Dawn (Discovery 9) auf Delta II 7925H D327 von CC SLC-17B

Laut diesem Artikel vom JPL von letztem Monat soll Dawn Ende Maerz oder Anfang April 2015 erreichen:

http://www.jpl.nasa.gov/news/news.php?release=2013-347

Der Abflug von Vesta hatte sich damals ja wegen ein Problem mit einem der Reaktionsraeder etwas verzoegert. Ich vermute mal Februar 2015 war der alte Ankunftstermin.

Edit: Und hier in einem Missionsupdate vom 31. Dezember ist sogar schon vom 25. Maerz 2015 die Rede:

http://dawn.jpl.nasa.gov/mission/journal_12_31_13.asp

Hallo Zusammen,
...uuppps...
da lag ich ja total daneben.
So nehme ich alles zurück und behaupte das Gegenteil.

Mit entschuldigenden Grüßen
Gertrud

Hallo Ensi,

eine kleine Korrektur zu Deinem Post:

Am 13. bzw. 14. April diesen Jahres befinden sich Vesta bzw. Ceres von der Erde gesehen in Opposition zu Sonne und werden dann am Erdhimmel nur 2 Grad voneinander entfernt sein. Ihre Helligkeit wird dabei so groß dass zumindest Ceres mit bloßem Auge (geradenoch) zu erkennen sein wird.

Ceres erreicht zur Opposition eine Helligkeit von 7,0 m und wird damit für das bloße Auge unsichtbar bleiben. Vesta wird dagegen zur Opposition eine Helligkeit von 5,8 m erreichen. Theoretisch wäre Vesta also mit bloßen Augen zu sehen, praktisch wird das aber kaum gelingen.
Am Oppositionstag trennen Ceres immerhin 246 Millionen Kilometer von der Erde, Vesta dagegen nur 184 Millionen Kilometer.

Wilga35

Bei DAWN tut sich zur Zeit wenig; deshalb möchte ich hier mal was zu den Hardware-Aspekten der DAWN-Nutzlast schreiben.

Die Vorgeschichte

Ursprünglich sollte DAWN fünf wissenschaftliche Instrumente an Bord haben:
    GLA          Laser-Altimeter
    MAG         hochempfindlicher Magnetfeld-Sensor
    GRAND     GammaRay And Neutron Detector
    VIRTIS      VIS/IR Spektrometer
    FC            Framing Cameras (2x)
Auf Grund eines Descoping der NASA aus Gewichts- und Kostengründen (und wohl auch, um einen widerborstigen Mission PI abzustrafen..) wurden das Laseraltimeter und das Magnetometer aus der Payload gestrichen – mit der bizarren Folge, dass der Mission Pi von DAWN, Chris T Russel (UCLA), jetzt ohne eigene Instrumentbeteiligung dastand (er war Instrument PI des Magnetometers).
Von den verbleibenden drei Instrumenten stammte nur eines (GRAND) aus den USA, VIRTIS wurde von Italien beigestellt und die Framing Cameras von Deutschland. Es war also eine NASA-Mission, bei der zwei Drittel der Payload aus Europa kam !
Anscheinend dämmert es der NASA inzwischen, dass so was sich in den USA schlecht verkaufen lässt – für die nächste Auswahlrunde des Discovery-Programms gilt jetzt die Regel : maximal ein Drittel ausländische Beteiligung.

Discovery-Missionen wie DAWN haben einen ziemlich komprimierten Fahrplan: 36 Monate von Kick-Off bis zum Start; deshalb legten die Amerikaner großen Wert darauf, dass die Payload bereits Flight Heritage nachweisen konnte. Z.B. war GLA bereits auf Mars Global Surveyor geflogen, MAG auf SpaceTechnology-5, VIRTIS war die Flight Spare Unit eines ROSETTA-Experiments usw – so sollten die Entwicklungsrisiken klein gehalten werden. Die Framing Cameras aus Deutschland waren eine Neuentwicklung; sie sollten nicht nur Bilddaten von Vesta und Ceres in verschiedenen Filterkanälen liefern, sondern auch die optische Navigation in der Nähe der Asteroiden ermöglichen. Die Kameras gelten daher als „mission critical“ und sind in doppelter Ausführung an Bord – eine steht immer in Reserve.
Ursprünglich sollten die Kameras in der Regie des Instituts für Planetenforschung des DLR (DLR-PF) entwickelt und gebaut werden; dazu wurde ein industrieller Hauptauftragnehmer herangezogen, dessen Kostenvorstellungen aber so hart mit den Vorgaben der „funding agency“ (ebenfalls DLR ..) kollidierten, dass diese die Notbremse zog. Der resultierende Projektstillstand alarmierte  wiederum die Amerikaner, die den Direktor des JPL, Charles Elachi, nach Deutschland schickten, um das DLR daran zu erinnern, dass es eine feste Zusage für die Lieferung der Kameras gab.
Diese Krise wurde dann so gelöst, dass das Max-Planck-Institut in Lindau Entwicklung und Bau der Kameras in eigener Regie übernahm, mit Beistellungen von DLR-PF (CCDs mit FrontEnd-Elektronik) und der TU Braunschweig (IDA) für die InstrumentProzessor- und MassMemory-Elektronik.
Dadurch, dass es jetzt keinen Industrie-Hauptauftragnehmer mehr gab, sanken die Kosten in einen erträglichen Bereich. Allerdings waren von den ursprünglich 36 Monaten jetzt nur noch 26 Monate übrig ... In dieser Zeit mussten entwickelt, gebaut und getestet werden :
1 Struktur- und Thermal Modell (STM), 1 Engineering Modell (EM), 1 Qualifikations-Modell (QM), 2 Flugmodelle (FM), zusätzlich 2 Flight Spare Modelle (FS), die aber 6 Monate später abgeliefert werden konnten.

(Teil 2 und Teil 3 sollen eine technische Beschreibung der Hardware der Framing Cameras liefern; in Vorbereitung)
 

Gruss     HHg

Wenn doch nur die Raumfahrt nicht immer zur Hälfte aus unschönen Begleiterscheinungen bestünde.... 

Ist den Fligt Heritage so eine Versicherung, daß ein Gerät dieser Art auch bei einer Zweitverwendung prima funktioniert? Ich denke da nur an das mittlerweile sehr verbreitete Drallräderproblem.

Flight Heritage bezieht sich ja auf Vorgängerdesigns, die funktioniert haben ... nicht auf welche, die nicht funktioniert haben.

Ja, Flight Heritage ... oder das ricthige "Technological Readiness Level" ist wichtig.

Die Framing Cameras auf DAWN

Die beiden Framing Cameras sind am Rand der Oberseite des DAWN-Spacecraft installiert; die beiden weißen Radiatoren des Kamerakopfs zeigen nach außen.   Unterhalb sieht man die Frontseite des VIRTIS Experiments. Beide Kameras sind in thermisch isolierende Multi Layer Insulation (MLI) Blankets (20 Lagen) gehüllt, deren äußerste Lage aus schwarzem Kapton besteht  (Kontraktor: Austrian Aerospace).

                                                     

Da DAWN mit Hilfe von Ionentriebwerken unterwegs ist, die bei 1 AU mehr als 10 kW umsetzen, bleibt auch immer etwas Verlustleistung in der Treiberelektronik und damit in der Spacecraft-Struktur hängen: die Struktur ist deshalb im Betrieb relativ „warm“ – eher bei 50 Grad C als den sonst üblichen 20 Grad C. Aus diesem Grund ist es nicht so einfach, die Verlustwärme der Kameraelektronik per Wärmeleitung einfach an die Spacecraft-Struktur abzugeben. Deshalb hat Orbital die Montageplatte der Kameras flügelartig nach hinten verlängert und mit Second Surface Mirror belegt – so kann die Verlustwärme der Kameraelektronik ohne Umwege direkt in den Raum abgestrahlt werden.

                               

Die Kameras besitzen ein Linsenobjektiv mit 150 mm Brennweite und 19 mm Öffnung. Bildaufnehmer ist ein frame-transfer CCD mit 1024 x 1024 Pixeln; die Pixelgröße ist 14 µm x 14 µm. Das Gesichtsfeld ist 5,5 Grad x 5,5 Grad; das Gesichtsfeld pro Pixel (iFoV) ist 93 µrad (19 arcsec). Vor dem CCD befindet sich ein Filterrad mit 7 Farbfiltern und einem panchromatischen Kanal :

                    Filter 1                  450 nm bis   920 nm
                    Filter 2                  410 nm bis   450 nm
                    Filter 3                  530 nm bis   570 nm
                    Filter 4              630 nm bis   670 nm
                    Filter 5              730 nm bis   770 nm
                    Filter 6              810 nm bis   850 nm
                    Filter 7              900 nm bis   940 nm
                    Filter 8              940 nm bis 1020 nm


                                         

Dieses Bild bei abgenommener MLI zeigt die verschiedenen Baugruppen der Kamera:
Zuunterst die quaderförmige Elektronik-Box, die die Platinen mit dem Instrument-Prozessor, dem Massenspeicher, dem Mechanismencontroller und der PowerConverterUnit enthält. Darüber, thermisch isoliert, das Kameragehäuse mit  CCD-Sensor und FrontEnd-Elektronik sowie dem Filterrad-Mechanismus (Schrittmotor auf der Oberseite). Der senkrechte blau anodisierte Tubus ist das Objektiv (Kontraktor: Kayser-Threde / Thales-Angenieux), das nach hinten mit 2 Streben abgestützt ist. Oben am Objektiv sieht man das zylindrische Streulicht-Baffle mit dem Mechanismus für den klappbaren Schutzdeckel (Cover Door).
Links vom Objektiv sieht man einen größeren Radiator (kühlt den CCD auf -60 deg C) und darunter einen kleineren, der das Kameragehäuse auf -20 deg C kühlt.
Die Radiatoren sind mit weißer elektrisch leitfähiger Farbe (PCBE) beschichtet, die dafür sorgt, dass hohe Abstrahlung im Infrarot mit niedriger Absorption bei Sonneneinstrahlung kombiniert ist, unter Vermeidung von elektrostatischer Aufladung.
 Die Kameras werden vom Spacecraft mit den üblichen 28 Volt versorgt und kommunizieren über zwei redundante MIL-1553-Interfaces mit diesem. Außerdem gibt es einen Anschluß für die Spülung mit hochreinem Stickstoff, im wesentlichen um zu verhindern, dass bei der Wiederbelüftung nach Vakuumtests Verunreinigungen ins Innere des Instruments gelangen. 

(Mehr Details zum "Innenleben" im nächsten Beitrag)

Gruss   HHg

Das Innenleben der Framing Cameras :

Herzstück der Kameras ist natürlich der CCD-Bildsensor (Charge Coupled Device) . Es handelt sich um einen Thomson TH7888A mit 1024 x 1024 pixeln und 14 µm Pixelgröße. Er kann in nur 1 ms das 1k x 1k-Bild nach unten in den abgedeckten Speicherbereich verschieben (frame transfer), aus dem es dann langsamer und damit rauschärmer ausgelesen wird. Die Belichtungszeit kann zwischen 1 ms und 3,5 h variiert werden.

                                 
 
Wegen der 8jährigen Flugdauer im interplanetaren Raum bekam der CCD eine zusätzliche Strahlungsabschirmung aus Schwermetall (DENSIMET von Plansee/A)

                                 

CCD ausf seinem abgesetzten Printed Circuit Board, mit den 3 Montage-Hardpoints aus Titanlegierung


                             

Auf diesem Bild ist das Innere de Kamerakopfs zu sehen, bei abgeklappter FEE-Platine (Front End Electronics). Das CCD-PCB ist über eine Flex-Verbindung mit dem FEE-Board verbunden, um den Wärmeleitungszustrom zum „kalten“ CCD möglichst klein zu halten. Andererseits sind an der Rückseite des CCDs zwei Folienheizer angebracht, die während des jahrelangen Fluges bei ausgeschalteter Kamera den CCD warm halten sollen – einmal, um zu verhindern, dass auf dem CCD als kältesten Punkt im Inneren der Kamera Verunreinigungen kondensieren, zum anderen, um die Selbstreparatur von Strahlenschäden im Siliziumgitter zu unterstützen („room temperature annealing“).

Hinter dem CCD sieht man Teile des Filterrads:

                             

Hier bei der „Anprobe“ der Filtersubstrate (von Barr/USA); die Filter haben unterschiedliche Dicken, um die chromatische Längsaberration der Linsenoptik auszugleichen.

Das fertige Filterrad mit Abdeckmasken :

                     

Das Filterrad wird bewegt von einem Malteserkreuz-Getriebe:
Eine Umdrehung des Exzenters (angetrieben von einem PHYTRON VSS25-Schrittmotor) dreht das Malteserkreuz (aus selbstschmierendem Polyimid VESPEL SP3) um 45 Grad und damit um ein Filter weiter. Ein Filterwechsel dauert 0,8 s.

                       

Vor dem Filterrad liegt das Linsen-Objektiv mit seinem Titan-Tubus und dem zylindrischen Streulicht-Baffle:

                       

Oben am Tubus neben der Frontlinse befinden sich die Kalibrationslampen: sechs LED-Chips, diekt auf eine kleine Platine gebondet, strahlen den geschlossenen Deckel von innen an; das rückgestreute Licht fällt durch die Optik auf den CCD.  (Durch diese Anordnung kann man verhindern, dass im Fehlerfall -LEDs lassen sich nicht mehr ausschalten- eine Bildaufnahme unmöglich wird: bei geöffneter Klappe gelangt kein LED-Licht zum CCD !)

                       
 

Am oberen Rand des Baffles befindet sich der klappbare Schutzdeckel, der von einem Kniehebel-Mechanismus um 120 Grad aufgeklappt werden kann; das Gelenk des Kniehebels wird von einer Spindel bewegt, die von einem Schrittmotor angetrieben wird (PHYTRON Space-Serie VSS-25 mit 200 Vollschritten/Umdrehung)
Auf der Schwenkachse des Deckels sitzt ein berührungsfreier magnetischer Dreh-Encoder (Austrian Semiconductor AS 5020)

                                     

Der Deckel mit seinem Antrieb ist natürlich eine mögliche „single point failure“ – Klappe zu = Kamera tot ! Also musste eine Reservelösung her. Der ganze Antrieb sitz auf einem beweglichen Schlitten, der von einem dünnen Polyesterseil (DYNEEMA) gegen Federn in seiner Lage gehalten wird. An der Überkreuzung des DYNEEMA-Seils sitzt ein präparierter Metallfilmwiderstand, der bei Bestromung innerhalb von 8 Sekunden das Seil durch schmilzt. Der Schlitten fährt dann in seine untere Endlage und öffnet so die Klappe ganz (geht nur 1x...)

Die Electronics Box:
trägt die internen und externen Interface-Steckverbinder

           

und enthält die DPU, den Massenspeicher (8 GBit, mit Fehlerkorrektur),
die Motorsteuerung für die Mechanismen, und die PowerConverterUnit. Die DC/DC-Konverter sind zwecks besserer Wärmeabfuhr auf einem eigenen Alu-Profil direkt am Gehäuse angeschraubt.

               

Nun noch 2 Bilder aus dem Integrations- und Testprogramm:
Vibrationstest der Framing Camera beim DLR in Berlin-Adlershof.
Die FC steht auf einem Adapter mit vier zwischengeschalteten Kraftmessaufnehmern zur Überwachung der Interfacekräfte beim Random Vibration-Test; damit wird die spektrale Leistungdichte der Shakeranregung gesteuert und in kritischen Resonanzen heruntergeregelt („force limited notching“-Verfahren; verhindert ein Übertesten des Prüflings)

                                     

 ein Selfie muss natürlich auch sein: Integration des QM im MPS-Reinraum, am Schraubendreher: SpaceMech   

                 


Ich hoffe, das waren jetzt nicht zu viele Details & Bilder !


Gruss   HHg

Ich hoffe, das waren jetzt nicht zu viele Details & Bilder !

Zuviel Information gibts nicht. Danke, SpaceMech. 

Immer wieder tolle Bilder und Texte ! Notfalls muß RaumCon halt "aufstocken" 

Das DAWN Flight Team hat in diesem Jahr den Preis des Smithsonian National Air and Space Museum bekommen

                     
                                                                                                        [Bild: JPL]


                                Zum aktuellen Stand der DAWN-Mission gibt es ein neues Video:

                                 


                    Gruss     HHg

DAWN musste seinen Ionenantrieb für 4 Tage unterbrechen. Am 11. September haben die Triebwerke plötzlich gestoppt und DAWN ging in einen safe-mode. Offenbar war kosmische Partikelstrahlung schuld, die die Bordsysteme abgeschaltet hat (sie sprechen von einem elektrischen Element im Antrieb). Am 15. September ging der Betrieb dann weiter. Man hat auf eine anderes Triebwerk und einen anderen Strang der Steuerelektronik umgeschaltet. Der ausgefallene Strang soll auch wieder aktiviert werden.
Gleichzeitig gab es wohl ein (nicht weiter spezifiziertes) Problem, dass die Hauptantenne nicht zu Erde ausgerichtet werden konnte. Auch hier könnte Strahlung die Ursache sein.

Ergebnis: DAWN wird ca. einen Monat später am Ziel ankommen ...


http://www.spaceflightnow.com/news/n1409/18dawn/

Ergebnis: DAWN wird ca. einen Monat später am Ziel ankommen ...


http://www.spaceflightnow.com/news/n1409/18dawn/

Hallo,
Das ist vielleicht ärgerlich für das Dawn flight Team. Nur wegen der Unterbrechung der Triebwerke für 4 Tage kommt Dawn jetzt einen Monat später an. Weißt jemand ob Dawn vom Kurs abgeraten ist? Musst Dawn möglicherweise eine Kurskorrektur vornehmen?

Hallo Schillrich,
danke für den link. Dawn interessiert mich sehr und ich berichte in einem anderen Forum über die Mission. Ich dachte bisher Dawn würde Ceres schon im Februar 2015 erreichen.

@Duc-Lo
Dawn ist heute 0,0297 AU oder 4,443 miokm von Ceres entfernt und hat eine Relativgeschwindigkeit zu Ceres von nur 0,56km/s (am 18.5. waren es noch 1,15 km/s) oder 2016 km/h ~ 48384 km/d.
Ohne Antrieb verlangsamt sich Dawn wegen der extrem überwältigenden Gravitation der Sonne. Zum Vergleich: bei New Horizons wird Pluto erst in knapp 500.000km Distanz stärker als die Sonne wirken. Da Dawn deutlich näher an der Sonne als NH ist und Ceres deutlich weniger Masse als Pluto hat, wird die Wirkung von Ceres erst in wenigen 10000km Distanz stärker als die der Sonne sein.
2 links mit der Missionsflugbahn (dort sieht man an der Farbe der Flugbahn, wann der Antrieb an ist) , bzw dem Abstand Dawn-Ceres sowie weiteren Daten:

https://images.raumfahrer.net/up018574.jpg

https://images.raumfahrer.net/up041772.jpg

Hallo SFF-TWRiker,

DAWN wird ohne Triebwerke nicht "so langsamer". DAWN fliegt dann einfach auf einem kreisförmigen Orbit in den 4 Tagen mit praktisch konstanter Geschwindigkeit weiter. Der Schub der Triebwerke richtete sich ja nicht "gegen" die Sonne, sondern wirkt tangential und erhöht ständig ein wenig die Orbitgeschwindigkeit, so dass "jede Sekunde quasi ein etwas größerer Kreis" gilt. Aus dem geschlossenen Kreis wird eine Spirale. Ohne Schub wird dann aus der Spirale wieder ein geschlossener Kreis.

Die Relativgeschwindigkeiten DAWN<->Ceres hängen ja auch vom Bewegungsvektor des Ziels ab, also in welche Richtung sich Ceres aus Sicht von DAWN bewegt. Auf jeden Fall ist das kein ruhendes Koordinatensystem gegenüber der Sonne. Der "Nullpunkt in Ceres" ist immer ein anderer.

Da sich sowohl Ceres als auch Dawn Richtung Ceres' Aphel bewegen, werden beide Körper relativ zur Sonne langsamer.
Als Dawn Vesta verließ, war Vesta nahe des Aphels und Ceres nahe des Perihels.
Die Relativgeschwindigkeit von Dawn zu Ceres sinkt seit dem Verlassen des Gravitationsfeldes von Vesta permanent, obwohl der Antrieb von Dawn laut der Grafik im ersten von mir gesetzten link zu rund 90% der Zeit an war,
während er z.B. bei New Horizons nur bei Flugbahn-Korrekturen an ist.
NH hat seit der Passage der Uranus-Bahn weniger als 10% der Relativgeschwindigkeit zur Sonne verloren.

DAWN musste seinen Ionenantrieb für 4 Tage unterbrechen. Am 11. September haben die Triebwerke plötzlich gestoppt und DAWN ging in einen safe-mode. ....Ergebnis: DAWN wird ca. einen Monat später am Ziel ankommen ... http://www.spaceflightnow.com/news/n1409/18dawn/

Jetzt auch im Portal und in Deutsch: http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/20092014122248.shtml

Gruß   Pirx

Jetzt auch im Portal und in Deutsch: http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/20092014122248.shtml

Gruß   Pirx

Der Portalartikel finde ich sehr gut geschrieben. Da stehen auch sehr viele Infos. Danke an dem Autor. Jetzt habe ich es einigermaßen verstanden. 

Hallo Duc-Lo,

Zitat von Dir :  “Jetzt habe ich es einigermaßen verstanden.”

Wenn Du weitere Fragen hast, dann nur zu...

Schöne Grüße aus Hamburg - Mirko

Habe gerade eine sehr ausführliche Erklärung des Triebwerksproblems von Marc Rayman gefunden:

http://www.planetary.org/blogs/guest-blogs/marc-rayman/20141002-dawn-journal-ion-thrusting-or-not.html

Erstaunlich wie hilfreich bei Rettungsaktionen doch CupCakes, mit einem Herzen dekoriert, sein können. 
Jedenfalls wiedermal eine tolle Leistung eines tollen Teams !

DAWN im Anflug auf Ceres :

Nachdem DAWN im September eine mehrtägige Unterbrechung im Schub der Ionentriebwerke hatte (siehe Post von Schillrich weiter oben), laufen diese inzwischen wieder einwandfrei. Die verlorene Zeit hat aber Auswirkungen auf die Anfluggeometrie bei Ceres: DAWN wird jetzt Ceres sozusagen geringfügig überholen und dann in einem eleganten "Schlenker" doch die ursprünglich vorgesehene Umlaufbahn erreichen.
Ist schon toll, was die Flight Dynamics-Leute heute so hintricksen können (siehe auch die Bahn-Choreografie bei ROSETTA !) - wenn man das immer noch auf der Rückseite eines Briefumschlags ausrechnen müsste ...

Hier der Vergleich der Anflugbahnen, ursprünglich geplant vs. jetzt geändert:



      (Bild : NASA / JPL)   Die Kreismarkierungen entsprechen jeweils 1 Tag

    Gruss   HHg

Wenn man bedenkt, diese Wahnsinns-Bahnmanöver bei Dawn, Rosetta etc. sind ja "aus der Not geboren".  Welch hocheffektive Instrumentierung und welcher Rechenaufwand da drin steckt! Man kann halt nicht hinfliegen und den Rest der Strecke per Handsteuerung machen.

Wenn man bedenkt, diese Wahnsinns-Bahnmanöver bei Dawn, Rosetta etc. sind ja "aus der Not geboren".  Welch hocheffektive Instrumentierung und welcher Rechenaufwand da drin steckt! Man kann halt nicht hinfliegen und den Rest der Strecke per Handsteuerung machen.

Bei der Bahnberechnung stelle ich mir naiverweise vor, mit den heutigen Computern kann man das. Die Manöver von Rosetta mal ausgeklammert, die muß sich erst mal jemand vorstellen, bevor der Computer sie berechnen kann.

Aber Grundvoraussetzung ist, daß man erstmal mit hinreichender Genauigkeit weiß, wo die Sonde eigentlich ist. Das stelle ich mir wirklich schwer vor. Man braucht die genaue Position von mindestens zwei Fixsternen, nehme ich an. Dazu aber mindestens einen (oder mehrere?) Objekte im Sonnensystem. Und die Winkelbestimmungen müssen sehr genau sein, damit das Ergebnis richtig ist.

DAWN wird jetzt Ceres sozusagen geringfügig überholen und dann in einem eleganten "Schlenker" doch die ursprünglich vorgesehene Umlaufbahn erreichen.
Ist schon toll, was die Flight Dynamics-Leute heute so hintricksen können ...

Aber wirklich ! Ich erinnere mich an einige diesbezügliche Lobeshymnen (Gerhard Schwehm, Holger Sierks) während der Philae-Livestreams... ich ahne langsam, was sie damit meinten...