The Mobile Asteroid Surface Scout (MASCOT) Camera



Wissenschaftliche Ziele

Derzeit wird am DLR zusammen mit CNES ein Landemodul entwickelt, das im Zuge der Hayabusa 2 Mission der Japanischen Raumfahrtbehörde JAXA auf den im Durchmesser 1km messenden Klasse C Asteroiden 1999 JU3 landen soll.

 Hayabusa 2 soll im Jahr 2014/2015 zu seinem Ziel aufbrechen, welches ca. sechseinhalb Jahre später erreicht wird. Der sogenannte „Mobile Asteroid Surface Scout“ (MASCOT) wird dabei wird dabei als Späher die Vorhut für Hayabusa 2 und dessen Ziel Gesteinsproben zurück zur Erde zu bringen, übernehmen, aber auch eigene Untersuchungen der Asteroidenoberfläche durchführen. Am Bord befinden sich daher 4 wissenschaftliche Instrumente: ein Mikroskop für den nahen Infrarotbereich (MicroOmega, CNES), ein Radiometer (MARA, DLR), ein Magnetometer (MAG, IGeP und TU-Braunschweig) und eine Weitwinkel Kamera (CAM), die in der Abteilung Planetare Sensorsysteme entwickelt und gebaut wurde.

 Aufbau
zum Bild Aufbau

Die MASCOT Kamera (CAM) wird dabei zum einen Bilder während des ca. 100 m langen Abstieges zur Asteroidenoberfläche machen, zum anderen besteht deren Hauptaufgabe darin, Bodendaten für die Instrumente an Bord von Hayabusa 2 und Kontextinformationen für die auf MASCOT befindlichen Instrumente zu liefern. Die Kamera soll im Einzelnen den geologischen Kontext, die mineralogische Zusammensetzung und die physikalischen Eigenschaften der Oberfläche untersuchen und näher charakterisieren. Um das Blickfeld zu beleuchten und sehr kleine strukturelle Inhomogenitäten spektral aufzulösen, ist auf der Kamera eine LED- Beleuchtungseinheit mit vier verschiedenen Farben integriert.

Instrumentenbeschreibung

Die Kamera ist im Lander so angebracht, dass nominal Ihr 55° (rechteckig) umfassendes Gesichtsfeld unter einem Winkel von 22° auf die Asteroidenoberfläche blicken wird. Dadurch wird erreicht, dass die Kamera sowohl Nahbereich als auch den Horizont abbilden kann. Um zu ermöglichen, dass die Kamera eine bezüglich der Schärfenebene gleichverteilte Schärfentiefe besitzt, wurde der Detektor nach der Scheinpflugschen Regel gegenüber der optischen Achse gekippt.

Mechanisches, optisches und elektrisches Design

 Gehäuse
zum Bild Gehäuse
Um den Anforderungen des Landers zu genügen, besitzt die Kamera ein sehr kompaktes Gehäuse welches Iso-statisch und damit thermomechanisch entkoppelt am Lander angebracht ist. Die Gesamtmasse der Kamera beträgt dabei nur 407g.
Das Gehäuse teilt sich dabei in zwei Teile, Camera Housing Front (CHF) und Camera Housing Back (CHB) auf, wobei im CHF die Fokalplatte incl. CMOS Detektor, die LED-Einheit und die Optik selbst untergebracht ist – die Fokalplatte ist ebenfalls wie das Gehäuse, thermomechanisch durch eine iso-statische Anbringung entkoppelt. Im CHB befinden sich der Kamerakontroller und die Interfaces zum Lander.

Für das Weitwinkelobjektiv wurde eine Doppel-Gauß Linsenanordnung gewählt, mit einem zirkularen Gesichtsfeld von 72,5°, einer Blendenzahl von #f16 und einer Brennweite von 14,8mm. Dies erlaubt es die Asteroidenoberfläche bei einem Abstand von 210mm mit ca. 0,2mm aufzulösen.
 Fokalplatte
zum Bild Fokalplatte

Der eingesetzte CMOS Detektor der Firma OnSemi besitzt 1024x1024 Bildpunkte, dessen Signale mit einem 14bit ADC gewandelt werden. Der Sensor wird im Rolling-Shutter Modus betrieben mit einer minimale Integrationszeit von 0,2s. Die Bilder werden auf einem internen RAM zwischengespeichert, bevor sie via SpaceWire mit 10 MHz an die zentrale Recheneinheit auf den Lander (DPU) übertragen werden. Die DPU übernimmt dann sowohl Prozessierung und Komprimierung der Bilder, als auch deren Übertragung zum Hayabusa 2 Mutterschiff.

Zusammenfassung:

  • CMOS Sensor mit 1024 x 1024 Pixel, 15µm pitch 
  • Weitwinkeloptik (Blickfeld 72,5°): 210 mm Abstand zur Asteroidenoberfläche, Auflösung 0.4 mm
  • LED-Beleuchtung von 4 x 36 LEDs im Spektralbereich um 470 nm (Blau), 527 nm (Grün), 624 nm (Rot) und 805 nm (NIR)
  • Größe 96 x 77 x 109 mm, Masse 407 g
  • Arbeitsstemperaturbereich -55°C ... +80°C,
  • Mittlerer Leistungsverbrauch 1.5 (ohne LEDs) ... 4.5 Watt (incl. LEDs)

Kontakt
Dr. Harald Michaelis
Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR)

Institut für Planetenforschung
, Planetare Sensorsysteme
Tel: +49 30 67055-364

Fax: +49 30 67055-384

E-Mail: Harald.Michaelis@dlr.de
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