Voyager-1

Voyager 1
Künstlerische Darstellung von Voyager im All
Missionsziel	Untersuchung der Planeten Saturn und Jupiter, sowie deren Monde
Auftraggeber	NASA
Aufbau
Trägerrakete	Titan-IIIE-Centaur
Startmasse	825,50 kg
Instrumente	CRS, ISS, IRIS, LECP, PPS, PLS, PWS, PRA, RSS, MAG, UVS
Verlauf der Mission
Startdatum	5. September 1977
Startrampe	Cape Canaveral AFS Launch Complex 41
Enddatum	voraussichtlich 2025
5. 9. 1977 Start auf Cape Canaveral 5. 3. 1979 Passage Jupiter 11. 11. 1980 Passage Saturn 1. 1. 1990 Beginn der interstellaren Mission 16. 12. 2004 Eintritt in den Termination shock ca. 2025 Ende der wissenschaftlichen Aktivitäten

Voyager 1 ist eine Raumsonde der NASA zur Erforschung des äußeren Planetensystems. Sie wurde am 5. September 1977 vom Launch Complex 41 auf Cape Canaveral mit einer Titan-IIIE-Centaur-Rakete gestartet. Ihre identische Schwestersonde Voyager 2 startete bereits 16 Tage früher, wobei sie auf eine andere Flugbahn gebracht wurde.

Die Voyager-1-Sonde gilt als einer der größten Erfolge der NASA und der Raumfahrt allgemein, da sie ihre geplante Lebenserwartung bereits weit übertroffen hat und noch heute regelmäßig Daten zur Erde sendet (Stand Januar 2009). Außerdem ist sie das am weitesten von der Erde entfernte von Menschen gebaute Objekt überhaupt (etwa 16 Milliarden Kilometer) und wird diesen Status wahrscheinlich noch lange behalten.

Vorgeschichte

Modell von Voyager 1

Die Wurzeln des Voyager-Programms reichen bis in die Mitte der 1960er Jahre zurück. 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 später berechnete Ingenieur Gary Flando, ebenfalls bei JPL, einige Flugbahnen für Sonden, die die günstigen Stellungen der äußeren Planeten Ende der 1970er ausnutzen könnten. Auch hier sollte Jupiter als „Sprungbrett“ dienen, um die Planeten Saturn, Uranus, Neptun und Pluto 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-Trägerrakete gestartet werden. Parallel liefen Bemühungen, eine Sondenfamilie für die Erforschung der äußeren 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 fünf 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.

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 später aufgrund der großen strukturellen Unterschiede der Sonden fallen gelassen. Gegenüber 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 über diese Weisung hinweg und übernahmen von den TOPS-Entwürfen viele bereits entwickelte Sicherheitssysteme und -konzepte. Am 1. Juli 1972 flossen die ersten Gelder, und das Programm konnte offiziell gestartet werden. Bis zum März 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 für den Bau flossen zudem aus den Erfahrungen der Pioneer-Sonden 10 und 11 ein, die die Art und Intensität 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 über die äußeren Planeten gab, die hätten ausgebaut werden können. Daher sind die Missionsziele relativ weit gefasst:

• Untersuchung der Atmosphäre von Jupiter und Saturn im Hinblick auf Zirkulationen, Struktur und Zusammensetzung
• Analyse der Geomorphologie, Geologie und Zusammensetzung der Monde
• Genauere Bestimmung der Masse, Größe 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 für 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 elektrische Energie direkt aus der durch radioaktive Strahlung verursachten Wärme erzeugen können. Die Batterien sind daher je mit 4,5 kg des Isotops Plutonium-238 befüllt, das eine Halbwertzeit 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.

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 aufwendige 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 1 besitzt drei vollständig redundante Computersysteme, die für die Kommunikation (Communication & Command System; CCS), die Ausrichtung sowie Bahnregelung (Altitude 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. 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.

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.

Das Flight Data Subsystem

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.

Da die gewonnen 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/sec und die Lesegeschwindigkeit bei maximal 57,6 kBit/sec.

Kommunikation

Schematischer Querschnitt durch die Hochgewinnantenne von Voyager 1

Praktisch die gesamte Kommunikation mit der Sonde wird über die auffällige Hochgewinnantenne (Durchmesser 3,66 m) abgewickelt, die auf der zentralen Zelle montiert ist und aus einem Graphit-Epoxid gefertigt ist. 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).

Das S-Band wird nur zum Senden und Empfangen von Kommandos oder kleinen Datenpaketen genutzt, da die Datenrate bei nur 60 bis 160 Bit/sec 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. Über das X-Band werden praktisch alle wissenschaftlichen Daten übertragen, da hier eine wesentlich höhere Datenrate (2,5 bis 115,2 kBit/sec) verfügbar ist. Die geringste mögliche Transferrate liegt bei 10 Bit/sec.

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.

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 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 Erde in Relation zu 14 Pulsaren zeigt.

Flugsteuerung

Zur Lageregelung und Kurskontrolle der Sonde werden acht voll redundante Schubdüsen mit je 0,89 Newton Schub eingesetzt, die durch den Ausstoß 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.

Wissenschaftliche Instrumente

Aufbau und Instrumente von Voyager 1

Die Scanplattform im Detail

Voyager 1 trägt insgesamt elf wissenschaftliche Experimente mit einem Gesamtgewicht von 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	Gewicht	Verbrauch	Datenrate
Cosmic Ray System (CRS)	7,50 kg	5,4 W
Imaging Science System (ISS)	38,20 kg	21,5 W	115.200 Bit/sec
Infrared Interferometer Spectrometer (IRIS)	19,57 kg	12,0 W	1120 Bit/sec
Low-Energy Charged Particles (LECP)	7,5 kg	3,8 W
Photopolarimeter System (PPS)	2,55 kg	0,7 W	0,6–1023 Bit/sec
Planetary Radio Astronomy (PRA)	7,7 kg	5,5 W	266 Bit/sec
Plasma Spectrometer (PLS)	9,9 kg	8,1 W	32 Bit/sec
Plasma Wave System (PWS)	1,4 kg	1,3 W	32–115.200 Bit/sec
Radio Science (RSS)	44,0 kg
Triaxial Fluxgate Magnetometer (MAG)	5,6 kg	2,2 W	120 Bit/sec
Ultraviolet Spectrometer (UVS)	4,5 kg	3,5 W

Cosmic Ray System (CRS)

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 konnten. Die Abweichung in der Messung liegt bei fünf 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 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.

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, nämlich einer Schmalwinkel-Tele-Kamera (NAC) und einer Weitwinkel-Kamera (WAC). Beide Instrumente können Bilder 0,005 bis 61 Sekunden lang belichten.

Die Tele-Kamera verfügt über ein Cassegrain-Teleskop mit einer Öffnung von 176,5 mm und einer Brennweite von 1500 mm. Die Transmission der Optik beträgt 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 beträgt 800 × 800 Pixel (entspricht 9,1 mrad). Der Sensor arbeitet im Spektralbereich 320 bis 620 nm (Farbbereich Blau bis Grün) und ist zur Gewinnung von Farb- und Falschfarben-Aufnahmen 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.

Die Weitwinkel-Kamera verwendet ein Petzval-Linsenteleskop mit einer Brennweite von 202 mm und einem Durchmesser von 572 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 Tele-Kamera 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.

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 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 500 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 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 Infrarotstrahlung bei 0,58 µm aussendet. Das ISS ist mit den beiden Kameras des ISS synchronisiert und liefert für 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 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.

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.

Photopolarimeter System (PPS)

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.

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 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.

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/sec 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/sec 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.

Planetary Radio Astronomy (PRA)

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.

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 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.

Triaxial Fluxgate Magnetometer (MAG)

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 (1/10000stel des Erdmagnetfeldes) mit einer Genauigkeit von 6 pT. 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.

Ultraviolet Spectrometer (UVS)

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.

Ablauf der Mission

Zeitlinie

Start

Start von Voyager 1

Voyager 1 wurde am 5. September 1977 vom Launch Complex 41 auf Cape Canaveral mit einer Titan-IIIE-Centaur-Rakete gestartet. Damit lag sie 16 Tage hinter ihrer Schwestersonde Voyager 2. 13 Tage nach dem Start begann die 30-tägige Testphase für die Bordsysteme und wissenschaftlichen Instrumente, die erfolgreich verlief. Aufgrund der etwas höheren Startgeschwindigkeit (15,0 km/s gegenüber 14,5 km/s) überholte Voyager 1 ihre Schwestersonde schon am 15. Dezember in einer Entfernung von 1,75 AE. Während des Großteils des Marschfluges befand sich die Sonde im Standby-Modus, nur alle zwei Monate gab es eine 20-stündige Wissenschaftsphase, in der der Sternenhimmel untersucht wurde und die Teilchenmessgeräte eingeschaltet wurden.

Jupiter

Kurzes Lern-Video der NASA über Voyagers Jupiter-Mission (englisch)

Durch ihren Geschwindigkeitsvorteil kam Voyager 1 zuerst im Jupiter-System an. Die wissenschaftlichen Beobachtungen begannen am 14. Dezember 1978, 80 Tage vor dem Vorbeiflug am Planeten selbst. Die letzten Korrekturmanöver fanden am 21. Februar 1979 statt. Eine der wichtigsten Phasen begann erst am 4. März, als die Sonde nur noch einen Tag vom Jupiter entfernt war. Neben dem Planeten selbst und seinen Ringen wurde als erstes der Mond Io untersucht, dem sich die Sonde am 5. März auf bis zu 18.460 km näherte. Noch am selben Tag wurden Ganymed in einer Entfernung von 112.030 km und Europa in einer Distanz von 732.270 km untersucht. Am nächsten Tag näherte sich Voyager 1 dem letzten zu untersuchenden Mond Kallisto auf bis zu 123.950 km an. Die Sonde passierte so alle Monde des Jupiters in nur 30 Stunden. Es wurden insgesamt 17.477 Bilder mit der maximalen Datenrate (115,2 kbit/s) während der Untersuchung des Jupitersystems übertragen, und Voyager 1 wurde vom Planeten um 16 km/s beschleunigt, wobei nur 5 kg Hydrazin für Kurskorrekturen verwendet werden mussten. Kurz nachdem sie die letzten Bilder gesendet hatte, traf Voyager 2 am 25. April im System ein und setzte die Beobachtungen fort. Somit wurde Jupiter über einen Zeitraum von knapp sieben Monaten beobachtet, was zu vielen neuen wissenschaftlichen Erkenntnissen führte.

Voyager 1 entdeckte beim Durchfliegen des Systems gleich zwei neue Monde, Metis und Thebe, sowie den schwach ausgeprägten Planetenring um Jupiter, dessen Existenz bereits nach der Pioneer-11-Mission vermutet worden war. Aufgrund der geringen Größe und der Entfernung zur Sonne wurde angenommen, dass alle bereits vorher entdeckten Monde ähnlich aussehen würden wie Merkur oder der Mond. Allerdings sorgten die enormen Gezeitenkräfte des Jupiters für umfangreiche vulkanische Aktivitäten auf Io, wobei Voyager 1 neun aktive Vulkane entdecken konnte. Nach dem Vorbeiflug an Jupiter erkannte man auf dessen Nachtseite noch aus Millionen von Kilometern Entfernung Blitze, was auf äußerst heftige Gewitter innerhalb der Atmosphäre hindeutete.

Jupiterannäherung (Dauer: 25 Erdtage, 27 Mio. km Strecke)	Jupiter in Echtfarben	Jupiters „red spot“ in Falschfarben	Ausbruch eines Vulkans auf Io
Nahaufnahme von einem aktiven Vulkan auf Io (inkl. Lavaströmen)	Aufnahme von Kallistos „Valhalla-Krater“	Niedrig aufgelöste Aufnahme vom Mond Amalthea	Der Mond Ganymed

Saturn

Kurzes Lern-Video der NASA über Voyagers Saturn-Mission (englisch)

Am 10. November 1980 traf Voyager 1 im Kernbereich des Saturn-Systems ein, neun Monate vor ihrer Schwestersonde. Am nächsten Tag wurde gleich eines der interessantesten Objekte untersucht: der Mond Titan. Man hatte bereits vor der Mission von der Methan-Atmosphäre gewusst, und einige Wissenschaftler hielten es für denkbar, dass der Treibhauseffekt eventuell Leben auf der Oberfläche ermöglichen konnte. Aber bereits auf größere Distanz erkannte man, dass der gesamte Mond von einer homogenen Smogwolke umgeben war, was eine Untersuchung der Oberfläche unmöglich machte. Daher wurden das IRIS- und das UVS-Instrument auf den Rand der Atmosphäre ausgerichtet, um wenigstens diese genau analysieren zu können. Nach der Passage des Saturn begann eine der anspruchsvollsten Phasen der Mission. Da die anderen zu untersuchenden Monde einen Orbit sehr nahe bei Saturn hatten, mussten alle drei Monde (Mimas, Dione und Rhea) sowie der ausgeprägte Planetenring innerhalb von nur zehn Stunden untersucht werden, was die Scanplattform an ihre technischen Grenzen brachte. Beim Vorbeiflug an Saturns Südpol schwenkte die Sonde auf ihre endgültige Bahn ein, die sie in einem Winkel 35° zur Ekliptik aus dem Sonnensystem befördert. Die Datenrate war unterdessen aufgrund der Entfernung auf 44,8 kbit/sec gesunken, wobei schon wesentlich früher mit der Übertragung begonnen wurde als bei Jupiter, da Saturn mit Ringsystem deutlich größer ist. Im Endeffekt wurden ungefähr gleich viele Bilder gemacht wie bei Jupiter.

Trotz der nicht untersuchbaren Oberfläche von Titan konnten über seine Atmosphäre einige neue Erkenntnisse gewonnen werden. Neben dem großen Anteil von Stickstoff wurden auch Spuren von Methan, Ethylen und anderen Kohlenwasserstoffen entdeckt. Die Atmosphäre selbst war sehr ausgedehnt und dicht, jedoch deutlich zu kalt für Leben. Diese Erkenntnisse machten den Mond zum primären Ziel der Sonde Cassini-Huygens. Es wurden auch zahlreiche neue Monde von geringer Größe an den Rändern der Ringe gefunden. Auch bei den Lagrange-Punkten der Monde wurden einige weitere Begleiter entdeckt. Dieses Phänomen war bei Planeten schon bekannt (auch Saturn folgen bei ±60° einige Planetoiden), war aber bei Monden eine Neuheit. Voyager 1 zeigte auch, dass der Planetenring von Saturn nicht homogen ist und aus vielen einzelnen Ringen besteht. Da die Sonde für eine genauere Untersuchung keine günstige Flugbahn beschrieb und das PPS-Instrument ausgefallen war, wurde Voyager 2 umprogrammiert, um die Ringe aus einer besseren Bahn analysieren zu können.

Saturn aus 5,3 Mio. km Entfernung	Saturn in Falschfarben	Saturns Ringe im Detail	Der Mond Rhea
Der Mond Mimas mit seinem charakteristischen Herschel-Einschlagskrater	Der Mond Dione	Titans Atmosphäre	Flugbahnen von Voyager 1 und 2 im Saturn-System

Interstellare Mission

Das sogenannte Familienporträt, aufgenommen von Voyager 1 im Jahre 1990

Während Voyager 2 nach Saturn weiter in Richtung Uranus und Neptun flog, befindet sich Voyager 1 seit der Passage auf dem Weg in den interstellaren Raum außerhalb des Sonnensystems. Am 1. Januar 1990 begann daher die letzte Phase für die beiden Sonden: die „Voyager Interstellar Mission“ (VIM). Am 14. Februar 1990 wurde das ISS-Instrument ein letztes Mal für die Erstellung eines einzigartigen Fotos aktiviert: Es ist ein Mosaik, das sechs Planeten des Sonnensystems in Farbe zeigt. Wissenschaftlich hatte es keinen größeren Wert, aber es inspirierte viele Wissenschaftler und Laien. Besonders die Aufnahme der Erde, genannt Pale Blue Dot, erregte viel Aufmerksamkeit und wurde 2001 zu einem der zehn besten Fotos der Weltraumwissenschaften gewählt. Es ist außerdem das Foto, das bis heute die Erde aus der größten Distanz (6,4 Mrd. km) zeigt.

Schema der Heliosphäre mit den beiden Sonden Voyager 1 und 2

Im Februar 1998 überholte Voyager 1 die Sonde Pioneer 10 und ist seitdem das am weitesten entfernte Objekt, das von Menschen geschaffen wurde. Im Zeitraum zwischen dem August 2002 und Februar 2003 maßen die Partikelsensoren fortwährend ungewöhnliche Werte, weswegen man vermutete, dass sich Voyager 1 dem vorläufigen Ziel ihrer Reise näherte: der Heliosphäre. Sie beschreibt den Grenzbereich, in dem der Einfluss des Sonnenwindes aufhört und das interstellare Medium beginnt. In den ersten der drei Teilbereiche, genannt „Termination Shock“, trat die Sonde am 16. Dezember 2004 in einer Entfernung von 94 AE (etwa 14,1 Mrd. km) ein. Dies erkannte man unter anderem an dem massiv langsamer werdenden Sonnenwind und der abrupt wechselnden Richtung des Magnetfeldes, das auch um 150 % stärker wurde. Außerdem registrierte man eine Zunahme an schweren Ionen und erfasste neuartige Radiostrahlung. Am 24. Mai 2005 meldete das JPL schließlich, dass die Sonde nun den zweiten Teilbereich, genannt „Heliosheath“, erreicht hatte. In diesem Bereich vermischen sich die Partikel aus dem Sonnenwind mit interstellarer Materie.

Zukunft

Die Position und der Kurs (rot) von Voyager 1 am 15. Februar 2009 aus verschiedenen Perspektiven

Aktuell (Februar 2009) befindet sich Voyager 1 noch immer im Bereich der Heliosheath-Region und soll um 2015 die Heliosphäre, und damit den Einflussbereich der Sonne, endgültig verlassen. Der Hydrazin-Treibstoff für die Lageregelung wird noch mindestens für die nächsten 40 Jahre ausreichen, so dass hier keine Probleme zu erwarten sind. Im Bereich der Energieversorgung ist die Lage wesentlich kritischer. Aufgrund des fortschreitenden Kernprozesses in den Radionuklidbatterien sowie der Abnutzung der thermoelektrischen Elemente sinkt die zur Verfügung stehende elektrische Leistung um etwa 1,4 % pro Jahr. Daher wurden bereits viele Instrumente und deren Heizelemente abgeschaltet. Die Energiesparplanung der NASA sieht (Stand: 2008) folgende Maßnahmen vor:

• 2010: Scanplattform und UVS deaktivieren
• 2015: Bandspeichersystem (DTR) abschalten
• 2016: Lageregelung deaktivieren
• 2020: Schrittweise Abschaltung der noch aktiven Instrumente
• frühestens 2025: Deaktivierung des letzten wissenschaftlichen Instrumentes

Das Programm kam mehrmals aus Budgetgründen in Bedrängnis, da der Betrieb der Sonde pro Jahr mehrere Millionen US-Dollar kostet (Personal, DSN-Zeit usw.). Internationale Proteste und die besondere Stellung der beiden Sonden verhinderten stets die komplette Einstellung des Programms, wobei einige Budgetkürzungen trotzdem hingenommen werden mussten.

Aktueller Status

Sonde Stand: 2. Januar 2009[1] Kilometer Astronomische Einheit Lichtjahre Distanz zur Erde 16.354.000.000 km 109,31974 AE 0,001729 Lj Distanz zur Sonne 16.247.000.000 km 108,60449 AE 0,001717 Lj Zurückgelegte Strecke 20.613.000.000 km 137,78939 AE 0,002179 Lj Geschwindigkeit relativ zur Erde 30,302 km/s 6,3922 AE/Jahr Geschwindigkeit relativ zur Sonne 17,093 km/s 3,6058 AE/Jahr Aktuelle Position:[2] (Prognose bis 2015) Signallaufzeit (hin und zurück): 30 Stunden, 17 Minuten, 30 Sekunden Verbleibender Treibstoff: 26,89 kg (etwa 70 % verbraucht) Leistung der Radionuklidbatterien: 279,3 Watt (etwa 40 % 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[3][4] Instrument Status Anmerkungen CRS Aktiv ISS Deaktiviert IRIS Deaktiviert LECP Aktiv PPS Defekt Ein Filter befindet sich in einer ungültigen Position PLS Defekt PWS Beschädigt Reduzierte Empfindlichkeit in den oberen 8 Kanälen, Breitbandempfänger defekt PRA Deaktiviert RSS Deaktiviert MAG Aktiv UVS Aktiv Aktuell ohne genauen Forschungsauftrag

Forschungsaufträge

Aktuell (Stand: 2008) untersucht Voyager 1 folgende Phänomene:

• Die Stärke und Ausrichtung des Magnetfeldes der Sonne
• Die Zusammensetzung, die Richtung und die Energiespektren von Sonnenwind und kosmischer Strahlung
• Die Stärke von Radiowellen, die vermutlich aus der Heliopause stammen
• Die Verteilung von Wasserstoff im Bereich der äußeren Heliopause

Populärkulturelle Rezeption

Voyager 1 und ihre Schwestersonde Voyager 2 zogen besonders während ihrer frühen Missionsphase viel Aufmerksamkeit auf sich, auch in der breiten Öffentlichkeit. Dies ist vor allem auf das außergewöhnliche Missionsprofil (insbesondere im Hinblick auf die zurückgelegten Entfernungen) und die für damalige Verhältnisse qualitativ sehr hochwertigen Farbaufnahmen vielfältiger Motive zurückzuführen. 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 Realität 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 zurück zur Heimat.
• Akte X, 2. Staffel, Episode Little Green Men: FBI-Agent Fox Mulder hört einen Teil der Geräusche 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.
• Battlefield Earth: In der Roman-Trilogie des Scientology-Gründers 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.

Verweise

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. 

Weblinks

• Ausführliche Beschreibung der Voyager-Missionen
• Voyager-Projektseite der NASA (englisch)
• Status der Voyager-Sonden (englisch)

Einzelnachweise

1. ↑ NASA – Voyager Mission Operations Status Report; Zugriff am 15. März 2009, englisch.
2. ↑ NASA – Voyager Location in Heliocentric Coordinates; Zugriff am 15. März 2009, englisch.
3. ↑ Dokument der NASA; Zugriff am 15. März 2009, englisch.
4. ↑ NASA – Voyager Interstellar Mission 2005; Zugriff am 15. März 2009, englisch.

Raumsonden in das äußere Sonnensystem

Pioneer 10 (1972) · Pioneer 11 (1973) · Voyager 1 (1977) · Voyager 2 (1977) · Galileo (1989) · Ulysses (1990) · Cassini-Huygens (1997) · New Horizons (2006) · Juno (2011)

Missionsvorschläge: Europa Jupiter System Mission/Laplace · Titan Saturn System Mission/TandEM · Neptune Orbiter

Gestrichene Missionen: Jupiter Icy Moons Orbiter

(Siehe auch: Jupiter · Saturn · Uranus · Neptun · Pluto · Chronologie der Missionen ins äußere Planetensystem)