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OSO - Orbiting Solar Obervatorys

Die OSO Serie

Bei den Orbiting Solar Observatories (OSO) handelte es sich um eine Serie von Satelliten, welche allerdings aus verschiedenen Baureihen stammten. Die Startmasse nahm laufend zu und betrug bei OSO-1 noch 207.2 kg und erreichte bei OSO-8 635 kg. Gestartet wurden neun Satelliten. Davon war einer ein Fehlstart. Wie bei anderen US-Programmen ist auch eine Nummerierung mit Buchstaben (OSO-A bis OSO-J) üblich. Bei dem Fehlstart von OSO-C wurde diesem keine arabische Ziffer als Nummer zugewiesen.

Die OSO Serie sollte die Sonne, ihre Strahlung in verschiedenen Spektralbereichen, aber auch die von ihr emittierten Partikel und den Einfluss auf die erde und ihre Strahlungsgürtel über einen ganzen Sonnenzyklus von 11 Jahren bestimmen. Bei allen waren aber auch Experimente eingebaut die andere Quellen, vor allem Röntgenstrahlungsquellen untersuchten. Die Zahl dieser Experimente wurde im Laufe der Serie größer weil man Röntgenquellen erst entdecken musste, die Erdatmosphäre blockiert die Strahlung unterhalb von 280 nm Wellenlänge.

Alle Satelliten wurden von Cape Canveral mit Delta Trägerraketen in nahezu kreisförmige Bahnen von 500 bis 560 km Höhe (Soll: 350 Meilen =  563 km) befördert. Die Bahnneigung betrug um die 33 Grad. OSO 1-7 hatten denselben Aufbau, wenngleich die Satelliten im Laufe der Zeit immer schwerer wurden und die Betriebsdauer anstieg. OSO-8 hatte eine deutlich andere Bauweise, war jedoch nur ein Einzelexemplar. Sein Bau war notwendig geworden, nachdem einer der OSO Serie einen Fehlstart hatte. Geplant war eine Betriebsdauer jedes Exemplars von sechs Monaten. Gebaut wurden sie von der Ball Brothers Corporation in Boulder, Colorado.

Die Satelliten bestanden aus einer Serie die nahezu baugleich bis zum vorletzten Exemplar gefertigt wurde, in die aber jeweils andere Experimente verwendet wurden. Nominell wogen die Satelliten bis zu 600 US-Pfund (272,1 kg) wobei bis zu 40% der Startmasse konnten Experimente sein. Die Lebensdauer im Orbit wurde bei den ersten Exemplare durch den Vorrat an Stickstoff-Druckgas auf etwa 6 Monate limitiert. Spätere Exemplare erhielten eine Magnetfeld-Stabilisierung bei der einem Ausleger ein angelegtes Magnetfeld durch die Abstoßung zum Erdmagnetfeld den Sonnensatelliten drehte und so Treibstoff einsparte.

Die wichtigsten Systeme befanden sich in einem rotierenden Rad. Neun Buchten nahmen Experimente und Elektronik auf. Jede trapzeförmige Bucht hatte ein Volumen von 16,3 l (1000 inch³) und nahm Experimente mit einem Gewicht von maximal 45 US-Pfund, 22,4 kg auf. Bei zwei Buchten konnte die Trennwand für ein größeres Experiment von dem doppelten Gewicht und Volumen entfernt werden.

Im nicht rontierenden dazu senkrechten Teil war das Solarzellenarray und die Batterien sowie vier Düsen angebracht die Stickstoffkaltgas aus zwei Auslegern mit Gastanks für Lageänderungen nutzen. Das Solararray hatte anfangs 1872 Zellen die 27 Watt Strom abgaben. Für den Betrieb auf der Nachtseite wurde ein Teil in 42 Nick-Cadmium F-Zellen gespeichert. Die Spannung an Bord schwankte zwischen 16 und 22 V. Ein Sonnensensor richtete diese Sektion immer auf die Sonne aus. Auch hier gab es zwei Öffnungen für Experimente, sie waren jedoch deutlich kleiner (10 x 20 cm). Sie nahm Experimente mit bis zu 88 Pfund (39 kg) Gewicht auf.

Die Abmessungen und das Gewicht wurde von der Trägerrakete Delta bestimmt. Der Durchmesser betrug 44 Zoll (111,7 cm). Zwei Ausleger vergrößerten ihn im Orbit auf 96 Zoll (244 cm). Die Höhe betrug anfangs 36 Zoll (92 cm. Größere Nutzlasthüllen erlaubten eine Vergrößerung auf 567 Zoll (144 cm) bei den späteren Exemplaren.

Die Kombination rotierte durch die spinstabilisierte letzte Oberstufe anfangs mit 120 U/Min. 90 s nach Abtrennung löste ein Timer die beiden Ausleger aus die dann durch die Rotation sich vom Zentralteil wegbewegten und die Rotation auf 96 U/min senkten. Stickstoff-Druckgasjets senkten sie dann weiter auf 30 U/Min, eine Rate die solange es Gas gab beinhalten wurde und auf 5% genau geregelt wurde.

Es gab einige Ausrichtungssysteme. So konnte die Gesamtausrichtung der Sonde bezogen auf die Sterne mit Gyroskopen auf 3 Grad genau gewährleistet werden. Die Rotationsachse wurde programmgesteuert um 1 Grad pro Tag gedreht um der Bewegung der Erde um die Sonne zu folgen. Die Ausrichtung auf die Sonne erfolgte durch Messung wann die Sonne bei einer Rotation einen Sensor passierte und die Messung der Ausrichtung eines Magnetfeldsensors zum Erdmagnetfeld der feststellen konnte wann ein OSO senkrecht zum Erdmagnetfeld ausgerichtet ist. Dieses System konnte dann einen Sonnensensor als Feinsensor auf die Sonne ausrichten und dessen Lichtsignal wurde genutzt um die Instrumente mit einer Genauigkeit von 1 Bogenminute auf das Zentrum der Sonne auszurichten. Es gab einen Scanmodus in dem ein OSO in 6,4 Sekunden einen 40 Bogenminuten große Zeile abtastete. Das Abtasten von 40 Zeilen dauerte dann 256 Sekunden. Auch hier betrug die absolute Messgenauigkeit 1 Bogenminute.

Die Daten wurden von einem Multiplexer zu einem Datenstrom zusammengefasst und bei 136,5 MHz übertragen. Die Steuerung erfolgte durch Kommandos. Ein Sequenzer führte die Kommandos jeweils zu dem Zeitpunkt aus, der bei einer Zeitmarke angegeben war. Die Daten wurden auf Bandrekordern aufgezeichnet und übertragen wenn eine Bodenstation überflogen wurde. Diese entpuppten sich als die Achillesferse des Systems. Sie fielen meist als erste aus. Ohne Bandrekorder konnte man nur Daten erhalten wenn eine Bodenstation überflogen wurde, was selbst unter optimalen Umständen nur einen Bruchteil des Orbits abdeckte. Alle OSO arbeiteten deutlich länger als geplant. OSO-3 sogar 58 Monate anstatt 6.

Die Serie bestand nicht aus Satelliten mit den gleichen Messinstrumenten um eine kontinuierliche Observation mit vergleichbaren Daten zu haben. Vielmehr gab es unterschiedliche Instrumente die wechselnde Teilaspekte der Sonne, mehr und mehr aber auch des interplanetaren Raums und der Wechselwirkung mit der Erde bestimmten. Detektoren waren oft Strahlenmessgeräte wie Geiger-Müller-Zähler oder Szintlliationskristalle, das sind Kristalle von Salzen die beim Auftreffen von energiereicher Strahlung einen Gitterdefekt erleiden und dann einen Lichtblitz abgeben. Dieser wurde wiederum von Photomultiplier-Röhren detektiert, das sind mit einem lichtempfindlichen  Material beschichtete Vakuumröhren die bei dem Auftreten von Licht Elektronen abgeben die dann durch eine angelegte Spannung an Energie gewinnen und beim Auftreffen auf einen Detektor einen Elektronenschwall durch die gewonnene Energie verursachen. Nach demselben Prinzip funktionieren auch Videocon-Kameras die damals in der Fernsehtechnik verwandt wurden.

Die Auflösung und Gesichtsfelder werden in der Astronomie im Winkelmaß angegeben. Die Sonne hat im Mittel eine Größe von 32 Bogenminuten (0,55 Grad) oder 1920 Bogensekunden. Die Auflösung der besten erdgebundenen Teleskop beträgt etwa 1 Bogensekunde.

Bei hochenergetischer Strahlung wie Röntgen und Gammastrahlung ist es üblich nicht die Wellenlänge sondern die kinetische Energie von Photonen anzugeben. Maßeinheit ist dabei das Elektronenvolt. Im sichtbaren Licht haben Photonen eine Energie von 1,8 bis 3,8 eV. Elektronen mit 2 MeV haben damit eine 1 Million Mal kleinere Wellenlänge als rotes Licht. Röntgenstrahlung die in der Medizin zum Röntgen benutzt wird hat eine Energie von 100 bis 250 keV.

OSO 1

OSO-1OSO 1, gestartet am 7.3.1962 war der erste dieser Serie. Eine Thor-Delta brachte den 207.7 kg schweren Satelliten in eine 507 x 539 km hohe sonnensynchrone Umlaufbahn.

OSO 1 war der erste Satellit mit Instrumenten die genau auf einen Punkt ausgerichtet werden konnten und mit Bandrekordern zur Datenspeicherung. Er bestand aus zwei Sektionen: Einer ausgerichteten Sektion welche zwei Instrumente und die Solarpanels auf die Sonne mittels Sonnensensoren ausrichtete und nachführte und eine im 90 Grad dazu rotierende drallstabilisierte Sektion mit 7 Instrumenten auf einem Ring die nacheinander die Sonne und den Weltraum sahen. Der drallstabilisierte Ring war von neuneckiger Struktur mit einem maximalen Durchmesser von 1.12 m und einer Höhe von 45 cm. Er enthielt die gesamte Elektronik und an 3 Auslegern die Drucktanks und die Düsen für das Stickstoff Kaltgassystem. Er rotierte mit 3 0 Umdrehungen pro Minute. Ein Sensor in der Mitte des entdrallten Sonnenpanels richtet dieses mit den beiden dort befindlichen Experimenten mit einer Genauigkeit von 60 Bogensekunden auf die Sonne aus. Spätere OSO Satelliten steigerten die Genauigkeit immer weiter bis auf 5 Bogensekunden.

Die Ausrichtung erfolgte durch Kaltgasdüsen. Dafür waren 7.9 kg Stickstoff in drei Drucktanks an Bord.. Die Daten wurden nach Zwischenspeicherung auf Band beim Passieren einer Bodenstation abgerufen und durch FM Telemetrie mit 6.4 KBit/s übertragen. Die Bandrekorder fielen jedoch sehr bald nach dem Start aus, der zweite am 15.5.1962. Danach konnte man bis zum Mai 1964 Daten empfangen, als die Solarzellen ausfielen. Die 78.6 kg schweren Instrumente untersuchten die hochenergetische UV, Röntgen und Gammastrahlung der Sonne und hochenergetische Teilchen:

OSO-2

OSO-2 war eigentlich nicht der zweite Satellit, das war OSO-B der am 9.4.1964 auf eine neue X-248 Oberstufe montiert wurde da er schwerer als sein Vorgänger war. Als ein Techniker am 14.4.1964 die Polyethlenschutzhülle im Spin-Testraum abnehmen wollte wo der Satellit mit Motor einen Test absolvieren sollte zündete plötzlich der Raketenmotor. Er riss sich aus der Verankerung flog mit dem OSO b zur Decke, prallte ab und brannte dann wilde Bewegungen machend weiter bis sein Treibstoff verbraucht war. Drei Techniker erhielten lebensgefährliche Verbrennungen an denen sie während der nächsten Tage und Wochen starben, acht weitere wurden stark verbrannt, überlebten aber.

Eine Untersuchungskommission stellte fest das die Zündung durch elektrostatische Aufladung des Technikers verursacht war und der Raketenmotor dafür empfindlich war. Sowohl Motor wie auch die Schutzvorrichtungen wurden geändert. Die Oberstufe wurde durch die neue X-258 ersetzt. Der Satellit wurde aus Reserveteilen, Prototypteilen und neuen Teilen nachgebaut und so bestand OSO-2 aus 19% Teilen von OSO-B die man nach dem Unfall noch verwenden konnte, 29 % Ersatzteilen des Flugmodells, 22 % Prototypteilen und 30 % neu gefertigten Teilen. Der Auftrag zum Nachbau wurde am 17.6.1964 erteilt.

OSO 2OSO 2 übernahm den Aufbau seines Vorgängers war aber mit 248 kg schwerer, da nun die Delta C zur Verfügung stand. Die Delta C wurde bei den folgenden Starts bis OSO 5 eingesetzt. Die Nutzlastkapazität wurde ebenfalls gesteigert. Fünf der neun Buchten konnten Experimente von 45 amerikanischen Pfund (20,4 kg) Gewicht aufnehmen. Zwei Buchten die verstärkt waren sogar zwei Experimente im Gesamtgewicht von 90 Pfund und in der nicht rotierenden Sektion weitere 88 Pfund. Das waren zusammen über 182 Pfund oder 82.5 kg. Im wesentlichen übernahmen OSO 2-6 den generellen Aufbau von OSO-1, wurden aber laufend schwerer um mehr Experimente mitzuführen und auch weil die Trägerraketenentwicklung rasch voranschritt. Das Solarpanel lieferte 27 Watt an Strom. 42 Nickelcadmiumbatterien mit einer Spannung von 18.9 V. Es gab 70 Kommandos mit denen der Roboter gesteuert werden konnte.

Die Ausrichtungsgenauigkeit wurde auf 5 Bogensekunden verbessert. Die Region konnte innerhalb eines Bereiches von 40 Bogenminuten über die Sonne verschoben werden. Nach dem Start am 3.2.1965 in eine 549 bis 630 km hohe Umlaufbahn mit einer Delta C arbeitete der Satellit bis zum 6.11.1965 dies war möglich weil man ab Juni 1965 mehrmals die Rotationsgeschwindigkeit auf die Hälfte gesenkt hatte. Schon im Juni gab es Anzeichen das der Verbrauch zu hoch war.

 Er wurde dann passiviert und der Sender im März 1966 erneut eingeschaltet und in wöchentlichen Abständen abgefragt, bis er am 1.6.1966 seinen Betrieb nach Verbrauch des Lagekontrollgases endgültig einstellte. Insgesamt übermittelte OSO-2 2,2 Millionen Messungen während seiner neun Monate dauernden Betriebszeit. Durch die höchste Umlaufbahn aller OSO-Satelliten mit einem Apogäum in 628 km Höhe hatte er die längste Verweilzeit im Orbit und trat erst am 9.8.1989 nach 24 Jahren wieder in die Erdatmosphäre ein.

Folgende Experimente waren an Bord:

OSO-C

OSO-C sollte am 25.8.1965 als schon die 6 Monate dauernde Betriebszeit von OSO-2 überschritten war die kontinuierliche Überwachung der Sonne gewährleisten. Doch die dritte Stufe der Delta C zündete vorzeitig und der Satellit gelangte so nicht in einen Orbit.

OSO-3

OSO-3Am 8.3.1967 wurde dann schließlich als Ersatz für OSO-2 der Nachfolgesatellit OSO-3 gestartet. Er gelangte in eine 564 km hohe Bahn mit einer Neigung von 32.6 Grad zum Äquator, Konstruiert für eine sechsmonatige Betriebszeit arbeitete der Satellit störungsfrei bis zum 12 Juli 1968, als der Bandrekorder ausfiel und es nur noch Echtzeitdaten lieferte. Mit dem sich abzeichnenden Erschöpfen des Lagekontrollgases wurde er am 10.11.1969 deaktiviert und verlor kurz drauf die Lagekontrolle. Die viel längere Betriebszeit, verglichen mit den beiden Vorgängern verdankt er einer Magnetfeldstabilisierung in der Pitachachse. Dadurch war für diese Achse kein Lagekontrollgas mehr nötig.

Am 4.4.1982 trat der Satellit wieder in die Erdatmosphäre ein und verglühte. OSO-3 war wie OSO-2 etwa 248 kg schwer. Davon entfielen 114 kg auf die Instrumente an Bord. Er rotierte in 1.67 Sekunden einmal um die eigene Achse. Der Gammastrahlendetektor an Bord von OSO-3 eröffnete die Gammastrahlenastronomie.

Folgende Experimente waren an Bord:

OSO-4

OSO-4Am 18.10.1967 wurde OSO-4 als Ersatz für OSO-3 gestartet, nachdem dessen Bandrekorderausfall die Datengewinnung stark einschränkte. OSO-4 war identisch zu OSO-3, wog aber 281 kg und gelangte in eine 546 x 560 km hohe, 33 Grad zum Äquator geneigte Umlaufbahn. Trägerrakete war wie bei OSO-2 bis 5 eine Delta C. Von den 9 Experimenten im Gesamtgewicht von 107 kg stammten erstmals auch zwei von Großbritannien. Die Ausrichtungsgenauigkeit von OSO-4 auf die Sonne betrug 40 Bogensekunden. Der Sonnensatellit konnte mit 140 Kommandos vom Boden aus ferngesteuert werden. Seine spezielle Aufgabe war die Überwachung des Sonnenflächenmaximums das während seiner Betriebszeit für 1969 erwartet wurde.

OSO-4 lieferte das erste Bild der Sonne im extremen UV. Er hatte einen doppelt so großen Kommandospeicher als seine Vorgänger.

Wie bei OSO-3 erwies sich der Bandrekorder als der limitierende Faktor für den Betrieb. Man hatte zwei Stück an Bord um eine längere Betriebsdauer zu ermöglichen. Der erste fiel am 15.3.1968 und der zweite kurz darauf am 12. Mai 1968 aus. Danach gab es nur Echtzeittelemetrie. im November 1969 wurde OSO-4 in einen Standby Modus versetzt. Aus diesem wurde er nur für besondere Ereignisse aktiviert. Eines davon war die Beobachtung der Sonnenfinsternis am 7.3.1970.

Folgende Experimente waren an Bord:

OSO-5

OSO-5 wog beim Start 291 kg, davon entfielen 120 kg auf die Experimente. Die Höhe betrug 97 cm, der Durchmesser 1.12 m mit Auslegern 2.34 m. Die verbesserten Solarzellen lieferten 38 Watt, davon wurden 26 Watt für den Betrieb bei Tag, 13 Watt für die Experimente und 7 Watt bei Nacht. Das Solarpanel mit 0.37 m² Fläche bestand aus 2016 Solarzellen. OSO-5 war weitgehend baugleich zu OSO-4. Zwei Modi gab es für den Teil der die Sonne beobachtet. Im einen tastete er einen 40 x 40 Bogenminuten großen Bereich kontinuierlich ab. In einem zweiten konnten die Instrumente auf einen 7.5 x 7.5 Bogenmininuten großen Bereich fest ausgerichtet werden. 155 Kommandos steuerten den Sonnensatelliten.

Primäre Aufgabe von OSO-F war eine Beobachtung der Sonne zwischen 0.1 und 125 nm Wellenlänge mit einer hohen spektralen Auflösung. Drei Experimente schauten auf die Sonne, 5 weitere waren in dem drallstabilisierten Bereich untergebracht. Wie seine Vorgänger gelangte er mit einer Delta Trägerrakete in einen 536-561 km hohen Orbit mit 32.95 Grad Neigung.

Wie andere OSO Satelliten hatte der Satellit zwei prinzipielle Betreibsmodi für die ausgerichtete Sektion. Im ersten war er auf ein Ziel fest ausgerichtet (Pointing Mode) und im zweiten dem Raster Mode fuhr er abwechselnd von links nach rechts über das 40 x 40 Bogenminuten große Gebiet. Eine "Zeile" abzuscannen dauerte 7.68 Sekunden. Ein Scan von 32 dieser Zeilen 256 Sekunden.

Die Solllebensdauer betrug 6 Monate und die geforderte Mindestausrichtungsgenauigkeit des Satelliten betrug 1 Bogenminute. Beide Parameter wurde deutlich übertroffen. Er arbeitete wesentlich länger als die anderen der OSO 1-7 Baureihe bis zum Januar 1975.

Folgende Experimente waren an Bord:

OSO 6

OSO-6 war weitgehend baugleich zu den bisherigen Satelliten der Serie. OSO 6 und 7 wurden beide mit Delta N Trägerraketen gestartet. Er hatte einen Durchmesser von 112 cm und eine Höhe von 96 cm. Jedoch verfügte er über eine viel höhere Ausrichtungsgenauigkeit. Auf einem 46 x 46 Bogenminuten großen Feld konnte der Satellit auf jeden Punkt mit einer Genauigkeit von 21-22 Bogensekunden genau ausgerichtet werden. Dieses Feld wurde in eine Positionsmatrix von 128 x 128 Elementen unterteilt. Die Spinachse lag parallel zur Sonne plus/minus 3.5 Grad.

Primäre Aufgabe des Satelliten war die Beobachtung der Sonne in einem weiten Wellenlängenbereich vom UV bis zu den Röntgenstrahlen. Im UV zwischen 0.1 und 130 nm Wellenlänge und im Röntgenbereich zwischen 20 und 200 keV Energie. 7 Experimente waren dazu an Bord. Gestartet am am 9.8.1969, wurden die Experimente 5 Tage später aktiviert. Am 31.12.1972, als sein Nachfolger schon in Betrieb war, wurde er außer Betrieb genommen.

OSO 7

OSO-7OSO-7  wurde am 29.9.1971 gestartet und arbeitete bis zum 9.7.1974. Er war der erste der zweiten Generation. Der Neubau war nötig, nachdem OSO-C beim Start verloren ging um den vollen Zyklus abzudecken. Er sollte die Sonne beobachten bis im Mai 1973 mit Skylab eine bemannte Raumstation für diesen Zweck zur Verfügung stand. OSO 7 war deutlich größer als seine Vorgänger. Er hatte 300% deren Nutzlastkapazität 200/300 % des Pitch/Rollachsengasvorrates und 250% deren elektrischen Leistung. (100 Watt).

Wie seine Vorgänger gab es eine entdrallte Sektion, Diese konnte in zwei Modi betrieben werden. Dem Scanmodi über ein Gebiet von 60 x 60 Bogenminuten und dem Pointing Mode, auf dem die Instrumente auf ein Gebiet von 5 x 7.5 Bogensekunden ausgerichtet wurde. Ein weiterer Feinpointing Modus konnte eine von 16384 Positionen in dem 60 x 60 Bogensekunden groeßn Gebiet anfahren und auf diesen ausgerichtet bleiben.

Der prinzipielle Aufbau mit einem Zylinder und einem Solarpanel mit der entdrallten Sektion wurde beibehalten, doch der Aufbau unterschied sich in. Es fehlten die Yo-Yo Ausleger und das Solarpanel bestand nun aus 6 Teilen. Es war größer und der rotierende Teil nun achteckig. Die Daten wurden über PCM//PM übertragen. Es gab 282 Kommandos um den Satelliten zu steuern. Wie bisher wurden die Daten zuerst auf Bandrekorder übertragen. Einer speicherte 108 Minuten lang Daten. Die beiden Bandrekorder wurden alternierend verwendet. Die Datenrate zum Boden betrug 800 bit/s. Er wog 640 kg im Orbit, hatte eine Designlebensdauer von 15 Monaten und eine Höhe von 1,80 m bei einem Durchmesser von 1,44 m.

Der Start mit einer Delta N erfolgte in einen unbeabsichtigten 326 x 572 km hohen Orbit. Sieben Sekunden vor Börsenschluss verlor die zweite Stufe der Delta C1 den hydraulischen Druck und so war nicht nur der Orbit ein falscher, sondern die Sonde taumelte auch im Orbit. Sie sollte eigentlich von der zweiten Stufe auf die Sonne ausgerichtet werden, damit das Solarpanel Strom liefert. Die Sonde war mit vollen Batterien gestartet worden, was den Ingenieuren der Bodenkontrolle 12 Stunden gab um die Kommandos zu OSO-7 zu senden um das Taumeln zu stoppen und OSO-7 auf die Sonne auszurichten. Es dauerte mehrere Stunden um aus dem Signalverlauf zu interpretieren wie OSO 7 taumelt, damit eine Korrektur nicht dieses Problem verschärft. Nur eine bis zwei Stunden vor Versiegen des Stroms aus den Batterien bekam man OSO-7 unter Kontrolle. Während dieses Taumelns mit 55 U/Minuten war der Satellit 8 g Spitzenbelastung ausgesetzt.

Bis zum Mai 1973 wurden Daten erhalten, als der zweite Bandrekorder ausfiel. Am 9.7.1974 trat er in die Atmosphäre ein. Seine Solllebensdauer erreichte er damit trotzdem. Es gab noch ein Ersatzexemplar, doch da der Bau von OSO-8 mit größerem Bus schon lief beschloss man dieses Exemplar umzurüsten und mit anderen Experimenten unter der Bezeichnung "Solwind" zu starten. (Offizielle Bezeichnung STP P78-1. Solwind startete am 24.2.1979 auf einer Atlas und nicht wie die OSO auf einer Delta und arbeitete bis zu seiner Zerstörung durch den ersten ASAT-Test (ASAT: Anti-Satelliten) am 13.9.1985, länger als jeder OSO-Satellit. Solwind war ein militärischer Satellit der USAF.

Schwerpunkt der Instrumente war die Beobachtung der Sonne in einem weiteren Energiebereich von 1 keV bis 10 MeV im extremen UV, Röntgen und Gammastrahlenbereich.

OSO 8

OSO 8OSO 8 wurde von Hughes anstatt Ball Aerospace wie seine Vorgänger gefertigt. Eigentlich hatten OSO 1-7 ja schon über einen Sonnenzyklus hinweg gearbeitet. Nun wollte man die Messungen aber fortsetzen und gab einen Neubau in Auftrag, der das Grundprinzip übernahm aber Detailverbesserungen hatte. OSO-8 war der erste einer neuen Serie, die auch noch OSO-J und OSO-K beinhaltete, gebaut wurde aufgrund von Budgetkürzungen aber nur OSO-8.

Gestartet am 21.6.1975 arbeitete er am längsten von allen OSO Satelliten bis zum 26.9.1978. Der Pointing Mode wurde verbessert und hatte nun neben einem 5 x 5 Bogenminuten großen Bereich war nun auch noch eine Ausrichtung auf 1 x 1 Bogenminuten möglich. Ebenso hatte der Scanmodus nun zwei Untermodi: Einen von 40x40 Bogenminuten für die sichtbare Sonnenscheibe und einen von 60 x 60 Bogenminuten großen Bereich, der auch die innere Korona einschloss.

OSO 8 gelangte in einen 544 x 689 km hohen Orbit mit einer Neigung von 32,9 Grad. Trägerrakete war eine Delta 1910. OSO-8 war erheblich schwerer als seine Vorgänger und wog 1941 kg. Damit waren nun auch zwei Experimente mehr möglich. Anders als bei den Vorgängermodellen gab es nun ein einzelnes sechseckiges Solarpanel. Der Zentralkörper war nun rund anstatt achteckig. Er trat am 7.9.1986 wieder in die Erdatmosphäre ein. Der Schwerpunkte verlagerte sich nun auch weg von der direkten Beobachtung der Sonne mehr zu der des interplanetaren Mediums und dem Studium von extrasolaren Quellen vor allem im Röntgenbereich und extremen UV. Folgende Experimente waren an Bord:

High-Resolution Ultraviolet Spectrometer: Das Spektrometer maß die UV-Strahlung zwischen 105 und 230 nm. Hinter einem Casegrain-Teleskop gab es zwei auswählbare Eingangsschlitze von 1 x 5 und 1 x15 Bogensekunden Durchlass. Die zweite Ordnung des Gitters mit 3600 Furchen/mm wurde genutzt und das Spektrum von zwei Photomultipiler-Tuben detektiert. Die eine maß im Bereich bis 140 nm, die andere zwischen 140 und 230 nm. Ein kleiner Computer erlaubte drei Beobachtungsmodi: Abscannen des gesamten Spektrums, eines Teilspektrums oder kontinuierliches Beobachten einzelner Spektrallinien.

Chromosphere Fine-Structure Study: Ein weiteres Spektrometer beobachtete einzelne Spektrallinien zwischen 100 und 400 nm. Dies waren die Lyman-Alpha und Beta Linien und die H und K Linien von Magnesium II und Calcium II. Das Instrument arbeitete in zwei Modi. Es konnte auf eine Region ausgerichtet bleiben und die sechs Spektrallinien scannen oder einen Bereich von einer Größe bis 1 x 1 Bogenminuten in drei der sechs Linien abtasten. Die räumliche Auflösung war wählbar zwischen 1x1 und 1x40 Bogensekunden. Die spektrale Auflösung betrug 0,002 nm mit Ausnahme von Lyman Beta wo sie bei 0,006 nm lag.

High-Sensitivity Crystal Spectroscopy of Stellar and Solar X Rays:  Dieses Instrument beobachtete die Röntgenemission kontinuierlich zwischen 2 und 8 keV und nahm hochauflösende Spektren von stellaren und anderen Himmelskörpern auf. Dazu gab es große Kristalle als Detektoren senkrecht zur Rotationsachse. Dies waren ein Graphitdetektor mit 1100 cm² Fläche und ein PET-detektor mit 194 cm³ Fläche. Mittels der Bragg-Methode kann man durch den bekannten Abstand der Atome im Kristall ein Maximum der reflektierten Röntgenstrahlung bei den Zählern erzeugen. Dies waren Proportionalzähler mit 0,026 mm breiten beryllium-belegten fenstern an jeder Seite und einer Füllung mit einem Gasgemisch aus Argon und Xenon. Sie konnten alle 10 s das Spektrum zwischen 2 und 8 keV abtasten. Somit war eine kontinuierliche Überwachung von Flares möglich.

Mapping X-Ray Heliometer: Dieses Experiment von Lockheed sollte den Ort von solaren Aktivitätsregionen bestimmen und von der Emission ein Röntgenspektrum zwischen 2 und 30 keV erstellen. Das Instrument bestand aus drei Detektoren mit Kollimatoren die einen parallelen Strahlenverlauf vor den Detektoren erzeugten. Alle drei Detektoren waren identisch, aber in unterschiedliche Richtungen orientiert. die Halbwertsbreite des Gesichtsfelds betrug 2,1 Bogenminuten x 10 Grad. Ein Detektor war in der Spinachse anbracht, die anderen beiden 60 Grad von dieser Achse nachunten bzw. oben schauend. Die Detektoren waren Proportionalzähler mit verschiedenen Fenstern zur Selektion des Wellenlängenbereichs. Das Experiment arbeitete vom Juni 1975 bis September 1978.

Soft X-ray Background Radiation Investigation: Das Experiment der Universität von Wisconsin maß die galaktische Röntgenstrahlung in Abhängigkeit vom Breitengrad. Es gab dafür zwei Sets von je drei Proportionalzählern. Alle Zähler hatten ein Gesichtsfeld von 3,5 x 3,5 Grad. Sie unterschieden sich in den Einfangsfiltern bzw. Füllung. Ein Set war parallel zur Spinachse orientiert, das andere Set antiparallel. Alle Zähler hatten ein Polycarbonatfenster und waren mit Methan gefüllt. Ein Detektor zusätzlich mit einem 0,2 nm starken Aluminiumfenster belegt. die Zähler waren versiegelt, doch die Zähler mit Polycarbonatfenster verloren laufend Methan weswegen es einen Methanvorrat zum Nachfüllen an Bord. Die Sensitivität betrug 1% bei den galaktischen Polen. Erfasst wurde die Strahlung zwischen 0,15 und 45 keV pro Photon.

Cosmic X-Ray Spectroscopy: Das Experiment maß das Spektrum des Hintergrundes und einzelner Röntgenquellen zwischen 2 und 60 keV. Alle Detektoren waren Proportionalzähler mit verschiedenen Gasfüllungen. Ein Detektor hatte zwei Kammern gefüllt mit Neon/Propan und Xenon/Methan. Er war parallel zur Rotationsachse angebracht und hatte ein Kammervolumen von 240 cm³. Das Gesichtsfeld betrug 5 Grad. Ein zweiter Detektor hatte nur eine kleinere Kammer (75 cm³) und war etwas außerhalb der Senkrechten der Rotationsachse angebracht.  Sein Gesichtsfeld betrug 3 Grad. Der dritte Detektor mit einer Kammerfläche von 270 cm³ war senkrecht zur Rotationsachse angebracht und hatte ein Gesichtsfeld von 5 Grad. Er hatte eine Xenon-Methanfüllung. Die Daten wurden in einem Buffer gesammelt und einmal pro Minute übertragen.

High-Energy Celestial X rays: Das Instrument des GSFC sollte das Spektrum und die Intensität der Röntgenstrahlung von bekannten Röntgenquellen messen. Der Detektor bestand aus zwei isolierten Cäsium-Iodid-Kristallen, abgeschirmt durch weitere Cäsiumiodkristallen an der Seite. Beide Detektoren hatten eine aktive Fläche von 27,5 cm² und konnten minimal 0.000001 Elektronen/cm²/keV erfassen. Der Wellenlängenbereich beträgt zwischen 20 keV und 3 MeV. Ein Detektor war komplett abgeschirmt und maß das Hintergrundspektrum. der zweite hatte durch die Abschirmung ein Gesichtsfeld von 5 Grad. Der Detektor war 5 Grad außerhalb der negativen Spinachse angebracht. Das Experiment konnte die Strahlung einer Punktquelle die innerhalb von 5 Grad an der Spinachse lag detektieren wenn die Strahlung mindestens 0.00001 Photonen/cm³/keV bei 100 keV betrug. Diese Grenze wurde von dem kosmischen Hintergrund gesetzt.

EUV From Earth and Space: Dieses Experiment war auf der rotierenden Sektion untergerbacht. Es maß die UV-Emissionen von Wasserstoff, Sauerstoff und Helium in der Erdatmosphäre und interplanetarem Raum. UV-Strahlung katapultiert Elektronen auf höhere Bahnen, wenn sie zurückfallen geben sie UV-Strahlung einer bestimmten diskreten Wellenlänge ab, abhängig vom Start- und Endniveau der Bahnen. Dies geschieht auch in der Erdatmosphäre in großen Höhen. Drei Photometer maßen die UV-Strahlung zwischen 17 und 108 nm und Teilen des Bandes zwischen 112,5 und 123 nm. Jedes Photometer bestand aus einem kontinuierlichen Elektronenzähler und einem Film aus Metall oder Magnesiumfluorid als Filter.:

Die Filter befanden sich auf einem Rad und wurden kontinuierlich weitergedreht. So konnten bei drei Detektoren drei der vier Bereiche immer erfasst werden. Durch die Rotation des Körpers wurde so die erde wie auch der interplanetare Raum erfasst. Es war in einem Winkel zur Drehachse montiert und die Photometer hatten zusätzlich Schutzblenden um eine Blendung durch die Sonne auszuschließen.

Die Nachfolge

Die steigenden Kosten des Space-Shuttles führte dazu dass man dann die OSO-Serie nach 13 Jahren einstellte, da das gesamte NASA-Wissenschaftsprogramm gekürzt wurde. Auch hatten die Satelliten wie geplant einen ganzen Sonnenzyklus über die Sonne beobachtet. Als man die Sonnenbeobachtung Anfang der Achtziger Jahre wieder aufnahm setzte man nicht mehr eine Serie von kurzlebigen Satelliten ein, sondern größere, langlebigere Satelliten. Der erste war die Solar Maximum Mission.

Zusammenfassungen

Startdaten:

Nr. Datum Nutzlast Alternativname Trägerrakete Trägernummer Startplatz Umlaufbahn Umlaufdauer Rückkehr Erfolg
1 07.03.1962 OSO 1 NASA S-16 Thor Delta 301/D8 CC LC17A 546 x 601 x 32.83 96.13 08.10.1981
2 03.02.1965 OSO 2 OSO B2 Thor Delta C 411/D29 CC LC17B 549 x 628 x 32.85 96.44 09.08.1989
3 25.08.1965 OSO C OSO C Thor Delta C 434/D33 CC LC17B
4 08.03.1967 OSO 3 OSO E1 Thor Delta C 431/D46 CC LC17A 537 x 565 x 32.87 95.67 04.04.1982
5 18.10.1967 OSO 4 OSO D Thor Delta C1 490/D53 CC LC17B 539 x 572 x 32.99 95.76 15.06.1982
6 22.01.1969 OSO 5 OSO F Thor Delta C1 487/D64 CC LC17B 539 x 563 x 32.98 95.67 02.04.1984
7 09.08.1969 OSO 6 OSO G Thor Delta N 548/D72 CC LC17A 490 x 556 x 32.96 95.09 07.03.1981
8 29.09.1971 OSO 7 OSO H Thor Delta N 565/D85 CC LC17A 324 x 569 x 33.13 93.51 09.07.1974
9 21.06.1975 OSO 8 OSO I Delta 1910 586/D112 CC LC17B 540 x 556 x 32.95 95.60 09.07.1986
Gesamt Starts Erfolge Erfolgreich [%]
Gesamt 9 7

Technische Daten:
Satellit Startgewicht: Abmessungen: Experimente Bemerkungen Betriebszeit:  
OSO-1 208 kg Höhe 94 cm, Durchmesser: 112 / 234 cm (mit/ohne Ausleger) 82 kg Im Mai 1963 ausgefallen, Bahnrekorder fiel nach 3 Monaten aus. 75 Flares beobachtet 15 Monate  
OSO-2 248 kg Höhe 94 cm, Durchmesser: 112 / 234 cm (mit/ohne Ausleger) 98 kg Abgeschaltet 11/1965. Hohes Dipolmoment führte zum schnelleren Verbrauch von Lagekontrollgas. Hatte verbesserten Bandrekorder, neue Telemetrieanlage, Scanmodus für Experimente, neue Solarzellen. 9  
OSO-3 288 kg Höhe 94 cm, Durchmesser: 112 / 234 cm (mit/ohne Ausleger) 112 kg Bandrekorder fiel nach 18 Monaten aus. Im Dezember 1971 abgeschaltet. Hatte Dipol-Pitchhlagekorrektur, erfasste die Sonne schneller und hatte eine höhere Ausrichtungsgenauigkeit 58  
OSO-4 273 kg Höhe 94 cm, Durchmesser: 112 / 234 cm (mit/ohne Ausleger) 110 kg Bandrekorder fiel nach 18 Monaten aus. Im Dezember 1971 abgeschaltet. Erste Extrem-UV Bilder der Sonne. Verbesserte Batterieladekontrolle und vergrößerter Kommandospeicher. 41  
OSO-5 291 kg Höhe 94 cm, Durchmesser: 112 / 234 cm (mit/ohne Ausleger) 116 kg Im Januar 1975 abgeschaltet. Verändertes Solararray, doppelte Sendestärke und neues Telemetrieformat 62  
OSO-6 288 kg Höhe 94 cm, Durchmesser: 112 / 234 cm (mit/ohne Ausleger) 100 kg Im Dezember 1972 abgeschaltet. Magnetfeld-Dipollagekorrektur für Rollachse, Offset-Ausrichtung und kleinerer Rasterscan. Verbesserte Sender- 35  
OSO-7 640 kg Höhe 180 cm, Durchmesser: 144 cm 2ß8 kg Doppelte Experimentzuladung und Masse, Mehr Kommandos, verbesserte Ausrichtung mit höherer Genauigkeit Star-Tacker für die Nachtseite. Arme entfallen 20  

Links

HISTORY OF ORBITING SOLAR OBSERVATORY OSO-2

OSO-6

OSO-7

Artikel erstmals publiziert am 10.3.2017


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