Voyager 2

Voyager 2
Künstlerische Darstellung der Voyager-Sonde im All
NSSDC ID	1977-076A
Missionsziel	Untersuchung der Planeten Saturn und Jupiter, sowie deren Monde (später auf Uranus und Neptun ausgeweitet)
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	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 Aktivitäten

Voyager 2 ist eine Raumsonde der NASA zur Erforschung des äußeren 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 später, wobei sie auf eine andere Flugbahn gebracht wurde.

Die Voyager-2-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 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.

Vorgeschichte

Modell der Voyager-Sonde

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 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-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.

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 später aufgrund der großen strukturellen Unterschiede der Sonden fallengelassen. 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 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.

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.

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 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 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.

Kommunikation

Schematischer Querschnitt durch die Hochgewinnantenne von Voyager 2

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).

Das S-Band wird nur zum Senden und Empfangen von Kommandos oder kleinen Datenpaketen genutzt, da die Datenrate bei nur 60 bis 160 Bit/s liegt. Die beiden Sender besitzen eine Abstrahlleistung von je 9,4 und 28,3 Watt und wurden sekundär auch zur Durchleuchtung von Planetenatmosphären verwendet. Als Backup ist auch eine Antenne mit niedrigem Antennengewinn vorhanden (7 dBi). Über das X-Band werden praktisch alle wissenschaftlichen Daten übertragen, da hier eine wesentlich höhere Datenrate (2,5 bis 115,2 kBit/s) verfügbar ist. Die geringste mögliche Transferrate liegt bei 10 Bit/s.

Zur Fehlerkorrektur wurden der Golay- und Reed-Solomon-Code implementiert. 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. 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
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

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 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.

Wissenschaftliche Instrumente

Aufbau und Instrumente von Voyager 2

Die Scanplattform im Detail

Voyager 2 trägt 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)

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 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 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 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 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 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 IRIS 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/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.

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

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 dafür 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 Primärsenders 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 führte. Da das defekte Bauteil die Frequenzverschiebungen nicht mehr kompensierte, brach die Funkverbindung sehr häufig ab. Man sendete also am 6. April einen Befehl, der den Primärsender wieder aktivierte. Dieser war aber mittlerweile vollständig 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 Empfänger nur eine Bandbreite von 96 Hertz aufwies, konnten geringste Abweichungen in der Frequenzerzeugung zu einem Verbindungsabbruch führen. Schon eine Erwärmung der Sonde von 0,25 K konnte eine ausreichend hohe Abweichung hervorrufen, weswegen der Temperaturkontrolle noch höhere Priorität beigemessen wurde.

Am 23. Februar 1978 stellte man während eines Tests der Scanplattform fest, dass ein Zahnrad klemmte und eine korrekte Ausrichtung verhinderte. Während der folgenden drei Monate kam man zu dem Schluss, dass sich ein weicher Fremdkörper, wahrscheinlich ein Stück Isolationsfolie, zwischen den Zahnrädern befand. Durch mehrmaliges Aktivieren der Elektromotoren konnte dieser schließlich zerrieben und die Scanplattform wieder einsatzfähig gemacht werden.

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

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 gewählt, 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 durchgeführt werden, das bei Voyager 1 ausgefallen war. Während der zweitägigen Primärphase nahe der Monde und beim Jupiter erhielt die Sonde durchgängig Unterstützung 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.

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  Jupiter in Echtfarben

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  Detailaufnahme von Jupiter

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  Jupiters Ringe in Falschfarben

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  Ein Vulkanausbruch auf Io

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  Der Mond Kallisto

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  Der Valhalla-Krater auf Kallisto (Zentrum rechts)

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  Der Mond Ganymed

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  Nahaufnahme von Europa

Saturn

Es zeigte sich, dass Saturn sehr hohe Windgeschwindigkeiten aufwies, insbesondere in Äquatornähe, wo Voyager 2 Geschwindigkeiten von bis zu 500 Meter pro Sekunde messen konnte. Sie wehen hauptsächlich in östlicher Richtung, werden mit zunehmenden Breitengraden langsamer und ab 35° Nord/Süd dreht die Richtung auf West. Voyager 2 konnte auch eine sehr starke Symmetrie der Windverhältnisse zwischen dem nördlichen und südlichen Teil Saturns feststellen, was einige Wissenschaftler als Hinweis auf Strömungen durch das Planeteninnere werteten. Die Sonde konnte aufgrund ihrer Flugbahn auch die obere Atmosphäre des Planeten mittels des RSS-Instruments untersuchen. An der Oberfläche wurde eine minimale Temperatur von 82 Kelvin (-191 C°) bei einem Druck von 70 Millibar gemessen. Bei der größtmöglich messbaren Tiefe herrschte eine Temperatur von 143 Kelvin (-130 C°) bei einem Druck von 1200 Millibar. Es wurden auch Polarlicht-ähnliche Phänomene nördlich des 65sten Breitengrades entdeckt und im UV-Bereich in den mittleren Breitengraden. Letzteres tritt nur bei Sonneneinstrahlung auf und gibt immer noch Rätsel auf, da die geladenen Teilchen der Sonne zumindest auf der Erde nur in den Polarregionen auftreten und nicht in mittleren Breitengraden.

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  Saturn in Echtfarben mit den Monden Tethys, Dione und Rhea

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  Saturns S-Ringe in Falschfarben

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  Der Mond Hyperion

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  Der Mond Janus

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  Eine niedrig aufgelöste Aufnahme von Prometheus

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  Der Eismond Enceladus

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  Der Mond Titan

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  Der Mond Iapetus

Uranus

Uranus in Echtfarben

Bereits im Frühjahr 1981 wurden die ersten Korrekturmanöver durchgeführt, um Voyager 2 zu Uranus zu bringen. Dies war ursprünglich nicht vorgesehen gewesen, da die Sonde bei der Ankunft bereits 8 Jahre alt sein würde, also das Doppelte der prognostizierten Lebensdauer. Interne Studien nahmen an, dass nur eine 65 %ige Chance bestand, dass Voyager 2 Uranus funktionsfähig erreichen würde. Aufgrund der stark begrenzten Rechenkapazitäten der Sonde war auch viel Arbeit am Boden nötig, was pro Jahr Kosten von ca. 30 Millionen US-Dollar verursachte. Trotz dieser Umstände bewilligte die NASA eine Weiterführung 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 überarbeitet worden. Ein Projektwissenschaftler drückte 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 für den Vollbetrieb notwendig) und die geringe Lichtstärke, die längere Belichtungszeiten erforderte und somit die Gefahr von unscharfen Bildern erhöhte.

Falschfarbenaufnahme von Uranus’ Ringen

Das Problem der Datenübertragung ging man von zwei Seiten an: Zum einen wurde das Datenvolumen reduziert, zum anderen wurde der Empfang verbessert. Letzteres erreichte man durch den zusätzlichen Einsatz von weiteren Empfangsantennen. Normalerweise wurde die Telemetrie über 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 bewältigen. 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 ähnlicher 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 für 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 hierfür aufgrund der sehr begrenzten Rechen- und Speicherkapazitäten 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 für diese Maßnahme die Ausfallsicherheit reduzieren, und zwar durch den Verzicht auf den Reserve-FDS-Computer, da dieser nun für die Durchführung der Kompressionsalgorithmen herangezogen wurde. In der Summe dauerte die Übertragung eines Bildes aus dem Uranussystem nun nur 15 % länger (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 Lichtintensität nötig waren. Das größte 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 führte. Diesen Effekt wollte man mit dem gezielten Einsatz der Schubdüsen kompensieren. Allerdings durften diese nur 5 Millisekunden betrieben werden, was problematisch war, da die verbauten Düsen laut Spezifikation mindestens 10 ms lang arbeiten mussten, um ordnungsgemäß 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 Bildübertragung. 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 ordnungsgemäß.

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  Uranus in Falschfarben

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  Detailaufnahme von Mirandas Oberfläche

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  Der Mond Umbriel

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  Der ebenfalls stark verformte Mond Ariel

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 gewählt werden. Jede Route hatte hinsichtlich der Beobachtung ihre eigenen Vor- und Nachteile, so dass die einzelnen Teams versuchten, für ihr Ressort die jeweils beste Bahn durchzusetzen. Die Atmosphären-Abteilung verlangte einen möglichst nahen Vorbeiflug, die Planetenwissenschaftler wollten Voyager 2 möglichst nah an den einzigen erreichbaren Mond Triton heranführen und die Abteilung für 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 heranführen 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 Schubdüsen für eineinhalb Stunden aktiviert, was die Sonde endgültig auf ihren Kurs zu Neptun brachte. Da das Neptun-System kaum erforscht war, speicherte man auch einen Befehlssatz für 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 schwächere Stromversorgung der Sonde (370 Watt, 30 Watt weniger als bei Uranus), entgegenzuwirken, wurden die Empfangsanlagen auf der Erde weiter verbessert. Dies umfasste folgende Maßnahmen:

• Rauschärmere Empfänger an den DSN-Antennen (+ 55 % Empfangspegel)
• Vergrößerung der 64-m-Antennen auf 70 Meter Durchmesser
• Zusammenschalten der Antennen in Canberra (teilweise auch eine zusätzliche 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. Darüber hinaus verbesserten sie die Auswertung des S-Band-Experiments, da der Empfangspegel erst später unter ein kritisches Niveau sank, so dass man tiefer in die Atmosphäre von Neptun blicken konnte.

Bei den Beobachtungen musste das Missionsteam mit noch größeren Einschränkungen 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 Befehlssätze für die jeweiligen Flugphasen und sandte sie zur Sonde.

Dies war vor allem durch weiteren Verzicht auf redundante Computersysteme möglich, so dass für neue Funktionen auch ausreichend Speicherplatz und Verarbeitungskapazität zur Verfügung stand. Gemessen an ihrem Alter und der offiziell prognostizierten Lebensdauer war Voyager 2 in einem bemerkenswert guten Zustand. Neben dem bereits früh ausgefallen Primärsender 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 später, 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 über 9000 Bilder übertragen wurden.

Der Mond Triton

Bereits am 18. März, noch gut drei Monate vor der aktiven Phase, konnten intensive, schmalbandige Radiosignale von Neptun aufgefangen werden und so seine innere Rotationsgeschwindigkeit bestimmt werden. Während der Primärphase 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 schwächer 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 früh 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 Größe 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 Oberfläche zeigte kaum Einschlagskrater und hatte ein eher geriffeltes Profil ohne große Höhenauffälligkeiten. Vorherrschende Farben waren Braun und Weiß. Letzteres ist ein Resultat der vulkanischen Aktivitäten auf dem Mond. Geysire schleudern große Menge flüssigen Stickstoffs in die Höhe, welcher dann bei -210° C gefriert und als weißer Stickstoffschnee auf der Oberfläche niedergeht. Die Atmosphäre Tritons wurde mit dem RSS-Instrument untersucht, wobei auf Bodenniveau nur ein Druck von 10 bis 14 Millibar herrschte.

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  Neptuns „Great Dark Spot“

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  Das Ringsystem von Neptun

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  Der Mond Proteus

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  Eine weitere Fotografie von Triton

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 Zurückgelegte 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 zurück): 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 Beschädigt Hochfrequenzempfänger 2002 ausgefallen, Inaktiv PRA Deaktiviert RSS Deaktiviert MAG Aktiv UVS Deaktiviert

Populärkulturelle Rezeption

Voyager 2 und ihre Schwestersonde Voyager 1 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.
• Mondbasis Alpha 1: Der Mann, der seinen Namen änderte: Voyager 1 bringt die Bewohner der Mondbasis in Lebensgefahr, da deren fiktiver Queller-Antrieb alles Leben in seiner näheren Umgebung vernichtet.
• 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.
• Kampf um die Erde: 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.

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 – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien

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

• Ausführliche Beschreibung der Voyager-Missionen
• Voyager-Projektseite der NASA (englisch)
• Status der Voyager-Sonden (englisch)
• Nasa Images
• PDF über die „Thermoelectric Outer Planets Spacecraft (TOPS)“ auf dem NASA Technical Reports Server (154,9 MB)

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. März 2009, englisch.
4. ↑ Dokument der NASA; Zugriff am 15. März 2009, englisch.
5. ↑ 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 (1989–2003) | Ulysses (1990–2009) | Cassini-Huygens (1997) | New Horizons (2006) | Juno (2011)

Missionsvorschläge: Titan Mare Explorer | Europa Jupiter System Mission/Laplace | Titan Saturn System Mission/TandEM

Gestrichene Missionen: Jupiter Icy Moons Orbiter

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