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Optische Astronomische Satelliten

Einführung

Dieser Artikel befasst sich mit den optischen astronomischen Satelliten, also Typen die im optischen und ultravioletten Bereich Observationen machen. Den ultravioletten Bereich habe ich mit hinzugenommen, weil die Instrumente genau dieselben Anforderungen stellen wie bei optischen Satelliten. Dies waren die ersten Satelliten die astronomische Untersuchungen durchführten.

Technische Anforderungen

Von allen Satelliten die gebaut wurden stellen optische Teleskope die höchsten Anforderungen an die technische Umsetzung. Die Instrumente sind im wesentlichen die gleichen wie auf der Erde - Teleskope nach der Cassegrain oder Ritchey-Chetrien Bauweise, angeschlossen an Detektoren oder Spektrometer. Das Problem ist die genaue Ausrichtung des Satelliten. Ein 96.5 cm Teleskop wie in OAO-B hat eine theoretische Auflösung von 1/8 Bogensekunde. Ein Satellit, der in 100 Minuten die Erde umkreist muss also auf einen Punkt im all mit einer Genauigkeit ausgerichtet werden die darunter liegt, sonst würde man ein Bild bekommen, welches verschmiert wäre. Diese Genauigkeit muss man bei längeren Belichtungen über Stunden aufrecht erhalten.

Das macht ein sehr ausgeklügeltes und fein regulierbares System notwendig, welches zum einen eine Referenz liefert (Sternsensoren oder ein internes System) und zum andern sehr geringe Momente auf den Satelliten ausübt, wenn dieser Abweichungen ausgleichen soll. Die meisten Satelliten dieer Serie verfügten über kein System um den Orbit selbst zu ändern. Zum einen wurden sie in so hohe Orbits gebracht, wo die Atmosphäre diese wenig störte - um möglichst wenig Störmomente zu haben - und zum anderen können die Abgase der Düsen die empfindlichen Instrumente stören.

Der Trend geht wie bei irdischen Teleskopen zu immer größeren Instrumenten. Hatten die ersten Satelliten noch Instrumente von 80-100 cm Durchmesser an Bord, so verfügt Hubble über einen Hauptspiegel von 2.4 m und sein Nachfolger, das James-Webb Teleskop wird einen von 6.5 m haben.

Die OAO Serie

In den sechziger Jahren starteten die USA sehr viele Satelliten, darunter ganze Serien, die nur durchnummeriert wurden, wie die Explorer, OSO, OGO und eben die OAO Serie. OAO ist die Abkürzung von "Orbiting Astronomical. Observatory". Insgesamt vier Satelliten wurden gestartet, davon war einer ein Fehlstart. Die OAO Serie wurde schon zwei Jahre nach dem Start des ersten Sputniks 1959 vorgeschlagen, doch erst 1966 war die technische Entwicklung weit genug um ihren Bau zu ermöglichen,

Die OAO zählten zu den teuersten und komplexesten Satelliten ihrer Zeit. Zwischen 1769 und 2150 kg schwer wurden Sie mit Atlas-Agena D (beim ersten) und Atlas-Centaur (bei den drei folgenden) Raketen in nahezu kreisförmige Umlaufbahnen zwischen 750 und 800 km Höhe gebracht. die große Höhe, damit die Umlaufbahn möglichst unbeeinflusst ist und weil die Satelliten keine Möglichkeit hatten die Bahn zu verändern. Sie hatten keine Triebwerke an Bord. Die Befürchtung war das sich deren Abgase auf den Optiken ablagern und deren Leistung verschlechtern könnte. Die Inklination der Bahn lag bei 35 Grad. Jeder OAO hatte einen maximalen Durchmesser von 2.1 m und eine Höhe von mindestens 5.5 m.

Die ersten drei OAO Satelliten kosteten insgesamt 200 Millionen Dollar, dies war deutlich teurer als andere Satelliten zu dieser Zeit. Zum Vergleich: Genauso teuer war der Bau der fünf Lunar Orbiter. Wie bei anderen Satelliten auch entfällt ein Großteil der Kosten auf die Entwicklung. 1969 rechnete man, dass der Nachbau von zwei Exemplaren nur noch 50 Millionen Dollar kosten würde.

OAO-1 wurde am 8.4.1966 mit einer Atlas-Agena D in einen fast kreisförmigen Orbit von 778 km x 800 km x 35 Grad gestartet und war 1778 kg schwer. Der Satellit hatte verschiedene Teleskope an Bord die verschiedenste Objekte untersuchen sollten und dabei Untersuchungen vom visuellen bis in den Gammabereich machen sollten. Ein Star-Tracker konnte den Satelliten mit einer Genauigkeit von 1 Bogenminute auf ein Objekt ausrichten und ein Steuersystem für die Teleskope erlaubte es die Teleskope alleine mit einer Genauigkeit von 0.1 Bogensekunden auszurichten. Schon ohne die Nutzlast bestand OAO-1 aus nicht weniger als 100.000 Einzelteilen. Der Bordcomputer von OAO hatte ein Gewicht von 11.7 kg Gewicht ein Volumen von 0.161 m³ und einen Stromverbrauch von 85 W.

Ein Kommandowort umfasste 32 Bits, davon 30 Bits nutzbar, der Rest Kontrollbits, ein Datenwort 25 Bits. Es gab einen getrennten Kommando- und Datenspeicher. Der Programmspeicher umfasste 512 Wörter (15360 Bit) und der Datenspeicher 8192 Worte (204800 Bit). Beide waren Magnetkernspeicher. Der Zugriff war sehr schnell für die damalige Zeit und dauerte 0.25-2 Mikrosekunden. Alle Komponenten waren vierfach redundant, die Datenbusse dreifach redundant und der Speicher doppelt vorhanden. Soweit dem Autor bekannt war dies der erste Einsatz eines Computers im heutigen Sinne (General Purpose Computer - d.h. keine Programmablaufsteuerung wie bei den Mariner Sonden) auf einem unbemannten Raumfahrzeug.

Vier Instrumente gab es an Bord: Ein Breitband UV-Photometer,  zwei Gammastrahlenspektrometer und ein Röntgenteleskop.

Doch kurz nach der Separation von der Trägerrakete kam es zu der ersten von mehreren Hochspannungsenteladungen die nacheinander die Systeme des Satelliten lahmlegten. Nach 20 Umläufen fiel er endgültig aus, ohne dass die Experimente aktiviert werden konnten. Ursache war ein Fehler im Stromverteilungssystem welches zu Lichtbogenentladungen beim Star Tracker führte. Schon am 11.4.1966 fiel der Satellit endgültig aus. Bis dahin war kein Experiment aktiviert worden,

Den nächsten der Serie OAO-2 startete man erst zwei Jahre später am 7.12.1968. Er gehörte zu einer verbesserten Generation mit einer Startmasse von 2122 kg und wurde nun mit der Atlas Centaur gestartet. Die folgenden drei Satelliten hatten denselben Aufbau: In einem zentralen achteckigen Satellitenkörper befanden sich die Instrumente, deren teleskope die über diesen Bus hinausragten. Der Durchmesser des Busses betrug 1,21 m, die Länge 3,05 m. Zwei Solarpaneele waren im Winkel von 34 Grad zur Längsachse angebracht und hatten eine belegte Fläche von 38,2 m².

OAO-2 verfügte über zwei Experimente: Das eine, Wisconsin Experiment Package (WEP) bestand aus 4 Spektrometern zum untersuchen von Sternen(1000 to 4250 A), zwei Spektrometer die einen Scan über ein ausgedehntes Objekt durchführen konnten (1000 to 4000 A), und ein Photometer zur Bestimmung der Leuchtstärke von Nebeln (2000 bis 3300 A). Das zweite Experiment bestand aus vier unabhängigen Schwarzschildkameras empfindlich zwischen 1200 und 2900 A (1 A = 0.1 nm). Der Satellit sollte also vornehmlich im UV Untersuchungen machen. (Der sichtbare Bereich beginnt bei 3800 A), der von der Erde aus nicht zugänglich ist. Dazu dienten 11 Teleskope von je 20 cm Durchmesser. Das Gesamtgewicht der Instrumente betrug 450 kg.

Die Lageregelung war sehr komplex aufgebaut und bestand aus einem eigenen Bordcomputer (erster Einsatz in einem Satelliten), der 6 Star Tracker Signale auswertete. Zwei verschiedene Reaktionsschwungräder sorgten zum einen für die punktgenaue Ausrichtung und zum anderen schwenkten sie den Satelliten. Daten konnten auf einem Kernspeicher mit der für die damalige Zeit unglaublich großen Kapazität von 200.000 Bits gespeichert werden wo sie von einer von 4 Bodenstationen abgerufen werden konnten. OAO-2 war fünf Jahre lang im Betrieb bis zum 13.2.1973.

Er untersuchte 2000 Objekte und führte 22500 Einzeluntersuchungen durch. Entdeckungen von OAO-1 waren Wasserstoffwolken um Kometen, die Entdeckung von Sternen mit einem extrem starken Magnetfeld und die ersten Supernova Beobachtungen im UV Bereich.

OAO-B folgte 2 Jahre später am 30.11.1970. Er unterschied sich von seinem Vorgänger nur durch die experimentelle Ausrüstung. Diesmal war es zum einen ein Scanspektrometer im breiten Bereich von 1100-4267 nm und zum anderen war es ein einzelnes sehr großes Teleskop mit einer Öffnung von 96.5 cm. Doch die Nutzlasthülle trennte sich nicht ab und so konnte der Satellit nicht seinen Betrieb aufnehmen.

OAO-3 wurde als letzter der Serie am 21.8.1972 gestartet und wog mit 2150 kg mehr als jeder seiner Vorgänger. Wie alle Vorgänger bestand er aus einem oktogonalen Grundkörper der einen Kreisförmigen Zentralteil von 1.21 m Durchmesser umgab. Zusammen mit einer Schutzverkleidung gegen Streulicht war dieser 4.9 m lang, dazu kamen zwei Ausleger zum Ausbalancieren, welche die Gesamtlänge auf 6.8 m brachten.

Zusätzlich zu den Sternsensoren gab es nun auch Sonnensensoren und eine Kreiselplattform als Referenzsignal aus 3 Gyroskopen. Damit hatte man mehr Möglichkeiten die Lage zu erkennen und zu regeln. Die Sternsensoren waren empfindlich bis zu 6.ten Größenklasse (die schwächsten Sterne die man mit bloßen Auge bei guten Bedingungen noch sehen kann) und kontrollierten die Ausrichtung in zwei Achsen mit einer Genauigkeit von 5 Bogensekunden. Das Teleskop hatte noch eine Feinkontrolle dies mit einer Genauigkeit von 0.1 Bogensekunden auf helle Sterne ausrichten konnte. Die Bewegung im Raum wurde durch Düsen und Reaktionsschwungrädern durchgeführt.

Zwei UHF Breitband Sender sandten bei 400 MHz Messdaten und zwei Engband VHF Sender bei 136 MHz Telemetrie. Sie dienten auch als Backup für die Breitband Sender. Ein VHF Empfänger empfing Kommandos. 1280 Anweisungen konnten zwischengespeichert werden. Neben dem Ringkernspeicher gab es auch ein Magnetbandlaufwerk. Der Satellit war extrem lange in Betrieb, vom August 1972 bis zum Februar 1981. Er wurde nach dem Start in "Copernicus" umbenannt.

Die Instrumente im letzten OAO waren zwei Scanspektrometer im Bereich von 900-1560 A, 1650-3150 nm im UV und drei Spektrometer im Röntgenbereich von 1-100 A. (Kanäle von 1-3, 3-9 und 6-18 nm). Die Scanspektrometer waren an ein 81 cm Cassegrain-Teleskop mit 3 m Brennweite angeschlossen. Die Spektrometer hatten eigene Teleskope. Insgesamt 551 Objekte wurden während des Betriebs untersucht. 160 Forscher aus 14 Ländern nutzten OAO-3 für ihre Forschungen. Mit ihm wirde das erste schwarze Loch Cygnus X-1 entdeckt. OAO-3 lieferte die erste Röntgenkarte des Himmels. 200 Objekte wurden im Röntgenbereich entdeckt. Diese sollten später durch die HEAO Serie genauer untersucht werden.

Die OAO zeigten, das man astronomische Observatorien im All betreiben kann, man die erforderliche Lageregelungsgenauigkeit aufrechterhalten kann und ein mittelgroßes astronomisches Teleskop im All betreiben kann. Der letzte der Serie arbeitete auch über 9,5 Jahre hinweg. Damit waren die Investitionen in ein Weltraumteleskop das der nächste Schritt sein sollte sinnvoll, denn dieses würde viel teurer werden. Das lohnt sich nur wenn man dieses auch lange betreiben kann.

TD-1

TD-1 war der ambitionierteste ESRO Satellit der entwickelt wurde. Er sollte den Himmel im UV Kartieren und weiterhin nach Röntgenquellen und Gammastrahlenquellen suchen. TD-1 wog 473 kg, wovon 120 kg auf die Instrumente entfielen. Der Satellit hatte Abmessungen von 0.9 x 1.0 x 2.2 m und bestand aus einem oberen Instrumentenmodul und einem unteren Servicemodul. 9360 Silizium Solarzellen auf 2 Panels lieferten den Strom, der von einer Nickel-Cadmium Batterie abgepuffert wurde. Sie gaben dem Satelliten eine Spannweite von 5.0 m.Er wurde mit einer Genauigkeit von 1 Bogensekunde ausgerichtet und rotierte mit einer Umdrehung pro Orbit um seine X-Achse. Dieser war so gewählt worden, dass er in einem halben Jahr den ganzen Himmel abscannte und eine Kartierung im UV Bereich durchführte. Entsprechend war auch die Design-lifetime des Satelliten 6 Monate, er arbeitet schließlich bis zum 4.5.1974 mehr als 2 Jahre lang. Gestartet wurde er am 12.3.1973 von einer Thor-Delta in einen 531 x 539 km hohen, um 95.3 Grad zum Äquator geneigten Orbit von der Vandenberg Air force Base aus. Auch der Name "TD-1" sagte etwas aus: Dies war ein Satellit der mit der Thor-Delta gestartet werden sollte (die meisten anderen ESRO Satelliten waren viel leichter und wurden mit einer Scout gestartet).

Sehr früh fielen in der Mission beide Bandrekorder aus, Dies geschah am 23.5.1972, nur 2 Monate nach dem Start am 12.3.1972. Die Bandrekorder sollten die Daten aufzeichnen und in der Nähe einer Bodenstation mit hoher Geschwindigkeit (30.6 KBit/sec bei 3 W Sendeleistung, verglichen mit 1.7 KBit/sec bei der Aufzeichnung oder dem Senden von Realzeitdaten mit 0.3 W Sendeleistung) wiedergeben. Um die Mission zu retten aktivierte man rund um den Globus 40 Empfangsstationen und konnte so über 95 % des Orbits Empfang halten. 30000 Sterne wurden im UV kartiert. Im Oktober 1972 war die Mission nominell zu Ende und weil der Orbit sich nun so verschoben hatte das die Erde die Sonnensensoren beschattete wurde der Satellit zwischen Oktober 1972 und Februar 1973 stillgelegte. Es folgte eine zweite Beobachtungsperiode von März-Oktober 1973, die produktivste der Mission, bei der man über 70 % des Orbits Daten abrufen konnte. Danach fing einer der Bandrekorder wieder an zu arbeiten. Man legte nun wieder den Satelliten still zwischen Oktober 1973 und März 1974 und nahm dann den Betrieb erneut auf. Am 4.5.1974 waren die 11 kg Stickstoff unter Druck als Lagekontrollgas aufgebraucht und der Satellit konnte nicht mehr stabilisierst werden. Er wurde desaktiviert. Bis dahin hatte er 2.5 mal den Himmel vollständig im UV kartiert. Dieser Katalog wurde erst im Jahre 2003 durch den der GALEX Mission abgelöst. Am 9.1.1980 trat er in die Erdatmosphäre ein und verglühte.

Die Experimente an Bord waren folgende:

IUE

IUE ist die Abkürzung für International Ultraviolett Explorer. Der Satellit war ein sehr erfolgreiches Gemeinschaftsprojekt der NASA, der ESA und England. Er wurde am 26.1.1978 von einer Delta 2914 gestartet. Die Startmasse betrug 669 kg, davon blieben nach Ausbrennen des Apogäumsantriebs noch 350 kg übrig. 2 Solarpanels lieferten anfangs 442 Watt Strom. 127 kg entfielen auf die beiden Experimente. Der Satellit hatte die Form eines Oktagonalen Prismas von 1.45 m maximalem Durchmesser und

Die Aufgabe des Satelliten bestand in der Spektrographie im UV Bereich. Er verfügte über ein Cassegrain Teleskop mit 45 cm Durchmesser und 130 cm Länge bei 675 cm Brennweite an dem zwei Spektrometer angeschlossen waren. Das eine deckte den kurzwelligen Bereich des Spektrums ab (115-195 nm), das zweite den langwelligeren UV Bereich (190-320 nm). Die spektrale Auflösung betrug nur 0.01 nm. Sie wurden erstmals über Lichtfaserkabel an die Optik angeschlossen. Die Detektoren waren im UV Bereich empfindliche Kathodenstrahlröhre, die Bilder mit 500.000 Punkten zu je 256 Grauwerten im UV anfertigte. Der Satellit konnte mit einer Genauigkeit von 2 Bogensekunden ausgerichtet werden. Er umkreiste die Erde auf einer 24 Stunden Bahn, allerdings einer elliptischen von 26000 x 46000 km Entfernung. Diese ungewöhnliche Bahn führte zu einem Kontakt mit den beiden Bodenstationen der beteiligten Ländern: Villafranca in Spanien und Greenville in Maryland während eines Umlaufs. 16 Stunden lang war er im Empfangbereich der Station in den USA und 8 Stunden in dem der ESA. Dies entsprach genau der finanziellen Beteiligung an dem Projekt.

Es gab zwei Modi mit 0.01 und 0.6 nm Auflösung. Im ersten konnte man Objekte bis zu 12 Größenklasse untersuchen, im zweiten bis zur 17 Größenklasse. Bei diesem Modus gab es Integrationszeiten von bis zu 14 Stunden. Erstmals gab es für die Forscher nahezu Echtzeitzugriff auf die Daten. Schon 1 Stunde nach der Übertragung konnte man sie abrufen,

Ursprünglich war IUE für eine Lebensdauer von 3 Jahren ausgelegt, der Treibstoff (27.3 kg Hydrazin) sollte für 5 Jahre reichen, er übertraf diese aber bei weitem, Schon bis 1987, als die Lebensdauer des Satelliten weit überschritten war hatte der Satellit über 60000 Spektren von 9000 Sternen, 1200 Galaxien, 1000 Emissionsnebel und 90 Objekten des Sonnensystems angefertigt. Bis zum Missionsende sollten es über 100.000 werden. Der Satellit wurde auch so lange betrieben weil er lange Zeit der einzige war der im UV Bereich arbeitete. Auch als man über das HST (Hubble Space Telescope) verfügte wurde er benutzt weil sein Gesichtsfeld von 16 Bogenminuten größer als das von HST war und er so für Voruntersuchungen für das HST dienen konnte. Als im Jahre 1985 der vierte von 6 Gyros ausfiel benutzte man den Sonnensensor zur Feinausrichtung des Satelliten.

Bis zum Oktober 1995 arbeitete der Satellit kontinuierlich. Danach stieg die NASA aus dem Projekt aus um Geld zu sparen. Das letzte Jahr nutzte die ESA ihn dann während 16 Stunden des 24 Stunden Umlaufs, bis auch hier Budgeteinschränkungen zum Abschalten des Satelliten am 30.19.1996 führten. Zu diesem Zeitpunkt war die Stromversorgung auf 170 Watt abgefallen, weniger als die 210 Watt um beide Experimente zu betreiben.

Hipparcos

Hipparcos war ein Spezialsatellit für die Astronometrie. Seine Aufgabe war die sehr genaue Positionsbestimmung (Verbesserung um den Faktor 10-100) von Sternen. 100.000 Sterne sollten vermessen werden. Die besondere Herausforderung war die extreme Ausrichtungsstabilität von 1 Bogensekunden, eine sehr hohe thermische Stabilität, d.h. der Satellit dürfte sich nicht stark erwärmen oder auskühlen um dies zu erreichen und die hohe Datenübertragungsrate in Echtzeit.

Das Messprinzip war einfach: Es wurde der Winkel zwischen den Sternen gemessen während sich Hipparcos langsam drehte. Star Tracker Kameras lieferten wegen ihrer kleineren Optik ungenauere Resultate, aber erfassten mehr Sterne. Der Satellit war der Form eines hexagonalen Prismas von 3 m Höhe und 1.8 m Durchmesser. Er wog 1140 kg beim Start, wovon 215 kg auf die Nutzlast entfielen. 10 Düsen die Hydrazin katalytisch ersetzten stabilisierten die Rotation des Satelliten, der mit 11.25 Umdrehungen/Tag rotierte. 3 Solarpanels von 119 x 169 cm Größe lieferten 380 Watt Strom. 110 Watt brauchte die Nutzlast. Zwei Batterien von je 10 Ah dienten als Puffer für die Phase im Erdschatten. Eine omindirektionale Antenne im S-Band sandte mit 2.5 Watt Sendeleistung kontinuierlich 24 KBit/sec zur Erde - insgesamt 1000 GBit während der Mission.

Das Hauptinstrument war ein Schmidt-Teleskop von 29 cm Durchmesser und 140 cm Fokuslänge. Es warf das Bild von zwei Feldern von je 0.9 x 0.9 Grad Kantenlänge, 58 Grad voneinander entfernt auf 2 Detektoren von je 2.5 x 2.5 cm Größe. in jedem befanden sich 2688 Schlitze von je 3.2 mm Länge. Darunter gab es Detektoren die das Licht 1200 mal pro Sekunde maßen. Ein Stern passierte das Feld in etwa 20 Sekunden und wurde 80 mal während der Mission erfasst. Über den Lichtverlauf beim Passieren des Detektors konnte man die Position auf 0.0001 Bogensekunden genau erfassen. Die Star Tracker Kameras die zum Ausrichten des Satelliten dienten erlaubten auch Messungen, wobei hier die Genauigkeit bei 0.015 Bogensekunden lag. Zudem bestimmten sie die Helligkeit der Sterne auf 0.01 Größenklassen genau.

Der Satellit war für eine Betriebszeit von 30 Monaten ausgelegt und wurde am 8.8.1989 mit einer Ariane 44LP in einen 200 x 35986 km hohen Übergangsorbit eingeschossen. Im Apogäum sollte dann der Feststoffantrieb zünden und ihn in eine geostationäre Umlaufbahn befördern. Doch dies gelang nicht. Der Satellit verblieb in einer Bahn die man zuerst für unbrauchbar hielt. Zum einen ändert sich hier die Geschwindigkeit dauernd und die Ausrichtung des Satelliten im Raum, und zum zweiten passiert er bei jedem 10 Stunden Umlauf die Strahlungsgürtel der Erde zweimal, wodurch man eine baldige Beschädigung der empfindlichen Detektoren und anderer Bordsysteme annahm. Weiterhin gab es nun nicht eine dauernde Funkverbindung zur Bodenstation. Dazu wurden vom August bis November 3 weitere Bodenstationen in Kourou, Perth und Goldstone hinzugenommen um eine 24 Stunden Verbindung zu erreichen

So zündete man die Korrekturtriebwerke um die Bahn auf 526 x 35900 km anzuheben, so dass der Satellit nicht bald in der Erdatmosphäre verglüht. 26 der 32 kg Hydrazin zur Lagekontrolle wurden dazu verbraucht. Hier forcierte man das Messprogramm, da man annahm, der Satellit würde vorzeitig ausfallen. Stattdessen arbeitete Hipparcos bis zum 15.8.1993. Dann fiel die Elektronik durch Strahlungsschäden aus. Die operationelle Phase dauerte vom November 1989 bis zum März 1993, also länger als die ursprüngliche Lebensdauer. So konnten die Positionen von insgesamt 118218 Sterne genau (auf 0.001 Bogensekunden) und 1058332 weniger genau bestimmt werden. Sowohl die Genauigkeit wie auch die Anzahl der Objekte übertrafen die Planvorgaben deutlich.

Hubble

HSTHubble in einem Aufsatz zu beschreiben wäre vermessen. Ich möchte mich daher auf eine Kurzfassung beschränken. Die Ursprünge von Hubble gingen zurück bis ins Jahr 1969 als der Astronom Lyman Spitzer ein 3.05 m Teleskop in der Erdumlaufbahn forderte. 1975 gab es erste Planungen für ein Teleskop der 3 m Klasse, die damals von Kosten von 400-500 Millionen Dollar ausgingen (also teurer als die beiden Voyager Raumsonden oder so teuer wie 5-6 OAO Satelliten). Im Jahre 1977 begann man das Projekt, wobei man nun nur noch ein 2.38 m Teleskop plante um die Kosten zu senken. Man gewann die ESA als kleinen Partner welche die anspruchsvolle Faint object Camera (FOC) baute und die Solarpanel und somit 15 % der Kosten übernahm und entsprechend auch mindestens 15 % der Beobachtungszeit bekam. (In der Praxis waren es 20 %, da europäische Astronomen sehr vielversprechende Beobachtungswünsche einreichten).

Der ursprüngliche Starttermin von 1983 konnte nicht gehalten werden und als es 1986 gestartet werden sollte, explodierte die Raumfähre Challenger. Die Verzögerungen, aber auch die Komplexität des Teleskops ließen die Gesamtkosten auf fast 2 Milliarden USD bis zum Start explodieren. Als Hubble schließlich am 24.4.1990 gestartet wurde stellte sich bald heraus, dass die Optik fehlerhaft geschliffen war. Die Bilder waren unscharf. Doch man hatte Glück in Unglück. Hubble war der erste (und bis heute einzige) Satellit der so gebaut war, dass er im Orbit repariert werden konnte. Man entwickelte Korrekturlinsen die man in den Strahlengang einbaute und eine neue Kamera für große Bildfelder (Wide Field and Planetary Camera WFPC2) wobei diese gleich eine eingebaute Korrekturoptik beinhaltete.

Die erste Service Mission fand am 2.12.1993 statt. Man ersetzte neben der WFPC auch die Sonnensegel und zwei Kreisel, mit denen Hubble seine räumliche Lage ändert. Für den Einbau der Korrekturoptik COSTAR musste das Hochgeschwindigkeitsphotometer weichen. Neuere Instrumente verfügten über eine eingebaute Korrekturoptik, bei den alten verlängerte COSTAR den Fokus um den Faktor 1.5.

Die zweite Servicemission hatte die Aufgabe zwei der Instrumente der ersten Generation durch modernere zu ersetzen. Als man Hubble konzipierte ging man davon aus, die Instrumente laufend durch neue zu ersetzen, um das Teleskop dem technischen Fortschritt anzupassen. Das war auch nötig. Zu der Zeit als Hubble in den Orbit startete ging man auf der Erde an die Konzeption von Großteleskopen der 8-10 m Klasse. Auf der Erde ist der Himmel zwar nie so dunkel wie im Weltall und die Belichtungszeit auf einige Stunden beschränkt, doch durch adaptive Optik sollten diese Teleskope die Leistung der ersten Generation von Hubble's Instrumenten erreichen.

Bei der am 11.2.1997 gestarteten Service Mission 2 wurde der Goddard High Resolution Spectrograph (GHRS) und der Faint Object Specttrograph (FOS) durch eine neue Kamera Near Infrared Camera and Multiple Object Spectrometer (NiCMOS) und den Space Telescope Imaging Spectrograph (STIS) ersetzt. NiCMOS eröffnet Hubble den infraroten Spektralbereich und STIS ermöglicht nicht nur spektroskopische Bilder, sondern hat eine erheblich bessere Ortsauflösung und die 30 fache spektrale Auflösung des alten Instrumentes. Auch hier gab es eine Panne: Um Bilder im infraroten zu machen ist die ganze NiCMOS Kamera in einen Stickstoffeis Block eingebettet, der sie auf 58 K kühlt. Dieser Stickstoff verdampft langsam, doch irgendwo gab es ein Leck in der Isolierung, so dass dies schon nach 2 anstatt 5 Jahren der Fall sein würde. Um dies zu kompensieren bekam NiCMOS erheblich mehr Messzeit zugeteilt, als ursprünglich geplant.

Die Servicemission 3 wurde wegen der Komplexität der Aufgabe und dem drohenden Ausfall der Gyros in zwei Missionen aufgeteilt. SM-3A im Dezember 1999 ersetzte die Gyros von Hubble. Erst bei SM-3B im März 2002 wurden die Instrumente erneuert. Die FOC wich der Kamera ACS (Advanced Camera for Surveys) und die ESA Solarzellen durch US Solarzellen mit starrer Struktur. Eine weitere Mission SM-4 war für 2005 geplant bei der die nun überflüssigen COSTAR Linsen ersetzt werden sollten durch den Cosmic Orgins Spectrgraph und die WPFC2 durch ihr Nachfolgemodell WPFC3. Nach dem Verlust der Columbia sah es lange Zeit so aus als gäbe es keine SM-4, doch diese wird mittlerweile wieder vom NASA Management befürwortet. Hauptargument gegen SM-4 war, dass es anders als bei den ISS Missionen keine Möglichkeit gibt bei einem beschädigten Shuttle dieses zu verlassen und in der ISS zu bleiben um dort später gerettet zu werden. Die inzwischen problemlos erfolgten Flüge gaben jedoch das Vertrauen in das Shuttle soweit zurück, dass diese Mission wahrscheinlich stattfinden wird.

Hubble wog beim Start 10843 kg, diese (für die Größe des Teleskops) geringe Masse, erlaubte es den Satelliten in eine 600 km hohe Bahn auszusetzen. Da Hubble keine Triebwerke hat um seinen Orbit zu verändern (die Abgase würden die Instrumente stören und man ging von vorneherein von regelmäßigen Besuchen aus) muss er bei jeder Service Mission etwas angehoben werden. Dies war die größte Erdentfernung welche Shuttles bei ihren Missionen erreichten. Ohne Anheben durch die Space Shuttles wird der Satellit in 7-10 Jahren von alleine soweit absinken, dass er verglüht.

Die Dimensionen sind riesig: Hubble hat eine Länge von 13.1 m und eine Breite von 4.27 x 4.60 m. Das Ritchey-Chétien Teleskop hat ein Öffnungsverhältnis von 24, mithin eine Brennweite von 57.12 m. Der nur 830 kg schwere und maximal 12 cm dicke Hauptspiegel lenkt das Licht auf einen 30 cm großen Sekundärspiel in 5 m Entfernung um welches das Licht zurück durch ein Loch im Hauptspiegel in den 1.5 m hinter diesem befindlichen 60 cm breiten Primärfokus wirft. Hier teilt eine Platte das Licht in die einzelnen Instrumente (beim Start waren es 5 auf).

Die Stromversorgung übernehmen zwei Solarpanel von 2.83 x 11.8 m Größe, die 5.0 kW beim Start und noch 4.3 kW nach 5 Jahren liefern. Jedes besteht aus 24380 Siliziumzellen und wiegt 150 kg. Das erste Paar wurde bei der ersten Servicemission ersetzt, das zweite bei SM3B im März 2002.

5 Buchten nehmen Instrumente auf, nach der ersten Reparaturmission war eine davon nicht mehr verfügbar, weil die Korrekturoptik Platz benötigte. SM-4 wird wieder die fünfte Bucht verfügbar machen.

Instrumente:

Erste Generation

Anfangs waren 5 Instrumente mit einer Gesamtmasse von 1551 kg an Bord. Nach der Servicemission 1 war der GHRS nicht mehr nutzbar, da man Platz für die COSTAR Optik brauchte

Zweite Generation

Die erste Servicemission STS-31 führte neben dem Einbau der Korrekturoptik auch zum Ersetzen der WFPC durch ihren Nachfolger WFPC-2:

Wide-Field/Planetary Camera 2 (WF/PC) : Sie besteht aus 4 nebeneinander geschalteten Kameras. 3 haben eine Fokuslänge von f/12.9 und bilden ein L von 150 x 150 Bogensekunden Größe bei 0.1 Bogensekunden Auflösung, die dritte Kamera hat ein Blickfeld von 34 x 34 Bogensekunden bei f/30 und eine Auflösung von 0.43 Bogensekunden/Pixel. Alle CCD haben 800 x 800 Bildpunkte und eine spektrale Empfindlichkeit von 4-14 %. Der spektrale Bereich ist größer und reicht mehr ins nahe Infrarot (115-1050 nm). 48 Breitband und Engbandfilter sind auf 12 Filterrädern montiert.

Die WFPC2 hat weniger CCD Sensoren (4 anstatt 8 bei der WFPC), und die Quanteneffizienz ist geringer (maximal 35 % gegenüber 50 %, jedoch im UV höher). Vor allem jedoch ist das Eigenrauschen und die Dunkelrate geringer, wodurch die geringere Quantenefffizienz weitgehend wieder ausgleichen wird. Ein weiterer Vorteil ist, dass die WPFC-2 die Korrekturoptiken COSPAR schon integriert hat.

Dritte Generation

Diese Instrumente wurden bei der zweiten Servicemission STS-62 durchgeführt.

Vierte Generation

Bei der dritten Servicemission STS-109 (SM-3B) am 1.3.2002 wurden erneut Instrumente ausgewechselt.


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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