- und Kommunikationssysteme bereitzustellen.[2]

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 der α-Teilchen in die Batterieummantelung entsteht und auch aufwändige Abschirmungen bis zu einem gewissen Grad durchdringen kann.[2]

Kommunikation[Bearbeiten]

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 zusammen 44 kg wiegen und nicht parallel betrieben werden können (sie dienen primär als Backup).[2]

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.[2]

Zur Fehlerkorrektur wurden der Golay- und Reed-Solomon-Code implementiert. Der Golay-Code sendet zu jedem Bit ein zusätzliches 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 wäre, um mit dem wesentlich langsameren S-Band noch praktikable Transferraten zu erreichen. Trotz der im Vergleich zu früheren Missionen deutlich höheren Datenraten kam es zu spürbar weniger Übertragungsfehlern.

Blockschaltbild des Kommunikationssystems
Genaue Kenndaten der einzelnen Kommunikationssubsysteme[2]
Bezeichnung Anzahl Energiebedarf Masse
Passiver Transponder 2 k. A. 4,7 kg
Empfänger 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 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[Bearbeiten]

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

Wissenschaftliche Instrumente[Bearbeiten]

Überblick[Bearbeiten]

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 21,5 115.200
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)[Bearbeiten]

Das Cosmic Ray System

Dieses Instrument dient zur Untersuchung des Sonnenwindes und der Strahlungsgürtel der Planeten, insbesondere dem von Jupiter. Es besteht aus drei Teilchenzählern, die Winkel, Anzahl und Energie von auftreffenden Teilchen zählen. Der Detektor für 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 schädigend auf elektronische Bauteile, weswegen die Ergebnisse für zukünftige 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 5 bis 7 Prozent. Der Elektronendetektor (TET) arbeitet nach dem gleichen Prinzip und kann Elektronen im Energiebereich von 3 bis 110 MeV erfassen. Auch der Detektor für 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.[3]

Imaging Science System (ISS)[Bearbeiten]

Das NAC (oben) und das WAC (unten)

Das ISS fasst zwei optische Kameras zusammen, die im Bereich des sichtbaren und ultravioletten Lichts arbeiten, nämlich einer Schmalwinkel-Tele-Kamera (NAC) und einer Weitwinkelkamera (WAC). Beide Instrumente können Bilder 0,005 bis 61 Sekunden lang belichten.[3]

Die Telekamera verfügt über ein Cassegrain-Teleskop mit einer Öffnung von 176,5 mm und einer Brennweite von 1500 mm. Die Transmission der Optik beträgt 60 Prozent und die theoretische Auflösung liegt bei 1,18 Bogensekunden. Zur Bildaufnahme kommt eine 11 mm große Vidiconröhre auf Selensulfid-Basis zum Einsatz. Der Zoomfaktor liegt bei 135, die Auflösung beträgt 800 × 800 Pixel (entspricht 9,1 mrad). Der Sensor arbeitet im Spektralbereich 280 bis 640 nm (UV-B bis rot) und ist zur Gewinnung von Farb- und Falschfarbenaufnahmen mit Orange-, Grün-, Blau-, Violett- und UV-Filtern ausgerüstet. Die Kamera wiegt 22,06 kg und hat die Maße 25 cm × 25 cm × 98 cm.[3]

Die Weitwinkelkamera verwendet ein Petzval-Linsenteleskop mit einer Brennweite von 202 mm und einem Durchmesser von 57,2 mm. Es besteht aus sechs strahlungsgehärteten Linsen, von denen eine zum Staubschutz dient. Die Transmission der Optik beträgt 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 Telekamera mit Ausnahme des UV-Filters. Zusätzlich 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.[3]

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 auch nur 10 % der Pixel ausgelesen werden. Die Digitalisierung erfolgt mit 8 Bit, was nur 256 Graustufen ermöglicht.[3]

Infrared Interferometer Spectrometer (IRIS)[Bearbeiten]

Das IRIS bestimmt Temperatur und Atmosphärenstruktur von Planeten und Monden durch die Auswertung ihrer Infrarot-Emissionen. Insbesondere sollte es das Wasserstoff-Helium-Verhältnis 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 bis 50 µm und erreicht eine Auflösung von 0,094 µm. Das Radiometer ermittelt die Wärme von beobachteten Objekten und nutzt hierfür den Spektralbereich von 0,33 bis 2 µm. Als Referenz dient eine Neon-Strahlungsquelle, die monochromatische Strahlung von 585,2448 nm aussendet. Das IRIS ist mit den beiden Kameras des ISS synchronisiert und liefert für eine 48-Sekunden-Aufnahme (1-fache Auslesegeschwindigkeit) sechs Messwerte.[3]

Low-Energy Charged Particles (LECP)[Bearbeiten]

Das LECP-Instrument

Dieses Instrument dient zur Untersuchung von Teilchen mit niedriger elektrischer Ladung und ergänzt 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.[3]

Das LEPT arbeitet nur in der Nähe 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 übereinander 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 durchführen können, was für den damaligen Stand der Technik bereits sehr ambitioniert war. Trotz der erwarteten Abnutzungsprobleme hatte er bis zum Jahr 2008 über 5 Millionen Drehungen erfolgreich durchgeführt. Zur Messung kommen verschiedene Sensorentypen zum Einsatz: Halbleiterdetektoren mit einer Dicke von 2 bis 2450 µm, acht Teilchenzähler mit einer Auflösung von 24 Bit und ein Pulshöhenanalysator mit 256 Kanälen. Die Kalibrierung erfolgt mit einer schwach radioaktiven Quelle.[3]

Photopolarimeter System (PPS)[Bearbeiten]

Das PPS misst Polarisierungseffekte, die oft durch Wechselwirkungen von Licht mit Materie entstehen. Da sich jeder Stoff in dieser Hinsicht anders verhält, sind somit Rückschlüsse auf die chemische Struktur von Planetenoberflächen, Ringsystemen und Atmosphären 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 µm. 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 durchgeführt werden, dauert 24 Sekunden.[3]

Plasma Spectrometer (PLS)[Bearbeiten]

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.[3]

Plasma Wave System (PWS)[Bearbeiten]

Das PWS/PRA-Instrument und seine Antennenanlage

Dieses Instrument fällt besonders durch seine beiden 10 Meter langen Antennen auf, die im 90°-Winkel von der zentralen Zelle wegführen. 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 Länge 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 Empfänger (mit vorgeschaltetem 40-dbi-Verstärker) bietet 16 verschiedene Kanäle, wobei vorher ein Rauschfilter die Störungen durch die Wechselspannung der Bordsysteme bei 2,4 und 7,2 kHz eliminiert.[3]

Ein Teil des PWS ist ein Frequenzanalysator, der alle vier Sekunden ein komplettes Spektrum erstellen kann. Für den unteren Frequenzbereich beträgt die Bandbreite ±15 %, für 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 verhältnismäßig 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 später zu versenden.[3]

Planetary Radio Astronomy (PRA)[Bearbeiten]

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

Radio Science (RSS)[Bearbeiten]

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 Rückschlüsse 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 Atmosphären oder Staubwolken zu ermitteln. Aus den gewonnenen Daten kann deren Struktur und chemische Zusammensetzung ermittelt werden. Allerdings ist in diesem Modus keine Kommunikation möglich. Für gute Messergebnisse ist eine hoch stabile Sendefrequenz unerlässlich, weswegen ein besonders stabiler Oszillator eingebaut wurde, der auch nach langer Zeit immer noch eine sehr exakte Frequenz produzieren kann.[3]

Triaxial Fluxgate Magnetometer (MAG)[Bearbeiten]

Das MAG besteht aus vier Sensoren, die Magnetfelder unterschiedlicher Stärke in drei Richtungen messen. Zwei davon sind nahe an der Sonde angebracht und messen starke Magnetfelder bis zu einer Stärke von 2 mT mit einer Genauigkeit von 6 pT (1/10000stel des Erdmagnetfeldes). Die beiden Sensoren für schwache Magnetfelder sind an einem auffälligen, 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.[3]

Ultraviolet Spectrometer (UVS)[Bearbeiten]

Seitlicher Querschnitt durch das UVS

Dieses Instrument führt 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 Atmosphäre von Monden und Planeten ausmachen, zum anderen kann es das spezifische Verhalten von externer UV-Strahlung (zum Beispiel der Sonne) beim Durchwandern von Atmosphären analysieren. Das UVS war aber auch sehr wichtig, wenn sich die Sonde nicht in der Nähe 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 für viele andere wissenschaftliche Beobachtungen eingesetzt.[3]

Voyager Golden Record[Bearbeiten]

Voyager Golden Record
Hauptartikel: Voyager Golden Record

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

Quellen[Bearbeiten]

  1. Bernd Leitenberger: Voyagers Mission: Die Geschichte
  2. a b c d e f g h i j k l Voyagers: Die Sonde. Abgerufen am 19. Mai 2012.
  3. a b c d e f g h i j k l m n o p Voyagers Instrumente. Abgerufen am 19. Mai 2012.

Bilder[Bearbeiten]

Literatur[Bearbeiten]

Weblinks[Bearbeiten]

 Commons: Voyager-Programm – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien