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2025-05-17T09:51:29Z

Vorlagen-fix (Infobox Satellit)

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{{Infobox Satellit
|name = HEOS-1
|typ = [[Forschungssatellit]]
|bild = Delta-E1 with HEOS-1.jpg
|land = {{Europa}}
|behörde = [[European Space Research Organisation|ESRO]]
|nssdc_id = 1968-109A
|apogäum = 227099 km
|perigäum = 6804 km
|bahn_neigung = 28,1°
|bahn_umlaufzeit= 6690 min
|ref_bahndaten = <ref>{{NSSDCA|1968-109A|abruf=2019-04-07}}</ref>
|exzentrizität = 0,893
|masse = 105 kg
|abmessungen = 1,3 m Durchmesser, 75 cm Höhe
|start = 5. Dezember 1968, 18:55 [[Koordinierte Weltzeit|UTC]]
|startplatz = [[Cape Canaveral Air Force Station|Cape Canaveral]] [[Cape Canaveral Launch Complex 17|LC-17B]]
|trägerrakete = [[Delta (Rakete)|Delta E-1]]
|betriebsdauer =
|status = verglüht am 28. Oktober 1975
}}
'''HEOS-1''' (''Highly Eccentric Orbit Satellite'', englisch für: Satellit mit stark [[Exzentrizität (Astronomie)|exzentrischer]] Umlaufbahn) war ein Satellit der europäischen Forschungsorganisation [[European Space Research Organisation|ESRO]]. In der Frühphase wurde der Satellit auch als '''HEOS-A''' bezeichnet.

== Aufgabe ==
Der Satellit HEOS-1 wurde mit dem Ziel entwickelt, eine Anzahl von Experimenten aufzunehmen, mit denen in einer Periode erwarteter hoher [[Sonnenaktivität]] das [[Erdmagnetfeld|magnetische Feld]] und die Energieverteilung von Protonen und Elektronen erforscht werden sollte.

Der Satellit wurde für eine Lebensdauer von einem Jahr konstruiert. Hauptauftragnehmer des Satelliten waren die [[Junkers Flugzeug- und Motorenwerke]] aus Deutschland. Als Berater fungierte die Firma [[Lockheed|Lockheed Aircraft Deutschland]]. Weitere Auftragnehmer waren die Firmen [[British Aircraft Corporation|BAC]] aus Großbritannien ([[Lageregelung (Raumfahrt)|Lageregelung]]), [[Etudes Techniques et Constructions Aérospatiales|ETCA]] aus Belgien (elektrische Systeme) und [[Snecma]] aus Frankreich (Temperaturregelung).
== Aufbau ==
=== Grundstruktur ===
Die Grundstruktur des Satelliten war ein Zylinder von ungefähr 130 cm Durchmesser und 70 cm Höhe.<ref name="esa">{{Internetquelle |autor=ESA |url=http://esapub.esrin.esa.it/br/br200/Heos.pdf |titel=HEOS |format=PDF |sprache=en |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20061014141421/http://esapub.esrin.esa.it/br/br200/Heos.pdf |archiv-datum=2006-10-14 |abruf=2019-07-05}}</ref> Er besaß auf der Oberseite einen axialen Ausleger, um die [[Magnetometer|Magnetfeldsensoren]] und die Antennen in einem gewissen Abstand anbringen zu können. Die Oberfläche stellte ein 16-flächiges [[Polyeder]] dar und war bis zu 70 % mit [[Solarzelle]]n belegt. Eine Äquatorzone in der Nähe der Schwerpunktfläche von 70 mm Breite war für den Einbau der Experimente- und Fluglagenmessfühler reserviert. Die restlichen freien Zylinderflächen waren mit einer Wärmeschutzschicht überzogen. Deckfläche und Grundfläche des Satelliten waren mit abnehmbaren Platten ausgestattet, welche die Satellitenzelle verstärken und zusätzliche Flächen für die Temperaturregelung darstellen. Die primäre Zelle bestand aus dem Satellitenadapter, dem achteckigen Mittelrohr und vier Auslegern, welche die Solarzellenpaneele trugen, die ihrerseits die äußere Fläche darstellten. Der dreibeinige Ausleger war auf drei Trägern am oberen Teil des achteckigen Rohres befestigt. Diese anpassungsfähige Konfiguration vermochte eine Vielzahl verschiedenartiger Experimente aufzunehmen, wobei nur wenige Änderungen vorgenommen werden mussten.

=== Magnetische Auslegung ===
Aufgrund der Natur der Experimente wurde großer Wert auf die magnetische Reinheit des gesamten Satelliten gelegt. [[Magnesium]], [[Aluminium]] und [[Titan (Element)|Titan]] waren die Hauptwerkstoffe der Grundstruktur. Herstellung und Handhabung wurden mit äußerster Sorgfalt vorgenommen, um so eine magnetische Verunreinigung zu vermeiden. Elektrische Schaltungen und [[Kabelbaum|Kabelbäume]] waren so ausgelegt, dass magnetische Streufelder nicht auftreten konnten. Alle Bauteile wurden unter dem Gesichtspunkt ausgewählt, die Verwendung magnetischer Werkstoffe auf ein Mindestmaß zu beschränken. Im Übrigen wurden umfangreiche Prüfversuche durchgeführt, um permanente und streumagnetische Felder zu ermitteln und zu verringern.

=== Lageregelung ===
HEOS-A erhielt eine [[Stabilisierung (Raumfahrt)|Spinstabilisierung]], die es ermöglichte, die Spinachse in Bezug auf die Ebene der [[Ekliptik]] entweder parallel, senkrecht oder in einer beliebigen Zwischenstellung und ungefähr senkrecht zur Sonnenrichtung zu orientieren. Die Lagestabilisierung wurde unter Ausnutzung des [[Gyroskopischer Effekt|Kreiseleffektes]] erzielt. Man ließ den Flugkörper mit einer Nenndrehzahl von 10/min um seine Längsachse rotieren. Die Anlage für die Spitzengeschwindigkeit wurde vom Boden gesteuert. Erhöhung oder Verringerung des Satellitenspins wurde hierbei durch ein [[Kaltgastriebwerk|Kaltgassystem]] bewirkt, dessen zwei Gasdüsen am „Äquator“ des Satelliten angeordnet waren. Die Neuausrichtung der Spinachse wurde entweder vom Boden aus gesteuert oder sie erfolgte über einen bordeigenen geschlossenen [[Regelkreis]] im Satelliten. Die Umorientierung der Spinachse geschah über eine impulsgesteuerte, eine [[Präzession]] erzeugende Kaltgasdüse an der Bodenkante des Satelliten.

=== Stromversorgung ===
8576 [[Photoelektrischer Effekt|photoelektrisch]] arbeitende Solarzellen aus Silizium und eine magnetisch reine Silber-Cadmium-Batterie von 5 Ah lieferten 42 W für alle Experimente, [[Telemetrie]], [[Laderegler|Ladesteuerung]] und die Messsubsysteme. Außerdem sorgte die Stromversorgungsanlage dafür, dass alle Verbraucher ihre nach Bedarf [[Spannungsregler|geregelte Spannung]] erhielten. Die Stromverteilung erfolgte über eine Verteilerbox. Während der Schattenperiode, die in der Nähe des [[Perigäum]]s auftritt, wurde die Batterie verwendet.

=== Temperaturregelung ===
Für die Einhaltung der Temperaturen innerhalb der zulässigen Grenzen während der Startvorbereitungen, der Aufstiegsphase sowie während des Betriebs wurde ein passives System benutzt. Während des Normalbetriebes lagen die Temperaturen möglichst nahe am optimalen Wert. Es wurden drei Zustände auf der Umlaufbahn berücksichtigt: (A) volle Sonnenstrahlung: den größten Teil seiner Betriebslebensdauer verbrachte der Satellit im Sonnenlicht; (B) kurze Verfinsterung: Sie betrug maximal 45 Minuten. Während dieser Zeit blieben alle Experimente und Subsysteme in Betrieb; (C) lange Verfinsterung: bis zu 4,5 Stunden; während dieser Zeit waren alle Geräte mit Ausnahme des Empfängers für die Befehlsaufnahme und seiner Stromversorgung abgeschaltet.

=== Telemetrie ===
Ein integriertes [[Transponder (Satellit)|Transpondergerät]] von 5,5 kg Gewicht und 20 Watt Leistung wurde gleichzeitig für Telemetrie, Fernsteuerung und Bahnverfolgung benutzt. Das System empfing Digitaldaten auf 63 Kanälen und Analogdaten auf 64 Kanälen, die zeitlich nacheinander zugewiesen wurden. Im Einklang mit den ESRO-[[Bodenstation]]en wurde eine Sendefrequenz von 136 bis 138 MHz gewählt. Die [[Rundstrahlantenne]] war so ausgelegt, dass sie bei einer Sendeleistung von 5,5 Watt einwandfreien Empfang von Satelliten ermöglichte und zwar für jede Fluglage bis zu einem [[Apogäum]] von 300.000 km. Für die Befehlsübermittlung wurde ein Standard-Tonuntersystem benutzt, mit dem bis zu 70 verschiedene Befehle auf der Frequenz von 145,25 MHz übertragen wurden.

== Experimente ==
Die Experimente an Bord des Satelliten hatten ein Gesamtgewicht von 25 kg und einen elektrischen Leistungsbedarf von 7,5 W. Es handelte sich dabei um folgende Experimente:
* [[Max-Planck-Institut für extraterrestrische Physik]] (Deutschland): „Ionenwolke“. Eine 8 kg schwere, mit [[Barium]] und [[Kupfer(II)-oxid]] gefüllte Kapsel wurde ausgestoßen; sie erzeugte in etwa 50 km Abstand vom Satelliten eine Ionenwolke
* [[Imperial College London|Imperial College]] (Großbritannien): Messung des [[Interplanetares Magnetfeld|interplanetaren magnetischen Feldes]]
* Imperial College (Großbritannien): Messung der Einfallsrichtung von hochenergetischen [[Proton]]en der [[Höhenstrahlung]]
* [[Vrije Universiteit Brussel|Universität Brüssel]] (Belgien): Untersuchung der Winkelverteilung an solaren Protonen geringer Energie
* [[Centre d'Etudes Nucléaires de Saclay]] (Frankreich): Messungen von Protonen, [[Elektron]]en und kosmischer [[Alphastrahlung|Alpha-Strahlung]]
* Universitäten von [[Universität Bari|Bari]] und [[Universität La Sapienza|Rom]] (Italien): [[Fluss (Physik)|Fluss]]- und Energieverteilungsmessungen der positiven Komponente des [[Sonnenwind]]es
* Universität von [[Universität Mailand|Mailand]] (Italien) und Centre d'Etude Nucléaires Saclay (Frankreich): Messung von Elektronen zwischen 50 und 300 MeV in der primären kosmischen Strahlung

== Umlaufbahn ==
Die [[Bahnelement|Bahnparameter]] der hochelliptischen [[Umlaufbahn]] wurden so gewählt, dass der Satellit trotz der [[Bahnstörung|gravitationsbedingten Störungen]] durch Mond und Sonne mindestens ein Jahr nicht in die Erdatmosphäre eintreten würde. Die [[Erdnähe]] lag über der nördlichen, die [[Erdferne]] über der südlichen Hemisphäre. Die Erdnähe blieb vom Start an gerechnet höchstens 90 Tage in einem Halbraum, der durch die Ebene begrenzt ist, welche senkrecht zur Sonnenrichtung steht und die den Erdmittelpunkt enthält. Dadurch war gewährleistet, dass der Satellit während der ersten drei Monate mindestens 24 Stunden pro Umlaufbahn außerhalb der [[Bugstoßwelle]] der Erde sein würde. Günstige Startfenster traten gegen Ende 1968 und am Anfang 1969 auf.

== Kooperation mit der NASA ==
Da die ESRO keine europäische [[Trägerrakete]] mit der notwendigen Leistung zur Verfügung hatte, wurde der Start durch die US-amerikanische [[NASA]] durchgeführt. Die ESRO war dabei die erste ausländische Organisation, die die NASA für eine Trägerrakete und den Start bezahlte, und HEOS-1 war der erste Satellit, der unter diesem Rahmenabkommen gestartet wurde.<ref>{{Internetquelle |autor=NASA |url=http://history.nasa.gov/SP-4402/ch2.htm |titel=Satellites |werk=Origins of NASA Names |datum=1976 |seiten=46 |sprache=en |abruf=2010-09-09 |zitat=Under a 30 December 1966 memorandum of understanding, ESRO became the first international space group to agree to pay NASA for launchings; it would reimburse NASA for launch vehicle and direct costs of equipment and services. The first satellite orbited under this agreement, HEOS I-"Highly Eccentric Orbit Satellite"-was launched 5 December 1968.}}</ref>

== Missionsverlauf ==
Der Start von HEOS-1 erfolgte am 5. Dezember 1968 vom [[Cape Canaveral Air Force Station|Cape Canaveral]] in den USA. Als Trägerrakete diente eine [[Delta (Rakete)|Delta E-1]]. Der Betrieb des Satelliten war 16 Monate lang völlig zufriedenstellend, danach traten die ersten Defekte auf. Von 1975 an war nur noch das Magnetfeld-Experiment einsatzfähig und die Telemetrie funktionierte nur noch zu 50 %. Am 28. Oktober 1975 trat der Satellit [[Wiedereintritt|wieder in den Erdatmosphäre ein]]. Der Nachfolger [[HEOS-2]] wurde am 31. Januar 1972 gestartet.

== Einzelnachweise ==
<references />

== Weblinks ==
* {{Astronautix|heos|HEOS}}
* Gunter's Space Page: [http://space.skyrocket.de/doc_sdat/heos.htm HEOS 1,2] (englisch)
* ESA: {{Webarchiv |url=http://esapub.esrin.esa.it/br/br200/HEOS.pdf |text=HEOS |wayback=20070930194000}} (3 Seiten, englisch, PDF, 98 KiB)

{{SORTIERUNG:Heos 1}}
[[Kategorie:Forschungssatellit (Geodäsie)]]
[[Kategorie:Raumfahrt (Belgien)]]
[[Kategorie:Britische Raumfahrt]]
[[Kategorie:Deutsche Raumfahrt]]
[[Kategorie:Französische Raumfahrt]]
[[Kategorie:Raumfahrtmission 1968]]

HEOS-1 - Versionsgeschichte

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