Servicemission SM 1

• Missionsnummer: STS-61
• Zeitraum: 2. Dezember 1993 (09:27 UTC) bis 13. Dezember (05:25 UTC)
• Anzahl EVAs: 5
• EVA-Gesamtzeit: 28,5 Stunden

Primärziel der ersten Servicemission war die Korrektur des optischen Fehlers des Primärspiegels. Hierzu wurde das High-Speed-Photometer-Instrument entfernt und durch das COSTAR-Linsensystem ersetzt, das alle anderen Instrumente mit einer korrekten und fehlerfreien Abbildung versorgen konnte. Die ebenfalls neue Wide Field and Planetary Camera 2, die ihr Vorgängermodell ersetzte, besaß allerdings bereits ein eigenes Korrektursystem und war daher nicht auf COSTAR angewiesen. Dieses sollte auf lange Sicht wieder entfernt werden, um den Platz wieder wissenschaftlich nutzen zu können, weswegen alle folgenden neu installierten Instrumente mit einer eigenen Konstruktion zur Korrektur des Primärspiegelfehlers ausgerüstet wurden.

Darüber hinaus wurden einige andere technische Systeme ausgewechselt, modernisiert und gewartet. So wurden neue Solarflügel installiert, da die alten sich unter den häufigen Temperaturveränderungen zu stark verformten. Im Bereich der Lageregelung wurden zwei Magnetfeldsensoren, zwei Messsysteme für die Gyroskope und deren Sicherungen ausgewechselt. Außerdem erhielt der Hauptcomputer ein zusätzliches Koprozessor-System.

Servicemission SM 2

• Missionsnummer: STS-82
• Zeitraum: 11. Februar 1997 (08:55 UTC) bis 21. Februar (08:32 UTC)
• Anzahl EVAs: 5
• EVA-Gesamtzeit: 33,2 Stunden

Primäres Ziel der zweiten Servicemission war der Austausch zweier Sensoren. Zum einen wurde der Goddard High Resolution Spectrograph durch den Space Telescope Imaging Spectrograph ersetzt, zum anderen wurde der Faint Object Spectrograph für den Einbau des Near Infrared Camera and Multi-Object Spectrometer ausgebaut. Hierdurch konnte das Auflösungsvermögen und die spektrale Genauigkeit massiv erhöht werden und es war erstmals möglich, Beobachtungen im infraroten Bereich durchzuführen.

Auch an den technischen Systemen wurden umfangreiche Modernisierungs- und Wartungsarbeiten durchgeführt. Im Bereich der Lageregelung wurde ein Fine Guidance Sensor durch ein neu zertifiziertes und kalibriertes Modell ersetzt, das OCE-EK-System zur besseren Bewahrung der Ausrichtungsgenauigkeit nachgerüstet und eine der vier Reaction Wheel Assemblies ausgetauscht. Darüber hinaus wurden zwei der drei Bandspeichersysteme gewartet, das dritte ist durch einen deutlich leistungsfähigeren Solid State Recorder ersetzt worden. Des Weiteren wurde eine Data Interface Unit und das Ausrichtungssystem für einen der beiden Solarflügel ausgewechselt. Schlussendlich reparierte man außerplanmäßig beim letzten Außenbordeinsatz die Isolierung des Teleskops, nachdem man zuvor erhebliche Schäden festgestellt hatte. Hierbei wurde auf Reservematerialien zurückgegriffen, die eigentlich für eine eventuelle Reparatur der Solarflügel vorgesehen waren.

Servicemission SM 3A

• Missionsnummer: STS-103
• Zeitraum: 20. Dezember 1999 (00:50 UTC) bis 28. Dezember (00:01 UTC)
• Anzahl EVAs: 3
• EVA-Gesamtzeit: 26,1 Stunden

Ursprünglich sollte es nur eine Mission mit der Bezeichnung „SM 3“ geben, bei der wieder verbesserte wissenschaftliche Instrumente installiert werden sollten. Allerdings zeigten sich die RWAs, die zur Ausrichtung nötig sind, als unerwartet unzuverlässig. Nachdem das dritte von insgesamt sechs Gyroskopen ausgefallen war, entschloss sich die NASA, die Mission in zwei Teile zu spalten. Bei der ersten SM-3A-Mission sollten vor allem neue Gyroskope eingebaut werden, bei der zweiten SM-3B-Mission war der Einbau der neuen Instrumente vorgesehen. Am 13. November 1999, gut einen Monat vor dem geplanten Start der ersten Mission, versetzte die Bordelektronik das Teleskop in einen Sicherheitszustand, der nur noch den Betrieb der wichtigsten technischen Systeme garantierte. Grund war der Ausfall eines vierten Gyroskops, womit nur noch zwei Stück funktionsfähig waren. Für den ordnungsgemäßen Betrieb waren jedoch mindestens drei Exemplare notwendig, ein wissenschaftlicher Betrieb des Teleskops war also nicht mehr möglich.

Beim ersten Außenbordeinsatz wurden sofort alle drei Reaction Wheel Assemblies und ein Fine Guidance Sensor gegen neue Modelle ausgewechselt, wodurch Hubble wieder einsatzfähig wurde. Zusätzlich wurden später auch andere technische Systeme gewartet oder aufgerüstet. So wurde der alte DF-224-Zentralcomputer durch ein erheblich leistungsfähigeres Modell ersetzt und ein weiteres Bandlaufwerk wurde durch einen fortschrittlichen Solid State Recorder ersetzt. An den Akkumulatoren wurden außerdem Voltage/Temperature Improvement Kits zur Verbesserung des Ladevorgangs installiert. Auch wurde ein defekter S-Band-Transmitter gegen einen neuen ausgetauscht, was eine sehr zeitaufwendige und komplexe Operation darstellte, da ein solcher Austausch nie vorgesehen war und nicht Teil des ORU-Konzeptes war. Abschließend wurde die improvisierte thermische Abschirmung von Mission SM 2 entfernt und durch zwei neu gefertigte Vorrichtungen ersetzt.

Servicemission SM 3B

• Missionsnummer: STS-109
• Zeitraum: 1. März 2002 (11:22 UTC) bis 12. März (09:32 UTC)
• Anzahl EVAs: 5
• EVA-Gesamtzeit: 35,7 Stunden

Nachdem bei der Mission SM 3A lediglich Reparatur- und Wartungsarbeiten durchgeführt worden waren, erhielt das Teleskop mit der SM-3B-Mission auch ein neues wissenschaftliches Instrument: die Advanced Camera for Surveys. Sie ersetzte die Faint Object Camera und erweiterte den Spektralbereich von Hubble bis in den fernen Ultraviolett-Bereich. Um die Kapazitäten im Infrarotbereich wiederherzustellen, wurde das NICMOS-Instrument mit einem zusätzlichen Kühlsystem ausgerüstet, das permanent arbeitet und nicht nach einer gewissen Zeit ineffektiv wird. Mit der Installation von neuen, deutlich effizienteren Solarflügeln stand dem Teleskop auch etwa ein Drittel mehr elektrische Energie zur Verfügung, wodurch vier statt zwei wissenschaftliche Instrumente parallel arbeiten konnten. Um dies zu ermöglichen, musste auch die Power Control Unit, die zur zentralen Stromverteilung dient, ausgewechselt werden. Darüber hinaus wurde wieder ein RWA ausgewechselt und noch eine weitere Vorrichtung zur Isolierung des Teleskops angebracht.

Servicemission SM 4

• Missionsnummer: STS-125
• Zeitraum: 15. Mai 2009 (18:01 UTC) bis 24. Mai (15:39 UTC)
• Anzahl EVAs: 5
• EVA-Gesamtzeit: 36,9 Stunden

Bei dieser letzten Servicemission wurden noch einmal umfangreiche Maßnahmen zur Aufrüstung und Lebensdauerverlängerung ergriffen, um den Betrieb des Teleskops so lange wie möglich sicherzustellen. So wurde die Wide Field Planetary Camera 2 gegen ein modernisiertes Modell mit dem Namen Wide Field Camera 3 ersetzt, womit das COSTAR-System entfernt werden konnte, da nun alle Instrumente über interne Methoden zur Korrektur des Spiegelfehlers verfügten. An dessen Position wurde der Cosmic Origins Spectrograph eingebaut, womit das Teleskop wieder über einen dedizierten Spektrografen verfügt. Darüber hinaus waren Reparaturen an zwei weiteren Instrumenten nötig: an der Advanced Camera for Surveys, die durch einen Ausfall in der internen Elektronik seit Juli 2006 so gut wie unbenutzbar war, sowie am Space Telescope Imaging Spectrograph, dessen Stromversorgungssystem im August 2004 ausfiel. Beide Instrumente hätten zwar als Ganzes einfach ausgebaut werden können, allerdings entschied man sich für einen Reparaturversuch im Weltall, auch wenn dies bei der Konstruktion nicht vorgesehen war. Trotz der komplexen Abläufe – allein bei der ACS mussten 111 Schrauben teils mit eigens angefertigten Werkzeugen gelöst werden – verliefen beide Reparaturen erfolgreich, so dass die Instrumente wieder arbeiten können (wobei einer der drei Sensoren der ACS nicht repariert wurde und weiterhin defekt ist).

Neben den Instrumenten wurden viele technische Systeme gewartet. So wurden alle sechs Gyroskope und alle drei Akkumulatormodule durch neue Modelle ersetzt. An der Außenhaut wurden schließlich die letzten drei verbleibenden NOBL-Schutzpaneele sowie ein Soft Capture Mechanism installiert. Letzterer befindet sich am Heck des Teleskops und ermöglicht das einfache Andocken eines anderen autonomen Raumfahrzeuges. Auf diese Weise soll nach der Abschaltung des Teleskops am Ende seiner Lebenszeit ein gezielter und sicherer Wiedereintritt in die Erdatmosphäre ermöglicht werden.

Allgemeine Struktur

Bei dem Hubble-Weltraumteleskop handelt es sich generell um eine zylinderförmige Konstruktion mit einer Länge von 13,2 m, einem Durchmesser von bis zu 4,3 m und einem Gewicht von 11,11 Tonnen. Der größte Teil des Volumens wird vom optischen System eingenommen, an dessen Ende die wissenschaftlichen Instrumente in der Focal Plane Structure (FPS) untergebracht sind. Diese beiden Komponenten werden von mehreren miteinander verbundenen Zylindern umschlossen, dem sogenannten „Support Systems Module“ (SSM). Zu diesem gehört auch ein hohler Ring in der Mitte des Teleskops, der den Großteil aller technischen Systeme zu dessen Steuerung beherbergt. Die benötigte elektrische Energie wird von zwei Sonnensegeln erzeugt, die ebenfalls mittig installiert sind. Für die Kommunikation sind außerdem zwei Ausleger mit je einer Hochleistungsantenne am SSM befestigt.

Am vorderen Ende von Hubble befindet sich eine Klappe mit einem Durchmesser von 3 m, mit der bei Bedarf die Öffnung des optischen Systems komplett geschlossen werden kann. Sie ist in der Aluminium-Honeycomb-Bauweise ausgeführt und ist außen mit einer reflektierenden Beschichtung zum Schutz vor Sonnenlicht ausgestattet. Dieses wird von mehreren Sensoren kontinuierlich überwacht, da ein zu hohes Maß an einfallendem Licht die hochempfindlichen wissenschaftlichen Instrumente beschädigen könnte. Sollte die Sonne weniger als 20° von der Ausrichtungsachse des Teleskops entfernt sein, schließt dieses System die Klappe automatisch innerhalb von weniger als 60 Sekunden, sofern es nicht manuell von der Bodenkontrolle abgeschaltet wird.

Die Klappe selbst ist an einem 4 m langen Lichtschutz-Zylinder (Baffle) befestigt. Dieser besteht aus Magnesium in Wellblechform, das durch eine Isolierungsschicht vor den starken Temperaturwechseln während eines Orbits geschützt wird. An der Außenseite befinden sich neben Haltegriffen für die Astronauten und den Befestigungselementen zur Sicherung in der Ladebucht des Space Shuttle folgende Komponenten: eine Niedriggewinnantenne, zwei Magnetometer und zwei Sonnensensoren.

Der nächste Zylinder ist ebenfalls 4 m lang, aus Aluminium gefertigt sowie durch zusätzliche Verstrebungen und Stützringe versteift. Wie beim Lichtschutz-Zylinder sind mehrere Vorrichtungen zur Befestigung des Teleskops vorhanden, wobei hier ein besonders stabiler Mechanismus befestigt ist, an dem der Roboter-Arm des Space Shuttles andocken kann. An der Außenseite befinden sich neben vier Magnettorquerern auch die Halterungen für die beiden Ausleger mit den Hochgewinnantennen. Auch in diesem Abschnitt sind Isolationsmaterialien auf der Oberfläche angebracht, um die thermische Belastung zu verringern.

Bei der nächsten Komponente handelt es sich um die wichtigste des gesamten Support Systems Module: der Ausrüstungssektion. Hierbei handelt es sich um einen donutförmigen Ring, der das Teleskop komplett umschließt. In ihm sind etwa 90 % aller technischen Systeme in insgesamt zehn einzelnen Ausrüstungsbuchten (englisch bays). Jede dieser Buchten besitzt in etwa die Maße 0,9 m × 1,2 m × 1,5 m und ist durch eine Klappe von außen leicht zugänglich. Diese sind in Honeycomb-Bauweise ausgeführt und verfügen jeweils über eine eigene Isolierung auf der Oberfläche. Die einzelnen Buchten sind wie folgt belegt:

• Bucht 1: Datenverarbeitung (Zentralcomputer und DMU)
• Bucht 2: Energieversorgung (Akkumulator-Modul und zwei zeitgebende Oszillatoren)
• Bucht 3: Energieversorgung (Akkumulator-Modul und ein DIU)
• Bucht 4: Energieverteilung (PCU und zwei PDUs)
• Bucht 5: Datenspeicherung und -übertragung (Kommunikationssystem und zwei E/SDRs)
• Bucht 6: Lageregelung (RWA)
• Bucht 7: mechanische Systeme für Solarsegelausrichtung und ein DIU
• Bucht 8: Datenspeicherung und Notfallsysteme (E/SDRs und PSEA)
• Bucht 9: Lageregelung (RWA)
• Bucht 10: Datenverarbeitung (SI C&DH und ein DIU)

Abgeschlossen wird das Teleskop durch einen letzten 3,5 m langen Zylinder an dessen Heck. Wie bei dem vorherigen Abschnitt ist auch dieser aus Aluminium gefertigt und durch Verstrebungen versteift. Zwischen diesem Zylinder und dem Ausrüstungs-Ring befinden sich darüber hinaus vier Buchten für die Installation der drei FGS und des radialen wissenschaftlichen Instruments (Nr. 5). Die anderen vier Instrumente befinden sich hinter Wartungsklappen innerhalb der Konstruktion in einer axialen Position. Am Ende des Zylinders befindet sich eine abschließende Aluminium-Honeycomb-Platte mit einer Dicke von 2 cm. An ihr ist eine Niedriggewinnantenne befestigt, die Durchbrüche für mehrere Gasventile und elektrische Verbindungsstecker besitzt. Letztere ermöglichen über Ladekabel vom Space Shuttle den Betrieb von internen Systemen bei Servicemissionen, wenn die eigene Stromproduktion durch die Solarzellen deaktiviert werden muss.

Energieversorgung

Die gesamte elektrische Energie für den Betrieb des Teleskops wird von zwei flügelartigen, von der ESA entwickelten und gebauten Solarmodulen erzeugt. Die ursprünglich Silizium-basierten Module lieferten eine Leistung von mindestens 4550 Watt (je nach Ausrichtung zur Sonne), maßen je 12,1 m × 2,5 m und wogen je 7,7 kg. Da das Teleskop selbst wie die Nutzlastbucht des Space Shuttles im Querschnitt rund ist, konnten die beiden Flügel nicht wie üblich einfach eingeklappt werden. Stattdessen wurden die einzelnen Paneele auf einer Oberfläche aus Glasfasern und Kapton aufgebracht, die Verkabelung wurde durch eine darunter liegende Silberfäden-Matrix realisiert, die abschließend durch eine weitere Lage Kapton geschützt wurde. Diese Kombination war nur 0,5 mm dick und konnte so auf eine Trommel aufgerollt werden, die wiederum platzsparend eingeklappt werden konnte.

Allerdings zeigten sich schnell Probleme durch hohe Biegekräfte, die durch die intensive thermische Belastung beim Ein- und Austritt aus dem Erdschatten verursacht wurden. Durch den schnellen Wechsel zwischen Licht und Schatten wurden die Paneele in kürzester Zeit von −100 °C auf +100 °C aufgeheizt und auch wieder abgekühlt, was zu unerwünschter Verwindung und Verformung und damit zu Schwingungen des gesamten Teleskops führte. Daher wurden sie bei der Servicemission SM 1 gegen neuere Modelle ausgetauscht, bei denen dieses Problem nicht mehr auftrat. Fortschritte in der Solarzellen-Technik ermöglichten neun Jahre später bei der Servicemission SM 3B den Einbau von besseren, Galliumarsenid-basierten Solarmodulen, die trotz einer um 33 % reduzierten Fläche etwa 20 % mehr Energie bereitstellen. Die geringere Fläche der Flügel sorgt darüber hinaus für einen geringeren atmosphärischen Widerstand, so dass das Teleskop weniger schnell an Höhe verliert.

Aufgrund des niedrigen Orbits des Teleskops werden die Solarmodule nur etwa zwei Drittel der Zeit beschienen, da der Erdschatten die Sonnenstrahlung blockiert. Um die Systeme und Instrumente auch in dieser Zeit mit Energie zu versorgen, wurden sechs Nickel-Wasserstoff-Akkumulatoren integriert, die geladen werden, sobald Sonnenlicht auf die Solarmodule trifft, wobei der Ladeprozess etwa ein Drittel der erzeugten elektrischen Energie beansprucht. Die ursprünglichen Akkumulatoren konnten jeweils etwa 75 Ah speichern, was insgesamt für einen ununterbrochenen Betrieb für 7,5 Stunden bzw. fünf volle Orbits ausreicht. Die Leistungsaufnahme des Teleskops liegt bei etwa 2.800 Watt. Diese Überkapazität wird benötigt, da bei Ausrichtung des Teleskops auf manche der zu beobachtenden Objekte die Solarmodule nicht optimal zur Sonne positioniert werden können und entsprechend weniger Leistung liefern. Die Akkumulatoren verfügen über eigene Systeme zur Ladungs-, Temperatur- und Drucksteuerung und bestehen aus 22 einzelnen Zellen. Je drei Akkumulatoren sind in einem Modul organisiert, so dass sie gefahrlos von Astronauten im offenen Weltraum ausgewechselt werden können. Ein solches Modul besitzt in etwa die Maße 90 cm × 90 cm × 25 cm und wiegt 214 kg.

Um die natürliche Alterung der Akkumulatoren zu kompensieren, wurden sie bei der Servicemission SM 3A mit einem Voltage/Temperature Improvement Kit (VIK) ausgerüstet, das durch verbesserte Systeme zur Ladesteuerung insbesondere die thermische Belastung und die Überladungsproblematik reduziert. Bei der Servicemission SM 4 waren die sechs alten Akkumulatoren bereits 13 Jahre in Betrieb und wurden ersetzt. Die neuen Modelle sind durch bessere Fertigungsverfahren deutlich robuster und besitzen eine auf 88 Ah erhöhte Kapazität, von der durch thermische Limitierungen allerdings nur 75 Ah genutzt werden können. Diese Überkapazität bietet allerdings größere Verschleißreserven, was für eine nochmals erhöhte Lebensdauer sorgt.

Die Energie wird zentral von der Power Control Unit (PCU) verteilt, die 55 kg wiegt und in Bucht 4 der Ausrüstungssektion installiert ist. Diese Einheit versorgt die Bordcomputer mit einer konstanten Spannung von 5 Volt. Daran angebunden sind wiederum vier Power Distribution Units (PDUs), die je 11 kg wiegen und an welche die Bussysteme der Instrumente angeschlossen sind. Darüber hinaus enthalten sie Überwachungsinstrumente und Überstromschutzeinrichtungen. Bei der Servicemission SM 3B wurde die PCU durch ein neues Modell ersetzt, um die gesteigerte Energieproduktion der ebenfalls neuen Solarzellen voll nutzen zu können. Die Gesamtheit aller Systeme zur Energieversorgung wird als Electrical Power Subsystem (EPS) bezeichnet. Bei SM4 wurde die PCU vorsorglich ein weiteres Mal ausgetauscht.

Am 16. Juni 2021 wurde gemeldet, dass sich der Computer zur Kontrolle der wissenschaftlichen Instrumente aufgrund eines Fehlers abgeschaltet hat. Zuerst wurde ein defektes Speichermodul als Fehlerursache angenommen, ein Wechsel auf eines der drei anderen Speichermodule beseitigte das Problem nicht. Es folgten diverse erfolglose Versuche, den Computer neu zu starten oder auf den Backupcomputer umzuschalten. Am 13. Juli konnte der Fehler auf die Power Control Unit (PCU) eingegrenzt werden. Eine Kontrollschaltung überwacht die Bordspannung und gibt bei Abweichungen nach oben oder unten ein Signal an den Computer, das diesen zur Sicherheit abschaltet. Es gibt eine redundante PCU, die diese Funktion übernehmen konnte, jedoch brauchte die volle Aktivierung aller dazu notwendigen Backupkomponenten mehrere Tage, bis wieder ein regulärer Betrieb möglich war. Teilweise wurden redundante Systeme seit Anfang der Mission zum ersten Mal angeschaltet und in Betrieb genommen. Am 17. Juli 2021 wurde der planmäßige Wissenschaftsbetrieb wieder aufgenommen, und am 19. Juli 2021 konnten wieder neue Bilder empfangen werden. Die bis dahin ausgefallenen Beobachtungen sollen zu einem anderen Termin nachgeholt werden.

Elektronik und Datenverarbeitung

Für die Steuerung der Raumsonde wurden bis 2001 NSSC-1-Computer aus dem Jahr 1974 verwendet. Seit 2001 wurde einer dieser Computer durch einen in den 1980er-Jahren gebauten Computer mit CMOS-Speicher als RAM ersetzt. 2009 wurde erneut der im Jahr 2001 eingebaute Computer ersetzt.

Alle Systeme zur Datenverarbeitung und -speicherung sind im Data Management Subsystem (DMS) organisiert. Dessen Herzstück war bis zur Servicemission SM 3A ein Zentralcomputer vom Typ DF-224, der für die übergeordnete Steuerung aller technischen und wissenschaftlichen Systeme zuständig war. Dieser enthielt drei identische, mit 1,25 MHz getakteten 8-Bit-Prozessoren, wobei stets nur einer genutzt wurde, die anderen beiden dienten als Reserve im Fall eines Defekts. Der Speicher ist in sechs Modulen von je 192 kBit organisiert. Der interne Bus ist dreifach redundant ausgelegt, die Anbindung an die externen Systeme ist doppelt redundant. Der Computer misst 40 cm × 40 cm × 30 cm, wiegt 50 kg und wurde in einer für ihn spezifischen Assemblersprache programmiert.

Schon wenige Jahre nach dem Start fielen zwei der sechs Speichermodule aus (drei sind zum Betrieb mindestens notwendig), so dass bei der Servicemission SM 1 ein zusätzliches Koprozessor-System installiert wurde. Dieses besteht aus einer doppelt redundanten Kombination aus Intel-80386-Prozessor und 80387-Koprozessor (32-Bit-x86-Architektur „IA-32“), acht gemeinsam verwendeten Speichermodulen mit einer Kapazität von je 192 KiBit und 1 MiB Arbeitsspeicher exklusiv für den x86-Prozessor. Die Programmierung des Koprozessor-Systems erfolgte in C.

Bei der Servicemission SM 3A wurde das komplette Computersystem inklusive des Koprozessors entfernt und durch den deutlich leistungsfähigeren Advanced Computer ersetzt. Er verfügt über drei Intel-80486-Prozessoren mit einer Taktfrequenz von 25 MHz. Diese sind etwa 20-mal schneller als die des DF-224-Computers. Jeder Prozessor ist auf einer eigenen Platine mit je 2 MiB SRAM und einem 1 MiB großen EPROM untergebracht. Das gesamte System besitzt die Abmessungen 48 cm × 46 cm × 33 cm und wiegt 32 kg.

Das zentrale Element zur Verteilung von Daten innerhalb des Computers ist die Data Management Unit (DMU). Neben dem Routing ist die ca. 38 kg schwere DMU für die Verteilung der systemweit verwendeten Uhrzeit zuständig, wofür sie mit zwei redundanten, hochpräzisen Oszillatoren verbunden ist. Die meisten Systeme sind direkt mit der DMU verbunden, einige Komponenten sind jedoch nur über vier je 16 kg schwere Data Interface Units (DIUs) an sie angebunden.

Für die Kontrolle der wissenschaftlichen Instrumente ist die in Bucht 10 installierte Science Instrument Control and Data Handling Unit (SI C&DH) verantwortlich. Hierbei handelt es sich um einen Komplex aus mehreren Elektronikkomponenten, welche die Instrumente steuern, ihre Daten auslesen und diese formatieren. Das Kernelement dieses Systems ist der Control Unit/Science Data Formatter (CU/SDF). Er formatiert Kommandos und Anfragen der Bodenstation in das jeweils passende Format des Zielsystems oder -instruments. In der Gegenrichtung übersetzt es auch Datenströme aus den angeschlossenen Komponenten in ein für die Bodenstation passendes Format. Für die Interpretation der formatierten Daten und Kommandos ist der NASA Standard Spacecraft Computer (NSCC-I) zuständig. Er besitzt acht Speichermodule mit einer Kapazität von je 148 kBit, in denen Befehlsfolgen abgelegt werden können. Hierdurch kann das Teleskop auch dann arbeiten, wenn es keinen Kontakt zur Bodenstation besitzt. Die vom NSCC-I selbst erzeugten oder abgerufenen Kommandos werden anschließend wieder per Direct Memory Access an den CU/SDF übermittelt. Alle Komponenten der SI C&DH sind darüber hinaus redundant ausgelegt, so dass bei einem Ausfall ein baugleiches Reservemodul zur Verfügung steht.

Durch einen Fehler, der im SI C&DH vermutet wird, konnten am 23. Oktober 2021 die Instrumente kein Signal zur Synchronisierung empfangen. Die Schutzelektronik der Instrumente versetzte diese darauf in den Sicherheitsmodus. Ein Reset der Instrumente brachte nicht den gewünschten Erfolg und der Fehler trat am 25. Oktober erneut auf. Seither wurde an verschiedenen Strategien zur Lösung des Problems gearbeitet. Am 1. November wurde das defekte NICMOS-Instrument, das seit 2010 inaktiv ist, wieder in Betrieb genommen, um die Synchronisierungssignale zu überwachen. Auf diese Weise konnten Erkenntnisse gewonnen werden, ohne dass eines der aktiven Instrumente gefährdet wird. Als nächstes wurde am 7. November das ACS Instrument versuchsweise in Betrieb genommen. Aufgrund der Bauart ist es das System, das am wenigsten durch eine Fehlfunktion in der Synchronisierung beeinträchtigt wird. Am 23. November wurde Wide Field Camera 3 wieder in Betrieb genommen, nachdem seit dem 1. November der Fehler nicht wieder aufgetreten ist. Es wird zugleich an einer Software-Modifikation an den Instrumenten gearbeitet, die bei ausbleibenden Synchronisierungssignalen erlaubt, den wissenschaftlichen Betrieb fortzusetzen. Für die Simulationen und den Test werden einige Wochen veranschlagt. Am 28. November 2021 wurde Cosmic Origins Spectrograph, somit das dritte Instrument wieder in Betrieb gesetzt. Das vierte Instrument Space Telescope Imaging Spectrograph (STIS) nahm am 6. Dezember wieder den regulären Betrieb auf.

Zur Speicherung von Daten, die nicht in Echtzeit zur Erde übertragen werden können, stehen drei Engineering/Science Data Recorders (E/SDRs) zur Verfügung. Hierbei handelte es sich beim Start um Bandlaufwerke mit je 1,2 GBit Kapazität, einem Gewicht von je 9 kg und den Abmessungen 30 cm × 23 cm × 18 cm. Da Magnetbänder mittels Elektromotoren zum Lesen und Schreiben bewegt werden müssen, wurde ein Exemplar bereits bei der Servicemission SM 2 durch einen als Solid State Recorder (SSR) bezeichneten Flash-basierten Speicher ersetzt. Dieser hat keine mechanischen Bauteile und ist daher bei höherer Lebensdauer gleichzeitig wesentlich zuverlässiger. Darüber hinaus besitzt der SSR mit 12 GBit eine etwa zehnmal so hohe Kapazität und ermöglicht parallele Lese- und Schreibzugriffe.

Für die Betriebssicherheit des Teleskops gibt es neben der redundanten Auslegung wichtiger Komponenten ein Software- und Hardwaresicherungssystem. Bei dem Softwaresystem handelt es sich um eine Reihe von Programmen, die auf dem Zentralcomputer ausgeführt werden und diverse Betriebsparameter überwachen. Wird hierbei eine beliebige, aber nicht hochgefährliche Fehlfunktion entdeckt, werden alle wissenschaftlichen Instrumente abgeschaltet, und das Teleskop wird in der gerade aktuellen Ausrichtung gehalten. Dieser Modus kann nur durch das Eingreifen der Bodenkontrolle nach Behebung des Fehlers aufgehoben werden. Sollten jedoch ernsthafte Abweichungen im Energiesystem auftreten, wird das Teleskop so ausgerichtet, dass die Sonnensegel bestmöglich von der Sonne beschienen werden, um so viel Strom wie möglich zu produzieren. Darüber hinaus werden Maßnahmen ergriffen, alle Komponenten auf ihrer Betriebstemperatur zu halten, um eine schnelle Wiederaufnahme der wissenschaftlichen Untersuchungen nach der Aufhebung des Sicherheitsmodus zu gewährleisten.

Für den Fall von hochkritischen Systemausfällen oder -fehlfunktionen existiert ein weiteres Sicherheitssystem mit der Bezeichnung Pointing/Safemode Electronics Assembly (PSEA). Hierbei handelt es sich um einen 39 kg schweren Komplex aus 40 speziellen Leiterplatten, auf denen sich Programme befinden, die ausschließlich das Überleben des Teleskops sichern sollen. Im Gegensatz zum softwarebasierten Sicherheitssystem im Zentralcomputer sind diese fest in der PSEA-Hardware verdrahtet, wodurch sie erheblich robuster gegenüber Störeinflüssen sind. Die Aktivierung des PSEA-Systems erfolgt beim Eintreten einer oder mehrerer der folgenden Situationen:

• Fehlfunktion des Zentralcomputers
• Zwei der drei RGAs fallen aus.
• Die Akkumulatoren verlieren mehr als 50 % ihrer Ladung.
• Ausfall des DMS

Nach der Aktivierung sorgen die verdrahteten Programme dafür, dass die Sonnensegel bestmöglich auf die Sonne ausgerichtet werden und alle nicht überlebenswichtigen Komponenten abgeschaltet werden. Die Temperaturkontrolle wird hierbei so gesteuert, dass alle Systeme oberhalb ihrer für das Überleben notwendigen Temperatur gehalten werden. Um auch bei schweren Schäden an den Hauptsystemen handlungsfähig zu bleiben, ist der PSEA-Komplex mit eigenen Datenleitungen an die kritischen Teleskopkomponenten angebunden. Um einen Ausfall der RGAs zu kompensieren, sind auch drei Reserve-Gyroskope vorhanden, die allerdings wesentlich ungenauer sind und nur eine grobe Ausrichtung sicherstellen können, was keinen wissenschaftlichen Betrieb erlaubt. Das PSEA-System kann somit vollständig autonom arbeiten, eine Verbindung zur Bodenstation ist nur zur Fehlerbehebung selbst nötig.

Kommunikation

Zur Kommunikation verfügt Hubble über je zwei Hoch- und Niedriggewinnantennen (bezeichnet als HGA bzw. LGA). Die beiden Hochgewinnantennen sind als Parabolantennen in Honeycomb-Bauweise ausgeführt (Aluminium-Waben zwischen zwei CFK-Platten) und an zwei separaten 4,3 m langen Auslegern montiert, die durch ihre kastenförmige Konstruktion auch als Wellenleiter dienen. Sie haben einen Durchmesser von 1,3 m und können in zwei Achsen um bis zu 100 Grad geschwenkt werden, so dass eine Kommunikation mit einem TDRS-Satelliten in jeder beliebigen Lage möglich ist. Da die hohe Datenrate über die HGAs dank ihrer starken Richtwirkung erreicht wird, ist diese Eigenschaft wichtig, um die sehr umfangreichen wissenschaftlichen Bild- und Messdaten in akzeptabler Zeit zu übertragen. Die zu sendenden Signale werden hierbei vom S-Band Single Access Transmitter (SSAT) generiert. Dieser Transceiver besitzt eine Sendeleistung von 17,5 Watt und erreicht mittels Phasenmodulation eine Datenrate von bis zu 1 MBit/s. Insgesamt werden pro Woche auf diesem Weg etwa 120 GBit Daten an die Bodenstation gesendet, wobei die Frequenzen 2255,5 MHz und 2287,5 MHz genutzt werden. Als Reserve ist ein zweiter, baugleicher SSAT vorhanden, der nach dem Ausfall des Primär-Transceivers im Jahre 1998 in Betrieb genommen werden musste. Im Dezember 1999 wurde dieser bei der Servicemission SM 3A gegen ein funktionsfähiges Modell ersetzt.

Für die Übertragung technischer Daten und für Notfälle stehen zwei Niedriggewinnantennen zur Verfügung. Diese haben ein sehr breites Antennendiagramm und sind unbeweglich. In Kombination ist so auch dann eine Kommunikation mit dem Teleskop möglich, wenn dessen HGAs nicht korrekt ausgerichtet sind. Die geringe Richtwirkung limitiert die Datenrate allerdings stark, so dass nur kurze technische Steuerbefehle und Statusdaten übertragen werden können. Die Frequenzen liegen hier bei 2106,4 und 2287,5 MHz. Zur Signalerzeugung kommen zwei redundante Transceiver zum Einsatz, die als Multiple Access Transmitter (MAT) bezeichnet werden. Kommandos werden mit 1 kBit/s empfangen, der Datenversand kann mit bis zu 32 kBit/s erfolgen.

Lageregelung

Da Hubble Objekte mit einer sehr hohen Auflösung beobachten soll, muss das gesamte Teleskop extrem präzise ausgerichtet und nachgeführt werden. Das hierfür zuständige System, genannt Pointing Control Subsystem (PCS), kann das Teleskop mit einer Genauigkeit von 0,01″ ausrichten und ein Objekt 24 Stunden lang mit einer Genauigkeit von mindestens 0,007″ nachführen. Würde sich Hubble in San Francisco befinden, so könnte es mit einem schmalen Lichtstrahl eine sich bewegende 10-Cent-Münze über dem etwa 600 km entfernten Los Angeles beleuchten. Um eine solch hochpräzise Ausrichtung zu erreichen, werden insgesamt fünf verschiedene Sensorenkomplexe eingesetzt.

Insgesamt vier Coarse Sun Sensors (CSSs), von denen sich je zwei an Bug und Heck befinden, ermitteln die Ausrichtung zur Sonne, zwei Magnetic Sensing Systems (MSSs) an der Teleskopabdeckung ermitteln über Messungen des Erdmagnetfeldes die Ausrichtung relativ zur Erde und drei Sternsensoren, die als Fixed Head Star Trackers (FHSTs) bezeichnet werden, erfassen die Ausrichtung gegenüber je einem bestimmten Leitstern. Die Bewegungen in den drei Raumachsen werden von drei Rate Gyro Assemblies (RGAs) erfasst. Jede RGA besitzt zwei Gyroskope (Rate Sensing Unit, RSU), die die Beschleunigung entlang ihrer jeweiligen Achse erfassen und messen können. Hubble stehen somit insgesamt sechs Gyroskope zur Verfügung, wobei mindestens drei zum Betrieb notwendig sind. Da diese relativ schnell nach dem Start ein hohes Maß an Verschleiß zeigten, wurden bei jeder Servicemission zwei bis sechs von ihnen ausgewechselt.

Das eigentliche Kernsystem, das die hohe Präzision des Teleskops ermöglicht, ist der Komplex aus den drei Fine Guidance Sensors (FGSs). Sie beziehen ihr Licht von den Randbereichen des Ausleuchtungsbereichs der Hauptoptik und arbeiten somit koaxial und zeitlich parallel zu den wissenschaftlichen Instrumenten. Da im Randbereich die optischen Abbildungsfehler am größten sind, besitzt jeder FGS ein großes Gesichtsfeld, so dass die Wahrscheinlichkeit hoch ist, trotzdem einen passenden Leitstern zu finden. Ist ein solcher gefunden, wird er mittels eines komplexen Systems aus kleinen Elektromotoren, Prismen und Spiegeln präzise erfasst und fokussiert, um dessen Licht auf zwei Interferometer zu lenken, die wiederum aus zwei Photomultipliern besteht. Diese Komplexe erfassen die Phase des einfallenden Lichts, die genau gleich ist, wenn sich der Leitstern exakt in der Mitte des Gesichtsfeldes befindet. Sollte dieser durch Bewegungen des Teleskops in Richtung Bildrand wandern, ergibt sich eine Phasenverschiebung zwischen beiden Interferometern, die ein Computersystem erfasst. Dieses errechnet die nötige Ausrichtungskorrektur und sendet die entsprechenden Befehle an das Lagekontrollsystem. Da der Komplex in der Lage ist, Abweichungen bereits ab 0,002 8″ zu detektieren, können die Korrekturmanöver bereits vor dem Eintreten von signifikanten Abweichungen (ab 0,005″) eingeleitet werden. Allerdings kann ein FGS nur die Abweichung in einer Raumdimension erfassen, womit mindestens zwei von ihnen zur korrekten Ausrichtung benötigt werden, das dritte System misst darüber hinaus die Winkelstellung des Sterns. Jeder FGS ist 1,5 m lang, weist einen Durchmesser von 1 m auf und wiegt 220 kg. Während der Servicemissionen SM 2, SM 3A und SM 4 wurde je ein Sensor durch ein neu kalibriertes und zertifiziertes Modell ersetzt. Zusätzlich wurde während der Mission SM 2 ein System mit dem Namen Optical Control Electronics Enhancement Kit (OCE-EK) eingebaut. Es erlaubt kleinere Justierungen und Kalibrierungen der FGSs ohne Eingriff von außen, wodurch deren Genauigkeit ohne neue Servicemissionen bis zu einem gewissen Grad erhalten werden kann.

Die von den Steuerungssystemen angeforderten Bewegungen werden primär durch vier Reaction Wheel Assemblies (RWAs) umgesetzt. Diese enthalten je zwei Reaktionsräder, die bei einer Änderung ihrer Drehgeschwindigkeit einen Drehimpuls auf das Teleskop übertragen und es so neu ausrichten. Jedes Rad weist einen Durchmesser von 59 cm auf, wiegt 45 kg und kann mit einer Geschwindigkeit von bis zu 3000 Umdrehungen pro Minute rotieren. Insgesamt verfügt Hubble über sechs dieser Räder, wobei nur drei für den Betrieb notwendig sind, der Rest wird als Reserve vorgehalten. Darüber hinaus kommen zur Lageregelung vier Magnettorquer zum Einsatz. Hierbei handelt es sich um Elektromagnete, die mit dem Erdmagnetfeld wechselwirken und so mittels Impulsübertragung die Geschwindigkeit der Trägheitsräder steuern können. Für den Fall, dass die RWAs komplett ausfallen, kann das Teleskop mit diesen Torquern eine Lage erreichen, in der es die Solarmodule auf die Sonne ausrichten kann, so dass weiterhin Strom erzeugt wird.

Optisches System

Bei dem optischen System (bezeichnet als Optical Telescope Assembly, kurz OTA) handelt es sich um das eigentliche Herzstück von Hubble, da es das benötigte Licht für die wissenschaftlichen Untersuchungen sammelt und an die einzelnen Instrumente verteilt. Es handelt sich um eine Ritchey-Chrétien-Cassegrain-Konstruktion, die aus nur zwei Spiegeln besteht. Bei dem ersten handelt es sich um den Primärspiegel, der für das Auffangen des Lichts zuständig ist. Er besitzt einen Durchmesser von 2,4 m und ist hyperbolisch geformt, wodurch das auftreffende Licht auf den 30 cm großen Sekundärspiegel geworfen wird. Dieser reflektiert es zu den wissenschaftlichen Instrumenten und den drei FGSs. Eine Besonderheit des Hubble-Teleskops ist, dass alle Instrumente einen festen Teil des gesammelten Lichts erhalten und somit zur gleichen Zeit arbeiten können. Üblich ist sonst das „Umschalten“ zwischen verschiedenen Sensoren, so dass zu einem Zeitpunkt nur eine Messung aktiv sein kann. Die insgesamt 6,4 m lange optische Konstruktion erreicht so eine Brennweite von 57,6 m bei einer Blendenzahl von ƒ/24.

Der Hauptspiegel von Hubble wurde von der Firma PerkinElmer (inzwischen Teil von Raytheon) gefertigt, wobei man auf eine spezielle Glassorte der Firma Corning zurückgriff, die sich bei Temperaturänderungen kaum verformt und so die Abbildungsleistung bewahrt. Aus ihr wurde eine 3,8 cm dicke Frontfläche hergestellt, die durch eine ebenfalls aus diesem Glas bestehende Honeycomb-Struktur mit einer Dicke von 25,4 cm zusätzlich stabilisiert wurde. Durch diese Bauweise konnte das Gewicht auf moderate 818 kg gesenkt werden, ein konventioneller, massiver Glaskörper hätte zum Erreichen derselben Leistung etwa 3600 kg gewogen. Um die absolute Spannungsfreiheit des Körpers zu garantieren, wurde er über drei Monate sehr langsam von seiner Gusstemperatur (1180 °C) auf Zimmertemperatur abgekühlt, bevor er zur Endfertigung zu PerkinElmer gebracht wurde. Dort wurde die Frontfläche erst mit diamantbesetzten Schleifmaschinen in eine fast hyperbolische Form gebracht, wobei etwa 1,28 cm Material von der Frontfläche abgeschliffen wurden. Anschließend entfernten erfahrene Optiker mit manuellen Werkzeugen weitere 7,6 mm. Zuletzt wurde ein computergestütztes Laser-System eingesetzt, das das gewünschte Oberflächenprofil mit einer Abweichung von weniger als 31,75 nm formte (hätte der Spiegel die Größe der Erde, wäre eine Abweichung im Verhältnis höchstens 15 cm hoch). Trotz der genauen Fertigung und Qualitätskontrolle kam es zu einer erheblichen Abweichung, die erst im Orbit erkannt wurde und das Teleskop praktisch nutzlos machte (Details oben). Erst der Einbau eines speziellen Korrektursystems mit dem Namen COSTAR bei der Servicemission SM 1 drei Jahre später ermöglichte die geplanten wissenschaftlichen Untersuchungen. Die eigentlichen Reflexionseigenschaften des Spiegels bestimmt eine 100 nm dicke Aluminium-Schicht, die durch zusätzliche 25 nm Magnesiumfluorid vor Umwelteinflüssen geschützt wird. Darüber hinaus erhöht diese Schicht den Reflexionsgrad des Spiegels (auf über 70 %) im Bereich der Lyman-Serie, die für viele wissenschaftliche Untersuchungen von großer Bedeutung ist. Im sichtbaren Spektrum liegt die Reflexivität bei mehr als 85 %. Hinter dem Primärspiegel befindet sich eine spezielle Stützstruktur aus Beryllium, die mehrere Heizelemente und 24 kleine Aktoren enthält. Erstere sorgen dafür, dass der Spiegel bei seiner optimalen Temperatur von etwa 21 °C gehalten wird, wobei mit Hilfe der Aktoren die Form des Spiegels minimal per Steuerungsbefehl vom Boden aus nachjustiert werden kann. Die gesamte Konstruktion wird wiederum von einem 546 kg schweren, hohlen Titan-Stützring mit einer Dicke von 38 cm in Position gehalten.

Der Primärspiegel ist so geformt, dass alles gesammelte Licht auf den 30-cm-Sekundärspiegel trifft. Dessen reflektierende Beschichtung besteht ebenfalls aus Magnesiumfluorid und Aluminium, jedoch wurde Glas der Sorte Zerodur für den noch stärker hyperbolisch geformten Spiegelkörper verwendet. Dieser wird von einer hochgradig versteiften Konstruktion aus CFK in der Mitte des Teleskops nahe der Öffnung gehalten. Diese ist zusätzlich mit einer Multilayer Insulation ummantelt worden, um Verformungen durch Temperaturunterschiede weiter zu minimieren. Dies ist sehr wichtig für den ordnungsgemäßen Betrieb des Teleskops, da bereits eine Positionsabweichung von mehr als 0,0025 mm ausreicht, um ernsthafte Abbildungsfehler zu erzeugen. Zusätzlich sind wie beim Primärspiegel sechs Aktoren vorhanden, mit denen die Ausrichtung in geringem Maße korrigiert werden kann. Das Licht wird abschließend durch ein 60 cm großes Loch in der Mitte des Primärspiegels zu den Instrumenten geleitet.

Zum Schutz vor Streulicht, das im Wesentlichen von der Erde, dem Mond und der Sonne stammt, sind drei baffles vorhanden. Es handelt sich um lang gestreckte zylinderförmige Konstrukte, deren innere Wand mit einer tiefschwarzen, fein und grob geriffelten Struktur versehen ist. Diese absorbiert oder zerstreut Licht, das von Objekten stammt, die sich in der Umgebung des anvisierten Zieles befinden und so die Untersuchungen stören könnte. Vom Zweck her ähnelt es einer Streulichtblende, allerdings befindet sich die Struktur, die bei vielen handelsüblichen Kameras auch oft im Bereich um den Sensor sowie seltener am Frontteil des Objektivs zu finden ist, im Inneren des Teleskops. Der größte primary baffle ist am Rand des Primärspiegels angebracht, besteht aus Aluminium und reicht bis zur Öffnung des Teleskops, woraus eine Länge von 4,8 m resultiert. Ein weiterer 3 m langer central baffle ist im Zentrum des Spiegels befestigt, um das vom Sekundärspiegel reflektierte Licht abzuschirmen, an dem ebenfalls eine solche Konstruktion montiert wurde. Alle Teile der Optik werden durch eine skelettartige Konstruktion aus CFK verbunden und zusammengehalten. Diese ist 5,3 m lang und wiegt 114 kg.

Isolation und Temperaturkontrolle

Aufgrund des niedrigen Orbits passiert das Teleskop sehr häufig und lang anhaltend den Erdschatten. Hierdurch entstehen sehr hohe thermische Belastungen, wenn es wieder aus dem Schatten austritt und sofort intensiv von der Sonne beschienen wird. Um diese Belastung zu verringern, ist die gesamte Oberfläche von Hubble mit verschiedenen Isolationsmaterialien umgeben. Mit einem Anteil von 80 % ist die Multilayer Insulation (MLI) der wichtigste Bestandteil. Diese besteht aus 15 aluminiumbedampften Kapton-Lagen und einer abschließenden aufgeklebten Lage aus sogenanntem „Flexible Optical Solar Reflector“ (FOSR). Hierbei handelt es sich um eine aufklebbare Teflon-Folie, die entweder mit Silber oder Aluminium bedampft ist, was Hubble sein typisch glänzendes Aussehen verleiht. Sie wurde auch zum Schutz von Oberflächen verwendet, die nicht noch zusätzlich durch eine MLI-Schicht geschützt wurden, die größten Flächen sind hierbei die vordere Abdeckklappe und die seitlichen Flächen des Teleskops (diese werden weniger intensiv von der Sonne beschienen als der obere und untere Teil). Da die wissenschaftlichen Instrumente unterschiedliche optimale Temperaturbereiche aufweisen, sind auch zwischen den vier axialen Instrumenten-Buchten Isolationsmaterialien vorhanden, um individuelle Temperaturzonen zu schaffen.

Obwohl Teflon ein sehr dehnbares und robustes Material ist, zeigten sich bereits bei der Inspektion im Rahmen der ersten Servicemission kleinere Risse im FOSR-Material. Bis zur nächsten Mission SM 2 hatten sich diese innerhalb von nur drei Jahren massiv ausgedehnt, man zählte über 100 Risse mit einer Länge von mehr als 12 cm. Bereits bei der Mission selbst wurden daraufhin außerplanmäßig erste improvisierte Reparaturen mittels mitgeführter FOSR-Klebebänder durchgeführt. Um das Erosionsproblem der FOSR-Folie sicher und endgültig zu lösen, wurde eine neue Abdeckung entwickelt: der New Outer Blanket Layer (NOBL). Hierbei handelt es sich um eine Konstruktion aus einem speziell beschichteten Edelstahl-Paneel, das in einen Stahlrahmen eingefügt ist. Dieser Rahmen ist individuell an eine spezifische Bucht der Ausrüstungssektion angepasst, wo ein NOBL-Modul über der alten, beschädigten Isolierung installiert wird, um diese vor weiterer Erosion zu schützen. Darüber hinaus sind einige Module auch mit einem Radiator zur verbesserten Kühlung ausgestattet. Dies war nötig, da mit der fortschreitenden Modernisierung des Teleskops immer leistungsfähigere Elektronik installiert wurde, die mehr Wärme produzierte als ihre Vorgängersysteme, was wiederum den Wärmehaushalt von Hubble beeinträchtigte. Während der Außenbordeinsätz bei den Missionen SM 3A, SM 3B und SM 4 wurden insgesamt sieben dieser Schutzpaneele angebracht.

Neben den passiv wirkenden Isolationsmaterialien verfügt das Teleskop über ein System zur aktiven Regelung der Temperatur. Diese wird intern und extern durch über 200 Sensoren erfasst, wodurch zielgerichtet für jede wichtige Komponente eine optimale thermische Umgebung geschaffen werden kann. Dies geschieht durch den Einsatz von individuell platzierten Heizelementen und Radiatoren.

Aktuell

Die folgenden fünf Instrumente sind installiert und werden bis auf das defekte NICMOS für wissenschaftliche Untersuchungen eingesetzt. Da seit SM4 keine weiteren Servicemissionen mehr geplant sind, werden alle Instrumente an Bord verbleiben.

Historisch

Die folgenden Instrumente wurden im Laufe der Servicemissionen ausgebaut und mit Hilfe des Space Shuttles zur Erde zurückgebracht. Die meisten sind heute öffentlich ausgestellt.