Philae-Technikthread - Anflug, Landung, Verankerung, Power, Kommunikation

Hallo Space Mech,

vielen, vielen Dank für die ausführlichen Infos zur Technik vom Lander.
Ich habe eine Frage zu den vielen Bildern. An einigen Stellen sehen die Bauteile aus, als ob es massive Aluminium-Platten, Guss- oder Frästeile sind. Speziell die Grundplatte, auf die die Spindeln, Halterungen und elektrischen Verbindungen befestigt sind sieht aus, als ob sie ein stattliches Gewicht hätte.
Ist das die eigentliche Flughardware oder sind das "nur" Testaufbauten und Ingenierusmodelle, mit denen die Konzepte hier auf der Erde getestet wurden?
Sattelitentechnik stelle ich mir eigentlich etwas filigraner vor bei den astronomischen Preisen für Masse im Orbit.

Gruß
EJGW

Hallo EJGW ,

die Bauteile, die Du erwähnst, sind zum großen Teil nicht massiv, sonden von der Rückseite her ausgefräst -
nach außen hat man aber lieber glatte Flächen (aus Sauberkeitsgründen). Wo es geht, wurde Gewicht eingespart; zB hat das gesamte Gehäuse des MSS, das innerhalb des Lander Interface Panels liegt, eine effektive Wandstärke von 0,5 mm.  Man darf bei aller Gewichtseinsparung allerdings nicht aus den Augen verlieren, dass man bei solchen interplanetaren Langzeitmissionen auch den Aspekt der Strahlenbelastung nicht vernachlässigen darf - da werden schon mal x mm Aluminium-Wandstärke gefordert, wo ein Leichtbauer mit deutlich weniger ausgekommen wäre.
Bei den Kameras auf DAWN war zB für die Sensorelektronik gefordert: effektiv 4 mm Alu über den gesamten 4-Pi-Raumwinkel - da kann man dann nur noch tüfteln: wie viel davon liefert in einer bestimmten Richtung das Spacecraft Panel oder der Tank oder die Glasfilter im Filterrad usw - aber richtiger Leichtbau ist das dann nicht mehr... Um aber auch nach 8 Jahren ein funktionierendes Instrument bei 3 AU zu haben, ist das notwendig.

Gruss    HHg

Ergänzung zum Thema Harpunen

Sicherheit:
Für diejenigen, die am Lander arbeiten mussten, war es keine angenehme Vorstellung, dass dabei zwei geladene sehr spitze Harpunen auf sie gerichtet waren, die im Ernstfall mit bis zu 90 Metern in der Sekunde losgehen würden. Aus Sicherheitsgründen gab es daher im Versorgungskabel für die Harpunen einen Sicherheitsstecker: während der Aktivitäten am Boden war dort die Ausführung „Safe“ gesteckt, die die Leitungen für den Zündstrom unterbrach und statt dessen mit Schutzwiderständen abschloss; zum spätest möglichen Zeitpunkt wurde dieser ausgetauscht gegen die Ausführung „Flight“, bei der die Zündstromleitungen durchgeschleift waren. Zum Zeitpunkt dieses  Austauschs war ROSETTA bereits in Kourou auf der ARIANE 5G montiert und die Nutzlastverkleidung installiert; Zugang gab es nur über zwei sogenannte „Late Access Hatches“. Auf dem ESA-Foto kann man sehen, wie die Raumfahrt-Ingenieurin Ulrike Ragnit vom Philae-Team auf einem Ausleger liegend ins Innere der Nutzlastverkleidung geschoben wird, um dort den Flugstecker für die Harpunen zu installieren. In der oberen Luke sieht man links einen Teil eines hochgeklappten Landebeins von Philae.

                                                         
                                                                                           [Bild: ESA]

                     Hier noch ein Bild von ROSETTA auf der ARIANE 5, ohne Nutzlastverkleidung :

                                                     
                                                                                           [Bild: ESA]

Solche Sicherheitsbedenken sind nicht unbegründet: 1993 kam es bei ESRANGE in Kiruna zu einem schweren Unfall, als beim Überprüfen der Zündleitungen einer Höhenforschungsrakete der Treibsatz gezündet wurde; der Raketenmotor flog quer durch den Hangar und explodierte – ein Toter und drei Schwerverletzte waren die Folge.

Das TouchDown-Signal zum Auslösen der Harpunen
Der Bodenkontakt wird durch Messung verschiedener Parameter festgestellt:
ein Abbremsen der Lander-Geschwindigkeit, gemessen durch Akzelerometer; ein Eindrücken des Zentralrohrs des Landegestells, gemessen als Generator-Spannung bzw – Strom des rückwärts betriebenen Motors ; als Änderung des Positionswerts des Linearpotentiometer-Encoders. Diese Informationen können vom CDMS (Command and Data Management System) des Landers ausgewertet und logisch verknüpft werden – ein einzelner Indikator allein reicht nicht aus; zB könnte die Sinkgeschwindigkeit des Landers auch durch von der Kometenoberfläche abströmende Gase gebremst werden. Die Ansprechschwellen müssen sorgfältig justiert werden : wenn die Schwelle für das Akzelerometer zu empfindlich gewählt wird, reichen zB die als Strukturmikrophonie übertragenen Lagergeräusche des hochtourigen Schwungrads aus, um das TouchDown-Signal auszulösen (dies wurde bei Tests im Flug vor der Hibernation festgestellt; dementsprechend muss per Software-Patch die Schwelle noch angepasst werden !)
Andererseits darf man die Schwelle auch nicht zu unempfindlich legen, da sonst eine Landung auf sehr „weichem“ Material nicht erkannt wird. Knifflig ....

Gruss     HHg

Hallo SpaceMech,
eine kurze Frage zu dem TouchDown-Signal.
Wenn ich das richtig verstanden habe, gibt es 3 verschiedene Parameter, die den TouchDown feststellen können. Das ein Indikator allein nicht ausreicht, kann man sich vorstellen. Wie ist es aber mit 2? Reichen die aus, oder müssen alle 3 Parameter einen entsprechenden Wert liefern?

Zur Sicherheit: soviele Sachen, die man vorher mit beachten muss. Bewundernswert.
Und danke auch nochmal von mir, für diese ganzen umfangreichen Informationen. Dieser Bereich ist momentan sehr lesenswert.

Hallo Liftboy,

eigentlich gibt es nur 2 unabhängige Parameter : das Abbremsen und die Belastung des Landegestells,
wobei letzteres auf zwei verschiedene Weisen festgestellt werden kann: Motor/Generator liefert Leistung,
und: Landegestellsäule bewegt sich (Encoder). Die logische Verknüpfung kann softwaremässig festgelegt (und verändert) werden - sinnvoll wäre zB eine UND-Verknüpfung des Abbremssignals mit den verODERten Landegestellsignalen (entweder Generatorleistung ODER Gestellbewegung). Endgültig festlegen (und am Ground Reference Model testen !) wird man das wohl erst, wenn mehr Informationen über den Kometen und das gewählte Abstiegs-Szenario vorliegen.

Gruss      HHg

Gibt es auch Betrachtungen zu Szenarien, welche nicht mit den gegebenen in Philae eingebauten Möglichkeiten beherrscht werden können? So daß man weiß, es kann unter den xyz Bedingungen sein, daß der Lander verloren geht, aber wir müssens in Kauf nehmen.
Das Dümmste wäre doch ein Gaskissen, was zwar nicht abstößt, aber keinen Sensor über den Schwellwert bringen würde. Ist das Druckgastriebwerk stark genug?
Oder was ist nutzbar, wenn Philae ganz leicht abgestoßen wird, so daß er zumindest eine Weile irgendwie arbeiten und mit Rosetta als Relais auch senden könnte?

Gibt es auch Betrachtungen zu Szenarien, welche nicht mit den gegebenen in Philae eingebauten Möglichkeiten beherrscht werden können? So daß man weiß, es kann unter den xyz Bedingungen sein, daß der Lander verloren geht, aber wir müssens in Kauf nehmen.
Das Dümmste wäre doch ein Gaskissen, was zwar nicht abstößt, aber keinen Sensor über den Schwellwert bringen würde. Ist das Druckgastriebwerk stark genug?
Oder was ist nutzbar, wenn Philae ganz leicht abgestoßen wird, so daß er zumindest eine Weile irgendwie arbeiten und mit Rosetta als Relais auch senden könnte?

Es gibt zB Vorstellungen, dass zumindest lokal die Dichte und die Festigkeit des Kometenmaterials so gering sein könnte, dass der Lander einfach "versinkt" und nichts mehr über die Oberfläche herausschaut. In einer solchen Situtation wäre man auf die Primärbatterien angewiesen (Solarzellen liefern keine Energie), manche Instrumente (zB Panorama Cameras CIVA) lieferten keine Daten - aber eine Rumpfmission über ca 1,5 Tage wäre auch für den "versunkenen" Lander noch möglich. - Das Szenario gilt als wenig wahrscheinlich; siehe auch die Ergebnisse von Deep Impact/ Komet Temple 1 : "Aus der Flugbahn der ausgeworfenen Staubteilchen konnte die Dichte des Kometenkerns zu 0,62 (+0.47/-0.33) g/cm3 – etwa zwei Drittel der Dichte von Wassereis – bestimmt werden. Der Kometenkern scheint aus porösem und zerbrechlichem Material zu bestehen; ungefähr zwischen 50 % und 70 % des Kometenkerns sind leerer Raum (zitiert nach Wikipedia).
Ein anderer Aspekt: die Oberflächenmorphologie könnte so rau auf allen Skalenlängen sein, dass der Lander mit seinem Landegestell auf einigen stalagmiten-ähnlichen Punkten aufliegt, die feste Obefläche aber so weit unter dem "Balkon" liegt, dass sie ausserhalb der Reichweite der ausfahrbaren Instrumente (SD2, MUPUS, APXS) liegt. Überlegungen zu solchen Szenarien zB in:
Kührt, E., J. Knollenberg, and H. U. Keller. "Physical risks of landing on a cometary nucleus." Planetary and space science 45.6 (1997): 665-680..
Hat leider Copyright, aber wer Zugang zu einer wissenschaftlichen Bibliothek hat, kann da mal reinschauen.
Generell kann man sagen, dass viele Risiken für die Landung (zB Gas- und Staubjets) sicher nicht überall auf der Oberfläche erwartet werden, sondern eher lokal, und dass man nach gründlicher Fernerkundung einen Landeort aussuchen kann, der mit den Fähigkeiten des Landers kompatibel ist.
Ein möglicherweise noch größeres Risiko für den Erfolg der Lander-Mission könnte vom ROSETTA-Orbiter ausgehen:
 mit den nominellen Werten für die Navigations- und Ausrichtgenauigkeit und das Abstoßen rechnete man mit einer Landeellipse auf der Oberfläche des Kometen von 70 m x 100 m. Wegen der Schwierigkeiten, die der Orbiter inzwischen mit seinen Drallrädern und seinem Lageregelungssystem hat, rechnet man nun nur noch mit einem Landekreis von 1000 m Durchmesser (!). Der Kern von C-G hat vermutlich die Form eines Rotationsellipsoids mit den Abmessungen 5 km x 3 km. Wenn also bis zum November noch was passiert und die Landeunschärfe in den Bereich der Kernabmessungen kommt, kann es passieren, dass man den Kern ganz verfehlt . (So ist es HAYABUSA beim Absetzen von MINERVA passiert - die Attitude von HAYABUSA beim Abstoß war anders als im Szenario vorgesehen, also verschwand MINERVA "in der Tiefe des Raums", statt auf Itokawa zu landen...)
Gegen so eine Situation wäre der Lander machtlos, da er nicht autonom navigieren kann - anders als der Impaktor von Deep Impact (Abtrennung 24 h vor Einschlag; drei Korekturmanöver der Hydrazintriebwerke).

Gruss   HHg

Danke



Hoffentlich klappts !!!! Ist noch so lange hin....

Von verschiedenen Seiten ist hier und in parallelen Threads die Frage aufgeworfen worden, wieviel zum Gesamterfolg der ROSETTA-Mission eine erfolgreiche Landung von PHILAE nun beiträgt (bzw auch abzieht, wenn die Landung schiefgeht). Fairerweise muss man wiederholen, was ESA von Anfang an gesagt hat (zB John Credland beim ROSETTA-Engineering Kick-Off in ESTEC 1995): wenn der Orbiter im August das Rendezvous mit C-G schafft und ihn erfolgreich während des ganzen sonnenahen Teils seiner Umlaufbahn begleitet und beobachtet - dann ist das der "100 %-Erfolg". Wenn man dann noch Philae sauber landen und operieren lässt - dann ist das "Bonus" und mehr als die 100 %. So werden die Risiken der Mission gesehen - und es ist auch kein Beagle2-Effekt, der die ESA hier so vorsichtig sein lässt - 1995 war Beagle2 noch nicht mal ein Glitzern im Auge von Colin Pillinger ....

Gruss    HHg

Post-Hibernation Commissioning des PHILAE-Abstoßsystems am 9. April 2014:

Als Bestandteil des Philae Post-Hibernation Commissioning - Block 1  (08-10.04.2014) wird auch das PHILAE-Abstoßsystem (MSS) einem end-to-end-Test unterzogen.
Da man den Lander schlecht „zur Probe“ abstoßen und wieder einfangen kann ( ), wird hierbei ein besonderer Modus benutzt, bei dem die Drehrichtung der DC-Motoren umgekehrt und der Strom halbiert ist. Wenn dann in der Abstoßsequenz das Kommando „Eject“ kommt, ziehen die Motoren des MSS den Lander an das Orbiter-Panel heran statt ihn abzustoßen – bei geschlossenem CruiseLatch. Auf diese Weise kann man verifizieren, dass elektrisch alles korrekt konfiguriert ist (alle notwendigen Power-Leitungen vom Orbiter eingeschaltet usw) und dass tatsächlich Strom durch die Motorwicklungen fließt. Außerdem wird das korrekte Funktionieren der seriellen Kommunikation mit dem Orbiter bzw ESS geprüft (Schreiben und Auslesen der Sollgeschwindigkeit im MSS-Register; Übertragen von HouseKeeping-Werten wie Temperaturen, Strömen, Drehzahlwerten). Das kritische Cruise Latch wird nur insofern geprüft, als der Heizer des Paraffin Actuators für max 8 Sekunden eingeschaltet wird und der anschließende  Temperaturanstieg am Gehäuse gemessen wird (die tatsächliche Heizdauer zum Öffnen des CruiseLatch beträgt etwa 2,5 Minuten, so dass man auf der sicheren Seite bleibt)

Vergleich Landetechnik PHILAE <=> Chang'e 3

Nachdem doch einige Fragen zur Absetz- und Landetechnik von PHILAE gestellt wurden (zB warum keine Manövrierdüsen?), hier ein Vergleich mit dem Aufwand der zB bei Chang'e 3 getrieben wurde:

Ich fasse hier mal einige Fakten zu Chang´e 3 und Yutu zusammen, die Chen Lan kürzlich in „Go Taikonauts“, Ausgabe 11, zusammengestellt hat.
Die Startmasse der Kombination betrug 3780 kg. Der Lander wiegt 1220 kg und das Fahrzeug Yutu 140 kg (davon 20 kg Nutzlast).
......
An 8 Stellen am Hauptkörper des Landers sind insgesamt 28 Düsen zur Lagekontrolle untergebracht, die je 150 N und 10 N Schub leisten.
Für den Landeanflug auf die Mondoberfläche wurden ein Mikrowellenradar, Laser-Entfernungsmesser, ein Laser-Aufnahmegerät für dreidimensionale Aufnahmen der Mondoberfläche und ein Gammastrahlen-Höhenmesser benutzt.
......
Die Aufsetzgeschwindigkeit des Chang´e  3 Landers beträgt maximal 4 m/s, wobei eine
Hangneigung von bis zu 15 Prozent toleriert werden kann.   ...

O.K. Chang'e 3 ist 12mal schwerer - da fällt der Aufwand für Manövrierbarkeit und Höhenmesung weniger "ins Gewicht" ; PHILAE hätte der Mehraufwand gekillt !

Gruss     HHg

Anbei mal ein Bild vom Schwungrad von Philae.



Quelle: http://www.sstl.co.uk/Blog/January-2014/SSTL-wheels-in-for-Rosetta-comet-chaser-mission

Es verbraucht im Betriebszustand nur 6 Watt Energie und hält, wie schon beschrieben, den Lander im Raum aufrecht.

Gruss spacecat

Noch ein paar Anmerkungen zum Philae-Schwungrad :

das sollte ursprünglich vom Institut für Luft- und Raumfahrt der TU Berlin (Lehrstuhl U.Renner) gebaut und geliefert werden.
Nachdem das Qualifikationsmodell aber den Vibrationstest am MPS nicht bestand (Lagerprobleme), wurde diese Entwicklung eingestellt,  und es musste ein alternativer Lieferant her, der schließlich in SSTL gefunden wurde, die viel Erfahrung mit Kleinsatelliten-Technologie hatten.
Die Spezifikationen sind allerdings etwas abgespeckt: kleinerer Durchmesser des Schwungrads; niedrigere Drehzahl (7.000 rpm statt 10.000 rpm).
SSTL gehört seit 2008 zu Airbus Space and Defence Systems.

               Gruss   HHg

Das ist aber ein merkwürdiges Verfahren - ein Anbieter kann es nicht , also senkt man die Spezifis und geht zum Nächsten. Aber vlt. hätte die kleineren Spezifis auch der Erste geschafft ? Und es wär mal was in D geblieben...

Ich verstehe das anders: Das Standardprodukt von SSTL hatte andere Specs als hier notwendig waren und musste "nach unten" angepasst werden.

Daniel : genau so war es.

(Ich wolltte eigentlich nicht so deutlich werden - aber 

Nach dem Versagen im Qualifikationstest gab es natürlich einen NCR (Non-conformance report), der auch unsere
"Aufpasser" bei ESTEC alarmierte, die sich ihrerseits das Design der Radlagerung anschauten und es in dieser Form für nicht qualifizierbar hielten. Dazu kam, dass der eigentliche Entwickler zu diesem Zeitpunkt bereits auf dem "Absprung" von Berlin war und daher eine Neu-/Weiterentwicklung nicht mehr hätte unterstützen können.
Damit wurde diese Entwicklung abgebrochen, und der Lander musste einen Ersatzlieferanten auftreiben - und zwar schnell. Das Wheel von SSTL kam dann den eigentlichen Anforderungen dann noch am nächsten.

     Gruss   HHg

Aha - ja da kann man freilich nicht anders

DC-Bürstenmotoren im Weltraum

Wie schon im Philae-Status-Thread zum Post-Hibernation Commissioning angesprochen (#123 ), gab es Besorgnisse bezüglich des Zustand der DC-Motoren im Landegestell (Ein-/Ausfahren,Drehen,Kippen). Referenzmotoren, die am Boden in einer speziellen Langzeit-Vakuum-Testkammer am MPS unter möglichst vergleichbaren Bedingungen eingelagert waren, zeigten nach 8 Jahren Stillstand Anomalien am Kommutatorsystem: zu hoher Übergangswiderstand, z.T.“open loop“-Verhalten (kein Stromdurchgang).
Dazu muss man anmerken, dass die Entscheidung für den Einsatz von DC-Bürstenmotoren an diesen und anderen Stellen (zB MSS) erst nach längeren Trade-off-Untersuchungen gefallen war: es gab bei den konkurrierenden Lösungen zB Bedenken gegen mangelnde Strahlungsfestigkeit der Hall-Sensoren bei bürstenlosen Bauformen, generell aufwändigere Ansteuerelektronik (ebenfalls möglicherweise nicht strahlungsfest erhältlich) etc. Die Motoren im Landegestell (Faulhaber) mit Edelmetall-Kommutator erhielten modifizierte Bürstenfedern mit einem speziellen Silber-MoS₂-Compound (empfohlen von Mécanex, heute Teil von RUAG/CH). Die DC-Motoren des Abstoßmechanismus (maxon/CH) hatten ursprünglich Graphitbürsten.
Graphit ist bekanntlich an Luft ein Trockenschmiermittel, verliert diese Eigenschaft aber leider im Vakuum – mangels Luftfeuchtigkeit, die die Graphitlamellen aufeinander gleiten lässt- und wirkt dort eher als Schleifmittel. Nach eingehender Beratung durch das European Space Tribology Center (ESTL) erhielten die maxon-Motoren Bürsten aus dem Material M621 von Le Carbone Lorraine (heute: Mersen): Graphit mit Silber unter hohem Druck und hoher Temperatur  im Vakuum gesintert. Für die geringe Anzahl an Umdrehungen (23) im Weltraumeinsatz wurde das als risikolos betrachtet.
(Nebenbei: es ist nicht einfach, bei so geringen Losgrößen (20 Stück) Firmen zu einer Sonderproduktion zu bewegen. In diesem Fall ging das zB so: gegen eine Verschwiegenheitsverpflichtung erhielt MPS von maxon die Original-Fertigungszeichnung der Graphitbürsten, fertigte auf dieser Grundlage in eigener Werkstatt neue Bürsten aus M621, lieferte diese zusammen mit einem weltraumzugelassenen Silberleitkleber (H20E von EPO-TEK) an den Subkontraktor im Schwarzwald, der damit die Kommutatoreinheiten fertigte und an maxon in der Schweiz lieferte, die dann die fertigen Motoren an MPS auslieferten..)

Die modifizierten maxon-Motoren im MSS und in der Langzeit-Testkammer am MPS zeigten keine Veränderungen der Übergangswiderstände am Kollektor, ebenso wie jetzt die modifizierten Faulhaber-Motoren im Philae-Landegestell beim Commissioning. Wo die hohen Übergangswiderstände bei den baugleichen Faulhaber-Motoren im Langzeit-Test am Boden herkommen, wird noch untersucht.

     Gruss   HHg

Da kann man mal sehn - ein Schritt zurück ist auch mal ein Schritt vorwärts

Aber wenn man sogar Prozessoren strahlungsfest machen kann, warum nicht die vergleichsweise primitive Ansteuerelektronik eines Motors? Und wenns bei den Hall Sensoren nicht geht, was ist mit relativ groben Teilen wie LED+Fototransistor?
Ok , nimms als Verwunderung, nicht als Frage 

Aber wenn man sogar Prozessoren strahlungsfest machen kann, warum nicht die vergleichsweise primitive Ansteuerelektronik eines Motors? Und wenns bei den Hall Sensoren nicht geht, was ist mit relativ groben Teilen wie LED+Fototransistor?

Antwort: Stückzahlen!  Wer fertigt denn noch Sonderbauteile rad-hard für solche Langzeitmissionen ?
Selbst bei Prozessoren geht man ja zunehmend dazu über, die in rad-hard FPGAs zu implementieren - für die geringen Stückzahlen eine Silicon Foundry anzuwerfen, lohnt einfach nicht.
 Zu Reagans Star-Wars-Zeiten war das noch einfacher (nicht dass ich die unbedingt zurückhaben möchte !!)
Es ist schon nicht so einfach, zB integrierte Schrittmotoransteuerungsbausteine in rad-hard zu bekommen.
Bei einem kommerziellen DC-Motor die Hall-Sensoren auszutauschen, möchte ich mir lieber nicht antun...
da bleibe ich notfalls bei Bürsten ("KISS = Keep It Simple, Stupid")

    Gruss HHg

Naja der oben gezeigte Weg zu Bürsten hats ja gebracht. Völlig ok.
Das ist ja halt eine Sache, wo es zufällig ohne Elektronik geht.  Aber eine flexible (!) Produktionsstrecke für mittelintegrierte, hardware programmierbare strahlungsfeste Universalbauelemente und Sensoren muß her 

Bei W wie Wissen gab es eine Sendung über Explosionen und Pyrotechnik.
Dabei wurde auch die Firma vorgestellt, welche den Auslösemechanismus für die Harpune von Philae gebaut hat:
http://www.daserste.de/information/wissen-kultur/w-wie-wissen/sendung/explosion-110.html
Ab 4:20 anschauen 

Schon ein interessantes Thema. Müßte man mal mehr hinter die Vorhänge schauen können.
Wenn eine Firma da erstmal "Hoflieferant" ist, hat sie ausgesorgt...

"Ein kleiner Schuß für einen Menschen, ein großer Schuß für Pyroglobe..." 

Gestern am 10. September 2014 ist Rosetta in eine neue Flugphase eingetreten: "Transition to Global Mapping (TGM)"
Das ist der Übergang von den Dreieck-Orbits, die mit Triebwerkseinsatz erzeugt wurden, zu den runden Orbit, bei denen die Gravitation wirkt.
Dabei wird die Entfernung zum Kometen von 50 km auf 30 km reduziert.
Weil der Komet eine relativ kleine Masse hat, ist die Gravitation erst ab 30 km Nähe zum Kometen wirksam.

Ich habe 2 Minuten geopfert, um mir dieses Video nochmal anzusehen, damit der Orbitwechsel deutlich wird:
ws

Rosetta muss näher ran, um die Auflösung und Qualität der Aufzeichnungen zu verbessern.
Und um im November den Lander Philae präzise abzusetzen.

Hier sind nochmal die Orbitwechsel bis zum 15. Oktober (10 km) skizziert:
Rosetta GMP orbits Credit: ESA


Auch wenn wir das wegen der Geheimniskrämerei nicht so mitkriegen,
die wissenschaftliche Arbeit läuft jetzt auf Hochtouren und die Forscher haben kaum eine ruhige Minute.
Jetzt geht es darum, die Instrumente so effektiv wie möglich einzusetzen, um bestmöglichste Ergebnisse zu erzielen.
Die optimale Ausrichtung der Instrumente bei wechselnden Flugmanövern ist aufwändig und erfordert volle Konzentration.
Verpasste Möglichkeiten ergeben sich nicht nochmal.

Bisher näherte sich die Sonde von der Sonnenseite, - Rosetta ist zwischen der Sonne und dem Kometen.
Das hat unter anderem den Vorteil, dass der Komet immer gut beleuchtet war.
Aber ein wichtiges Missionsziel ist ja, die Veränderungen des Kometen unter intensiverer Strahlungseinwirkung der Sonne zu erforschen.
Deshalb strebt man jetzt einen Orbit über den Terminator, der Tag- und Nachtgrenze an.
So will man zunächst den Beginn der Aktivitäten nach Sonnenaufgang und später bei Sonnenuntergang beobachten.