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Solar Orbiter

Solar Orbiter

Der Solar Orbiter ist eine Raumsonde der ESA, die 2013 mit einer Sojus-ST Fregat von Kourou gestartet werden soll. Die Sonde hat ein Budget von 200 Millionen Euro. Sie soll sich nach mehreren Venus Swing-bys der Sonne auf ihrem polaren 150 Tage Orbit bis auf 30 Millionen km nähern. Die Startmasse der Sonde soll 1495 kg betragen und sie soll Ionentriebwerke nutzen, die für BepiColombo entwickelt werden. Hauptziel der Mission wird es sein, den Sonnenwind, das sogenannte Weltraumwetter zu untersuchen. Dabei wird der Solar Orbiter Strukturen in der Sonnenkorona bis zu einer Größe von minimal 35 Kilometern aufnehmen können. Die Atmosphäre der Sonne wird mit einer Auflösung von 100 km pro Pixel erfasst. Im Oktober 2020 soll die Mission zu Ende gehen.

Weblinks

- [http://sci.esa.int/science-e/www/area/index.cfm?fareaid=45 ESA-Seite zum Solar Orbiter] (en.)
- [http://www.astronews.com/news/artikel/2001/06/0106-025.shtml Nächste europäische Sonnenmission spätestens 2010 (27. Juni 2001)] (dt.)
- [http://www.ieap.uni-kiel.de/et/missions/solarorbiter/ Seite der Universität Kiel zum Solar Orbiter] (dt.) Siehe auch: Liste der unbemannten Raumfahrtmissionen Kategorie:Sonnensonde

Raumsonde

] Eine Raumsonde ist ein unbemannter Flugkörper, der zu Erkundungszwecken ins Weltall geschickt wird. Im Gegensatz zu einem (Erd)Satelliten verlässt sie die Umlaufbahn (Orbit) der Erde und fliegt ein entferntes Ziel im Weltraum an, um dieses zu untersuchen (z. B. Mars, Asteroiden, Kometen, Jupitermonde). Wegen der oft jahrelangen Dauer von Raumsondenmissionen werden an die technischen Einrichtungen von Raumsonden höchste Anforderungen gestellt. Die Komponenten von Raumsonden werden aufwändigst getestet und im Reinraum zusammengebaut, was die hohen Kosten von Raumsonden erklärt. Ein großes Problem bei Raumsonden gegenüber erdumkreisenden Satelliten ist der große Erdabstand, der lange Laufzeiten der von der Bodenstation ausgesandten Steuerbefehle bewirkt. Aus diesen Grund müssen Raumsonden über Systeme verfügen, die sie in gewissem Umfang von Bodenstationen unabhängig machen. Für Raumsondenmissionen muss der Einschusswinkel mit einer Genauigkeit von unter 1 Bogensekunde festgelegt werden. Die Navigation von Raumsonden muss mit höchster Genauigkeit erfolgen. Sie erfolgt mit Hilfe des Dopplereffekts und der Signallaufzeiten. Auf diese Weise wird ihre Position mit einer Genauigkeit von unter 1 Meter - unabhängig von ihrer Entfernung zur Erde - ermittelt. Die Energieversorgung erfolgt bei Raumsonden zum Mond und zu den inneren Planeten Merkur bis Mars meist mit Solarzellen, die über einen Akkumulator gepuffert sind. Für Raumsonden mit kurzer Lebensdauer werden auch Akkumulatoren verwendet. Raumsonden für den Flug zu äußeren Planeten verwenden für die Stromversorgung stets Isotopenbatterien, da mit wachsenden Abstand von der Sonne Solarzellenflächen immer ineffizienter werden. Je nach Aufgabenstellung unterteilt man Raumsonden in:
- Vorbeiflugsonden - Sonden, die nur einen Vorbeiflug an einem Himmelskörper durchführen
- Orbiter - Sonden, die eine Umlaufbahn um einen Himmelskörper einschlagen
- Lander - Sonden, die auf einem Himmelskörper landen, hier ist weitere Unterteilung sinnvoll:
- Hydrobot - eine Sonde, die selbständig die Tiefen unbekannter Gewässer erkunden kann
- Kryobot - eine Sonde, die sich durch Eis hindurchschmilzt um dieses und darunterliegende Medien zu erkunden
- Penetrator - eine Raumsonde, die sich bei einer ungebremsten Landung bis zu einigen Metern in den zu untersuchenden Himmelskörper bohrt
- Rover - ein mobiles Landegerät, mit dem größere Regionen erkundet werden können
- Probenrückführung (engl. Sample Return) - Sonden, die Proben eines Himmelskörpers oder im Weltraum eingesammelte Partikel zur Erde zurückführen. Zuvor könnte ggf. eine Landung auf dem Himmelskörper nötig sein Eine vollständige Liste aller Raumsonden mit Missionsbeschreibungen ist unter Liste der unbemannten Raumfahrtmissionen verfügbar. Kategorie:Raumsonde

ESA

Die European Space Agency (ESA) ist die europäische Raumfahrtorganisation mit Sitz in Paris, Frankreich. Sie wurde am 30. Mai 1975 zur besseren Koordination der europäischen Raumfahrtaktivitäten gegründet, da der technologische Rückstand in der Raumfahrt gegenüber der UdSSR und den USA auf Grund der immensen Anstrengungen beider Länder Mitte des 20. Jahrhunderts immer größer wurde. Sie hat 17 Mitgliedstaaten und beschäftigt 2004 1.904 Mitarbeiter (2003 - 1.790). Sie ist die Nachfolgeorganisation der ELDO und der ESRO.

Standorte

ESRO
- ESA Headquarters, Paris, Frankreich
- ESTEC, (European Space Research and Technology Centre), in Noordwijk, Niederlande.
- ESOC, (European Space Operations Centre), in Darmstadt.
- EAC, (European Astronauts Centre) in Köln.
- ESRIN, (European Space Research Institute), in Frascati in der Nähe von Rom in Italien.
- Nebenstellen befinden sich in den USA, Russland und Belgien
- Weltraumbahnhof in Kourou, Französisch-Guayana.

Mitgliedstaaten

Französisch-Guayana Zu den Gründungsmitgliedern von 1975 gehören:
- Belgien
- Dänemark
- Deutschland
- Frankreich
- Großbritannien
- Italien
- Niederlande
- Schweden
- Schweiz
- Spanien Weitere Mitgliedstaaten:
- Finnland
- Griechenland (seit 2005)
- Irland
- Kanada (Kooperationsvertrag)
- Luxemburg (seit dem 1. Juli 2005)
- Norwegen
- Österreich (seit 1987)
- Portugal
- Ungarn (Kooperationsvertrag)

Finanzierung

Die ESA finanziert sich aus dem Staatshaushalt der Mitgliedstaaten. Die Anteile der einzelnen Staaten richten sich nach dem Bruttoinlandsprodukt des jeweiligen Staates. Es wird dabei unterschieden zwischen Pflichtprogrammen, an denen alle Mitgliedstaaten verpflichtet sind sich zu beteiligen, sowie einer Reihe optionaler Programme bei denen es den einzelnen Staaten freigestellt ist, ob sie sich beteiligen möchten oder nicht. Das ESA-Budget betrug 2003 2,7 Mrd. Euro und 2004 ebenfalls 2,7 Mrd. Euro.

Projekte

Die Trägerraketen der ESA heißen Ariane. Die neueste Generation ist die Ariane 5. Daneben wird für kleinere Nutzlasten die Trägerrakete Vega entwickelt.

Abgeschlossene Projekte

Laufende Projekte

Projekte in der Entwicklung

Vorgeschlagene Projekte

Bei diesen Projekten ist noch unklar, ob sie wirklich in dieser Form gestartet werden sollen.

Siehe auch

- NASA
- Europäische Raumfahrt
- Raumfahrtbüro der Europäischen Union
- Arianespace

Weblinks

- [http://www.esa.int/export/esaCP/Germany.html offizielle deutschsprachige Präsenz der ESA]
- [http://www.admin.ch/ch/d/sr/0_425_09/index.html Übereinkommen zur Gründung einer Europäischen Weltraumorganisation] (Vertragstext bei [http://www.admin.ch/ch/index.de.html admin.ch]) Kategorie:Raumfahrtorganisation Raumfahrt ja:欧州宇宙機関 zh-min-nan:Europa Thài-khong Chóng-sú

Sojus (Rakete)

2004)]] Die Sojus-Rakete [] (rus. Союз für Vereinigung; engl. Soyuz) ist eine der Weiterentwicklungen der weltweit ersten Interkontinentalrakete, der R-7, die am 15. Mai 1957 zu ihrem ersten Flug startete. Die erste offizielle Weltraummission hatte die R-7 am 4. Oktober 1957 mit Sputnik 1 an Bord. Durch die ständige Weiterentwicklung entstanden viele Varianten der R-7, die zudem immer leistungsfähiger und zuverlässiger wurden. Eine der bekanntesten Varianten der R-7 ist die Sojus. Sie entstand durch leichte Modifizierungen der Woschod-Rakete, mit der anfänglichen Aufgabe, bemannte Sojus-Raumschiffe zu starten. Dabei waren die Unterschiede zwischen beiden Raketen so gering, dass einige Autoren die Woschod ebenfalls zu der Sojus-Reihe rechnen. Der Erststart der Sojus fand am 28. November 1966 statt (die Woschod flog bereits seit 1963). Seidem wurde die Rakete zum Starten von unterschiedlichsten Nutzlasten verwendet, darunter waren unter anderem alle bemannten Sojus-Kapseln, Progress-Raumtransporter, niedrigfliegende Forschungs- und Militärsatelliten und neuerdings auch ESA-Raumsonden und kommerzielle Satelliten. Heute ist die Sojus-Rakete die meistgeflogene orbitale Rakete der Welt mit insgesamt mehr als 850 Flügen und eine der erfolgreichsten mit einer Zuverlässigkeitsquote von 97,5 %. Außerdem ist sie die einzige aktive Trägerrakete der Russischen Föderation, die für den bemannten Raumflug zugelassen ist. Kommerziell wird die Rakete von der Firma Starsem vermarktet, die sie ab 2007 auch von dem europäischen Weltraumbahnhof in Kourou, Französisch-Guayana, starten lassen will.

Technik

Französisch-Guayana Die erste Stufe der Sojus besteht aus vier Boostern mit jeweils vier Brennkammern und pro Brennkammer eine Düse (RD-107), die zweite Stufe ist den Boostern in Aufbau sehr ähnlich, besitzt aber einen verlängerten Tank und ein modifiziertes Triebwerk (RD-108). Dadurch konnte man eine Neuentwicklung der Brennkammer für höheren Druck und höhere Temperaturen vermeiden. Da man anfangs noch keine Erfahrungen mit in Flug zündenden Stufen hatte, wurden beide Stufen einfach gleichzeitig gestartet. Die Triebwerke der ersten beiden Stufen verbrennen Kerosin und flüssigen Sauerstoff (LOX). Die Triebwerke wurden laufend in ihrer Leistung gesteigert, und tragen bei der aktuellen Sojus-FG die Bezeichnungen RD-107A und RD-108A. Die zweite Stufe (der Zentralbooster) wird auch als Block A bezeichnet, die vier Booster der ersten Stufe als Block B, W, G und D (nach den Anfangsbuchstaben des russischen Alphabets: А, Б, В, Г, Д). Sauerstoff Die dritte Stufe der Sojus wird von dem RD-0110 Triebwerk angetrieben, das ebenfalls Kerosin und flüssigen Sauerstoff (LOX) verbrennt. Die Stufe wird als Block I (rus. И) bezeichnet. Sie wird mit der zweiten Stufe der Rakete, dem Kernblock A (engl. als Core bezeichnet), durch einen Gitterrohradapter verbunden und wird zwei Sekunden vor dem Brennschluss des Blocks A gezündet. Sauerstoff Bei bemannten Einsätzen trägt die Sojus zusätzlich ein Rettungsystem (rus. САС - система аварийного спасения, deut. SAS) für Kosmonauten mit sich. Das System besteht aus einem Komplex von Feststoffraketen, die oben an der Sojus angebracht sind. Bei einem Fehlstart werden sie gezündet und tragen die Kabine mit den Kosmonauten innerhalb kürzester Zeit aus der Gefahrenzone. Am 27. September 1983 explodierte eine Sojus-U direkt auf dem Starttisch, das Rettungssystem rettete die Besatzung des Sojus T-10-1 Raumschiffs nur Sekunden vor der Explosion. Durch den Einsatz dieses Rettungssystems gab es bisher keine tödlichen Unfälle beim Start von Sojus-Raumschiffen (allerdings welche bei der Landung). Zu diesem System gehören auch die vier auffälligen rechteckigen Bauteile an den Seiten der Nutzlastverkleidung. Diese sogenannten Gitterflügel klappen bei Aktivierung des Rettungssystems aus und dienen der aerodynamischen Stabilisierung. Kleine Feststoffraketen an der äußersten Spitze dienen der Trennung der Nutzlastverkleidung vom Raumschiff. Startanlagen der Sojus existieren sowohl in Baikonur als auch in Plessezk, wobei bemannte Starts nur von Baikonur aus erfolgen, was an dem energetisch günstigeren Standort von Baikonur bei einem Flug zu einer Raumstation liegt.

Versionen der Sojus

Im Laufe der Jahre entstanden mehrere Versionen der Sojus-Rakete. Sie unterschieden sich in den eingesetzten Triebwerken, Nutzlastverkleidungen und Treibstoffen. Alle Versionen verfügten über drei Stufen und wurden zum Befördern von Nutzlasten in niedrige Umlaufbahnen verwendet. Erst ab Ende der 1990er wurde bei der Sojus eine vierte Stufe zum Erreichen von höheren Orbits eingesetzt, da die bisher für diese Aufgabe verwendete vierstufige Molnija nicht flexibel genug war. Die Oberstufen der Sojus werden im eigenen Abschnitt behandelt.

Frühe Versionen

- Sojus - (Werksbezeichnung 11A511) - Das ist die ursprüngliche Version der Sojus-Rakete, die zum ersten Mal 1966 flog und am 23. April 1967 das bemannte Sojus 1 Raumschiff ins All beförderte. Die Rakete verwendete RD-107 Triebwerke in der ersten Stufe, RD-108 in der zweiten und RD-0110 in der dritten. Die Startmasse betrug 308 t, die Länge 50,670 m. Neben den Sojus-Raumschiffen wurde sie auch zum Starten von zahlreichen Militärsatelliten der Kosmos-Reihe verwendet. Der letzte Flug fand 1975 mit dem Sojus 18 Raumschiff statt.
- Sojus-L - (Werksbezeichnung 11A511L, rus. 11A511Л, Л steht für Лунный - zu deutsch lunar) - Eine Sojus, mit der Prototypen sowjetischer Mondlandefähre zu Testzwecken in die Erdumlaufbahn geschossen wurden. Sie unterschied sich von der Sojus durch eine andere Nutzlastverkleidung und strukturell verstärkte Zentralstufe. Die Startmasse betrug 305 t, die Länge 44 m. Die Trägerrakete wurde nur drei Mal gestartet, das erste Mal am 24. November 1970. Eine Skizze der Sojus-L gibt es hier [http://federalspace.ru/Roket1Show.asp?RoketID=27].
- Sojus-M - (Werksbezeichnung 11A511M, rus. 11A511М, М steht für Модифицированный - zu deutsch modifiziert) - Über die Unterschiede zu einer gewöhnlichen Sojus gibt es nur wenige Informationen (siehe [http://www.astronautix.com/lvs/soya511m.htm]). Sojus-M wog 310 t und war 50,670 m hoch. Diese Rakete wurde insgesamt acht Mal gestartet und trug militärische Aufklärungssatelliten vom Typ Zenit-4MT in die Erdumlaufbahn. Erststart erfolgte am 27. Dezember 1971.

Spätere Versionen

1971
- Sojus-U - (Werksbezeichnung 11A511U, rus. 11A511У, У steht für Унифицированный - zu deutsch vereinheitlicht, unifiziert) - Mit der Sojus-U, die zum ersten Mal am 18. Mai 1973 flog, wurden die Modifizierungen der letzten acht Jahre in einer standardisierten Rakete zusammengefasst. Die Modifizierungen betrafen Triebwerke und Booster der Rakete, außerdem wurden die Startvorbereitungsanlagen an die neue Rakete angepasst. Die Triebwerke bekamen neue Bezeichnungen: RD-117 für die erste Stufe und RD-118 für die zweite. Die Sojus-U ist die am meisten verwendete Version der Sojus-Reihe, sie wiegt 313 t und hat eine Höhe von 51,1 m. Die Nutzlastkapazität der Rakete beträgt bei einem Start von Baikonur bis zu 6.950 kg in einen 200 km hohen Orbit und bei einem Start von Plessezk bis zu 6.700 kg in einen 220 km hohen Orbit. Diese Version wird noch heute (Stand: 2005) eingesetzt, soll jedoch bald durch die moderneren Sojus-FG und Sojus-2 abgelöst werden.
- Sojus-U2 - (Werksbezeichnung 11A511U2, rus. 11A511У2) - Sojus-U2 startete zum ersten Mal am 28. Dezember 1982 und verwendete im Gegensatz zur Sojus-U synthetisches Kerosin (Sintin) als Treibstoff für die Zentralstufe (Block A). Dadurch stieg die Nutzlast der Rakete um 200 kg gegenüber der Sojus-U an. Die Sojus-U2 flog insgesamt über 80 Mal und wurde vor allem zum Starten von bemannten Sojus-Kapseln eingesetzt. Da jedoch der Treibstoff für die Rakete teurer als gewöhnliches Kerosin war, wurde die Produktion der Sojus-U2 Mitte der 1990er eingestellt und sie brachte bei ihrem letzten Flug am 3. September 1995 die Sojus TM-22 Raumkapsel in den Orbit.
- Sojus-FG - (Werksbezeichnung 11A511FG, rus. 11A511ФГ) - Sojus-FG ist eine Übergangsversion zwischen der Sojus-U und der neuen Sojus-2. Die Triebwerke der ersten und zweiten Stufe wurden optimiert und erhielten die Bezeichnungen RD-107A und RD-108A. Die Rakete ist etwas stärker als die Sojus-U und kann dadurch die etwas schwereren Sojus-TMA Raumschiffe zu der ISS starten. Die Nutzlastkapazität der Rakete beträgt bei einem Start von Baikonur bis zu 7.130 kg in einen 200 km hohen Orbit. Der erste Start erfolgte am 21. Mai 2001 mit einem Progress-Raumtransporter.

Sojus-2/ST

Seit 1992 wird in Russland das Projekt der Rus-Rakete (rus. Русь) verfolgt, die eine Weiterentwicklung der Sojus-U darstellt und über eine Nutzlastkapazität von etwa 7,5 t für den erdnahen Orbit verfügt. Die Rus sollte ein digitales Flugsteuerungssystem erhalten, das das alte, aus den 1960er stammende, analoge Steuerungssystem ersetzen sollte. Dadurch wäre eine flexiblere Flugplanung und eine effizientere Treibstoffnutzung möglich, was der Nutzlastkapazität der Rakete zugute käme. Außerdem sollte die Rakete eine modifizierte Drittstufe (Block I) mit einem neuen RD-0124 Triebwerk erhalten und die Triebwerke der ersten und zweiten Stufe sollten durch die verbesserten RD-107A und RD-108A ersetzt werden. Später erhielt die Rus die Bezeichnung Sojus-2. Da jedoch in der russischen Raumfahrtkasse das Geld fehlte, lief die Entwicklung der Sojus-2 in den 1990er nur sehr zögernd. Die Wende kam, als in Kooperation mit Arianespace die Firma Starsem gegründet wurde, die die Sojus im Westen zum Start von kommerziellen Satelliten anbot. Bald kamen die ersten Startaufträge und damit auch Geld in die Kassen, das zur Weiterentwicklung der Sojus verwendet werden konnte. Die ursprünglichen Pläne von Starsem sahen vor, ab 2002 eine Sojus-U, die mit einem digitalen Steuerungssystem und mit den RD-107A und RD-108A Triebwerken in der ersten und der zweiten Stufe ausgestattet ist, unter der Bezeichnung Sojus-ST anzubieten. Außerdem sollte die Sojus-ST über eine größere und geräumigere Nutzlastverkleidung (von der Ariane 4 übernommen) verfügen und eine neue Oberstufe, genannt Fregat, zum Erreichen von hohen Orbits einsetzen. Eine Sojus-ST mit dem neuen RD-0124 Triebwerk in der dritten Stufe sollte Sojus-ST+ heißen. An Stelle von Sojus-ST kam 2001 die Sojus-FG, die sich von der gewöhnlichen Sojus-U nur durch die RD-107A und RD-108A Triebwerke in den ersten beiden Stufen unterschied. Sie wird nun zum Starten bemannter Raumkapseln und Raumtransportern verwendet. Außerdem wurde die Fregat-Stufe in Verbindung mit der Sojus-U und später auch mit der Sojus-FG getestet und mehrfach erfolgreich eingesetzt. Am 8. November 2004 startete erfolgreich die Sojus-2-1a, die die nächste Entwicklungsstufe auf dem Weg zur Sojus-2 darstellt. Sie verfügt nun über das digitale Flugsteuerungssystem und eine an das RD-0124 angepasste Drittstufe, die allerdings noch von einem älteren RD-0110 angetrieben wird. Zwei weitere Sojus-2-1a Starts sind 2006 mit kommerziellen Nutzlasten geplant, bevor Sojus-2-1b, die den ehemaligen Planungen der Sojus-2 entspricht, Mitte 2006 zum ersten Mal in Baikonur starten soll. Ab Anfang 2008 soll Sojus-2-1b zusammen mit der Sojus-2-1a unter der Bezeichnung Sojus-ST in Kourou für kommerzielle Starts zur Verfügung stehen. Die Nutzlastkapazität der Sojus-2-1a beträgt bei einem Start von Baikonur bis zu 7.020 kg in einen 200 km hohen Orbit und bei einem Start von Plessezk bis zu 6.830 kg in einen 220 km hohen Orbit. Sojus-2-1b kann von Baikonur aus bis zu 8.250 kg in einen 200 km hohen Orbit und von Plessezk aus bis zu 7.020 kg in einen 220 km hohen Orbit befördern. Die Nutzlastkapazität der Sojus-ST bei einem Start von Kourou aus dürfte noch um einiges höher liegen. Zur Zeit (2005) gibt es Gespräche über eine Weiterentwicklung der Sojus-2 Rakete namens Sojus-2-3. Diese soll in der Zentralstufe ein NK-33 Triebwerk einsetzen und ähnelt somit dem Jamal/Aurora Konzept (siehe dazu den entsprechenden Abschnitt dieses Artikels). Die LEO-Nutzlastkapazität der Sojus-2-3 wird mit 11 t von Baikonur/Plessezk aus und 12,7 t von Kourou aus angegeben.

Sojus mit Oberstufe

Um kommerzielle Satelliten sowie Raumsonden auf hohe Umlaufbahnen bringen zu können, wurde der Sojus eine vierte Raketenstufe hinzugefügt. Die vierte Stufe wird zusammen mit der Nutzlast von der Nutzlastverkleidung umhüllt.

Sojus-Ikar

LEO Die Ikar-Stufe wurde von dem Antriebsmodul des russischen Kometa-Auklärungssatelliten abgeleitet und wurde genutzt, um mit der Sojus-U Globalstar-Satelliten zu starten. Dabei wurden 1999 bei sechs Flügen 24 Globalstar-Satelliten ins All gebracht, jeweils vier Stück pro Flug. Sojus-U/Ikar ist 308 t schwer und 47,285 m hoch. Ab 2000 wurde die Ikar durch die neue und leistungsfähigere Fregat ersetzt.

Sojus-Fregat

Die Fregat-Stufe wurde von dem Antriebsmodul der Fobos und Mars 96 Raumsonden abgeleitet und ist mit einem modernen digitalen Steuerungssystem ausgestattet. Sie wird vom russischen Unternehmen Lawotschkin gebaut. Fregat kann bis zu 20 Mal wiedergezündet werden und ist somit ideal zum Aussetzen von mehreren Satelliten in verschiedenen Umlaufbahnen. Diese Tatsache wurde von der ESA genutzt, als sie eine Trägerrakete für ihre Cluster-Satelliten suchte. Der erste Start einer Sojus-U/Fregat fand am 8. Februar 2000 statt. Nach einem weiteren Testflug wurden bei zwei Sojus-U/Fregat Flügen erfolgreich vier Cluster-Satelliten ins All gebracht. Dabei konnte Fregat ihre Leistungsfähigkeit und Zuverlässigkeit beweisen, als sie nach einem zu frühen Abschalten der dritten Stufe der Sojus die Steuerung des Fluges rechtzeitig übernahm und durch ihre überschüssige Treibstoffladung die Mission doch noch retten konnte. Seitdem wird die Sojus mit der Fregat-Stufe zum Starten von Raumsonden (Mars Express) und kommerziellen Nutzlasten genutzt. Fregat soll zukünftig ebenfalls auf der neuen Sojus-2/ST Rakete eingesetzt werden. Außerdem soll Sojus-Fregat die bereits veraltete Molnija-Rakete ersetzen, die ebenfalls über vier Stufen verfügt und hochfliegende Satelliten startet. Die Sojus-U/Fregat ist 308 t schwer, 46,645 m hoch und kann von Baikonur aus bis zu 2.100 kg in den Geotransferorbit oder bis zu 1.260 kg auf eine Transferbahn zum Mars bringen.

Sojus in Kourou

Ende 2004 haben sich die ESA und die russische Raumfahrtbehörde Roskosmos darauf geeinigt, ab Anfang 2008 Sojus-Raketen von dem europäischen Weltraumbahnhof Kourou in Französisch-Guayana zu starten. Dabei soll Sojus-2 mit der Nutzlastverkleidung einer Ariane 4 unter dem Namen Sojus-ST kleinere Nutzlasten, für die die Ariane 5 zu groß ist, ins All befördern. Sowohl Sojus-2-1a, als auch Sojus-2-1b Versionen sollen dabei verwendet werden. Die Bauarbeiten an der neuen Sojus-Startanlage in Kourou sollen bis 2007 abgeschlossen sein, wobei die Europäische Union die meisten Kosten des Baus trägt, die mit 344 Millionen € angegeben werden. Mit dem gleichzeitigen Dienstantritt der kleineren Vega-Rakete wird Arianespace ab 2008 in Kourou Startdienste in allen Nutzlastkategorien anbieten können: für leichte Nutzlasten die Vega, für mittelschwere Sojus-ST und für schwere Ariane 5. Da Kourou viel näher am Äquator als Baikonur liegt, ist es energetisch günstiger von dort geostationäre Satelliten zu starten, so dass eine Sojus in Kourou über eine höhere Nutzlastkapazität als in Baikonur oder Plessezk verfügt. Die Nutzlastkapazität der Sojus-ST wird mit 2.720 kg für einen Geotransferorbit, 1.360 kg für einen geostationären Orbit und 4.350 kg für einen sonnensynchronen Orbit angegeben. Es erscheint außerdem möglich, die ohnehin schon für bemannte Flüge zugelassene Sojus in Kourou zum Starten von Astronauten einzusetzen. Auch bei einem Flug zu der internationalen Raumstation ISS würde die Nutzlastkapazität der Sojus im Vergleich zu Baikonur steigen. Allerdings gab es bisher keine offiziellen Gespräche zwischen der ESA und Russland, die bemannte Starts in Kourou betreffen, eine solche Möglichkeit wird jedoch für die Zukunft nicht ausgeschlossen.

Weiterentwicklungen

Auf der Basis der Sojus sind mehrere Projekte neuer leistungsstärkerer Raketen entstanden. Wegen Finanzierungsproblemen und/oder Mangel an Anwendungsgebieten sind diese Projekte bisher nicht verwirklicht worden. Hier sollen die Bekanntesten davon beschrieben werden.

Jamal

Jamal (russ. Ямал, engl. Yamal) ist das Projekt einer weitgehend auf der Sojus basierenden Trägerrakete, die 1996 von RKK Energija zur Realisierung vorgeschlagen wurde. Dabei setzten sich die Entwickler das Ziel, die Nutzlastkapazität drastisch zu erhöhen, ohne jedoch die äußeren Formverhältnisse der Rakete zu verändern, um so die Startanlagen der Sojus weiterhin nutzen zu können. Zudem sollte zur Herstellung der Jamal möglichst auf bereits vorhandene Produktionsanlagen zurückgegeriffen werden können. Ihren Namen erhielt die Rakete von den Jamal-Kommunikationssatelliten des russischen Erdgaskonzerns Gasprom, die mit der neuen Rakete gestartet werden sollten (Start erfolgte 1999 mit einer Proton). Die erste Stufe der Jamal (Booster) wird weitgehend unverändert von der Sojus-U übernommen. Die zweite Stufe (Zentralstufe) wird mit einem einzelnen NK-33 Triebwerk angetrieben. NK-33 ist ein Triebwerk der sowjetischen Mondrakete N1, die gleichzeitig mehrere davon einsetzte. Die Triebwerke werden nicht mehr produziert, es sind jedoch noch etwa 30 Stück von dem N1-Programm übrig geblieben. Für den erneuten Einsatz wurden die gelagerten Triebwerke eingehend getestet und erhielten zudem einige Modifikationen: so wurde zum Beispiel der Innendruck erhöht und das Triebwerk wurde schwenkbar gelagert. Zusätzlich zum Einbau des NK-33 wurde der Durchmesser des Zentralblocks der Rakete auf maximal 3,44 m erhöht (in der Sojus - 2,66 m) und dessen Treibstoffzuladung bis auf 141 t (50 t mehr als in der Sojus) angehoben. Der Durchmesser der dritten Stufe wurde ebenfalls erhöht, was eine Treibstoffzuladung von 30 t erlaubte. Die Stufe sollte von einem RD-0124 angetrieben werden, das auch bei der Sojus-2 verwendet wird. Außerdem sollte die Rakete eine vierte Stufe mit dem Namen Taimyr (russ. Таймыр) erhalten, die von dem Block D der Proton-Rakete abgeleitet wird. Gleichzeitig sollte die Rakete eine neue und größere Nutzlastverkleidung erhalten. Die Startmasse der Jamal sollte 374 t betragen, somit konnte sie von den Startanlagen der Sojus in Baikonur und Plessezk gestartet werden, die Raketen mit maximaler Masse von 400 t tragen können. Die Nutzlastkapazität wird mit 11,8 t in einen 200 km hohen Orbit von Baikonur aus, 11,3 t in einen 200 km hohen Orbit von Plessezk aus und 1,36 t in den GEO angegeben. Obwohl die Rakete mit relativ geringen Modifikationen und bereits fertigen von der N1 übrig gebliebenen NK-33 Triebwerken entwickelt werden konnte, fehlte dafür das Geld, so dass Jamal in dieser Konfiguration bisher nicht verwirklicht wurde. Bereits 1999 entstand auch das Projekt der Aurora, einer Exportvariante der Jamal.

Aurora

Aurora (russ. Аврора) ist eine Variante der Jamal, die 1999 zum ersten Mal vorgestellt wurde. Aurora sollte von einer neuen Startanlage auf der zu Australien gehörigen Weihnachtsinsel im Pazifischen Ozean starten, zuvor sollten Testflüge von Baikonur aus erfolgen. Die Kosten für den Bau der Anlage und der Infrastruktur wurden mit etwa 500 Millionen US-Dollar beziffert und sollten von privaten Investoren getragen werden. Aurora sollte vornehmlich zum Start von kommerziellen Kommunikationssatelliten im mittleren Massesegment eingesetzt werden. Nach einigen vorbereitenden Arbeiten wurde die Finanzierung des Projekts jedoch wieder eingestellt. Durch den Verfall des Satellitenstartmarktes ist es nun auch unwahrscheinlich, dass Aurora jemals wieder ins Leben gerufen wird. Aurora unterscheidet sich nur geringfügig von Jamal: die wichtigsten Unterschiede sind ein verbessertes NK-33-1 Triebwerk in der Zentralstufe sowie eine noch geräumigere Nutzlastverkleidung. NK-33-1 ist eine Variante des NK-33, die über eine ausfahrbare Düse verfügt. Die Düse wird in etwa 10 km Höhe ausgefahren und ermöglicht so das Triebwerk an verschiedene Phasen des Flugs besser anzupassen. Allein dadurch wird die Nutzlastkapazität der Rakete um etwa 2 % gesteigert. Zusätzlich zum NK-33-1 sollte in der Zentralstufe ein mit vier Brennkammern ausgestattetes RD-0124R Triebwerk zur Steuerung der Rakete eingebaut werden. Dies ist eine Variante des RD-0124 der dritten Stufe der Sojus-2/Jamal Rakete. Da sich diese Art von Steuerung als technisch schwer realisierbar erwies, entschied man RD-0124R nicht zu entwickeln und stattdessen das NK-33-1 Triebwerk schwenkbar einzusetzen, wozu man das Kreuzgelenk des RD-0120 Triebwerks der Energija-Rakete verwendete. In der ersten Stufe (Booster) sollten RD-107A Triebwerke der Sojus-FG eingesetzt und die dritte Stufe sollte von einem RD-0154 angetrieben werden. RD-0154 ist eine Variante des RD-0124 mit einer Brennkammer, das Triebwerk ist schwenkbar gelagert und verfügt über eine ausfahrbare Düse. Als vierte Stufe war mit Korwet (russ. Корвет, engl. Corvet) ähnlich wie bei Jamal eine von dem Block D der Proton-Rakete abgeleitete Stufe geplant, die von einem 11D58MF Triebwerk angetrieben werden sollte. Leermasse des Korwets beträgt 1.649 kg, Treibstoffzuladung 10 t. Die Rakete sollte sowohl in dreistufiger (niedrige Umlaufbahnen) als auch in vierstufiger Konfiguration (hohe Umlaufbahnen) fliegen. Die Startmasse der vierstufigen Variante sollte 379 t betragen. Durch die Verbesserungen an der Rakete und das Verlegen des Startplatzes näher an den Äquator steigt die Nutzlastkapazität der Aurora auf 11.860 kg in einen 200 km Orbit mit einer Bahnneigung von 11,3°, 4.350 kg in den Geotransferorbit und 2.600 kg in den geostationären Orbit.

Onega

Onega (russ. Онега, Name eines Flusses) wurde 2004 von RKK Energija als der zukünftige Träger für das neue bemannte Raumschiff Kliper vorgeschlagen. Ihre Nutzlastkapazität wird mit etwa 14,5 t für den erdnahen Orbit und 1,6 t für GEO (andere Quellen geben 2,3 t an) bei einem Start von Plessezk aus angegeben. Die erste Stufe (Booster) soll von einem neu zu entwickelnden RD-0155 Triebwerk angetrieben werden, das über eine Brennkammer verfügt und flüssigen Sauerstoff mit Kerosin verbrennt. Nach anderen Angaben könnten die Booster auch mit RD-120.10F (11D123) Triebwerken, die ebenfalls in der zweiten Stufe der Zenit Verwendung finden, angetrieben werden. Die Zentralstufe soll im Gegensatz zu Jamal/Aurora nicht mit einem NK-33, sondern mit einem RD-191, dem Haupttriebwerk der Angara, angetrieben werden. Beide Triebwerke sind jedoch in ihren Leistungsdaten ziemlich ähnlich. Die Rakete verfügt über eine hochenergetische mit flüssigem Sauerstoff und flüssigem Wasserstoff (LOX/LH2) betriebene dritte Stufe mit dem RD-0146 Triebwerk. Auch die vierte Stufe namens Jastreb (russ. Ястреб, engl. Yastreb) für Einsätze in hohe Orbits wird mit LOX/LH2 betrieben. Diese Stufe verwendet ein RD-0126 oder ein RD-0126E (eine Variante des RD-0126 mit einer modifizierten Düse) Triebwerk. Die Startmasse der Onega soll 376 t betragen. Bei einem Start der Onega mit Kliper würde eine dreistufige Version ohne Nutzlastverkleidung eingesetzt werden, wobei Kliper auf die Spitze der Rakete aufgesetzt wird. Da Onega die erste in Plessezk startende Rakete wäre, die als Treibstoff flüssigen Wasserstoff einsetzt, wird bei ihrer Realisierung als eins der größten Probleme das Fehlen von Infrastruktur zur Erzeugung/Verarbeitung des flüssigen Wasserstoffs in Plessezk genannt. Da im Laufe des Jahres 2004 die russische Raumfahrtbehörde eine Angara-Rakete oder in Kooperation mit der Ukraine eine Zenit-Rakete für den Transport von Kliper bevorzugte, wurde das Projekt der Onega bis auf weiteres auf Eis gelegt. Nachdem die europäische Raumfahrtbehörde ESA Mitte 2005 ihr Interesse am Kliper bekundigte, ist Onega bzw. eine ähnliche Rakete mit einem NK-33-1 in der Zentralstufe, RD-120.10F in den Boostern und RD-0146E in der dritten Stufe unter der Bezeichnung Sojus-3 als Träger wieder im Gespräch, denn sie würde einen Start des Raumschiffs vom europäischen Weltraumbahnhof in Kourou erlauben, wo derzeit sowohl Startanlagen für die Sojus-2 Rakete entstehen als auch bereits eine LH2-Infrastruktur für die Ariane 5 existiert. Die Entscheidung über die Trägerrakete für Kliper könnte im Dezember 2005 bei der Versammlung des Europäischen Weltraumrates fallen.

Startliste

Diese Liste ist unvollständig, Stand der Liste: 11. November 2005

Geplante Starts

Stand der Liste: 10. November 2005

Siehe auch

- Liste der Raketentypen, R-7, Sojus (Raumkapsel)

Weblinks

- [http://www.bernd-leitenberger.de/sojus.html Sojus Trägerrakete] (dt.)
- [http://www.starsem.com Starsem Website] (engl.)
- [http://www.arianespace.com/site/launcher/soyuz_sub_index.html Arianespace: Sojus] (engl.) Kategorie:Raketentyp Kategorie:Sojusprogramm

Venus (Planet)

Die Venus ist nach dem Merkur der zweitinnerste Planet sowie der sechstgrößte des Sonnensystems. Sie kommt auf ihrer Umlaufbahn der Erde am nächsten und hat fast die gleiche Größe. Nach dem Mond ist sie das hellste Objekt am Nachthimmel. Da sie als einer der unteren Planeten morgens und abends am besten sichtbar ist und nie gegen Mitternacht, wird die Venus auch Morgenstern bzw. Abendstern genannt. Sie zählt zu den erdähnlichen (terrestrischen) Planeten. Das Zeichen des Planeten Venus ist das aus der Biologie bekannte Symbol für das weibliche Geschlecht. Es steht auch für die Weiblichkeit als solche und gilt als stilisierte Darstellung des Handspiegels der Göttin Venus: Weiblichkeit

Aufbau

Weiblichkeit Im ganzen Sonnensystem sind sich im Allgemeinen keine zwei Planeten so ähnlich wie die Venus und die Erde. So hat die Venus mit 12.103,6 km fast den gleichen Durchmesser wie die Erde. Oft werden die beiden Planetenschwestern auch als Zwillinge bezeichnet. Doch so sehr sie sich in der Masse und in der chemischen Zusammensetzung auch gleichen, unterscheiden sich die Oberflächen beider Planeten doch stark.

Atmosphäre

Die Atmosphäre der Venus besteht hauptsächlich aus Kohlenstoffdioxid. Zu einem kleinen Teil von 3,5 % ist auch Stickstoff enthalten. Die absolute Menge des Stickstoffs entspricht aufgrund der großen Gesamtmasse immerhin etwa dem Fünffachen in der Erdatmosphäre. Die Masse der Venusatmosphäre beträgt rund das 90fache der Lufthülle der Erde und bewirkt am mittleren Bodenniveau einen Druck von 92 bar. Das kommt dem Druck in gut 900 m Meerestiefe gleich. Die Dichte der Atmosphäre ist an der Oberfläche im Mittel zirka 50-mal so hoch wie auf der Erde. Die Hauptmasse der Atmosphäre mit rund 90 Prozent reicht von der Oberfläche bis in eine Höhe von 28 Kilometer. Die Masse dieses Gasozeans entspricht zirka einem Drittel der Masse des irdischen Weltmeeres. Dieser dichten Dunstschicht sind wahrscheinlich auch die von verschiedenen Sonden registrierten elektromagnetischen Impulse zuzuordnen, die für sehr häufige Blitzentladungen sprechen, denn in den Wolken auf der Nachtseite der Venus konnten keine von Gewittern aufleuchtende Blitze nachgewiesen werden. Über den Wolken reichen äußere Dunstschichten bis in eine Höhe von etwa 90 Kilometer. Rund 10 Kilometer höher endet die Troposphäre. In der darüber liegenden, zirka 40 Kilometer dicken Mesosphäre erreicht die Temperatur Tiefstwerte von rund –100 °C. In dem anschließenden Stockwerk der Thermosphäre steigt die Temperatur infolge der Absorption der Sonnenstrahlung. Minusgrade herrschen insgesamt nur am Grund der Thermosphäre bis hinunter in den oberen Wolkenlagen. Die Exosphäre als äußerste Atmosphärenschicht erstreckt sich in einer Höhe von etwa 220 bis 250 Kilometer. Die Atmosphäre der Venus ist von außen völlig undurchsichtig, das liegt jedoch nicht so sehr an der Masse bzw. der sehr hohen Dichte der Gashülle sondern hauptsächlich an einer stets geschlossenen Wolkendecke. Sie befindet sich in einer Höhe von etwa 50 km und ist rund 20 Kilometer dick. Ihr Hauptbestandteil sind zu etwa 75 Masseprozent Tröpfchen aus Schwefelsäure. Daneben gibt es auch chlor- und phosphorhaltige Aerosole. In der unteren von insgesamt drei Wolkenschichten gibt es möglicherweise auch Beimengungen von elementarem Schwefel. Die sphärische Albedo der cremegelben und zumeist strukturlosen Wolkenoberfläche beträgt 0,76; das heißt, sie streut 76 Prozent des von der Sonne praktisch parallel eintreffenden Lichts zurück. Die Erde reflektiert dagegen nur 39 Prozent. Die von der Venus nicht reflektierte Strahlung wird zu rund zwei Drittel von der Wolkendecke absorbiert. Diese Energie treibt die obersten äquatorialen Wolkenschichten zu einer Geschwindigkeit von etwa 100 m/s bzw. 360 km/h, mit der sie sich immer in Rotationsrichtung der Venus in nur vier Tagen einmal um den Planeten bewegen. Die Hochatmosphäre rotiert somit rund 60-mal so schnell wie die Venus selbst. Diese Erscheinung wird „Superrotation“ genannt. Ihre Ursache ist zumindest im Fall der Venus unbekannt. Die einzigen anderen Beispiele im Sonnensystem sind die Strahlströme in der höheren Atmosphäre der Erde und die Wolkenobergrenze des Saturnmondes Titan, dessen Stickstoff-Atmosphäre am Boden immerhin den anderthalbfachen Druck der irdischen Lufthülle hat. Eine Superrotation gibt es also nur bei den drei festen Weltkörpern des Sonnensystems, die eine dichte Atmosphäre besitzen. Druck Die Gashülle der Venus bildet eine einzige Konvektionszelle. Die in der am intensivsten bestrahlten Äquatorzone aufgestiegenen Gasmassen strömen in die Polargebiete und sinken dort in tiefere Lagen, in denen sie zum Äquator zurückfließen. Die im ultravioletten Licht sichtbaren Strukturen der Wolkendecke haben daher die Form eines in Richtung der Rotation liegenden Y (siehe Bild links). In Bodennähe wurden nur geringe Windgeschwindigkeit von 0,5 bis 2 m/s gemessen. Durch die hohe Gasdichte entspricht das auf der Erde immerhin der Windstärke 4, das heißt, es kommt einer mäßigen Brise gleich, die Staub bewegen kann. Von dem auf die Venus einfallenden Sonnenlicht erreichen nur zwei Prozent die Oberfläche und ergeben eine Beleuchtungsstärke von etwa 5.000 Lux. Die Sichtweite dort beträgt wie an einem trüben Nachmittag rund drei Kilometer. Die nicht von den Wolken reflektierte oder absorbierte Strahlung wird hauptsächlich von der unteren, sehr dichten Atmosphäre absorbiert und in thermische Strahlung des Infrarotbereichs umgewandelt. In diesem Wellenlängenbereich ist das Absorptionsvermögen des Kohlendioxids sehr groß und die Wärmestrahlung wird so gut wie vollständig von der unteren Atmosphärenschicht aufgenommen. Der starke Treibhauseffekt ist hauptsächlich durch die Masse an Kohlendioxid bedingt, aber auch die geringen Spuren von Wasserdampf und Schwefeldioxid haben daran einen wesentlichen Anteil. Er sorgt am Boden für eine mittlere Temperatur von 470 °C. Das liegt weit über den Schmelztemperaturen von Zinn (232 °C) und Blei (327 °C), und übertrifft sogar die Höchsttemperatur auf dem Merkur (427 °C). Die Erwärmung der Oberfläche ist dadurch auch derart gleichmäßig, dass die Temperaturunterschiede trotz der sehr langsamen Rotation der Venus sowohl zwischen der Tag- und der Nachtseite als auch zwischen der Äquatorregion und den Polgebieten nur sehr gering sind. Ein Minimum von etwa 440 °C wird in Bodennähe nie unterschritten. Ohne die Wolkendecke mit ihrem hohen Reflexionsvermögen wäre es auf der Venus noch erheblich heißer.

Oberfläche

Der Boden der Venus ist ständig dunkelrotglühend. Aufgrund der sehr hohen Temperatur von bis zu 460°C gibt es keine Gewässer. Das Relief wird hauptsächlich von sanft gewellten Ebenen beherrscht. Mit verhältnismäßig geringen Niveauunterschieden von weniger als tausend Metern entsprechen sie dem globalen Durchschnittsniveau und bilden, relativ ähnlich dem Meeresspiegel der Erde, für alle Höhenangaben ein praktisches Bezugsniveau. Dieses Null-Niveau (Normalnull) der Venus entspricht einem Kugelradius von 6.051,8 Kilometern. Die Ebenen nehmen über 60 Prozent der Oberfläche ein. Etwas weniger als 20 Prozent sind bis zu 2 Kilometer tiefe Niederungen. Die verbleibenden 20 Prozent sind Erhebungen, aber nur etwa 8 Prozent entfallen auf ausgesprochene Hochländer, die sich mehr als 1,5 Kilometer über das Null-Niveau erheben. Die hypsografische Kurve der Höhenverteilung auf der Venus zeigt also kein zweites Hauptniveau wie im Fall der Erde, deren umfangreiche Oberkruste in Form der Kontinente neben den Ozeanböden rund ein Drittel der Oberfläche der Erdkruste bildet. Der Höhenunterschied zwischen dem niedrigsten und dem höchsten Punkt der Venusoberfläche beträgt etwa 12.200 Meter; das sind rund zwei Drittel des maximalen Höhenunterschiedes der Erdkruste mit etwa 19.880 Metern. Die Höhenangaben im Einzelnen sind für die Venus oft sehr unterschiedlich. Alle Formationen auf der Venus tragen weibliche Namen, mit Ausnahme von Alpha Regio und Beta Regio – den ab 1963 von der Erde aus zuerst entdeckten Strukturen – sowie der Maxwell Montes. Letztere erhielten als die höchste Erhebung des Planeten ihren Namen zu Ehren von James Clerk Maxwell, der mit seinen Gleichungen der elektromagnetischen Wellen unter anderem auch eine Grundlage für die Radarerkundung der Venusoberfläche geschaffen hat. Alle aktuellen Darstellungen des Reliefs basieren hauptsächlich auf den Radarmessungen mithilfe des Venus-Orbiters Magellan der NASA und geben somit Einzelheiten bis etwa 100 Meter Breite zu erkennen.

Hochländer

Die Hochlagen verteilen sich im Wesentlichen auf zwei kontinentartige Strukturen. Die umfangreichere von beiden, Aphrodite Terra, ist etwa so groß wie Südamerika und erstreckt sich in der Form eines Skorpions längs über etwa ein Drittel des Äquators. In seinem westlichen Teil hebt sich das Plateau Ovda Regio hervor, im nördlichen Zentrum Thetis Regio und im Osten Atla Regio. Das Land der Aphrodite ist Bestandteil des äquatorialen Hochlandgürtels, der sich mit einzelnen größeren Inseln bis etwa 45° nördlicher und südlicher Breite ausdehnt. Ein ganzes Stück nordwestlich von Aphrodite, zwischen dem 45. und dem 80. Breitengrad, liegt Ishtar Terra. Das Ishtar-Land ist nur ungefähr so groß wie Australien, doch auf ihm befinden sich die Maxwell-Berge, mit einer Gipfelhöhe von bis etwa 10.800 Meter. Der Mount Everest braucht sich aber mit seiner Höhe von 8.850 Metern über dem Meeresspiegel nicht hinter dem Maxwell-Gebirge zu verstecken, denn, wenn man die Größe des Himalaya auf analoge Weise an dem mittleren Krustenniveau der Erde misst, erreicht die höchste Erhebung der Erde sogar eine Höhe von etwa 11.280 Metern. Den Kern von Ishtar bildet im Westteil die auf der Venus einzigartige, relativ flache Hochebene Lakshmi Planum mit den zwei großen vulkanischen Einsenkungen Colette Patera und Sacajawea Patera. Die Hochebene liegt etwa 4 Kilometer über dem Durchschnittsniveau und wird von den höchsten Kettengebirgen des Planeten begrenzt. Im Süden von den Danu Montes, im Westen von den höheren Akna Montes, im Nordwesten von den mit 6,5 Kilometer noch höheren Freyja Montes und schließlich im Osten von den Maxwell Montes. In den Maxwell-Bergen liegt der Einschlagkrater Cleopatra, mit einem Durchmesser von 104 Kilometern die achtgrößte Impaktstruktur auf der Venus. Aufgrund dieser Lage dachte man beim Anblick der ersten, noch unscharfen Radarbilder, dass es sich um einen Vulkankrater handelt. Auf vielen Bergzügen wurden radarhelle „Schneekappen“ festgestellt, die in Anbetracht der dort herrschenden Bedingungen sehr wahrscheinlich aus einer dünnen Niederschlagsschicht der Schwermetallsalze Bleisulfid und Bismutsulfid bestehen. Der Ostteil von Ishtar, mit dem Namen Fortuna Tessera, ist ein hügeliges, tessera-artiges Plateau mit einer Höhe von bis etwa 2,5 Kilometer über Normal-Null. Bismutsulfid Die Hochlagen der Tesserae (griech. soviel wie „Mosaik“) gehören zu den Sonderformen des Venusreliefs. Sie bestehen aus parkettmusterartig gebrochenen Blöcken mit jeweils bis über 20 Kilometer Breite, die anscheinend durch tektonische Spannungen deformiert worden sind. Diese mitunter auch „Würfelländer“ genannten Hochlagen nehmen große Teile im Westen und Norden von Aphrodite sowie im Norden und vor allem im Osten von Ishtar ein. Daneben ragen sie auch als Inseln aus den Tiefländern empor, wie die drei größeren Einheiten Alpha Regio, mit einem Durchmesser von etwa 1.300 Kilometern, sowie Phoebe Regio und Tellus Tessera, die alle zum äquatorialen Hochlandgürtel zählen. Dicht am westlichen Südrand der Alpha-Region (siehe Bild) liegt Eve Corona. Die im Durchmesser etwa 330 Kilometer große Struktur wurde ursprünglich für einen Einschlagkrater gehalten. Ihr heller zentraler Fleck diente als Bezugspunkt für die Festlegung des Null-Meridians.

Einschlagkrater

Bismutsulfid Die Anzahl der Einschlagkrater auf der Venusoberfläche beträgt gerade einmal 963 Exemplare. Das sind etwa so viele wie auf der Landfläche der Erde. Wegen der sehr dichten Atmosphäre wurde auf der Venus eine noch weit geringere Zahl angenommen. Ihre Durchmesser liegen in dem Bereich zwischen 1 und 300 Kilometer. In dieser Größe gibt es dagegen allein auf der vierundzwanzig Mal kleineren Vorderseite des Mondes, trotz der großen, von Lava weitgehend geglätteten Marebecken, rund hundert Mal so viele. Auf dem Mond gibt es übrigens sogar mehr Krater als auf dem Mars, unter anderem aufgrund dessen fast völlig geglätteter Nordhalbkugel. Da der Mond auch keine Atmosphäre besitzt, und seine Oberfläche daher auch keiner entsprechenden Erosion ausgesetzt ist, gelten seine auch mit noch viel kleineren Einschlagstrukturen praktisch lückenlos besetzten und noch völlig erhaltenen Hochländer auf der Grundlage der chemischen Altersbestimmung der Mondgesteine als der klassische Vergleichsmaßstab für die Altersabschätzung anderer Planeten- und Mondoberflächen. Würde die Kraterhäufigkeit auf dem Mond jener der Venus entsprechen, so hätte er insgesamt nur 80 Exemplare zu bieten. Die Venuskrater sind für ihre geringe Anzahl erstaunlich gleichmäßig über die Oberfläche verteilt. Da nur größere Meteoroiden die sehr dichte Atmosphäre durchdringen und auch solche Einschlagstrukturen erzeugen können, gibt es keine Kraterdurchmesser unter 1,5 Kilometer, sondern an Stelle dessen nur so etwas wie „Schmauchspuren“. Kleinere Krater sind oft von einem radardunklen, also glatten Terrain umgeben, das wahrscheinlich auf die Druckwelle des Einschlags zurückzuführen ist; in manchen solcher kreisförmigen Flächen ist jedoch kein Zentralkrater zu erkennen. Der mit Abstand größte Venuskrater Mead hat einen Durchmesser von etwa 280 Kilometer. Ihm folgen in dem Größenbereich von über 100 Kilometer sieben weitere Exemplare. Das Fehlen von Kratern mit größeren Ausmaßen, wie auf dem Mond, dem Mars und auch auf dem Merkur, wo sie in den jeweils markantesten Fällen sogar Durchmesser bis weit über 1.000 bzw. 2.000 Kilometer erreichen, wird ebenso mit der hohen Atmosphärendichte erklärt. Das Relief aller Einschlagkrater auf der Venus ist sehr flach. Etwa 85 Prozent der Venusoberfläche bestehen aus deutlichen Spuren einer flächendeckenden Magmaförderung. Die meisten Krater sind davon aber nicht in Mitleidenschaft gezogen worden, sie sind demnach erst später entstanden. Das hat hinsichtlich ihrer spärlichen und sehr gleichmäßigen Verteilung im Vergleich mit der Mondoberfläche zu dem Schluss geführt, dass die derzeitige Oberfläche der Venus erst etwa 500 bis 800 Millionen Jahre alt und aus umfassenden sowie relativ raschen Lavafluten hervorgegangen ist, die das alte Relief überdeckt haben. Diese Auffassung gipfelt in der Erklärung der amerikanischen Wissenschaftler Gerald G. Schaber und Robert G. Strom, dass die vulkanische Wärmefreisetzung der Venus nicht kontinuierlich wie auf der Erde abläuft, sondern in großen periodischen Schüben erfolgt. Das würde bedeuten, dass die Lithosphäre der Venus wesentlich dicker ist als die der Erde und dadurch einen relativ ungehinderten Wärmestrom nicht zulässt sondern über längere Zeit aufstaut, bis er sich mit aller Gewalt in Form von starken tektonischen Aktivitäten und einem heftigen Vulkanismus global Bahn bricht.

Coronae und Arachnoiden

Lithosphäre Als besonderes Zeichen dieses Umbruchs werden die einzigartigen Coronae (lat. „Kronen“) und Arachnoiden (lat. „Spinnen“) angesehen. Es sind die charakteristischsten Gebilde auf der Venus. Sie befinden sich zu Hunderten in den Tiefebenen, häufen sich in der Äquatorialzone und prägen dort auch große Teile des Landes der Aphrodite. Aufgrund ihres Äußeren, das am ehesten den Eindruck von eingesunkenen und deformierten Vulkanen erweckt, werden sie mitunter als Einbruchkrater bezeichnet. Einer anderen Erklärung zufolge kann es sich auch um Einschlagstrukturen handeln. Die kreisförmigen und ovalen Gebilde beinhalten ein flaches, unter dem Umgebungsniveau liegendes, welliges Becken mit einem niedrigen, breiten und leicht gewölbten Rand, der von einem breiten Graben mit konzentrischen Brüchen und Gebirgskämmen umgeben ist. Die kleinsten Durchmesser betragen etwa 40 Kilometer. Den mit Abstand größten Durchmesser von etwa 2.600 Kilometer besitzt Artemis Corona mit dem ringförmigen Grabensystem Artemis Chasma. Das Riesengebilde liegt im Land der Aphrodite, im Süden des Zentralbereichs. In den meisten Fällen misst die Spannweite zwischen 100 und 400 km. Die Arachnoiden sind zumeist etwas kleiner als die Coronae und sind zusätzlich von radialen Rissen durchzogen, deren Muster an eine langbeinige Spinne in ihrem Netz erinnert. Manche Geologen vermuten in den Arachnoiden eine Vorstufe in dem unterbrochenen Entwicklungsweg zur Corona. Die Ursache dieser Gebilde sind nach der meist verbreiteten Ansicht nicht vollständig aufgestiegene Mantelplumes. Ähnlich wie Blasen sind demnach große Portionen von Mantelschmelze zur Oberfläche aufgestiegen, die jedoch bereits abkühlten, als sie die Kruste gerade angehoben und aufgebrochen hatten. Aufgrund der abkühlungsbedingten Kontraktion ist die angebrochene Kruste nachgesackt und es konnte kein richtiger Schildvulkan aufgebaut werden. In Hinsicht der Plumes und als Unterscheidung gegenüber der Plattentektonik der Erde wird dieser globaltektonische Prozess als Tropfentektonik bezeichnet.

Vulkanbauten

Plattentektonik Plattentektonik Plattentektonik Vulkane kommen auf der Venus mindestens so zahlreich vor wie auf der Erde. Es gibt ganze Felder von Schildvulkanen und Felder mit Hunderten kleiner Vulkankuppen und -kegeln. Die Zahl der kleinen vulkanischen Erhebungen geht weit über 50.000 hinaus. Von Vulkanen mit einer mindestens 100 Kilometer durchmessenden Basis gibt es nicht weniger als 167 Exemplare. Zu den prominentesten Lavabergen zählen die Schildvulkane Sif Mons und Gula Mons in Eistla Regio mit Höhen von 2 bzw. 3 Kilometern und Basisdurchmessern von 300 bzw. 250 Kilometern. Ebenso in Beta Regio der Rhea Mons mit einer Gipfelhöhe von 4,5 Kilometern sowie der gleich hohe Theia Mons mit einem sagenhaften Basisdurchmesser von 700 Kilometern; das sind sogar rund 100 Kilometer mehr als die Basis des Olympus Mons auf dem Mars misst, dem mit einer Basishöhe von etwa 27 Kilometern höchsten Berg im bekannten Sonnensystem. Die höchsten Vulkane der Venus gibt es in Atla Regio, dem östlichsten Abschnitt von Aphrodite Terra. Dort befindet sich außer dem zweigipfligen Sapas Mons (4,5 bzw. 400 Kilometer) auch der Ozza Mons (6 bzw. 300 Kilometer) und schließlich der Maat Mons, der mit über 8 Kilometer Höhe höchste Vulkan der Venus, und nach den Maxwell-Bergen ihre zweitgrößte Erhebung, mit einem Basisdurchmesser von lediglich 200 Kilometer (Bild rechts oben). Die Riesenvulkane der Venus sind alle Bestandteil des Äquatorialen Hochlandgürtels. In der Regel sind sie umso größer je näher sie sich am Äquator befinden. Der Maat Mons liegt fast genau darauf. Im Allgemeinen haben auf der Venus auch die Vulkane ein eher flaches Relief. Die Hangneigungen betragen zumeist nur 1 bis 2 Grad. Eine spezielle Vulkanform hat aufgrund einer gewissen Ähnlichkeit den Spitznamen “Tick” (engl. „Zecke“) bekommen (Bild rechts oben). Ähnliche Vulkane gibt es auf dem Meeresboden der Erde. Zu den einmaligen vulkanischen Oberflächenstrukturen der Venus zählen sehr regelmäßig aufgebaute, kreisrunde Quellkuppen, die wegen ihres Erscheinungsbildes scherzhaft pancake domes („Pfannkuchenkuppeln“) genannt werden. Sie haben einen typischen Durchmesser von zumeist etwa 25 Kilometern und eine Höhe um 700 Meter, die aber auch bis über 1 Kilometer betragen kann. Sie treten auch in Gruppen auf und überlappen sich dann oft. Ihre Oberfläche wird neben einer zentralen Öffnung von konzentrischen und radialen Rissen geprägt. Offenbar sind die Gebilde durch eine Lava mit sehr hoher Zähigkeit entstanden. Es wird gerätselt, wie die Lava derart gleichmäßig über die Ebenen quellen konnte. Viskose Lava häuft sich auch auf der Erde zu Kuppeln, aber die sind sehr viel kleiner und nicht derart symmetrisch.

Lavaflüsse

Vulkanische Ebenen mit großen Lavaüberflutungen sind auf der Venus der häufigste Geländetyp. Andere vulkanische Strukturen deuten auf Ströme von sehr dünnflüssiger Lava hin. Neben Tausenden von Kilometern langen, erstarrten Lavaströmen, den Fluctus, gibt es sehr bemerkenswerte Erosionstäler. Manche gehen als breite Ausflussformation von großen Einschlagkratern aus. Sie erreichen eine Länge von bis zu 150 Kilometer, weisen auf ihrem Boden inselartige Strukturen auf und verlieren sich ohne weitere Spuren in den Ebenen. Ihre bis über 100 Meter hohen Wände sind von geschwungener Form, daher haben diese Formationen die spezielle Gattungsbezeichnung Unda (lat. „Welle“) bekommen. Wohl am phänomenalsten sind die sehr langen und deutlich gewundenen Rinnen. Sie sind zumeist nur etwa 1,5 Kilometer breit und ebenfalls nicht sehr tief. Die beeindruckendste Rinne hat eine Länge von etwa 6.800 Kilometer und übertrifft damit um über 100 Kilometer sogar den Nil, den längsten Strom der Erde. Das Gebilde mit dem Namen Hildr Fossa schlängelt sich von Atla Regio bis in die große nördliche Tiefebene Atalanta Planitia, in der mit einer Tiefe von bis zu 1.400 Meter unter Normal-Null der tiefste Punkt auf der Venus gemessen wurde. Die kreisförmige Senke ist ungefähr so groß wie der Golf von Mexiko. Aufgrund der extrem hohen Oberflächentemperatur kommt flüssiges Wasser als Ursache der „Kanäle“ nicht in Frage. Auf der Erde ziehen sich die längsten Lavarinnen allerdings nur einige Dutzend Kilometer hin. Möglicherweise waren es enorm dünnflüssige, salzreiche Lavamassen mit entsprechend niedrigerem Schmelzpunkt, welche zu einer Zeit mit planetenweit noch größerer Oberflächentemperatur die Landschaft derart ausgeformt haben. Es werden auch pyroklastische Ströme aus heißem Gas und Staub in Betracht gezogen. pyroklastische Ströme Es ist eines der großen Rätsel der Venus, dass sie trotz der Vielzahl und der Vielfalt vulkanischer Strukturen heute geologisch tot zu sein scheint. Allerdings würde man während nur einer einzigen näheren Globalerkundung der vulkanisch ständig aktiven Erde auch nicht zwangsläufig in jedem Fall Zeuge eines gerade ablaufenden Vulkanausbruchs werden. Festgestellte Variationen des Anteils von Schwefeldioxid in der Venusatmosphäre und der Dichteverteilung in der oberen Dunstschicht deuten tatsächlich auf mögliche Aktivitäten hin. Auch die Anzeichen von Blitzen könnten davon zeugen. In konkretem Verdacht stehen vor allem die zwei großen Schildvulkane in Beta Regio und der Maat Mons. Teile der Vulkanflanken sind radardunkel, das heißt, sie reflektieren die abtastenden Radarstrahlen nur sehr gering und sind also ziemlich glatt. Diese Ebenheiten lassen sich in dem Fall als ein Zeichen für frische Lavaströme ansehen. Direkte Beweise für einen derzeit aktiven Vulkanismus wurden bislang jedoch noch nicht gefunden. Die einzige wirkliche Veränderung der Oberfläche ist in einem anderen Teil von Aphrodite Terra registriert worden, am Westrand der Ovda-Region, und sieht aus wie eine breite Hangrutschung (siehe Bild). Nachuntersuchungen der Bilder lassen jedoch vermuten, dass es doch nur ein durch Überlagerungseffekte des Radarsystems hervorgerufener Bildfehler ist.

Gräben

Der beeindruckendste Graben auf der Venus ist Diana Chasma. Das relativ steilwandige Tal befindet sich auf Aphrodite Terra, markanterweise in der Nachbarschaft von Artemis Corona, der mit Abstand größten Corona, und bildet zum Teil den südlichen Abschnitt des Randgrabens der großen elliptischen Ceres Corona. Es ist etwa 280 Kilometer breit und fällt am Fuß der höchsten es einfassenden Bergrücken rund 4 Kilometer tief auf ein Niveau von mehr als 1 Kilometer unter Normal-Null ab. Die canyonartige Struktur hat auf der Erde kein vergleichbares Beispiel und wird oft mit dem Mariner-Talsystem auf dem Mars verglichen. Vermutlich ist sie wie dieses durch tektonische Aktivitäten entstanden. Beide Gräben erstrecken sich fast parallel zum jeweiligen Äquator. In der Beta Regio sind die Vulkane Rhea Mons und Theia Mons durch den offensichtlich tektonischen Graben Devana Chasma miteinander verbunden.

Windstrukturen

Devana Trotz der nur geringen Windgeschwindigkeiten, die am Boden gemessen wurden, zeigen einige Regionen radarhelle streifen- und fächerförmige Strukturen in der Art von „Windfahnen“, die von einzelnen Kratern und Vulkankegeln ausgehen. Ihr Verlauf zeigt die während ihrer Bildung vorherrschende Windrichtung. Die meisten Windstreifen bevorzugen eine den globalen atmosphärischen Strömungen in Bodennähe entsprechende westliche und äquatoriale Richtung. Es ist dabei jedoch nicht immer klar, ob die hell erscheinenden Streifen direkt aus dem verwehten Material bestehen oder aber Lockermaterial ringsum abgetragen wurde und nur im Windschatten liegen geblieben ist (siehe auch Astrogeologie).

Innerer Aufbau

Astrogeologie Unterhalb der Lithosphäre ähnelt das Innere der Venus wahrscheinlich dem der Erde. Da sie fast die gleiche Masse und eine ähnliche mittlere Dichte hat (5,24 g/cm³ im Vergleich zu 5,52 g/cm³ im Falle der Erde) und der Kosmogonie gemäß im gleichen Bereich des Sonnensystems entstanden ist, sollte sie auch einen analogen Schalenaufbau aufweisen. Dass die Erde eine etwas größere mittlere Dichte hat, ist nicht nur auf ihren chemische Zusammensetzung zurückzuführen, sondern zum Teil eine rein physikalische Auswirkung ihrer größeren Masse, die durch die entsprechend größere Schwerkraft eine stärkere Eigenkompression bedingt. Die Venus besitzt – im Gegensatz zum viel kleineren Merkur – einen größeren Anteil an leichteren Elementen als die Erde, sie hätte also selbst bei gleicher Größe wie die Erde noch eine geringere Masse. Das ist für einen Planeten innerhalb der Erdbahn nicht recht verständlich, denn gemäß der herkömmlichen Theorie zur Entstehung des Sonnensystems müsste das Verhältnis zwischen den leichten und den schweren Elementen der Venus zwischen den Verhältnissen der Erde und des Merkur liegen, da vor allem die leichteren Elemente durch den besonders stürmischen Teilchenstrom der jungen, sich herausbildenden Sonne in die Außenbereiche getrieben wurden. Unter der Vorgabe des klassischen Schalenaufbaus der Erde kann man also statt auf einen verhältnismäßig größeren nur auf einen relativ kleineren Eisen-Nickel-Kern und dafür auf einen etwas größeren Mantel schließen. Besonders der obere Mantel wird verhältnismäßig dicker erwartet. Auch die Lithosphäre könnte, wie durch Gravitationsfeld-Messungen der Venussonde Magellan nahe gelegt wurde, wesentlich dicker als die der Erde sein. Auf dieser Überlegung beruht auch die Erklärung dafür, dass es auf der Venus keine Plattentektonik wie auf der Erde gibt, sowie die Hypothese, dass sich die Venusoberfläche stattdessen in einem langperiodischen Rhythmus durch massive globale Vulkanaktivitäten erneuert. Obwohl die Venus einen ähnlich großen Nickel-Eisen-Kern wie die Erde haben sollte, hat sie kein inneres Magnetfeld. Das ist auf ihre extrem langsame Rotation zurückzuführen, die nicht ausreicht, um durch den Dynamo-Effekt ein solches zu erzeugen. Das an der Venusoberfläche gemessene Magnetfeld ist äußerst schwach. Es wird durch elektrische Ströme in der Ionosphäre induziert, die dort durch die Wechselwirkung mit den elektrisch geladenen Teilchen des Sonnenwindes hervorgerufen werden. In dieser Magnetosphäre gibt es keine Gürtel von eingefangenen Sonnenteilchen gleich denen der Van-Allen-Gürtel der Erde und der Strahlungsgürtel des Jupiter, Saturn und Uranus. Das Venusmagnetfeld erreicht am Boden nur ein Zehntausendstel der Stärke, die das Erdmagnetfeld an der Erdoberfläche hat. Die Oberfläche der Venus wird vor den heranrasenden Teilchen des Sonnenwindes nicht vom Magnetfeld geschützt, wie die Erdoberfläche, sondern durch die vom Teilchenstrom selbst mitinduzierte Ionosphäre sowie durch die dichte Atmosphäre.

Himmelsmechanik

Umlaufbahn und Resonanzen

Der mittlere Abstand des Planetenzentrums vom gemeinsamen Schwerpunkt des Sonnensystems, seinem Baryzentrum, wird als große Bahnhalbachse bezeichnet und beträgt bei der Venus 108.209.077 Kilometer. Etwas anschaulicher ausgedrückt sind das etwa 72,3 Prozent des mittleren Erdbahnradius, also 0,723 Astronomische Einheiten (AE). Ihr sonnennächster Punkt, das Perihel, liegt bei 0,718 AE und ihr sonnenfernster Punkt, das Aphel, bei 0,728 AE. Daraus resultiert ein mittlerer Bahnabstand von rund 41 Millionen Kilometern, so dass die Venus und die Erde die zueinander nächsten Planetennachbarn im Sonnensystem sind. Die Umlaufbahn der Venus ist 3,39471° gegen die Ekliptik geneigt. Die siderische Umlaufperiode der Venus - die Dauer eines Venusjahres - beträgt 224,701 Tage. Ekliptik Zusammen mit der Bahnperiode der Erde von 365,256 Tagen ergibt sich als Zeitraum zwischen zwei aufeinander folgenden größten Annäherungen eine Periode von 583,924 Tagen, die auch als gegenseitige Bahnstörungsperiode aufgefasst werden kann. Von der Erde aus gesehen ist das die synodische Umlaufperiode der Venus. Die Umlaufzeiten von Venus und Erde befinden sich zueinander in der Kommensurabilität 8:13 (genau 8:13,004); das heißt, sie stehen in einem Verhältnis, das auf einem gemeinsamen Maß beruht und sich dementsprechend fast exakt durch kleine ganze Zahlen ausdrücken lässt. Aus der Differenz der beiden Zahlen (13 – 8 = 5) kann man in dem Fall eines übereinstimmenden Drehsinns ablesen, dass sich die größten Annäherungen im Idealfall von genau kreisförmigen Bahnen auf jeweils fünf verschiedene Bahnpunkte exakt gleichmäßig verteilen würden. Eventuell ist das auch mit ein Grund für die sehr geringe Exzentrizität der Venusbahn. Kommensurabilitäten führen durch den Resonanzeffekt zu starken Bahnstörungen, die umso ausgeprägter sind, je genauer das Verhältnis der Zahlen erreicht wird und desto kleiner die Differenz zwischen ihnen ist. Das bekannteste Beispiel ist der Einfluss des Jupiter auf die Verteilung der Planetoiden, der durch solche Resonanzeffekte innerhalb des Planetoidengürtels zu Kommensurabilitätslücken (Kirkwoodlücken) sowie auch -häufungen führt. Ähnliche Auswirkungen haben auch die Umlaufbewegungen unter den Monden des Saturn auf die Struktur seines Ringsystems. Alle jeweils benachbarten Planeten und regulären Monde bewegen sich in kommensurablen Umlaufverhältnissen und unterstreichen damit die gewisse Regelmäßigkeit der Bahnabstände im Sonnensystem (siehe Titius-Bode-Reihe). Der mittlere Bahnabstand zum Merkur, dem zweitkleinsten Planeten und inneren Bahnnachbarn der Venus, beträgt rund 50,3 Millionen Kilometer (0,336 Astronomische Einheiten). Das ist nur etwas weniger als dessen große Bahnhalbachse (0,387 Astronomische Einheiten). Die mittlere Bahnstörungsperiode zwischen der Venus und dem Merkur beträgt 144,565 Tage. Ihre Umlaufzeiten haben das kommensurable Verhältnis 5:2 (genau 5:1,957). Im Idealfall würden sich die größten Annäherungen also auf jeweils drei Bahnpunkte gleichmäßig verteilen, doch die Umlaufbahn des Merkur ist fast so exzentrisch wie die des noch kleineren und äußersten Planeten Pluto. Die Umlaufbahn der Venus hat unter allen Planetenbahnen die geringste Exzentrizität. Die numerische Exzentrizität beträgt nur 0,0068; das heißt, der größte und der kleinste Abstand vom Baryzentrum weichen lediglich um 0,68 Prozent von dem Radius der mittleren Kreisbahn ab. Die Planetenbahn der Venus ist mit dieser Abweichung von unter einem Prozent also am kreisförmigsten. Noch geringere Abweichungen von der Kreisform haben im Sonnensystem nur die Umlaufbahnen mancher Monde. Dafür ist die Neigung der Venusbahn gegen die Bahnebene der Erde nach der von Pluto (17,15°) und Merkur (7,0°) mit am größten, wenn auch mit etwa 3,4° deutlich mäßiger als die Inklination dieser zwei kleinsten Planeten, die das Planetensystem der Sonne gewissermaßen einrahmen.

Rotation und Resonanzen

Die Rotation der Venus ist im Gegensatz zum üblichen Drehsinn der Eigendrehung und der Umlaufbewegung der Planeten und der meisten Monde rückläufig, das heißt, auf ihr geht die Sonne im Westen auf und im Osten unter. Die Neigung der Rotationsachse wird daher nicht mit 2,64° sondern mit 177,36° angegeben, so, als wäre die Achse bei ursprünglich progradem Drehsinn auf den Kopf gekippt worden. Die einzigen weiteren Planeten mit retrogradem Rotationssinn sind der Uranus und der Pluto. Die Eigendrehung der Venus ist zudem außergewöhnlich langsam: Eine siderische Rotationsperiode (das heißt, relativ zu den Fixsternen) dauert 243,019 Tage, und damit sogar 8 Prozent länger als die Umlaufperiode. Durch den rückläufigen Drehsinn dauert die auf die Sonne bezogene Rotationsperiode – also ein Venustag – jedoch „nur“ 116,751 Erdtage; im anderen Fall würde das Verhältnis zwischen der Rotations- und der Umlaufgeschwindigkeit fast eine gebundene Rotation bedeuten, wie im vollendeten Beispiel des Mondes, welcher dadurch der Erde ständig die selbe Seite zuwendet. Der Venus wäre damit gegenüber der Sonne ein ähnliches Schicksal beschieden. Die Ursache des retrograden Drehsinns und der besonders langsamen Geschwindigkeit der Venusrotation ist nicht bekannt. Einer Hypothese zufolge könnte es das Resultat einer Kollision mit einem großen Asteroiden sein. Die siderische Rotationsperiode erscheint allerdings nicht vollkommen willkürlich, denn sie steht eigenartigerweise in einem fast exakten 2:3-Verhältnis zur Bahnperiode der Erde (365,256:243,019 = 2:3,006). Die synodische Rotationsperiode der Venus (das heißt relativ zur Erde) beträgt im Mittel 145,928 Tage. Genauer gesagt ist das die Periode, mit der ein Venusmeridian parallel zur heliozentrischen Länge der Erde liegt. Eine direkte Ausrichtung zur Erde ist nur zur oberen bzw. unteren Konjunktion gegeben, wenn sich die Venus von der Erde aus gesehen in einer Linie hinter bzw. vor der Sonne befindet. Da es sich in dem 2:3-Verhältnis um zwei zueinander entgegengesetzte Drehsinne handelt, gilt für die räumliche Verteilung dieser Periodizität nicht die Differenz sondern die Summe der Verhältniszahlen. Das entspricht während fast genau zwei Jahren wiederum einer pentagrammartigen Verteilung auf fünf gleichmäßig verteilte Bahnpositionen der Erde (5:1,998). Die zweijährige Gesamtperiode des Zusammenspiels der Venusrotation mit der Erdbewegung steht mit 729,64 Tagen in einem Verhältnis 4:5 (4:4,998) zur synodischen Umlaufperiode der Venus. Das synodische Venusjahr umfasst mit 583,924 Tagen vier mittlere synodische Rotationen (1:4,001). Ein Beobachter auf der Venus würde – bei unbeeinträchtigter Sicht – die Erde alle 146 Erdentage bzw. alle 1,25 Venustage an der gleichen Position finden. Die Venus wendet der Erde zum Beispiel bei jeder oberen und jeder unteren Konjunktion, sowie, von der Sonne aus gesehen, bei jeder 90°-Stellung (nach Osten bzw. nach Westen) praktisch immer ein und die selbe Seite zu, – die Seite des Null-Meridians. Von diesem Standort aus würde die Erde alle 146 Tage abwechselnd zur Mittagszeit, gegen Sonnenuntergang, um Mitternacht und gegen Sonnenaufgang ihren Höchststand haben. Das markante Beispiel der Erdausrichtung der Hemisphäre des Null-Meridians bezieht sich auf die gleichen räumlichen Erdpositionen wie die alleinige Folge der unteren Konjunktionen, nur mit der schnelleren Periode und in der umgekehrten Reihenfolge des Pentagramm-Musters. Die kleine Abweichung der Venusrotation bedeutet nur eine systematische Verschiebung um jeweils gut einen halben Längengrad in Richtung Osten. Während acht Umlaufperioden der Erde bzw. dreizehn Umlaufperioden der Venus mit fünf Konjunktionsperioden zueinander, rotiert die Venus, ebenfalls fast auf den Tag genau, zwölfmal relativ zu den Sternen, zwanzigmal relativ zur Erde und fünfundzwanzig Mal relativ zur Sonne. Es liegt die Vermutung nahe, dass es sich insgesamt um ein Resonanz-Phänomen handelt.

Monde

Die Venus hat keine Monde. Trotzdem behauptete der italienische Astronom Giovanni Domenico Cassini im Jahr 1672, einen solchen entdeckt zu haben und nannte ihn Neith. Bis 1892 war der Glaube an einen Venusmond verbreitet, bevor sich herausstellte, dass anscheinend Sterne irrtümlich für einen Mond gehalten worden waren. Es gibt eine Hypothese, nach der es sich bei dem äußerlich sehr erdmondähnlichen Merkur um einen entwichenen Trabanten der Venus handelt. Damit kann unter anderem erklärt werden, warum die beiden inneren Planeten als einzige keinen Begleiter haben (siehe auch Liste der Monde).

Erforschung

Aufgrund der dichten, stets geschlossenen Wolkendecke war eine Erforschung der Oberfläche des Planeten erst durch radioastronomische Verfahren und mittels Venus-Sonden möglich. Frühe Beobachtungen mit bloßem Auge und mithilfe von Teleskopen konnten nur die Geometrie der Umlaufbahn und die Wolkenoberfläche untersuchen.

Erdgebundene Erforschung

Liste der Monde Bei den ersten Beobachtungen der Venus mit Teleskopen durch Galileo Galilei und Zeitgenossen im Jahre 1610 zeigte sich unmittelbar, dass die Venus wie der Mond Phasen zeigt. Diese Beobachtung, die heute leicht durch die Tatsache, dass Venus ein innerer Planet ist, erklärt werden kann, war zur damaligen Zeit einer der großen Beweise, dass die Venus die Sonne und nicht die Erde umkreist. Die Phasen der Venus wurden von Nikolaus Kopernikus als möglicher Beweis seiner heliozentrischen Lehre vorhergesagt. Damit unterstützte die Beobachtung die kopernikanische Theorie, obwohl hinzugefügt werden muss, dass schon Herakleides Pontikos, ein Schüler Aristoteles’, die Vermutung geäußert hatte, dass Merkur und Venus die Sonne umkreisen. Selbst im Ptolemäischen Modell und auch im Planetenmodell von Tycho Brahe lassen die Phasen dieser beiden Planeten erklären, so dass die Beobachtungen keinen zweifelsfreien Beweis des kopernikanischen Modells darstellen. Ende des achtzehnten Jahrhunderts führte der Lilienthaler Astronom Johann Hieronymus Schröter genauere Untersuchungen der Venusphasen durch. Er stellt fest, dass es zwischen der geometrisch berechneten Phase der Venus und der tatsächlich beobachteten Phase systematische Unterschiede gibt. Zunächst meinte Schröter, dass diese Unregelmäßigkeiten, wie beim Erdmond, auf Oberflächendetails wie Gebirgszüge zurückgehen. In einer 1803 veröffentlichten Arbeit über die Venusphase zum Zeitpunkt der Dichotomie (Halbvenus) folgerte er dann allerdings korrekt, dass es sich um Dämmerungseffekte in der Atmosphäre handelt. Daher wird diese Erscheinung heute allgemein nach der von Patrick Moore eingeführten Bezeichnung Schröter-Effekt genannt. Der Effekt ist schon für Amateure mit kleinem Teleskop leicht als „Venushörner“ zu beobachten (siehe dazu den unteren Abschnitt Beobachtung). Seit Johannes Kepler die Venustransits von 1631 und 1639 vorhergesagt hatte, waren diese seltenen Ereignisse, bei denen die Venus als dunkles Scheibchen vor der Sonne zu sehen ist, ein besonders beliebtes Forschungsgebiet. Mit Hilfe dieser Beobachtungen konnte insbesondere die Entfernungsskala des Sonnensystems erheblich verbessert werden (siehe dazu den Hauptartikel zum Venus-Transit und den Abschnitt weiter unten). Durch die Erfindung des Radars und der Radioastronomie traten in der Mitte des zwanzigsten Jahrhunderts neue Beobachtungsmöglichkeiten hinzu. Mikrowellen-Beobachtungen, welche die Astronomen C. Mayer et al. im Jahre 1956 durchführten, deuteten zum ersten Mal auf eine sehr hohe Oberflächentemperatur der Venus von mindestens 600 Kelvin hin. Die Rotationsdauer der Venus konnte erstmals während der unteren Konjunktion im Jahre 1961 gemessen werden. Dies gelang mit Hilfe eines Radarstrahls der 26-Meter-Antenne in Goldstone, Kalifornien, dem Jodrell-Bank-Radioobservatorium in Großbritannien und dem sowjetischen Radioteleskop in Yevpatoria auf der Krim. Allerdings konnte erst 1964 nachgewiesen werden, dass die Rotation der Venus retrograd erfolgt. Die Messung der Laufzeit der Radarstrahlen, bei diesen Untersuchungen lieferte zudem exakte Werte für den Abstand der Venus von der Erde. Im Zuge dieser Laufzeitmessungen gelang dem Physiker Irwin I. Shapiro 1968 die experimentelle Bestätigung des von ihm im Jahre 1964 vorhergesagten und nach ihm benannten Shapiro-Effekts. Nach der allgemeinen Relativitätstheorie sollte die Laufzeit eines Radarsignals beim Durchlauf des Gravitationsfeldes der Sonne gegenüber der klassischen Theorie etwas vergrößert sein. Der Effekt sollte bei der oberen Konjunktion der Venus etwa 200 Mikrosekunden ausmachen. Dieser Wert wurde seit den ersten Messungen mit immer größerer Genauigkeit bestätigt. Die Oberflächenerkundung mittels der erdgebundenen Radarvermessung erfasst durch die indirekt an die Erdbewegung gebundene, resonanzartige Rotation der Venus während der unteren Konjunktion immer nur die Hemisphäre von Alpha Regio, mit Beta Regio im Westen und Ishtar Terra im Norden. Der zentrale Nullmeridian dieser „Vorderseite“ verläuft dementsprechend durch Alpha Regio. Im Norden verläuft er über die Maxwell Montes. Das Koordinatensystem der Venus wurde so festgelegt, dass die Längengrade entsprechend der retrograden Rotation von Westen nach Osten, von 0° bis 360° östlicher Länge gezählt werden. Durch die Geringfügigkeit der systematischen Abweichung von einer echten Resonanz mit nur gut einem halben Längengrad in Richtung Osten müssen 347 solcher synodischen Venusjahre vergehen, also 554,7 Erdjahre, bis auch die „Rückseite“ der Venus auf diese Weise erfasst ist.

Erforschung durch Raumsonden

Es gab eine Vielzahl von unbemannten Venus-Missionen. Einige umfassten eine weiche Landung auf der Oberfläche, mit Kommunikationszeiten von bis zu 110 Minuten, jedoch sämtlich ohne Rückkehr (mit Proben).

Der Weg zur Venus

Die Venus umkreist die Sonne näher als die Erde, wobei der Abstand der Venus zur Sonne nur 72 Prozent des Abstands der Erde zur Sonne beträgt. Deshalb muss eine Raumsonde über 41 Millionen Kilometer in das Gravitationspotential der Sonne fliegen, was zu einer erheblichen Abnahme der potentiellen Energie der Sonde führt. Die freigewordene potentielle Energie wird dabei in kinetische Energie umgewandelt. Dies führt zu einer Erhöhung der Geschwindigkeit der Sonde, so dass die Geschwindigkeit und die Bewegungsrichtung der Sonde stark verändert werden müssen, um eine Annäherung an die Venus zu erreichen.

Frühe Vorbeiflüge

Koordinatensystem Am 12. Februar 1961 startete die Sowjetunion Venera 1, die erste Raumsonde zu einem fremden Planeten. Ein überhitzter Orientierungssensor verursachte eine Funktionsstörung, jedoch kombinierte Venera 1 erstmals alle für einen interplanetaren Flug nötigen Merkmale: Solarpanels, parabolische Kommunikationsantenne, 3-Achsen-Stabilisierung, Triebwerk zur Flugbahnkorrektur und einen Start von einem Parkorbit um die Erde. Die Sonde flog in 100.000 km Entfernung an der Venus vorbei, ohne ihre Beobachtungen ausführen oder mit der Erde kommunizieren zu können. Die erste erfolgreiche Venus-Raumsonde war die US-amerikanische Mariner 2, eine modifizierte Ranger-Mondsonde, die 1962 an der Venus vorbeiflog. Sie entdeckte, dass die Venus über kein Magnetfeld verfügt und maß thermische Mikrowellenstrahlung der Venus. Die Sowjetunion startete am 2. April 1964 die Zond 1, die jedoch kurz darauf nach einer letzten Kommunikation am 16. Mai verloren ging.

Frühe Landungen und Orbiter

Am 1. März 1966 führte die sowjetische Venera 3 Sonde eine Crashlandung auf der Venus durch, womit sie das erste Raumfahrzeug wurde, das die Oberfläche der Venus erreichte. Die Sonde überlebte die Landung nicht. Ihre Schwestersonde Venera 2 fiel kurz vor dem Vorbeiflug aufgrund einer Überhitzung aus. Die Landekapsel der Venera 4 tauchte am 18. Oktober 1967 in die Venusatmosphäre ein. Sie maß Temperatur, Druck und Dichte, führte zudem 11 automatische chemische Experimente zur Analyse der Atmosphäre durch. Sie wurde damit zur ersten Raumsonde, die direkte Messdaten von einem anderen Planeten lieferte. Die Daten zeigten einen Kohlendioxidanteil von 95 % und in Kombination mit den Daten der amerikanischen Mariner 5 Sonde einen weitaus höheren als erwartet Atmosphärendruck von 75–100 Bar. Diese Daten wurden von den Venera 5 und Venera 6 Missionen am 16. Mai und 17. Mai 1969 bestätigt und verfeinert. Aber bislang erreichte keine dieser Raumsonden intakt die Venusoberfläche. Die Batterie der Venera 4 entleerte sich noch während die Sonde durch die unerwartet massive Atmosphäre trieb, Venera 5 und 6 wurden von dem hohen Außendruck in einer Höhe von etwa 18 km über dem Boden zerquetscht. Die erste erfolgreiche Landung gelang der Venera 7 Sonde am 15. Dezember 1970. Sie maß Oberflächentemperaturen von 457 bis 474 °C und einen Außendruck von 90 Bar. Venera 8 landete am 22. Juli 1972. Zusätzlich zu den erhaltenen Druck- und Temperaturprofilen zeigte ein Lichtmesser dass die Wolken eine Schicht bilden, die 35 km über der Oberfläche endet. Ein Gammastrahlenspektrometer analysierte die chemische Zusammensetzung des Bodengesteins. 1972 Die sowjetische Raumsonde Venera 9, erste Sonde der neuen Generation schwerer Raumsonden, die mit neuen Proton-Raketen gestartet wurden, schwenkte am 22. Oktober 1975 in einen Venusorbit. Sie wurde damit zu dem ersten künstlichen Satelliten der Venus. Eine Vielzahl von Kameras und Spektrometern lieferte Daten über die Venuswolken, Ionosphäre und Magnetosphäre, führte außerdem erste bistatische Radarmessungen der Venusoberfläche durch. Die 660 Kilogramm schwere Landekapsel trennte sich von Venera 9 und landete nach rund einer Stunde. Sie lieferte die ersten Bilder der Oberfläche, untersuchte zudem den Boden mit einem Gammastrahlenspektrometer und einem Densitometer. Während des Abstiegs wurden Druck, Temperatur und Lichtverhältnisse gemessen, außerdem wurden mit Backscattering und Multi-Angle Scattering (Nebelmessgerät) Messungen der Wolkendichte durchgeführt. Die Sonde entdeckte, dass die Wolken in drei getrennten Schichten angeordnet sind. Am 25. Oktober traf die Schwestersonde Venera 10 ein und führte ein ähnliches Messprogramm durch.

Pioneer Venus

Venera 10 Im Jahr 1978 entsandte NASA zwei Pioneer-Raumsonden zur Venus: einen Orbiter und eine Multiprobe-Sonde, die getrennt gestartet wurden. Die Multiprobe-Sonde hatte eine große und drei kleinere Atmosphärensonden an Bord. Die große Sonde wurde am 16. November 1978 freigesetzt, die drei kleineren am 20. November. Alle vier traten am 9. Dezember in die Atmosphäre ein, gefolgt von der Trägersonde selbst. Obwohl die Sonden nicht darauf ausgelegt waren eine Landung zu überleben, funkte eine von ihnen, nachdem sie die Oberfläche erreichte, 45 Minuten lang Daten zurück. Der Pioneer Venus Orbiter erreichte am 4. Dezember 1978 einen elliptischen Venusorbit. Er hatte siebzehn Experimente an Bord, sollte die Venus mit Radar kartieren (mit einer Auflösung von etwa 20 Kilometern pro Pixel) und beim Durchfliegen der höchsten Atmosphärenschichten diese analysieren, um ihre Zusammensetzung sowie die Interaktionen der Hochatmosphäre mit dem Sonnenwind zu erforschen. Der Orbiter wurde solange betrieben, bis der zur Lagekorrektur verwendete Treibstoff ausging. Er wurde im August 1992 durch Verglühen in der Atmosphäre zerstört.

Weitere sowjetische Erfolge

Ebenfalls 1978 flogen Venera 11 und Venera 12 an der Venus vorbei und setzten ihre Landekapseln frei, die am 21. Dezember und 25. Dezember in die Atmosphäre eintraten. Die Lander trugen Farbkameras, einen Bodenbohrgerät und Analysator, die leider sämtlich nicht funktionierten. Jeder Lander führte Messungen mit einem Nebelmessgerät, einem Massenspektrometer und einem Gaschromatographen durch. Außerdem entdeckte man mit Hilfe von Röntgenstrahlen einen unerwartet hohen Anteil von Chlor in den Wolken, zusätzlich zum bereits bekannten Schwefel. Auch wurde eine starke Blitzaktivität beobachtet. Venera 13 und Venera 14 führten praktisch die gleiche Mission durch. Sie erreichten die Venus am 1. März und 5. März 1982. Diesmal waren die Bohr/Analyse-Experimente erfolgreich, auch die Farbkameras funktionierten einwandfrei. Röntgenbestrahlung der Bodenproben zeigte Ergebnisse, die bei Venera 13 ähnlich einem kaliumreichen Basalt ausfielen und 900 Kilometer weiter südöstlich, an der Landestelle von Venera 14 den Basalten des irdischen Ozeanbodens glichen. Am 10. Oktober und 11. Oktober traten Venera 15 und Venera 16 in polare Umlaufbahnen um die Venus ein. Venera 15 beobachtete und kartierte die obere Atmosphäre mit einem Infrarot-Fourierspektrometer. Vom 10. November bis zum 10. Juli kartierten beide Satelliten das nördliche Drittel der Planetenoberfläche mit einem Synthetic Aperture Radar. Dabei konnte insgesamt etwa 30 Prozent der Oberfläche mit einer Auflösung von ein bis zwei Kilometern erfasst werden, die erstellten Karten waren damit etwa 10 Mal detailreicher als die von Pioneer-Venus 1. Die Ergebnisse erlaubten erste konkretere Vorstellungen von der geologischen Entwicklung der Venus. Synthetic Aperture Radar Die sowjetischen Raumsonden VeGa 1 und VeGa 2 erreichten die Venus am 11. Juni und 15. Juni 1985. Die Experimente ihrer Landee

Ionentriebwerk

Ein Ionenantrieb ist ein Antrieb für Raumfahrzeuge, bei dem die Abstoßung von einem Ionenstrahl zur Fortbewegung genutzt wird. Es werden auch je nach Energiequelle die Begriffe solar-elektrischer Antrieb bzw. Solar Electric Propulsion (SEP) und nuklear-elektrischer Antrieb bzw. Nuclear Electric Propulsion (NEP) verwendet. Erzeugt wird der Ionenstrahl durch ionisierte Gasteilchen (z.B. Xenon)oder ionisierte Kleinströpfchen (z.B. Quecksilber), die in einem elektrischen Feld oder mittels einer Kombination eines elektrischen Feldes und eines Magnetfeldes unter Ausnutzung der Lorentzkraft beschleunigt und dann in Form eines Strahls ausgestoßen werden. Die Energie zur Erzeugung der Felder wird üblicherweise mit Hilfe von Solarzellen gewonnen. Ein Treibstoff im herkömmlichen Sinne existiert nicht, jedoch wird die Stützmittelmasse (das Gas oder die ionisierten Kleinströpfchen), z.B. Xenon oder Quecksilber, verbraucht. Die eigentliche Strahlenergie stammt vom angelegten elektromagnetischen Feld. Wichtiger Bestandteil des Systems ist der sogenannte Neutralisator, der dem Strahl wieder Elektronen zuführt und den Strahl somit elektrisch neutral macht. Ansonsten würde sich das System aufladen, der Strahl diffundieren und in einem Bogen zum Satelliten zurückkehren. Bisherige Ionenantriebe besitzen gegenüber konventionellen chemischen Triebwerken (Raketen) einen vergleichsweise geringen Schub (vergleichbar mit der Kraft, die eine Postkarte auf eine Hand ausübt: 70 Millinewton, entspricht der Gewichtskraft von 7 Gramm), jedoch bei einer deutlich erhöhten Austrittsgeschwindigkeit der Ionen (10 bis 130 km/sec). Die Gesamtmasse des Raumfahrzeugs muss deshalb so klein wie möglich gehalten werden (bei SMART-1 367 Kilogramm) um für den Betrieb vernünftige Schübe und damit annehmbare Schubdauern zu erreichen. Das Problem besteht in dem Energiebedarf der Ionentriebwerke, da eine Verdopplung der Austrittsgeschwindigkeit eine Vervierfachung des Energiebedarfs bewirkt. Erst die neuesten Solarzellen liefern eine ausreichende Leistung pro m² Solarzellenfläche (bei SMART-1 ca. 1300 Watt), um technisch sinnvoll umsetzbare Ionenantriebe zu versorgen, bei vertretbarer Solarpaneelgröße. Ziel jedes Ionenantriebes ist es die benötigte Treibstoffmenge so gering wie möglich zu halten und damit werden maximale Ausströmgeschwindigkeiten benötigt (Raketengrund- bzw. Ziolkowskigleichung). Der Bau eines Ionenantriebes ist also immer ein Kompromiss zwischen Schubleistung und Ausströmgeschwindigkeit, und damit Effizienz, wenn die zur Verfügung stehende elektrische Leistung konstant ist. Der Vorteil des Ionenantriebs gegenüber dem chemischen Antrieb liegt also darin, dass er weniger Treibstoff verbraucht, weil die Geschwindigkeit der austretenden Teilchen wesentlich größer ist. Das Prinzip des Ionenantriebs ist bereits seit den 1960er Jahren entwickelt worden. Erste Versuche nutzten Cäsium oder Quecksilber als Treibstoff, wodurch die metallischen Bauteile zur Ionenerzeugung rasch anfingen zu korrodieren. Größtes Problem war die Korrosion einer messerscharfen Schneide an der mittels Tröpfchenionisation die notwendigen Ionen erzeugt wurden. Erst als man anfing, das Edelgas Xenon als Treibstoff zu verwenden, bekam man dieses Problem besser in den Griff. Beim Rit-Triebwerk erzeugen Radiofrequenzen die Ionen während im Kaufmann-Triebwerk das Gas durch eine Gleichstromentladung ionisiert wird. Ein Prototyp eines RIT Triebwerks (Radiofrequency Ion Thruster) arbeitete erstmals 1992 auf dem europäischen Satelliten Eureka. Auch die Raumsonde Deep Space 1 besitzt ein Ionentriebwerk (NSTAR). Sie ist Teil des New Millennium Program der NASA, in dem es mehr um das Testen neuer Techniken als um wissenschaftliche Erkenntnisse geht. 2002 startete die ESA den Satelliten Artemis, auf dem zwei neue Ionenantriebe, die sich in der Produktion der Xenonionen unterscheiden, zum Testen installiert sind. Um nach dem missglückten Start die letzten 5000 km bis zur geplanten geostationären Umlaufbahn zurücklegen zu können, musste das Ionentriebwerk, das ursprünglich nur zur Bahnkorrektur gedacht war eingesetzt werden. Für diese Strecke brauchte der Satellit 18 Monate. Inzwischen hat sich das Ionentriebwerk auf vielen kommerziellen Telekommunikationssatelliten durchgesetzt. Dort dient es nicht als primärer Antrieb zum Erreichen der Umlaufbahn, sondern als Bahnregelungstriebwerk für die Nord-Süd-Drift, da der Satellit durch die Gravitationseinflüsse von Sonne und Mond im Jahr etwa 45 bis 50 m/s im Jahr an Geschwindigkeitsänderung (delta v) aufbringen muss. Der Einsatz von Ionentriebwerken zur Bahnregulierung erhöht die Betriebsdauer der Satelliten erheblich, da hier bereits einige Kilowatt an Leistung zur Verfügung stehen und somit der Energiebedarf des Ionentriebwerkes leichter zu decken ist. Heutige Ionentriebwerke sind derzeit, aufgrund der nur begrenzt zur Verfügung stehenden elektrischen Leistung, für zwei Hauptanwendungen geeignet:
- Marschtriebwerk für Interplanetarsonden, da hier lange Schubzeiten realisiert werden können
- Bahnregelungstriebwerke für große Satelliten in hohen Umlaufbahnen, da hier die Störkräfte und damit benötigten Korrektur-dV sehr gering sind.

Siehe auch

- Rakete
- Raketentriebwerk
- SMART-1
- Deep Space 1
- JIMO
- Magnetoplasmadynamischer Antrieb
- Magnethydrodynamischer Antrieb
- Xenon

Weblinks

- [http://solarsystem.dlr.de/PG/DS1/technology/experimente.shtml Ionenantrieb] (dt.)
- [http://www.bernd-leitenberger.de/elektrische-antriebe.html Elektrische Antriebe in der Raumfahrt] (dt.)
- [http://www.esa.int/export/esaCP/SEMNEY0P4HD_Germany_0.html ESA: Ionen treiben SMART-1 zum Mond] (dt.)
- [http://www.irs.uni-stuttgart.de/RESEARCH/EL_PROP/ION/d_ion.html IRS - Hochfrequenz Ionentriebwerke] (dt.)
- [http://www.aip.org/tip/INPHFA/vol-6/iss-5/p16.pdf Plasma Propulsion in Space] (engl.) Kategorie:Satellitentechnik Kategorie:Antriebstechnik ja:イオンエンジン

Sonnenwind

Der Sonnenwind ist ein Strom geladener Teilchen, der von der Sonne ins All strömt. Gelegentlich wird insbesondere in der Presse auch der falsche Begriff Sonnenstaub verwendet, was insbesondere bei der Berichterstattung zur Genesis-Sonde der Fall war.

Entstehung und Zusammensetzung

Der Sonnenwind besteht hauptsächlich aus Protonen und Elektronen sowie aus Heliumkernen (Alphateilchen); andere Atomkerne und nicht ionisierte (elektrisch neutrale) Atome sind nur in kleinem Umfang vorhanden. Obwohl der Sonnenwind aus den äußeren Schichten der Sonne stammt, spiegelt der Sonnenwind die Elementhäufigkeit dieser Schichten der Sonne nicht exakt wieder, da durch Fraktionierungsprozesse (FIP-Effekt) manche Elemente im Sonnenwind angereichert beziehungsweise verdünnt werden. Im Inneren der Sonne wurden die Elementhäufigkeiten durch die dort stattfindende Kernfusion geändert. Da die äußeren Schichten der Sonne jedoch nicht mit den inneren Schichten gemischt sind, entspricht deren Zusammensetzung noch der Zusammensetzung des Urnebels, aus dem sich das Sonnensystem gebildet hat. Die Erforschung des Sonnenwinds ist deshalb auch interessant, um sowohl auf die chemische Zusammensetzung als auch auf die Isotopenhäufigkeiten des Urnebels schließen zu können. Die Sonne verliert durch den Sonnenwind pro Sekunde etwa 1 Million Tonnen ihrer Masse. Man unterscheidet den langsamen und den schnellen Sonnenwind. Die Geschwindigkeit des langsamen Sonnenwinds liegt bei etwa 400 Kilometern pro Sekunde, der schnelle Sonnenwind, der an den koronalen Löchern austritt, erreicht 800–900 Kilometer pro Sekunde. In Erdnähe hat der Sonnenwind eine Dichte von ca. 5·10⁶ Teilchen pro m³.

Auswirkungen des Sonnenwinds

Da der Sonnenwind aus elektrisch geladenen Teilchen besteht, stellt er ein Plasma dar, das sowohl das Magnetfeld der Sonne wie auch das der Erde verformt. Das irdische Magnetfeld hält den Teilchenschauer zum größten Teil von der Erde ab. Nur bei einem starken Sonnenwind können die Teilchen in die hohen Schichten der Atmosphäre eindringen und dort Polarlichter hervorrufen, ebenso wie auf anderen Planeten mit einem Magnetfeld. Starke Sonnenwinde haben auch Einfluss auf die Ausbreitung von elektromagnetischen Wellen und können unter anderem den Kurzwellenfunk und die Kommunikation mit Satelliten stören. Ein deutlich sichtbares Anzeichen für die Existenz des Sonnenwinds liefern die Kometen: Kometenschweife zeigen immer von der Sonne weg, denn die Gas- und Staubteilchen, welche die Koma und den Schweif bilden, werden vom Sonnenwind mitgerissen. Der Sonnenwind reicht weit bis über die äußeren Planetenbahnen hinaus. Er treibt das interstellare Gas aus dem Sonnensystem hinaus und bildet eine Art Blase im Weltall, welche Heliosphäre genannt wird. Die Grenze der Heliosphäre, an der die Teilchen des Sonnenwinds abgebremst werden, heißt Heliopause. Sie wird oft als die Grenze des Sonnensystems angesehen. Die genaue Entfernung ist nicht bekannt, Beobachtungen der Raumsonde Voyager 2 geben Grund zu der Annahme, dass sich die Heliopause in etwa der vierfachen Entfernung des Plutos befindet.

Entdeckung und Erforschung

Bereits 1859 beobachtete der Forscher Richard Carrington einen Zusammenhang zwischen Sonnenflares und zeitlich versetzten irdischen Magnetfeldstürmen, was - obwohl damals unerklärlich - ein frühes Indiz für die Existenz des Sonnenwindes war. Anfang des 20. Jahrhunderts vertrat der norwegische Physiker Kristian Birkeland die Auffassung, die Polarlichter würden durch Teilchenströme von der Sonne ausgelöst. Seine Idee wurde jedoch ebenso wenig ernst genommen, wie die des deutschen Physikers Ludwig Biermann, der eine „Solare Teilchenstrahlung“ annahm, um die Richtung der Kometenschweife erklären zu können. Astronomen war aufgefallen, dass die Kometenschweife nicht exakt von der Sonne weg gerichtet waren, sondern einen kleinen Winkel dazu aufwiesen. Biermann erklärte diese Eigenschaft 1951 durch die Bewegung des Kometen in einem sich ebenfalls bewegenden Teilchenstrom, gewissermaßen ein seitliches Abdriften durch die Strömung. E.N. Parker hat 1959 die englische Bezeichnung solar wind eingeführt und eine magnetohydrodynamische Theorie zur Beschreibung des Sonnenwindes vorgeschlagen. Die Existenz des Sonnenwinds konnte erst