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Solar Orbiter (SolO)

Die Zusammenarbeit von Europa und der USA auf dem Gebiet der Heliophysik, also der Erforschung der Sonne und ihrer Wechselwirkung mit der Erde im Weltraum hat eine lange Tradition. Es fing mit dem deutsch-amerikanischen Helios-Projekt an. Die beiden in Deutschland gebauten und mit gemeinsamen Experimenten ausgestatteten Sonden starteten 1974 und 1976. Bis letztes Jahr hielten sie den Entfernungsrekord für Sonnennähe, bis die Parker Solar Probe sie nach über 40 Jahren ablöste.

Mit der Gründung der ESA im Jahre 1975 begann dann eine Zusammenarbeit der beiden Weltraumbehörden NASA und ESA, die über Jahrzehnte Bestand hat. Das erste gemeinsame Projekt war das ISEE-Projekt, die International Sun-Earth-Explorer sollten die Einflüsse der Sonne auf die Erdumgebung untersuchen. Zwei Hauptsonden und eine Tochtersonde wurden gebaut. Eine der Hauptsonden von der NASA, die andere von der ESA. Das Paar startete 1978. Damals war schon das Nachfolgeprojekt beschlossen: zwei Sonden, je eine von der ESA und NASA, welche die Pole der Sonne untersuchen sollten. Da die Erde die Sonne an ihrem Äquator umkreist, sieht man die nördlichen und südlichen Breiten aus einem schrägen Blickwinkel und Teilchen, die von dort emittiert werden, kommen gar nicht bei uns an. Jupiter sollte mit seiner Masse beide Sonden umlenken. In der Reaganära wurde die US-Sonde eingestellt. Europa hielt sich trotzdem an die Abmachung und nahm die US-Experimente mit, als Gegenleistung für einen von den USA finanzierten Start mit dem Space Shutte. Die Ulysses getaufte Sonde arbeitete über 20 Jahre von 1989 bis 2009.

Ihr Nachfolger war nun erstmals keine Doppelsonde, sondern wurde komplett in Europa gebaut. SOHO Solar and Heliospheric Observatory hatte die Aufgabe, vor allem die Sonne mit zahlreichen Teleskopen in verschiedenen Spektralbereichen zu beobachten. Daneben erfassten Experimente den Sonnenwind. SOHO wurde im L1-Librationspunkt, auf der Linie Sonne-Erde etwa 1,5 Millionen km von der Erde entfernt geparkt. Hier kann er die Sonne beobachten, entfernt sich aber nicht von der Erde und ist trotzdem außerhalb des Erdmagnetfeldes. Die USA stellten die Trägerrakete und ihr Deep Space Network für den Empfang der Daten und bekamen dafür ein Drittel der Experimente. SOHO wurde 1995 gestartet und arbeitet bei Entstehung des Artikels (im September 2020) immer noch.

Nachdem es bisher pro Jahrzehnt mindestens eine Sonde gab, liegen zwischen Solar Orbiter und SOHO mehr als zwei Jahrzehnte. Das liegt vor allem an Verzögerungen, denn vorgestellt wurde das Projekt schon im November 2000 im ESA Bulletin 104, damals aber noch als rein europäische Mission. In den USA wurde während der Bush-Administration zudem weniger Wert auf wissenschaftliche Missionen gelegt. Solar Orbiter (abgekürzt SolO) ähnelt in der Konzeption SOHO – es ist eine einzelne Sonde, die komplett in Europa gebaut wurde. Die Experimente werden von ESA und NASA gemeinsam gestellt. Die NASA stellt erneut die Trägerrakete zur Verfügung. Anders als SOHO wird Solar Orbiter aber sich ähnlich wie die Parker Solar Probe und Helios der Sonne stark nähern und damit auch Regionen erkunden, die näher an der Sonne sind. Dies erfolgt durch Vorbeiflüge, vor allem an der Venus. Sie wird auch stufenweise die Bahnneigung erhöhen. So hohe Breiten wie Ulysses wird Solar Orbiter nicht erreichen, aber in einer erweiterten Mission immerhin über 30 Grad Bahnneigung.

Solar ArrayDer Orbiter

Der Orbiter wiegt beim Start 1.720 kg. Er hat zusammengefaltet vor dem Start die Abmessungen von 3 x 2,5 x 3 m. Er ist dreiachsenstabilisiert, wobei eine Seite mit dem Hitzeschutzschild durch den (durch Öffnungen) auch die Fernerkundungsinstrumente schauen immer zur Sonne ausgerichtet ist. Sensoren verfolgen dafür immer die Sonne und justieren gegebenenfalls die Ausrichtung.

Im kastenförmigen Körper der Sonde stehen für die Instrumente nur 2 m³ Volumen, zur Verfügung die sich 33 verschiedene Einheiten teilen müssen. Das verlangte eine dichte Packung. Der eigentliche Körper bassiert auf dem Astrium Eurostar 3000 Bus. Gefertigt wurde er von Airbus DS in England.

Die Kommunikation mit den Bodenstationen auf der Erde erfolgt primär im X-Band. Das X-Band ist das gängige Kommunikationsband für Raumsonden. Die 1,1 m durchmessende Hochgewinnantenne (HGA) befindet sich an einem 1 m langen Mast um sie auf die Erde ausrichten zu können bzw. so drehen zu können das sie sich möglichst wenig aufheizt. Sie überträgt 150 kbit/s bei einer Distanz von 1 astronomischen Einheit (149,6 Millionen km). SolO kommuniziert mit einer Bodenstation von ESA Deep Space Network. Primär mit der Station Malargüe in Argentinien. 4 bis 8 Stunden pro Tag werden Daten von der 35 m Antenne empfangen. Dazu kommt eine Medium-Gain Antenne, also eine Antenne mit mittlerer Verstärkungsleistung. Als Backup und für die frühe Phase der Mission gibt es zwei Low-Gainantennen die bei jeder Ausrichtung von Solar Orbiter eine Kommunikation, aber mit niedriger Datenrate erlauben. SolO hat auch Sender im höherfrequenten Ka-Band. Er verfügt über einen Burstmode mit dem er 10 % der Daten mit der zehnfachen Geschwindigkeit übertragen kann. Dies erfolgt dann wahrscheinlich im Ka-Band. Das Ka-Band wird anders als das X-Band nur für den Downlink (Sonde zu Bodenstation) genutzt.

Zwei Niedriggewinnantennen an gegenüberliegenden Positionen der Sonde erlauben eine Kommunikation mit der Erde, auch wenn die HGA nicht korrekt ausgerechnet ist. Das ist nach dem Start der Fall, aber auch in Notsituationen, in denen Solar Orbiter zum Schutz sich mit dem Hitzeschutzschild zur Sonne ausrichtet und alles andere aus der Sonne wegdreht.

Die Stromversorgung erfolgt durch Hochtemperatur-Solarzellen. Sie sollen mindestens 1,5 kW Leistung bei Missionsbeginn liefern. Sie sinkt durch die thermische Beanspruchung und vor allem den Partikelstrom der Sonne ab. Für den vollen Betrieb benötigt SolO 1,1 kW, die Experimente benötigen je nach Anzahl der aktiven Instrumente zwischen 180 und 250 Watt. Es handelt sich um spezielle Galliumarsendid-Solarzellen, die für eine Betriebstemperatur von bis zu 230 Grad ausgelegt sind. Die Solarpaneele sind nur zum Teil mit Solarzellen belegt, der Rest ist verspiegelt – so können die Solarzellen die Hitze, die sie durch ihre dunkle, Farbe aufnahmen an die Umgebung abgeben.

Solar Orbiter verfügt über kein Haupttriebwerk, aber Lageregelungstriebwerke, die knapp 250 kg Treibstoff zur Verfügung haben.

Der Bordcomputer, die OBMU (On Board Management Unit) setzt einen SpaceWire-RTC ein, ein von der ESA entwickelten SoC. Er integriert einen Mikroprozessor, der auf dem Leon 2 FT Kern basiert, ein ASIC, das nach missionsspezifischen Anforderungen programmiert werden kann und verschiedene Schnittstellen wie CAN-Bus, ADC und DAC-Wandler. RTC steht für Remote Terminal Controller. Er ist also die Schnittstelle für die Fernsteuerung der Sonde durch die Bodenkontrolle. Der eingesetzte Mikroprozessor basiert auf der SPARC V8 Architektur und entspricht in der Rechenleistung in etwa einem der ersten Pentiums mit 60 bis 75 MHz Takt. Auch zahlreiche Experimente verwenden den Leon Kern, den es auch in kleineren Ausführungen gibt für ihre DPU (Data Processing Unit), also die zum Experiment gehörende Elektronik, welche das Experiment steuert, die Daten verarbeitet, zwischenspeichert, komprimiert und zum Bordcomputer überträgt.

HGAZentral wird die Raumsonde durch den OBC (Onboard Computer) gesteuert. Weitere Computer an Bord kümmern sich um die Datenverarbeitung (DHA: Data Handling System), die Ausrichtung und Orbitänderung (Attitude and Orbit Control Systems AOCS) und die Nutzlast selbst (PDPU (Payload Data Processing Unit). Zwei Busse, der SpaceWire für hohe Datenraten und der MIL-STD 1553B Bus für niedrige Datenraten und Kommandos verbinden die einzelnen Rechner und die Subsysteme und Experimente. Das Computersystem ist ausgelegt, bis zu 15 Tage ohne Funkkontakt autonom zu arbeiten. Periodisch befindet sich Solar Orbiter von der Erde aus gesehen nahe der Sonne, dann stören deren Radioemissionen den Funkkontakt über einige Tage bzw. machen ihn zeitweise ganz unmöglich. Für diese Phasen gibt es einen Solid State Mass Memory, der wie handelsübliche SD-Karten, USB-Sticks oder SSD aus NAND-Flash besteht. Seine Kapazität wurde frühzeitig festgelegt als man noch von einem Startdatum zwischen 2017 und 2018 ausging. Bei der damaligen Planung fielmaximal eine Datenmenge von 539 GBit pro Orbit an, entsprechend besteht aus der Massenspeicher aus zwei Modulen von je 256 GBit, zusammen also 512 GBit. Bei einer nominellen Datenübertragungsrate von 150 kbit/s entspricht dies 120 Tagen Übertragung mit je 8 Stunden Kommunikation mit der Erde. Der Speicher wird auch benötigt, weil die Datenrate zur Erde durch die wechselnde Entfernung stark schwankt.

Das AOCS besteht aus Sensoren und Aktoren. Sensoren sind Star-Tacker und Sonnensensoren. Star Tracker sind Kameras, die den Himmel aufnehmen, die Positionen der Sterne auf dem Bild relativ zueinander feststellen und mit einem Sternenkatalog vergleichen. So wird die absolute Ausrichtung von SolO im Raum festgestellt. Sonnensensoren sind dagegen auf die Sonne ausgerichtet. Sie gewährleisten eine Ausrichtung der Sonde auf die Sonne mit einer Abweichung von maximal 6,5 Grad. Über 50 Sekunden wird eine Abweichung von maximal 2,3 Grad erreicht. Sie können eine korrekte Ausrichtung der Sonde ohne Star-Tracker über 24 Stunden gewährleisten. Als Sicherheitssystem gibt es einen hart verdrahteten Sonnensensor, verbunden mit einem eigenen Schwungrad, der auch bei Ausfall der Steuerung mit dem Drehmoment des Schwungrades die Sonde mit dem Hitzeschutzschild zur Sonne ausrichtet und so verhindert, wenn es einen Defekt an Bord gibt, das Solar Orbiter weiteren Schaden durch die Sonne erleidet, wenn sie nicht korrekt ausgerichtet ist.

Fine Sun Sensoren gewährleisten eine Stabilität der Ausrichtung, sodass die Experimente immer auf dieselbe Region schauen. Sie richten die Instrumente auf 42 Bogensekunden genau aus und halten diese Ausrichtung mit einem Drift von 13 Bogensekunden über 24 Stunden aufrecht.

Die Lageänderungen werden durch Reaktionsschwungräder durchgeführt. Bahnänderungen und das immer wieder nötige Entsättigen der Reaktionsschwungräder durch neun Düsenpaare, die Hydrazin und NTO verbrennen. Als redundantes System wird eine IMU, eine Inertialplattform mitgeführt. Vier Gyroskope (eines als Reserve) sind senkrecht aufeinander angeordnet und rotieren schnell. Dreht sich die Raumsonde, so geben sie ein Moment ab das gemessen wird. Die IMU ist zudem direkt nach dem Start, bis eine erste Ausrichtung erfolgt ist, das einzige System, mit dem Solar Orbiter seine Ausrichtung und Lage feststellen kann. Die Lage wird 8-mal pro Sekunde kontrolliert und korrigiert. Alle Daten werden über einen MIL-STD 1553B Bus zum OBC übertragen. Im wesentlichen ist das AOCS eine Standardausführung, wie sie auch bei anderen Satelliten zum Einsatz kommt.

Die Raumsonde ist ausgelegt für eine Missionsdauer von 9,5 Jahre, dafür reichen die Gase und Flüssigkeiten, die verbraucht werden, liefern die Solargeneratoren genügend Strom und dunkelt der Hitzeschutzschild nicht zu stark nach, sodass die Temperaturen an Bord im Sollbereich sind. Bisherige Raumsonden arbeiteten oft erheblich länger. SOHO als Vorgänger ist beim Schreiben des Artikels im September 2020 noch aktiv, fast 25 Jahre nach dem Start. Auf der anderen Seite wurde noch keine dreiachsenstabilisierte Sonde so harschen Bedingungen ausgesetzt, sodass man erst im Laufe der Mission Erfahrungswerte gewinnen wird, wie lange man Solar Orbiter betreiben kann. Immerhin: die auf 18 Monate ausgelegten Helios Sonden arbeiteten 4 bzw. 11 Jahre lang.

Hitzeschutzschild von Solar OrbiterThermalschutz

Der Thermalschutz wurde aus den Erfahrungen von BepiColombo konzipiert. BepiColombos Minimaldistanz von 0,28 AE war daher auch die Designauslegung, auch wenn geplant ist, bei der erweiterten Mission sich der Sonne mindestens einmal der Sonne zwischen 0,2 und 0,25 AE zu nähern. Der Thermalschutz ist ausgelegt für eine maximale Einstrahlung von 28 kW/m², deutlich mehr als bei BepiColombo (14 kW Solar + 6 kW vom Merkur).

Solar Orbiter wird sich bis auf 42 Millionen km der Sonne nähern. Das ist weniger als ein Drittel des mittleren Abstands der Erde von der Sonne (149,6 Mill. km), entsprechend empfängt jede Fläche die 12,6-fache Energie wie bei der Erde. Die Oberfläche kann so bis zu 500 Grad Celsius heiß werden. Verhindert muss werden, dass diese Wärme auch ins Innere des Orbiters übergeht. Für den 2,4 x 3 m großen Hitzeschutzschild wurden neue Materialien und Techniken entwickelt die verhindern sollen, dass der Orbiter überhitzt. Ursprünglich war ein Hitzeschutzschild auf Basis von Carbonfasern geplant. Dies wurde verworfen und stattdessen ein Hitzeschutzschild auf Basis von Calciumphosphat entwickelt. Das erste Material ist SolarBlack, ein Calciumphosphat, das mit unter reinem Sauerstoff verbrannter Knochenkohle schwarz eingefärbt ist. SolarBlack absorbiert im visuellen Spektralbereich 96 % der einfallenden Strahlung, strahlt im Infraroten selbst sehr effizient Strahlung ab und hat eine Emissionsrate von 77 %.

Solarblack wird direkt auf Metallschichten (Titan) aufgebracht, wobei deren natürliche Oxidschichten abgetragen werden, sodass das Metall als guter Wärmeleiter seine Wärme direkt an Solarblack abgeben kann. Diese direkte Verbindung war eine Herausforderung bei der Herstellung. 20 dünne Schichten aus Titan, jede nur 0,05 mm stark, mit Solarblack belegt schützen den Orbiter. Ursprünglich war geplant, eine konventionelle Lösung einzusetzen. Die normale Vorgehensweise ist es, eine Oberfläche mit einem sehr niedrigen Absorptionsgrad wie weiße Farbe oder eine polierte Metalloberfläche einzusetzen, damit der Hitzeschutzschild gar nicht erst viel Strahlung aufnimmt – die Strahlung der Sonne ist im Vakuum ja die einzige Energiequelle. Ein solcher Schild schützt z.B. die Parker Solar Probe. Versuche zeigten aber, dass verfügbare weiß reflektierende Materialien unter simulierten Bedingungen durch die UV-Strahlung nachdunkelten und damit der Hitzeschutzschild immer unwirksamer werden würde. So hat man sich für einen schwarzen Schutzschild entschlossen.

Zwischen den 20 Lagen Titan, die an der Seite durch Solarblack die Energie in den Weltraum abgeben und dem eigentlichen Orbiter, befindet sich ein Spalt, der im Weltraum ein vollkommenes Vakuum ist, die bestmögliche Isolierung überhaupt. Die Oberfläche des Orbiters ist dann von einem zweiten Material, genannt Solarwhite überzogen, das wie sein Name schon sagt reinweiss ist und von der vom Hitzeschutzschild emittierten Energie möglichst wenig aufnimmt. Solar White findet sich auch an anderen Stellen wie den Radiatoren, den Ecken der Solargeneratoren. Solar White besteht aus einer Metalloberfläche, beschichtet mit SolarBlack, das dann als Substrat für ein weißes Silikatpulver dient, das die weiße Farbe ergibt. Direkt würde Solar White nicht auf dem Metall haften. Insgesamt 80 % der Oberfläche von SolO sind entweder mit SolarBlack oder SolarWhite belegt.

SolarBlack hat den Aufbau eines Knochens. Es ist also kein fester Mineralkristall, sondern besteht aus vielen Hohlräumen und leitet so die Wärme effizient ab, nimmt aber gleichzeitig wenig auf. Für die Beschichtung des Metalls wurde eine neue Technik namens „Co-Blast“ entwickelt. Dabei wird Solarblack mit Schleifmitteln gemischt. Die Schleifmittel tragen die Metalloxide, die es natürlicherweise immer auf Metalloberflächen gibt, ab, und das Solarblack kann sich nun chemisch mit dem Metall verbinden. Ein weiterer Vorteil des Materials ist, das es elektrisch leitend ist, denn bei so intensivem Sonnenwind wie SolO ausgesetzt ist kann es sonst leicht zu einer Überspannung über eine Entladung durch die geladenen Teilchen des Sonnenwindes kommen. Insgesamt ist der Hitzeschutzschild bis zu 40 cm dick. Die Temperaturen an der Oberfläche schwanken je nach Ausrichtung und Entfernung von der Sonne zwischen -200 und +520 °C.

Das untere Drittel des Hitzeschutzschildes ist anders aufgebaut. Er besteht aus wabenförmigen Aluminium bedeckt mit 30 Lagen einer Isolierschicht, die Temperaturen bis 300 Grad Celsius widersteht. Der ganze Hitzeschutzschild ist mit zehn nur 1,5 mm breiten Klingen aus Titan am Orbiter angebracht. Auch die dünnen Klingen sollen möglichst wenig Wärme auf den Orbiter übertragen. Der Hitzeschutzschild ist etwas größer als die Sonde und bildet so einen Kegelstumpf, in den kein Sonnenstrahl hinkommt. Das erlaubt auch eine leichte Fehlausrichtung von SolarOrbiter. Der Hitzeschutzschild soll so gut sein, dass nicht mehr als 30 Watt Wärme auf den Orbiter übergehen, davon 15 Watt durch die Befestigungen des Hitzeschutzschildes. Wie die meisten anderen Raumsonden ist Solar Orbiter so ausgelegt, dass alleine die Abwärme der Systeme ausreicht, um eine ausreichende Betriebstemperatur zu gewährleisten.

Doch andere Teile der Sonde sind nicht von dem Schutzschild bedeckt. Die Stromversorgung erfolgt mit Solarzellen. Die beiden Paneele befinden sich auf zwei Auslegern links und rechts. Ihre Technologie stammt von Mercur Planetary Orbiter (MPO) der Raumsonde BepiColombo ab. Nur ein Teil der Fläche ist mit speziellen Galliumarsenid-Solarzellen belegt. Diese sind weitaus unempfindlicher gegenüber hohen Temperaturen als normale Solarzellen auf Siliziumbasis. Sie bedecken aber nur einen Teil der Fläche. Der Rest wird von optischen Reflektoren bedeckt, das sind mit strahlenresistentem Glas bedeckte Spiegel, die 83 bis 87 % des einfallenden Lichtes wieder reflektieren. Als Folge hat die Basis des Flügels unter den Reflektoren eine geringere Temperatur als die Stellen, wo die Solarzellen sich befinden, die einen Großteil der Einstrahlung absorbieren. Dadurch kann deren Abwärme auf eine größere Fläche verteilt werden. Die Solargeneratoren sind für eine maximale Temperatur von 215°C ausgelegt und werden bis zu 200°C erreichen. Die wirksamste Maßnahme ist es aber, die Solarpaneele bei sinkender Entfernung zur Sonne immer mehr nach hinten zu drehen. Die Strahlung fällt so nicht senkrecht ein, sondern verteilt sich durch einen flacheren Winkel auf eine größere Fläche.

Die Instrumente haben einen eigenen Hitzeschutzschild. Er besteht aus einer Abdeckung , welche die Öffnung, durch die die Optik schaut verschließt, wenn diese nicht aktiv ist, einem äußeren Hitzeschutzschild, dem Vakuum dazwischen und einem inneren Hitzeschutzschild aus Metall mit mehreren Lagen Isolationsfolie. Erst dann folgt das Instrument, das zur Ableitung der Hitze über einen eigenen Radiator verfügt.

Solar Orbiter

Startmasse:

1.720 kg

Treibstoff:

248,7 kg (149,7 kg NTO, 99 kg MMH)

Abmessungen

2,5 x 3,1 x 2,7 m in Startkonfiguration

2,5 x 3,0 x 2,5 m nur Grundkörper

Spannweite mit Solarpaneelen: 18 m

Datenrate:

150 kbit/s

Stromversorgung:

1.100 Watt nomineller Stromverbrauch

6 Paneele, je 2,1 x 1.2 m


Die Instrumente

InstrumenteSolar Orbiter trägt 10 Instrumente mit 21 Sensoren (Subinstrumenten). Sie wiegen zusammen 209 kg. Die Nutzlastanforderungen für den Bus, der sie versorgen muss, lagen bei mindestens 180 kg Masse und mindestens 180 Watt elektrischer Leistung für die Instrumente. Sie dürfen aber auch nicht zu schwer sein und zu viel Strom verbrauchen. Maximal dürften sie 209 kg wiegen und 254 Watt an Leistung verbrauchen. Die Experimente teilen sich in zwei Typen ein: Fernerkundungsinstrumente und „in situ“ Instrumente, die direkt das untersuchende Phänomen untersuchen. Fernerkundungsinstrumente bilden die Sonne bzw. ihre Korona in verschiedenen Wellenbereichen ab, oder untersuchen die Oberfläche auf andere Weise, z.B. durch ein Spektrometer. In Situ Instrumente bestimmen dagegen Teilchen und Felder, die von der Sonne ausgehen wie die Partikel des Sonnenwindes oder das Magnetfeld. Die meisten dieser in Situ Experimente befinden sich an einem ausfahrbaren Mast.

Das deutsche Max Planck Institut für Sonnenforschung (MPS) stellt eines der Instrumente. Deutschland ist an fünf weiteren Instrumenten mi beteiligt. Nur eines der Instrumente stammt aus den USA. Die Herausforderung der meisten Fernerkundungsexperimente besteht darin, dass sie die Sonnenscheibe oder ihre nähere Umgebung wie die Corona beobachten, Teleskope und Detektoren müssen dann aber vor der enormen Strahlung geschützt werden, welche die Sonne abgeht.

Instrument

Gewicht

Datenrate

Strombedarf

EUI

25,4 kg

20,3 kbit/s

32 Watt

METIS

29,7 kg

10 kbit/s

28 Watt

PHI

33 kg

20,5 kbit/s

46 Watt

SoloHI

16,7 kg

20,6 kbit/s

13 Watt

Spice

23,6 kg

kbit/s

30 Watt

STIX

8,0 kg

kbit/s

8 Watt

SWA

24,6 kg

kbit/s

31 Watt

EPD

17 kg

kbit/s

16-27 Watt

MAG

3,4 kg

1,3 kbit/s

9 Watt

RPW

24,3 Kg

5,5 kbit/s

23 Watt

Summe

208,7 kg

120 kbit/s

245 Watt

Aufbaau EUIEUI

Der Extrem Ultraviolett Imager stammt vom deutschen Max-Planck-Institut für Sonnenforschung (MPS). Der EUI besteht aus zwei Teilinstrumenten mit drei Teleskopen. Ein Teleskop bildet die gesamte Sonne ab, die beiden anderen Teleskope nur Teilgebiete die von besonderem Interesse sind. Wie der Name schon verrät, werden die Bilder im extremen Ultraviolett bei Wellenlängen von 17,4 bis 30,4 nm angefertigt (das UV grenzt bei 380 nm Wellenlänge an das sichtbare Licht an und geht bei 10 nm Wellenlänge in das Röntgen über. Die Erdatmosphäre, vor allem die Ozonschicht, lässt keine Strahlung unter 280 nm Wellenlänge passieren). UV Strahlung hat eine höhere Energie als das sichtbare Licht, sodass man im UV nicht nur die sichtbare Oberfläche beobachten kann, sondern auch die Corona die eine sehr hohe Temperatur aufweist.

Das Teleskop für die volle Sonne macht Aufnahmen alternierend bei 17,4 und 30,4 nm Wellenlänge. Die beiden hochauflösenden Teleskope arbeiten bei zwei besonderen Absorptionslinien, der Lyman-Alpha Linie des Wasserstoffs bei 121,6 nm und bei 17,4 nm. Das Bild links zeigt eine der ersten Aufnahmen von EUI noch in der ersten Bahn aus etwa 0,5 AE Distanz. Die Aufnahmen bei 17,4 nm Wellenlänge zeigen die Corona mit einer Temperatur von 1 Million Grad Celsius.(auch wenn sie kreisförmig ist, ist das abgebildete Gebiet nicht die Sonnenoberfläche, die hat nur etwa den halben Durchmesser). Details von 400 km Durchmesser (weniger als 1/3000 des Sonnendurchmessers) sind sichtbar. Die Farbe wurde künstlich addiert, da zum einen die Wellenlänge für das Auge nicht sichtbar ist und zum anderen die Bilder monochrom sind.

Alle Teleskope bestehen aus Spiegelteleskopen mit einer besonderen Vergütung, die besonders EUV-Strahlung reflektiert. Ein erster Filter vor dem Teleskop lässt nur Licht im EUV passieren und schützt so das weitere Instrument vor Überhitzung. Vor den Detektoren sind Filter geschaltet, die nur die gewünschte Wellenlänge passieren lassen. Der Vollformat Imager hat einen 4K x 4K Deflektor, die beiden hochauflösenden Teleskope jeweils einen 2K x 2 K Sensor. Die Sensoren sind Active Pixel Sensoren (APS) mit einer Pixelgröße von 10 Mikrometern. Dieser Sensortype wird auch bei anderen Experimenten eingesetzt. Ein APS-Sensor ist ein CMOS-Sensor, wie ihn auch Digitalkameras bzw. integrierte Kameras in Smartphones einsetzen. Anders als diese hat jedes Pixel aber eine Verstärkerschaltung, welche die Empfindlichkeit erhöht.

Die Elektronik komprimiert die Bilder nach dem JPEG-Standard mit einem anhand der Details selektierten Faktor zwischen 10 und 50. Die DPU war eine der Herausforderungen, da das Instrument 100 bis 1000-mal mehr Daten produziert als die zugeteilte Datenrate zulässt. Durch Experimente konnte man feststellen, dass Bilder um den Faktor 50 komprimiert werden können und dabei nur 0,01 % der Pixel so stark verfälscht sein sind, das sie unbrauchbar für die Auswertung sind.

Das EUI Instrument stammt vom Centre Spatial de Liège aus Belgien.

Parameter

HRI

FSI

Gesichtsfeld

314 x 314 Bogenminuten

1.000 x 1000 Bogensekunden

Auflösung

9 Bogensekunden/2 Pixel

1 Bogensekunde/2 Pixel

Typische Zeit zwischen zwei Bildern

600 s

2 s / Sub-Sekunden

Brennweite:

4.132 mm

6.000 mm

Öffnung:

30 mm

60 mm

Detektor

4.096 x 4.096 Pixel, 10 µm/Pixel

2.048 x 2.048 Pixel, 10 µm/Pixel

Abmessungen

90 x 60 x 23 cm + 120 x 300 x 25 cm (Elektronik)

Gewicht:

18,2 kg

Stromverbrauch:

32 Watt

Datenmenge (Telemetrie)

20,5 kb/s

Erstes EUI Bild

METIS

Metis (Multi Element Telescope for Imaging and Spectroscopy) ist ein Coronograph. Ein Coronograph hat die Aufgabe eine künstliche Sonnenfinsternis zu verursachen, um die lichtschwache Corona zu beobachten. Dazu liegt im Strahlengang ein kreisförmiger Spiegel, der die innersten 2,2 Grad des Gesichtsfelds abdeckt und das einfallende Licht wieder nach draußen wirft. Die Sonne hat einen Durchmesser von 0,53 Grad bei der Entfernung der Erde von der Sonne wird aber bei Annäherung größer. Der Spiegeldurchmesser entspricht 1,1 Sonnendurchmesser bei größter Annäherung (0.28 AE). Auf den Hauptspiegel und in die Detektoren gelangt nur das Licht der Corona, die sich über der sichtbaren Sonnenoberfläche befindet. Auch ihr Bereich beginnt noch weiter außen, sie erfassen also nicht den Bereich, der direkt an den vom Spiegel abgeschattenen Bereich beginnt. Weitere Blenden im Strahlengang verhindern, das Streulicht auf die Detektoren gelangt, da sie auf die Beobachtung der lichtschwachen Corona ausgelegt sind. Sie hat nur ein Millionstel der Helligkeit der Sonne, in etwa so viel wie der Vollmond, aber die Helligkeit verteilt sich über ein viel größeres Gebiet. Jegliches Streulicht, dass von der Sonne in das Instrument gelangen würde, würde die Corona daher überstrahlen.

Coronographen funktionieren im Weltraum deutlich besser als bei Teleskopen auf der Erde. Denn sie simulieren besser den Mond, der als Körper im freien Raum die Sonne bei einer Sonnenfinsternis abdeckt und damit verhindert das Licht überhaupt das Teleskop erreicht. Auf der Erde ist das durch die helle Atmosphäre aber der Fall und ein Coronograph kämpft mit der Problematik. das natürlich das Streulicht vom Taghimmel ins Teleskop gelangt und dieses Streulicht ist um ein vielfaches heller als die Corona. Mit Coronographen bei erdgebundenen Teleskopen werden daher vor allem die direkt über der Sonnenoberfläche sichtbaren Phänomene wie Protuberanzen oder Flares beobachtet, die stark leuchten, mit Coronographen auf Raumsonden wie METIS dagegen die lichtschwache Corona selbst.

Ein Coronograph LASCO an Bord von SOHO hat sich in den letzten Jahrzehnten einen Ruf erworben: er ist der erfolgreichste Kometenentdecker, den es je gab. Viele Kometen kommen nur einmal ins Sonnensystem und zerfallen bei der Annäherung an die Sonne. Sie werden, wenn sie sich von der Erde aus gesehen die ganze Zeit auf der Tagseite befinden, von uns nicht wahrgenommen, kommen aber ins Gesichtsfeld des Coronographen. Da er die lichtschwache Corona aufnehmen muss, kann LASCO auch sehr lichtschwache Kometen erfassen, die für irdische Teleskope nicht sichtbar wären. So entdeckte SOHO am 17.6.2020 seinen 4.000-sten Kometen, also nach knapp 25 Betriebsjahren rund 160 pro Jahr. Der Komet „SOHO-4000“ hat nur einen Durchmesser von 5 bis 10 m. Das es so viele so kleine Kometen gibt war völlig überraschend, keiner der Projektverantwortlichen ahnte, das SOHO so viele Kometen würde entdecken.

Der Bereich den METIS abdeckt, liegt zwischen 1,5 und 2,8 Grad von der Sonne entfernt, je nach Entfernung sind dies 1,5 bis 2,6 Solarradien bei 0,28 AE Distanz zur Sonne und 2,6 bis 5,5 Radien bei 0,5 AE Entfernung. Das Teleskop von gregorianischen Typ hat einen gefalteten Spiegelweg. Angeschlossen sind zwei Detektoren. Im Visuellen wird nur fotografiert, im UV-Bereich wird der größte Bereich des kreisförmigen Felds von 328 Grad für die Abbildung der Corona genutzt. Ein kleiner Winkelbereich von 30,4 Grad wird genutzt für die Extrem-UV-Spektroskopie, also die Auffächerung des Lichts in einzelne Spektralbereiche. Das Teleskop hat selbst nur eine Öffnung von 40 mm Durchmesser in einer 400 mm langen Streulichtblende, die ebenfalls den Schutz vor Streulicht dient. Erst danach folgt das eigentliche Teleskop.

Vor dem Detektor sind zwei Filter, mit denen der Spektralbereich ausgewählt werden kann. Einer für den visuellen Bereich, der gleichzeitig ein Polarisationsfilter ist und einer für den UV-Bereich. Der Detektor für das Visuelle ist ein 2.048 x 2.048 Pixel APS-Sensor (H2RG) von Teledyne mit 18 µm/Pixel. Der Filter selektiert den Bereich von 560 bis 650 nm aus dem visuellen Bereich aus. Der Detektor für das UV ist ein Intensified Active Pixel Sensor (IAPS) von derselben Größe, der aber auch auf 1.024 x 1.024 Pixel gebinnt werden kann. Beim Binnen werden Pixel zusammengefasst, hier 2 x 2 Pixel zu einem Pixel. Er besteht aus einer Photokathode über einem Mikrochannelplate (MCP), die auf einer phosphoreszierenden Matrix endet. Die Photokathode wandelt den Lichtstrom in einen Elektronenstrom um. Die Elektronen jedes Pixels werden durch das MCP beschleunigt und erzeugen so eine Lawine von Sekundärelektronen, die auf dem phosphoreszierenden Schirm dann wieder eine Stelle zum Aufleuchten bringen und dieses Signal wird vom Detektor registriert. Das MCP kann in zwei Modi arbeiten, indem es die Photonen integriert oder zählt. Er macht Aufnahmen im Bereich der HI Linie bei 30,4 nm und der HII (Lyman-Alpha) bei 121,6 nm.

Der Spektrograph hat drei Positionen im Gesichtsfeld in definierten Abständen, an denen er Spektren anfertigen kann. Jede Spalte hat eine Höhe von 0,8 Grad. Ein Gitter mit 1800 Furchen/mm bricht das Licht in das Spektrum auf. Als Detektor wird derselbe Sensor wie bei der Aufnahme im UV benutzt. Je nach gewählter Position werden vier bis acht Pixel zusammengefasst.

Die Datenverarbeitungseinheit auf sechs Platinen basiert auf dem LEON2 Prozessor. Sie verarbeitet die Daten, komprimiert sie und verschiebt ein Fenster nach beobachteten Aktivitätsgebieten.

METIS wurde von der INAF – Astrophysical Observatory of Torino ,in Florzenz (Italien) entwickelt, von Thales in Italien gebaut. Das deutsche MPS ist durch den Detektor für das visuelle Licht beteiligt. Das Instrument basiert auf Vorgängerinstrumenten: UVCS auf SOHO und dem HERSCHEL/SCORE Höhenforschungsraketenprogramm.

Parameter

Wert

Streulicht:

< 10-9 (visuell)

< 10-10 (UV/EUV)

Wellenbereich:

Visuell: 560 – 650 nm

UV: 121,6 nm

EUV: 30,4 nm

Räumliche Auflösung:

20 Bogensekunden

Gesichtsfeld:

1,5 – 2,9 Grad von der Sonnenmitte aus gesehen

Brennweite:

300 mm EUV, 296 mm UV, 360 mm sichtbarer Bereich

Öffnung

40 mm Eintrittspupille, 160 mm Hauptspiegeldurchmesser

UV-Spektroskopie:

Auflösung bei 121,6 nm: 0,072 nm

Auflösung bei 30,4 nm: 0,018 nm

Positionen bei 1,5, 1,8 und 2,1 Grad. Höhe jeweils 0,8 Grad

Auflösung 45 Bogensekunden

Abstand von Schlitzen: 1,8 nm bei 121,6 und 0,45 nm bei 30,4 nm.

Datenrate (Telemetrie)

10 kb/s

Datenmenge:

26 GB pro Orbit, Kompressionsrate 13 – 25.

Hauptspiegel:

160 mm äußerer, 88 mm innerer Durchmessser

Detektoren:

2.048 x 2.048 Pixel, 14 Bits Quantisierung/Pixel

18 µm/Pixel (36,7 mm Sensor) UV/EUV, 10,7 µm/Pixel

15 µm/Pixel (30,7 mm Sensor) UV/EUV, 10,1 µm/Pixel

Gewicht:

24,55 kg, 28 Watt Stromverbrauch

Abmessungen:

1.430 × 408 × 329 mm

Erstes METIS Bild der Corona

PHI

Der PHI (Polarimetric and Helioseismic Imager) ist ein Instrument, das die Magnetfelder der Sonne und die Bewegung der Oberfläche (Helioseismik) sichtbar macht. Die Sonne verfügt über ein Magnetfeld – nicht verwunderlich, ist ihr Inneres doch so heiß, dass die Atome in Elektronen und Atomkerne aufgespalten sind, geladene Teilchen es also zur Genüge gibt. Allerdings rotiert die Sonne auch und damit auch das Magnetfeld. Da die Sonne aber kein fester Körper ist, rotiert sie nicht überall mit der gleichen Geschwindigkeit. Je weiter man sich von dem Äquator entfernt um so langsamer rotiert sie. Als Folge verdrehen sich Magnetfeldlinien und wo diese verdrehten Felder an die Oberfläche geraten, gibt es hohe lokale Magnetfelder, die auch mit Aktivitätsgebieten wie Sonnenflecken und Flares verknüpft sind.

InstrumentSo starke Magnetfelder bewirken nach dem Zeeman Effekt das sich Spektrallinien wie die H-Alpha Linie aufspalten und es neben der eigentlichen Spektrallinie zwei weitere lLinien inks und rechts im Spektrum gibt. Macht man nun zwei Aufnahmen in einem engen Spektralbereich, der bei diesen beiden anderen Linien liegt, und zieht diese voneinander ab, so kann man die Magnetfelder an dieser Stelle sichtbar machen. Das Ergebnis ist ein Magnetogramm.

Ebenso entdeckte 1960 der deutsche Astronom Franz-Ludwig Deubner, als er Geschwindigkeitsmessungen der Sonnenoberfläche machte – auch das ist über Spektrallinien möglich, die sich durch den Dopplereffekt im Spektrum verschieben, das die Sonne innerhalb weniger Minuten (5 Minuten) pulsiert. Das begründet ein neues Forschungsgebiet die Helioseismologie. Leider war der US-Physiker Robert B. Leighton eifriger bei der Publikation, während Deubner das Phänomen noch weiter untersuchte, sodass er heute als der Entdecker der Helioseismik gilt. Die Pulsation ist die Folge von Eigenschwingungen, wie man sie im täglichen Leben von Musikinstrumenten kennt. Anders als ein Musikinstrument ist die Sonne jedoch kein fester Körper und so bewegen sich einzelne Zonen auf ihrer Oberfläche unterschiedlich, vergleichbar einem Muster, dass man auf der Wasseroberfläche erzeugen kann, wenn man Wellen verschiedener Frequenz anregt. Die Beobachtung dieser Schwingungen gibt Rückschlüsse auf Strömungen im Sonneninneren, die innere Rotation, eventuell sogar auf Variation der thermonuklearen Prozesse.

PHI ist das erste Instrument das die Helioseismik vom Weltraum aus beobachtet. Die Bildsequenz hier zeigt diese Modi. Das Bild oben links ist eine Aufnahme im sichtbaren Bereich, links unten ein Ausschnitt von 200.000 km Kantenlänge. Deutlich erkennbar ist die Granulation der Sonnenoberfläche. In der Mitte oben sieht man von dem Ausschnitt das Magnetogramm. Helle und dunkle Bereiche stehen für lokal hohe Magnetfelder. Das Bild in der Mitte unten ist wieder die gesamte Sonne als Magnetogramm. Rechts unten ist eine Region mit sehr starken Magnetfeldern. Das Bild rechts oben ist die Sonne als Dopplerbild – sprich Gebiete die sich von uns entfernen sind blau, Gebiete die auf uns zukommen rot. Durch die Rotation kommt natürlich je eine Seite auf uns zu und ab. Der Detailausschnitt unten rechts zeigt dasselbe für den obigen Detailausschnitt. Hier wird die allgemeine Rotation von lokalen Bewegungen überlagert – an den Rändern der Granulation steigt jeweils Materie auf und ab.

PHI besteht aus zwei Teleskopen. Eines, das High Resolution Imager mit einem 160-mm-Hauptspiegel bildet einen Ausschnitt mit einer Auflösung von etwa 150 km beim Perihelion ab. Dieser umfasst 0,28 x 0,28 Grad. Das wäre in Erdentfernung die halbe Sonne, beim angestrebten Perihel von 0,28 AE ist es ein Gebiet von 200.000 x 200.000 km. Die Auflösung beträgt dann 150 km und ist abgestimmt auf das EUV Instrument, das diesselbe Auflösung hat. Das zweite Teleskop, das Full Disk Telescope (FDT) hat ein Gesichtsfeld von 2 Grad und kann auch beim Perihel die ganze Sonne abbilden (Größe der Sonne im Perihel dann 1,9 Grad). Ein Breitbandfilter blockiert das meiste Sonnenlicht. Ein veränderbarer Filter wird dann für Aufnahmen und Spektroskopie so eingestellt, dass nur das Licht bei einer bestimmten Spektrallinie auf die Detektoren gelangt. Die entstehenden Aufnahmen sind so monochromatisch und werden für die Veröffentlichung eingefärbt. Dieser Filter ist extrem schmallbandig und hat eine Durchlassbreite von nur 0,01 nm. Zum Vergleich H-Alpha Filter für Sonnenteleskope, wie sie ambitionierte Amateure nutzen und die auch schon Tausende von Euro kosten, haben eine Bandbreite von 0,05 bis 0,07 nm.

Phi aufnahmeDie genutzte Wellenlänge ist die Absorptionslinie von Fe-I, einfach ionisiertem Eisen bei 617,3 nm. Für die Spektroskopie werden Aufnahmen von sechs Positionen um diese Linie gemacht. Als Polarimeter wird der Filter so verstellt, dass er nur eine Polarisation durchlässt. Hier werden vier Aufnahmen mit verschiedenen Winkeln des Polarisationsfilters angefertigt.

Der HRI Detektor ist Ritchey-Chetrien Teleskop, um die Länge zu verkürzen, da die Fokallänge zehnmal höher ist als die Länge des Teleskops. Mit zwei vergrößernden Spiegeln erreichen dies RC-Teleskope. Doch dies alleine reicht nicht, eine Barlow-Linse im Strahlengang, beliebtes Zubehör bei Amateurteleskopen vergrößert nochmals um den Faktor 2. Beim FD-Imager Ist es dagegen ein Refraktor, bei dem eine Eintrittsöffnung das Gesichtsfeld beschneidet und so auf das hohe Fokus/Blickfeldverhältnis kommt.

Gleichzeitig kann nur eines der beiden Teleskope genutzt werden. Das FDI hat einen Mechanismus, der es erlaubt das Gesichtsfeld leicht zu verschieben, sodass das Teleskop die ganze Sonne aufnehmen kann, auch wenn Solar Orbiter für die Beobachtung mit anderen Experimenten nicht auf das Zentrum der Sonne ausgerichtet ist.

Die DPU besteht aus einem LEON-3FT Prozessor, ergänzt durch zwei Xilinx Virtex-4 FPGA die rekonfigurierbar sind. Es gibt einen DRAM-Puffer von 1 GByte Größe für temporäre Bilddaten und Flash-RAM von 512 GByte Große als Datenspeicher, der auch ohne Stromversorgung die Daten behält. Die Daten werden sehr stark komprimiert. Ein Rohdatenbild hat 28,8 Mbits an Informationen. Nach Verarbeitung und Komprimierung werden nur noch 2,5 Mbit übertragen.

Parameter

Wert HRI

FD

Öffnung:

140 mm

17,5 mm

Brennweite:

4125 mm

579 mm

Gesichtsfeld:

0,28 x 0,28 Grad

2 Grad

F/D

29,5

33,1

Detektor:

2048 x 2048 APS 10 µm/Pixel

Auflösung:

0,5 Bogensekunden/Pixel

3,75 Bogensekunden/Pixel

Beobachtungswellenlänge:

617,3 nm

Gewicht:

31,5 kg

Abmessungen:

820 × 420 × 350 mm und 232 × 228 × 175 mm

Datenrate:

20,5 kbit/s

Datenvolumen/Orbit

49,5 GBit

Stromverbrauch:

33 Watt maximal

SoloHI

SoloHiNoch weiter von der Sonne weg schaut der Heliospheric Images SOLOHI. Er deckt einen Winkelbereich von 5 bis 45 Grad von der Sonne ab, in Erdentfernung wären das rund 90 Millionen km in der Breite, allerdings nicht in einer Aufnahme. Es geht um die sonnennahe Region. Die Corona dünnt sich immer weiter aus, doch selbst in Erdentfernung gibt es noch Teilchen. Sie erhalten Energie durch die Strahlung der Sonne, aber auch den elektrischen Teilchen, die von ihr ausgehen. Dazu gibt es Staub in diesem Bereich. Sie alle leuchten auf und werden von SOHO aufgenommen. Allerdings ist ihre Helligkeit viel geringer als die der Sonne. Das Instrument muss Dinge aufnehmen, die 10.000-Milliarden Mal dunkler als die Sonne sind, in Erdentfernung entspräche dies dem Helligkeitsunterschied zwischen der Sonne und einem Stern dritter Größe (Einheit mag), das ist ein nicht besonders heller Stern (die hellsten Sterne haben die Helligkeit 0 mag oder sogar einen leicht negativen Wert, die gerade noch für das Auge unter idealen Bedingungen sichtbaren Sterne haben die Helligkeit 6 mag). Als zusätzliches Problem kommt hinzu, das das Instrument einen sehr großen Himmelsausschnitt abbilden soll, er ist so groß, das nicht nur die Sonne due Aufnahmen stört, sondern die Sonde selbst, wie ihre Solargeneratoren, die Streulicht abgeben. Das Instrument hat daher nicht weniger als drei Arten von Schutzblenden:

Auf dem Bildmosaik unten ist die helle Wand rechts die letzte dieser Blenden. Die Ellipse in der Mitte der Vertikale ist das Zodiakallicht, das man auch mit erdgebundenen Instrumenten beobachten kann. Die Blenden reduzieren das einfallende Licht um den Faktor 1012.

Das Instrument selbst ist relativ einfach aufgebaut und besteht aus einem fünflinsigen Refraktor von Jenoptik. Die Linsen sind rechteckig geschliffen, für ein quadratisches Gesichtsfeld von 40 x 40 Grad (48 Grad Durchmesser). Sensoren sind wie bei anderen Instrumenten APS-Sensoren mit 2K x 2K Pixeln. Vier Sensoren ergeben zusammen den Gesamtdetektor. Zwischen den Detektoren gibt es naturgemäß für das Gehäuse eine Lücke, die jedoch kleiner als 1 mm ist.

Die DPU des Instruments basiert auf dem LEON3FT Kern mit 20 MIPS Leistung, hat 4 MByte gepuffertes MRAM (verliert nicht seinen Inhalt), dazu 256 MB SDRAM und 64 KByte PROM. Eine zweite Camera-Karte mit 256 MByte SDRAM digitalisierst die Daten mit 14 Bit, speichert die ausgelesenen Bilder zwischen und kann einfache Bildverarbeitungsoperationen durchführen.

Erstes BildSOLOHI, das auf Vorgängerinstrumenten an Bord von STEREO und SOHO basiert ist ein Teil des US-Beitrags der Mission.

Parameter

Wert

Gesichtsfeld:

40 x 40 Grad, 48 Grad im Durchmesser

Linsen:

16 x 16 mm, 19 mm Durchmesser

Fokalfläche

40,13 x 38,84 mm

Brennweite:

55,9 mm

Skala im Brennpunkt:

0,971 mm/Grad bei 0 Grad vom Zentrum

1,082 mm/Grad bei 20 Grad vom Zentrum

F/D:

3,48

Empfindlicher Wellenbereich:

500 – 850 nm

effektive Auflösung:

1,3 Bogenminuten/Pixel

Ausrichtung:

25,4 Grad von der Sonne

Gesichtsfeld zur Sonne:

5,4 Grad vignetiert durch Blenden

9,3 Grad unvignetiert

Detektoren:

4 APS Sensoren je 2.048 x 1.920 Pixel, zusammen 3,920 x 3,920 Pixel

Pixelgröße:

10 µm, 32 % Quanteneffizienz

Daten:

20,6 Kbit/s, 53,1 GBit pro Orbit

SPICE

SPICE (Spectral Imaging of the Coronal Environment) ist ein UV-Spektrometer für das extreme UV. Es macht Spektren in zwei Bändern zwischen 70,4 und 79 nm und 97 bis 104,9 nm (das sichtbare Licht beginnt bei 380 nm). Aktiv ist es 10 Tage um den sonnennächsten Punkt. Meistens werden keine kompletten Spektren zur Erde übertragen, sondern nur Teile um bestimmte Absorptionslinien. In diesem Bereich liegen 18 Absorptionslinien der Elemente Sauerstoff, Schwefel, Eisen, Neon, Kohlenstoff, Silizium, Magnesium. Alle Elemente sind ionisiert, haben also ein oder mehrere Elektronen verloren. Die Emissionen der Ionen decken einen Temperatubenreich von 10.000 K bis 10 Millionen K ab, daher wird auch die Corona und nicht die sichtbare Photosphäre beobachtet. Je nach Stärke der Linie gibt es Messintervalle von 1 bis 5 und 30 bis 60 s.

Das Instrument besteht aus einem Spiegelteleskop mit einem einfachen parabolischen Spiegel, der das einfallende Licht auf ein optisches Gitter wirft, das das Licht in Spektralfarben aufspaltet. Die Vergrößerung beträgt etwa den Faktor 5. Das Spektrum fällt auf Photokathoden, welche es verstärken und das UV-Licht in sichtbares Licht umwandelt, das wie bei den anderen Instrumenten durch APS-Sensoren detektiert wird. Vor dem Einlass gibt es einen Einlassschlitz, der in vier Breiten gewählt werden kann. So erzeugt das Instrument das Spektrum einer Spalte, das auf dem APS-Chip dann zweidimensional wird, indem das Spektrum sich über die Spalten erstreckt.

Der Spiegel kann leicht gedreht werden, so sind zweidimensionale Bild in selektierten Spektralfarben möglich. Er kann um 16 Bogenminuten (in etwa der halbe Sonnendurchmesser, wenn sie von der Erde aus beobachtet wird) gedreht werden. Das resultierende Bild ist dann 14 x 16 Bogensekunden groß bei 2 x 9 nm spektraler Auflösung und hat eine Größe von etwa 800 x 480 Pixeln. Zu jedem Pixel kann ein Spektrum mit bis zu 2.048 Spektralpunkten zugeordnet werden. Auch aufgrund dieser Datenmenge (das sind 780 Millionen Messpunkte) wird in der Regel kein komplettes Spektrum zur Bodenstation übertragen.

Einen Riesenunterschied gibt es in der DPU. Während die ESA-Instrumente den LEON2 Core entwickeln, also einen auf einem 32-Bit-Mikroprozessor basierten Kern (wenngleich die Architektur auch schon 20 Jahre alt ist) setzt SPICE den Microsemi Core8051 IP ein, dieser basiert, wie die Ziffer „8051“ schon anzeigt, auf dem Intel 8051 Mikrocontroller, den Intel 1980 vorstellte. Das ist ein 8 Bit Mikroprozessor, in etwa vergleichbar denen die in den Achtziger Jahren in Heimcomputern wie dem C64, Sinclair Spectrum oder Amstrad CPC steckten. Er ist weder in der Geschwindigkeit noch im Adressbereich mit den 32 Bit Leonprozessoren vergleichbar. Der Boot-Code steckt in 32 KByte PROM, der ausführbare Code in 256 KByte EPROM, wegen des nur 64 Kb großem Adressbereichs teilt er sich in einen 64 KB großen Wissenschaftscodebereich und eine 64 KB große Look-Up Tabelle auf. Beide sind redundant vorhanden.

Das Instrument ist der US-Beitrag für Solar Orbiter und wurde unter der Leitung des Southwest Research Institute (SwRI, Boulder, USA) entwickelt. Es ergänzt EUI, das Bilder im EUV anfertigt, ohne Spektren zu gewinnen.

Parameter

Wert

Teleskopöffnung

43,5 x 43,5 mm

Spiegeldurchmesser:

90 mm

Länge zum Spiegel

770,8 mm

Brennweite:

622 mm, Systembrennweite 3371 mm.

F/D:

14,3

Skala im Brennpunkt:

0,971 mm/Grad bei 0 Grad vom Zentrum

1,082 mm/Grad bei 20 Grad vom Zentrum

F/D:

14,3

Schlitzlänge:

11 Bogenminuten

Schlitzbreite:

2, 4, 6, und 30 Bogensekunden

Breite Gesichtsfeld:

16 Bogenminuten

Vergrößerung:

5,5

Wellenlängenbereich:

70,387 – 79,019 nm (kurzwellig, erste Ordnung)
97,254 – 104,925 (langwellig, erste Ordnung)
48 – 53 nm (langwellig, zweite Ordnung)

Detektor:

APS-CMOS Sensor 2.048 x 2.048 Pixel, 17 µm/Pixel

Daten:

20,6 Kbit/s, 53,1 GBit pro Orbit

Auflösung:

1,101 Bogensekunden/Pixel bei 74 nm

1,059 Bogensekunden/Pixel bei 101 nm

Datennebge:

4,67 GByte/Orbit

Telemetrierate:

17,5 kbit/s.

Spektrum von SPIVE

STIX

STIX aufbauDas Röntgenteleskop STIX (Spectrometer/Telescope for Imaging X-rays) soll weitere Hinweise zu einem noch nicht vollständig verstandenen Rätsel der Heliophysik liefern, nämlich warum die Corona viel heißer als die darunterliegende Photosphäre ist. STIX detektiert Röntgenstrahlen, die anders als die UV-Strahlen, nur von der Corona stammen können. Das Instrument ist vergleichsweise einfach aufgebaut und verwendet nicht, wie andere astronomische Röntgenteleskope Wolterspiegel, welche die Röntgenstrahlen bündeln können. Es besteht aus einem Abschirmtubus, der am Hitzeschutzschildende und seitlich einfallende Röntgenstrahlen blockiert. Es folgen zwei Gitter unterschiedlicher Form, die Röntgenstrahlen schlucken und beugen. Zusammen erzeugen die beiden Gitter ein Moire-Muster. Das Muster wird auf 64 Cadmium-Zink-Tellurid Detektoren erfasst. Die Auflösung ist relativ grob, die NASA Mission SWIFT setzt daher für Bilder 32.768 dieser Sensoren ein. Die Datenrate ist aber durch die wenigen Elemente so relativ gering, daher sind 2.000 dieser „Bilder“ pro Stunde übertragbar, die bei der Datenverarbeitung nach Empfang genutzt werden, um hoher aufgelöste Bilder zu berechnen. Weiterhin erlaubt die hohe Bildrate auch zeitlich schnelle Ereignisse zu beobachten. STIX stammt vom FHNW in Windisch (Schweiz).

Parameter

Wert

Breite Gesichtsfeld:

2 Grad

Auflösung:

7 Bogensekunden

Ausrichtungsgenauigkeit:

4 Bogensekunden

Energiebereich:

4 – 150 keV

Energieauflösung:

1-15 keV

Detektoren:

64 CZT, 6 cm² Fläche

Zeitauflösung:

0,1 s

Daten:

20,6 Kbit/s, 53,1 GBit pro Orbit

Datenmenge:

1,27 GByte/Orbit

Telemetriedatenrate:

0,7 kbit/s.

In situ Experimente

Die in Situ Experimente müssen die Sonne „sehen“, sprich sie müssen den Dingen, die sie messen ausgesetzt sein, wenngleich auch nicht der Sonne direkt. Die meisten Instrumente sind an einem Mast angebracht, der schräg von Solar Orbiter nach hinten abgeht. Er befindet sich so im Schatten des Orbiters und wird nicht so heiß, geladene Teilchen und Magnetfelder können aber an ihn herankommen. Der Mast hat ausgefahren eine Länge von 4,4 m.

SWA

Der Solar Wind Analyzer ist das erste In Situ Instrument. SWA bestimmt Summenparameter des Sonnenwindes wie Dichte, Temperatur und Geschwindigkeit. Unter dem Sonnenwind versteht man einen Strom geladener Teilchen, hauptsächlich Protonen, aber auch Alphateilchen und Elektronen, die von der Sonne ausgehen. Die Teilchen haben hohe Geschwindigkeiten, schon bei ruhiger Sonne 200 bis 300 km/s. Der Sonnenwind ist zeitlich variabel, er geht von Aktivitätsgebieten aus, die visuell mit den Sonnenflecken oder Ausbrüchen wie Flares verbunden sind. Die Sonnenflecken treten in einem Elfjahreszyklus periodisch auf. Von einem solchen Aktivitätsgebiet kann ein Sonnensturm ausgehen, bei dem so viele Partikel mit so hoher Geschwindigkeit (600 bis 1200 km/s) ausgestoßen werden, das sie nicht nur Satelliten im Orbit schädigen können, sondern an den polnahen Gebieten (durch ihre elektrische Ladung werden sie vom Erdmagnetfeld zu den Polen abgelenkt) bis zum Erdboden vordringen können und dann Störungen vor allem der Stromversorgung durch Überspannungen und Kurzschlüsse verursachen können. Das ist inzwischen so bedeutend, das dem „Space Weather“ genannten Phänomen eigene Satelliten gewidmet sind, welche die Sonne überwachen wie die US-Sonde DSCOVR.

SWA erfasst die dreidimensionale Verteilung von Protonen, Alphateilchen und Elektronen um die Sonde. Dafür gibt es drei Sensoren, jeweils empfindlich für andere Elementarteilchen:

Der Electron Analyzer System (SWA-EAS) ist empfindlich für Elektronen. Er misst Elektronen im Bereich von 1 eV bis 5 keV Energie mit einer Energieauflösung von dE/E von 10 bis 12 % und einer räumlichen Winkelauflösung von 10 Grad. Ein Spektrum der räumlichen Verteilung wird alle 4 s erstellt. Beschränkt man sich auf die zweidimensionale Verteilung, so sind 0,125 s Integrationsdauer ausreichend. Detektoren sind zwei elektrostatische Analysatoren.

Der Proton-Alpha-Sensor (SWA-PAS) ist empfindlich für Protonen und Alphateilchen. Diese Teilchen sind aufgrund ihrer Masse und Häufigkeit die stärkste Bedrohung für Satelliten und irdische Systeme. Die Energieauflösung beträgt 7,5 % in einem Energiebereich von 0,2 bis 20 keV/Ladung. Das Gesichtsfeld beträgt -24 bis 42,5 Grad. Alle 4 Sekunden wird eine 3D Verteilung der Teilchenumgebung angefertigt, eine 1,5D Verteilung ist alle 0,125 s möglich. Der Detektor ist ebenfalls ein elektrostatischer Analysator.

Der Heavy Ion Sensor (SWA-HIS) erfasst alle Teilchen höherer Masse. Diese gibt es im Sonnenwind nur in kleinerer Menge, da sie in der Sonne im Kern erbrütet werden, während Helium und Wasserstoff noch aus dem Urknall stammen, bzw. das Helium kann auch durch Konvektion aus dem äußerten Bereich der Fusion nach oben gelangen. Die Elemente mit den höchsten Massen stammen sogar außerhalb des Sonnensystems. Der Detektor ist ein Time Of Flight (TOF)-Massenspektrometer. Es bestimmt die Masse, Energieladung und die Energie von Teilchen. Ein solches Gerät liefert erheblich mehr Informationen über ein Teilchen, ist aber nicht für einen hohen Teilchenstrom ausgelegt. Das Gesichtsfeld beträgt -30 x 66 Grad sowie -17 x 22,5 Grad. Der Detektor hat 6 x 6 Pixel. Das ergibt eine Energieauflösung von 6 % dE/E bei einem Meßbereich von 0,5 – 100 keV (Azimut) beziehungsweise 0,5 – 16 keV (Höhenwinkel). Ein volles 3D Spektrum benötigt 5 Minuten für die Anfertigung. Im schnelleren Burstmode sinkt die Integrationszeit auf 30 s für schwere Ionen und 3 s für Alphateilchen.

PAS und HIS benötigen direkten Kontakt zur Sonne und befinden sich wegen des nötigen großen Gesichtsfelds am Rande des Schutzschildes. Die mittlere Telemetriedatenrate beträgt 14,5 kbit/s, bei einer Datenmenge von 26,31 GByte während eines Orbits (168 Tage). Die DPU setzt wie viele andere Instrumente einen LEON2 Kern ein. SWA stammt von Mullard Space Science Laboratory aus England.

EPD

Messbereiche EPD SensorenDer Engergetic Particle Detector ist das zweite Messinstrument für energiereiche Teilchen an Bord von Solar Orbiter. Wie SWA erfasst es Teilchen, welche die Sonne ausstößt. EPD hat die Aufgabe suprathermale und energiereiche Teilchen zu bestimmen. Diese Teilchen sind zwei bis hundertmal schneller als der Sonnenwind. Ihr Ursprung und Eigenschaften sind bislang noch nicht bekannt, es gibt aber zwei Theorien, welche ihre Natur erklären. Bei der einen sind es normale Teilchen der Sonne die durch Regionen, die sie komprimieren, beschleunigt werden, bei der anderen Theorie hängen sie mit Coronalen Masseausbrüchen (CME) zusammen, Ereignissen auf der Sonnenoberfläche die große Menge an Materie in die Corona stoßen. EPD soll Daten liefern, um diese Teilchen besser zu verstehen. EPD besteht wie SWA aus mehreren Teilinstrumenten, jeweils spezialisiert auf eine Aufgabe:

Dazu kommt noch die Instrument Control Unit (ICU).

Der EPD ist der Beitrag von Spanien und stammt von der University of Alcala. Das MPI ist an dem Instrument über die Christian-Albrechts-Universität zu Kiel mitbeteilligt. Die Sensoren decken jeweils andere Energiebereiche ab, so werden Elektronen zwischen 0,002 und 20 MeV Energie erfasst (im Bereich ein von innigen MeV Energie ist die Energie die Licht hat), Protonen zwischen 0,003 und 100 MeV und Ionen höherer Ordnungszahl von 0,008 bis 200 MeV/Nukleon.

MAG

Das Magnetometer MAG untersucht wie der Name schon sagt das solare Magnetfeld. Das Magnetfeld der Sonne ist das stärkste im Sonnensystem – kein Wunder, besteht die Sonne doch aus geladenen Teilchen, die rotieren – werden Ladungsträger bewegt so bildet sich ein Magnetfeld, so auch bei jedem stromdurchflossenen Draht. Praktisch ausgenutzt wird das bei Elektromagneten. Das Magnetfeld der Sonne ist stark genug, um trotz der Entfernung der Erde von rund 150 Millionen km zur Sonne, das Erdmagnetfeld auf der sonnenzugewandten Seite auf 10 Erdradien zu komprimieren, auf der der sonnenabgewandten Seite erstreckt es sich dagegen bis zu 200 Erdradien Entfernung. Das Magnetfeld beschleunigt geladene Teilchen und lenkt diese ab. Das Verständnis ist daher auch wichtig, um den Strom der geladenen Teilchen besser zu verstehen. Die Erforschung des solaren Magnetfeldes hat innerhalb der Sonnenforschung mit Raumsonden die älteste Tradition. Schon die ersten Raumsonden hatten Magnetometer an Bord. Veränderungen des Magnetfeldes, welche die inzwischen sehr weit von der Sonne entfernten Voyager Sonden messen gelten als Indiz, wo der Einfluss der Sonne endet und das interstellare Medium beginnt. Das Magnetfeld stammt aus dem Inneren der Sonne und das Verwinden des Magnetfeldes durch die unterschiedliche Rotation der Sonne in verschiedenen Breiten bewirkt viele der solaren Phänomene wie Sonnenflecken und Flares. Das Verständnis des Magnetfeldes ist daher der Schlüssel zum Verständnis der Plasmaphysik der Sonne.

MAG besteht aus drei Sensoren an einem Ausleger. Es gibt einen Sensor näher am Bus (Mag inboard) und einen Sensor weiter außen (Mag outboard). Sie sind 1 m bzw. 3 m vom Bus (Zentralkörper von Solar Orbiter) entfernt. Durch eine Differenzbildung der Messungen kann das Eigenmagnetfeld der Sonde, das durch die Elektronik gebildet wird, herausgerechnet werden. Ein Magnetometer bestimmt nur die Vektoren des Magnetfelds, also die Stärke in allen drei Raumachsen. Die Datenrate und Datenmenge ist daher gering. Im normalen Modus macht das Instrument 16 Messungen pro Sekunde, im Burstmodus sind es 128. Der normale Modus ist meist aktiv, der Burstmodus typisch für eine Stunde pro Tag. Es gibt vier Messbereiche zwischen maximal 128 und 58.000 nT mit einer Auflösung von 4 bis 1.800 pT abhängig von der Maximalgrenze. Das Erdmagnetfeld ist zum Vergleich an Erdoberfläche zwischen 30.000 und 48.000 nT stark.

Die Elektronik wählt ja nach gemessener Stärke den passenden Messbereich. Die Elektronik verwendet eine 25 MHz Leon3FT-RTAX CPU. Auf vier PROM Chips mit 32 KWorte (zu je 32 Bit) sitzt die Bootsoftware. wiederlöschbare EEPROMS mit 256 KWorten halten drei Instanzen der Flugsoftware. Daten werden in einem eigenen Speicher von 1 MWorten abgelegt.

Mag wiegt mit der assoziierten Elektronik nur 3,5 kg und hat einen Stromverbrauch von maximal 7,2 Watt. Die mittlere Datenrate beträgt lediglich 1,3 kbit/s. Pro Orbit (168 Tage Mittel) werden 2,359 GB an Daten erwartet. Das Instrument MAG wird gestellt vom Imperial College London.

RPW

Radio and Plasma Waves (RPW) detektiert Radiowellen, also Funkwellen, wie sie auch ein Radio empfängt, nur auf niedrigeren Frequenzen als beim UKW-Radio. Werden geladene Teilchen durch ein Magnetfeld an ihrer geraden Bahn gehindert, so geben sie Energie ab, die im Radiobereich liegt. Dadurch kann man die zeitliche Variation des Magnetfeldes untersuchen und zwar auch aus der Ferne, denn anders als das Magnetfeld muss man die Magnetfeldlinien nicht direkt messen. RPW misste Radiowellen in einem Frequenzbereich zwischen 4 kHz und 16,5 MHz. Der oberste Bereich liegt im Kurzwellenband (3 bis 30 MHz), der unterste Bereich im Langwellenbereich (30 bis 300 kHz, dazwischen von 300 kHz bis 3 MHz liegt der Mittelwellenbereich). In diesem Bereich liegen Radioemissionen verschiedener solarer Phänomene, angefangen vom thermischen Rauschen bis hin zu den Radioemissionen von CMA (Coronal Mass Accelerations).

RPW basiert auf Vorgängerinstrumenten auf den Solarbeobachtern STEREO und der Merkurraumsonde MMO. Als Messinstrumente gibt es eine Antennengruppe aus drei Stabantennen und eine Magnetic Search Coil. Jede der Stabantennen hat eine Länge von 6,5 m. RPW misste nicht nur Radiofelder, sondern auch Magnetfelder. Beide Instrumente messen den induzierten Strom von niedrigen Frequenzen (praktisch Gleichstrom) bis zu hohen Frequenzen. Dazu wird eine Gleichspannung an die Antennen angelegt. Es gibt daran angeschlossen drei Teilsensoren:

Der Niederfrequenz-Empfänger (LFR, Low Frequency Receiver). Der LFR misst sowohl elektrische als auch magnetische Felder bis ca. 10 kHz Frequenz und wird sowohl Daten über Wellenformen als auch Leistungsspektren in diesem Frequenzbereich liefern. Weiter verarbeitete Daten (Polarisations- und Ausbreitungseigenschaften der beobachteten Wellen) sind ebenfalls möglich. Es gibt verschiedene Möglichkeiten die Datenrate anzupassen (kontinuierliche oder zyklische Übertragung, anpassbare Frequenzbandbreite, sowie anpassbare Frequenz- und Zeitauflösungen sind möglich).
Der zweite Sensor ist der Empfänger für thermisches Rauschen und Hochfrequenz (TNR-HFR, Thermal Noise Receiver, High Frequency Receiver). Der TNR-HFR misst die Eigenschaften der das Raumschiff umgebenden Elektronenpopulation aus Messungen des lokalen thermischen Rauschens. Daraus wird die Plasmafrequenz bestimmt und es ist möglich solare Radioemissionen aus der Ferne erfassen. TNR-HFR arbeitet bei unterschiedenen zeitlichen Auflösungen. Möglich sind elektrische Leistungsspektren von einer Frequenz von 4 kHz bis 20 MHz und magnetische Leistungsspektraldichten von 4 kHz bis 500 kHz.
Der letzte Teilbaustein ist der Time Domain Sampler (TDS). Der TDS führt die Digitalisierung der elektrischen und magnetischen Felder im Frequenzbereich zwischen 100 Hz bis 250 kHz durch. Diese Daten werden vorverarbeitet und eine Auswahl von potenziell interessanten Ereignissen werden im internen Speicher abgelegt und später zum Boden übertragen.

RPW stammt vom Observatoire de Paris in Frankreich. Es wird bei einer mittleren Datenrate von 5,5 kbit/s pro Orbit 9,972 GB an Daten liefern.

Projektgeschichte

Vorgeschlagen wurde Solar Orbiter als europäisches Projekt 2000 und selektiert im Oktober 2000 als flexible Mission. Eine „Fleximission“ hat ein kleineres Budget als die größeren Missionen des Cornerstone Programms. Damals ging man von einem Start zwischen 2008 und 2013 aus, nach BepiColombo. Solar Orbiter war immer mit dieser Mission verknüpft, denn die wesentliche Herausforderung ist natürlich das sonnennahe Perihel. Da BepiColombo als Merkurmission sich auch der Sonne stark nähert, bot es sich an deren Technologie in Solar Orbiter wiederzuverwenden.

In den folgenden Jahren bewegte sich wenig, vor allem weil die Mission zu komplex für eine Fleximission war. Und damit nicht in den Preisrahmen passte. 2003 wurde die Mission vom wissenschaftlichen Kommittee neu bewertet. Sie wurde nicht gestrichen, sondern nun Teil des Cosmic Vision Programms im Juni 2004. Sie ist nun eine M-Class Mission, also eine „mittelteure“ Mission. Solar Orbiter war die erste M-Class Mission, die im Juni 2021 insgesamt 5 Missionen umfasst, die letzte war der Venusorbiter EnVision. Nun war von einem Start zwischen Oktober 2013 und Mai 2015 die Rede. Als Kostenrahmen wurden 300 Millionen Euro im Wert von 2006 genannt.

De Fakto wurde die Mission aber immer noch nicht durchgeführt. Vielmehr wurde weiter untersucht - Technologien, um mit der Hitze umgehen zu können, wissenschaftliche Ziele und wie sie mit Instrumenten erreichbar sind. Genehmigt wurde das Weitergehen in die Phase der Durchführung von SolO im Februar 2010. Erst am 2.10.2011 wurde endgültig die Durchführung und damit die Finanzierung der Mission beschlossen. Zeitgleich arbeitete die NASA an ihrer Solar Probe Plus Mission, die später in Parker Solar Probe umbenannt wurde. Beide Projekte untersuchen die Sonne, beide nähern sich ihr stark. Aber die Schwerpunkte sind verschieden. Die Parker Solar Probe soll bis in die Corona gelangen und so in situ diese untersuchen, hat aber keinerlei Instrumente um die Sonne zu beobachten, diese würden bei dem geringen Minimalabstand durch die Hitzestrahlung zerstört werden. Der Solar Orbiter hat dagegen Fernerkundungsinstrumente, und auch mehr Experimente, nähert sich der Sonne nicht so stark wie die Parker Solar Probe, erreicht aber höhere Breiten. Im März 2012 unterzeichneten ESA und NASA ein Abkommen, das die Zusammenarbeit an SolO festlegt.

Die US-Beteilligung ist bei SolarOrbiter (SolO) kleiner als bei den vorangehenden ESA-NASA-Missionen. Die NASA stellt nur noch die Trägerrakete, eine Atlas 411. Die ESA hat inzwischen für ihre zahlreichen Raumsonden ein eigenes Deep Space Network aufgebaut und ist anders als bei früheren Zusammenarbeiten nicht auf das Deep Space Network der NASA für den Empfang angewiesen. So wurde vereinbart, dass die NASA zwei der zehn Instrumente stellt, später reduziert von der NASA selbst, auf ein Instrument und einen Sensor in einem zweiten Instrument.

Seit 2012 wurde die Mission entwickelt. Verzögerungen gab es weitere, so stellte sich heraus das bei BepiColombo es Wärmelecks gab, das Thermalkonzept dieser Mission als überarbeitet werden musste. SolO neues Wärmeschildkonzept musste auch erst entwickelt werden. So verschob sich der Starttermin sukzessive vom Juli 2017 bis zum Februar 2020.

Als eine M-Class Mission ist Solar Orbiter eine Mission mit „mittleren“ Kosten. Der Satellit selbst kostet 300 Millionen Euro. Die Gesamtkosten für die ESA inklusive Experimente und Missionsüberwachung liegen bei 500 Millionen Euro. Die NASA wendet 400 Millionen Dollar für den Start und ihre Missionskosten auf. Auch wenn die Gesamtkosten so bei rund 850 Millionen Euro liegen, ist dies doch relativ preiswert, verglichen mit den 1,5 Milliarden Dollar, welche die Parker Solar Probe kostet oder dem Aufwand für BepiColombo (970 Millionen Euro).

Die Mission

Abstand solar OrbiterTrägerrakete für den Solar Orbiter ist eine Atlas 411. Die Atlas V ist eine sehr zuverlässige Rakete. Bisher gab es keinen Fehlstart, aber einige Male eine zu geringe Leistung, d. H nicht die geplante Bahn wurde erreicht. Im Atlas Nummerungssystem steht die 411 für eine Verkleidung von 4 m Durchmesser – es gibt auch eine mit 5 m Durchmesser. Die erste 1 steht für eine angebrachte Feststoffrakete zur Unterstützung und die letzte 1 für ein Triebwerk in der Oberstufe Centaur. Es sind Null bis fünf Feststoffbooster möglich und auch zwei Triebwerke in der Centaur.

Die Atlas 411 brachte Solar Orbiter am 10.2.2020 auf eine 0.513 x 0.991 AU x 1.9 Grad Bahn. Deren Perihel liegt schon innerhalb der Umlaufbahn der Venus. Die Sonde hat eine deutlich höhere Überschussgeschwindigkeit (5,6 km/s) als typische Mars- bzw. Venusmissionen mit 3 bis 4 km/s. Im ersten Perihel, das im Juni durchlaufen wurde, machte Solar Orbiter schon Messungen. Nun sind aber noch zwei Venus- und ein Erdvorbeiflug geplant, die das Perihel auf 0,3 AE absenken werden und gleichzeitig die Bahnneigung zur Erdbahnebene erhöhen. Im März 2022 hat man erstmals das Zielperihel in 0,3 AE Distanz, rund 42 Millionen km erreicht. Nun ist Solar Orbiter auf einer Umlaufbahn mit einer Periode von 151 Tagen. Das ist eine Umlaufbahn mit 2/3 der Umlaufdauer der Venus. Die Bahnneigung beträgt nun schon 17 Grad. Alle drei Umläufe (454 Tage) hat die Venus zwei Orbits durchlaufen und es kommt zu einem weiteren Vorbeiflug. Weitere Vorbeiflüge an der Venus werden nun die Neigung der Bahn immer weiter erhöhen. Am Ende der Primärmission, nach vier Jahren wird sie 25 Grad erreichen, bei einer verlängerten Mission können es 33 Grad sein. Da alle Planeten die Sonne in ihrer Äquatorebene umkreisen, sieht man höhere Breiten von der Erde aus nur verzerrt. Das man so höhere Breiten besser untersuchen kann war ein wichtiger Schwerpunkt der Aufgabenstellung. Bisher gab es nur eine weitere Sonde, die höhere Breiten erreichte, das war die ESA-Sonde Ulysses, die sogar fast die Pole überquerte.

Die ersten 3,4 Jahre der Mission entfallen auf die Cruise Phase, die allerdings schon für Beobachtungen genutzt wird. Die folgenden 4 Jahre sind dann die Primärphase der wissenschaftlichen Forschung. In dieser Zeit liegt das Aphel bei 0,8 bis 0,9 AE, das Perihel unter 0,3 AE. Während 10 Tage um das Perihel ist die Relativgeschwindigkeit von Solar Orbiter zur Sonnenoberfläche (die je nach solarer Breite 25 bis 29 Tage für eine Rotation braucht) nahezu null, sodass Phänomene wie Flares sich nicht auf der Oberfläche bewegen und die in Situ Instrumente immer Teilchen und Wellen von derselben Ursprungsregion empfangen. Die ersten Vorbeiflüge senken das Perihel ab, die Bahnneigung bleibt aber noch moderat. Im Oktober 2022 ist die gewünschte Minimaldistanz erreicht und die nun folgenden Venusvorbeiflüge heben sukzessive die Bahnneigung an. Der erste Überflug bei hohen breiten (mehr als 17 Grad) wird im März 2025 erreicht.

Beim Start der Primärmission beträgt die Bahnneigung 18 Grad, das erste Perihel mit dieser Neigung wird am 22.3.2025 durchflogen. Es steigt bis zum Ende der Primärmission auf 24 Grad. Das erste Perihel der erweiterten Mission wird am 28.1.2027 durchflogen. Am Ende der erweiterten Mission von 3 Jahren wird die Bahnneigung 33 Grad erreichen. Das letzte Perihel dieser Missionsphase wird am 24.7.2029 durchflogen.

Danach wird die ESA über Missionsverlängerungen entscheiden. Diese Entscheidungen fielen bisher immer zugunsten von Missionen aus, solange diese noch betrieben werden konnten, so ist die ESA-Sonde Mars Express beim Schreiben des Artikels im Juni 2021 immer noch aktiv, 18 Jahre nach dem Start. Natürlich sind die thermischen Belastungen bei Solar Orbiter viel höher, sodass eine Verlängerung der Mission nicht so sicher wie bei Mars Express ist.

Während jedes Orbits, der typisch 150 bis 180 Tage Umlaufszeit hat, sind die Instrumente nur während drei Perioden von jeweils 10 Tagen aktiv. Die drei Perioden liegen um das Perihel, also den sonnennächsten Punkt und den beiden Punkten, wo die höchste Bahnneigung (nördlich und südliche des Sonnenäquators) erreicht wird. Die Daten werden zum Teil mit hoher Datenrate zwischengespeichert und dann nach und nach zur Erde übertragen. Da sowohl der Datenspeicher an Bord begrenzt ist wie auch durch die unterschiedlichen Orbits von Solar Orbiter und Erde die Distanzen stark schwanken, schwankt auch die Datenrate um den Faktor 20. Insgesamt sind bis Ende der erweiterten Missionsphase 22 Umläufe geplant.

Vorbeiflug

Datum

Distanz

Neue Bahn

Venus (Cruise)

26.12.2020

7.500 km

Perihel < 0,5 AE

Venus (Cruise)

8.8.2021



Erde (Cruise)

26.11.2021



Venus (Cruise)

3.9.2022


Perihel < 0,3 AE

Venus (Primärmission)

18.2.2025


17 Grad geneigt

Venus (Primärmission)

24.12.2026


24 Grad geneigt

Venus (erweiterte Mission)

17.3.2028


30 Grad geneigt

Venus (erweiterte Mission)

10.6.2029


33 Grad geneigt

Venus (erweiterte Mission)

2.9.2030



StartMission

Nach einem problemlosen Start mit der Atlas 411 (mit einem Feststoffbooster) am 10.2.2020 durchlief er am 15.6.2020 das erste Perihelion. Es fanden im Mai erste Messungen statt. Einige ausgewählte Ergebnisse wurden im Juli für die Presse veröffentlicht, das erste Datenarchiv am 30.9.2020. Diese erste Bahn hat Bahndaten von 0.516 x 0.989 AU x 1.8 Grad, führt also schon bis auf 77 Millionen km an die Sonne heran. Nur die Raumsonden Mariner 10, Helios 1+2. Messenger, die Parker Solar Probe und BepiColombo haben sich bisher näher an die Sonne gewagt.

Am 27.12.2020, einen Tag später als im Projektplan, steht der erste Vorbeiflug an der Venus an. Er findet 7.500 km über den Venuswolken statt. Aufgrund der Auslegung der Sonde für die Beobachtung der Sonne sind die meisten Instrumente beim Vorbeiflug inaktiv. Lediglich die Feldinstrumente MAG und RPW sowie einige Sensoren von EPG werden die Umgebung der Venus erkunden. Der Flugpfad und die Distanz wurden so gewählt, dass er nach genau einem Venusjahr (225 Tage) erneut zur Venus führt. Solar Orbiter hat keine Ingenieurskameras, wie sie BepiColombo hat, die ebenfalls die Venus mehrmals passiert und bei der Passage Aufnahmen machte (die Hauptkameras sind bis zum Merkur durch einen Tochtersatelliten blockiert), so gibt es keine Bilder von den Venus-Vorbeiflügen. MAG, EPD und RPW vermaßen aber das Magnetfeld der Venus. Dieses ist durch den Sonnenwind selbst induziert und somit sehr schwach. Zur Überraschung stellte man fest, das das schwache Magnetfeld Partikel bis auf 11 Millionen km pro Stunde beschleunigt und sich bis auf 300.000 km hinter den Planeten erstreckt. Im August 2021 wird der Solar Orbiter genau einen Tag vor der ESA Raumsonde BepiColombo die Venus passieren. Von dieser Doppelbestimmung mit kurzem zeitlichen Abstand erhofft man sich weitere Einsichten in das Magnetfeld der Venus.

Im Februar 2021 wird das erste nahe Perihel durchflogen, es liegt nun schon unter 0,5 AE. Im Oktober 2022 wird es erstmals unter 0,3 AE sinken.

Die eigentliche wissenschaftliche Routine beginnt nach dem Erdvorbeiflug am 26.11.2021.

Links

https://www.esa.int/esapub/bulletin/bullet104/colangelo104.pdf

https://esamultimedia.esa.int/multimedia/publications/BR-345/BR345_DE.pdf

https://sci.esa.int/documents/34903/36699/1567255189056-The-Solar-Orbiter-Thermal.pdf

https://www.esa.int/Enabling_Support/Space_Engineering_Technology/Paint_it_black_Stone_Age_sunscreen_for_Solar_Orbiter

http://www.enbio.eu/solar-orbiter/

https://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/spacecraft/display.action?id=2020-010A

TheBepiColomboMercuryPlanetaryOrbiterMPOSolararrayDesignmajordevelopmentsandqualification.pdf

http://spacewire.esa.int/content/Devices/RTC.php

https://www.researchgate.net/publication/258549014_The_Solar_Orbiter_METIS_Coronagraph_data_signal_processing_chain

http://www2.mps.mpg.de/dokumente/publikationen/solanki/c243.pdf

https://www.aanda.org/articles/aa/pdf/2020/10/aa35325-19.pdf

https://sci.esa.int/documents/34903/36699/1567255601145-Solar-Orbiter_RB_Issue_1_2011-07-22.pdf

https://www.aanda.org/articles/aa/full_html/2020/10/aa37259-19/aa37259-19.html

https://medium.com/@ResearchFeatures/seeding-solar-storms-suprathermal-particles-and-the-challenges-researchers-face-acadef107d0c

https://www.aanda.org/articles/aa/pdf/2020/10/aa37257-19.pdf

https://indico.cern.ch/event/777129/contributions/3249528/attachments/1844693/3026128/Instruments_development_and_testing_for_the_Solar_Orbiter_mission.pdf

https://www.cosmos.esa.int/documents/388777/557256/Solar_Orbiter_AIP_Seminar_19July2018_DM.pdf/b999f706-db1e-a6f6-deca-c6dc3a20d143

http://soar.esac.esa.int/soar/#home 

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