miniatur|400px|Bus und Nutzlastmodul eines Nachrichtensatelliten
Als Satellitenbus oder Satellitenplattform bezeichnet man das Grundgerüst mit Systemen wie Antrieb und Stromversorgung, das den Betrieb eines Satelliten oder einer Raumsonde ermöglicht. In den Bus wird die Nutzlast aus Geräten und Instrumenten eingebaut („integriert“), die für den speziellen Zweck des jeweiligen Raumfahrzeugs benötigt werden.
Einige Hersteller bieten fertig entwickelte und in Serie produzierte Satellitenbusse an, die mit verschiedenen Nutzlasten ausgestattet werden können. Das senkt Entwicklungskosten. Besonders häufig werden standardisierte Satellitenbusse für Kommunikationssatelliten eingesetzt, wohingegen Forschungssatelliten eher Spezialanfertigungen sind und für die der Satellitenbus in der Regel neu entwickelt wird.
Aufbau Ein Satellitenbus besteht zuerst aus der mechanischen Grundstruktur als Träger für die verschiedenen Subsysteme. Bei standardisierten Satellitenbussen bestimmt diese weitgehend die spätere Konfiguration des auf dem Bus aufbauenden Satelliten. Die Struktur nimmt die statischen und dynamischen Lasten bei Start und Betrieb des Satelliten auf und bestimmt auch maßgeblich das Schwingungs- und Resonanzverhalten des Satellitenbus und in groben Zügen dessen thermales Verhalten. In die Primärstruktur werden dann die Subsysteme integriert, wie Energieversorgung (Solarzellen, Akkumulatoren), das Temperaturkontrollsystem, das Antriebssystem für die Lage- und Positionsregelung (Bahnregelung), der Bordcomputer für Steuerungstechnik und Datenmanagement, sowie oft auch Kommunikationssysteme.
Technische Daten verschiedener Plattformen (Auswahl) Die bekanntesten Anbieter für standardisierte Satellitenplattformen sind Airbus Defence and Space, Boeing, Lanteris Space Systems (ehemals Space Systems/Loral) und Thales Alenia Space. Die Satellitenbusse unterscheiden sich neben ihrer Größe, ihrer Leistungsfähigkeit und dem Preis vor allem hinsichtlich ihrer Lebensdauer und ihrer Ausrichtungen auf spezielle Aufgaben.
Anbieter Bezeichnung Erster Einsatz Nutzlast Gesamtmasse ElektrischeLeistung Einsatzorbit erwarteteLebensdauer Bemerkungen Airbus Defence and Space(ehemals EADS Astrium & Matra Marconi) Eurostar 2000 1991 (Télécom 2A) 550 kg ~ 3,5 t 4–7 kW GEO 12 Jahre Eurostar 3000 2004 (Eutelsat W3A) 5,0–6,0 t 12 kW GEO 15 Jahre optional elektrischer Antrieb Eurostar-Neo 2022 (Hotbird 13F) 4,5–5,0 t 7–25 kW GEO 15 Jahre OneSat 2027 (geplant) ~ 3 t GEO 15 Jahre Astranis MicroGEO 2023 (Arcturus) ~ 400 kg GEO 7–10 Jahre Boeing Satellite Systems(ehemals Hughes Space Systems) Boeing 376 (BSS oder HP) 1980 (SBS-1) etwa 24 Transponder 1,0–1,75 t 0,8 kW2,0 kW GEO etwa 10 Jahre Diverse Solarzellentypen, spinstabilisiert Boeing 601 (BSS oder HP) 1992 (Galaxy 7) bis 48 (LS) oder 60 (HP) Transponder 2,5–4,5 t 4,8 kW10 kW (HP) GEO/MEO etwa 15 Jahre GaAs Solarzellen, optional Ionenantrieb Boeing 702 1999 (Galaxy 11) > 100 Transponder 4,5–6,5 t 7–18 kW GEO etwa 15 Jahre GeAs Solarzellen, Ionenantrieb im GEO CAST DFH-3 1997 (ChinaSat 6) 230–450 kg 2,3–3,8 t 2–5,5 kW GEO/MEO 8–15 Jahre DFH-4 2006 (Sinosat 2) max. 488 kg 5,0–5,5 t 10,5 kW GEO 15 Jahre DFH-5 2017 (Shijian 18) max. 1800 kg 6,5–9,0 t 30 kW GEO 16 Jahre ISRO I-1K 2002 (Kalpana-1) 100 kg 1,05–1,1 t 0,5 bis 1 kW GEO 7–10 Jahre I-2K 1992 (Insat-2A) 160–200 kg 2,0–2,3 t bis zu 3 kW GEO 12–15 Jahre I-3K 2005 (Insat-4A) bis zu 400 kg 3,0–3,4 t bis zu 6,5 kW GEO 12–15 Jahre ISS Reshetnev Express-1000 2011 (Kosmos 2471) 0,75–1,6 t GEO 10–15 Jahre Express-2000 2013 (Express AM5) ~ 3 t GEO 13–15 Jahre Lanteris Space Systems (ehemals Space Systems/Loral, SSL) Lanteris 1300(SSL-1300) 1989 (Superbird A) 2,2–9,2 t 5–15 kW GEO 15+ Jahre LS-400 1998 (Globalstar M001) 450 kg 1,1 kW GEO 7,5 Jahre Globalstar – Erste Generation. Insgesamt wurden 72 Stück gefertigt. Mitsubishi Electric DS-2000 2006 (MTSat 2) 3,5–5,4 t bis zu 15 kW GEO 15 Jahre Lockheed Martin(ehemals Martin Marietta) Lockheed Martin 3000 1975 (Satcom 1) 0,6–1,6 t GEO 3–12 Jahre Lockheed Martin 4000 1985 (Satcom K2) ~ 2 t GEO,GPS-Orbit 10–13 Jahre Lockheed Martin 7000 1993 (Telstar 401) ~ 3,3 t GEO 14–17 Jahre Lockheed Martin A2100 1996 (GE-1) 2,5–6,5 t 1–15 kW GEO 15 Jahre Lockheed Martin LM-700 1997 (Iridium 04) 689 kg max. 2 kW LEO 8 Jahre Iridium – Erste Generation (Seit 1998 im kommerziellen Betrieb). TIROS-N 1978 (TIROS-N) 0,7–2,2 t SSO 2–5 Jahre Basis für 37 gestartete Wettersatelliten Northrop Grumman Space Systems(ehemals Orbital Sciences/Orbital ATK) STAR-1 1997 (Indostar 1) max. 200 kg ~ 1,3 t GEO 10–15 Jahre GEOStar-1 (ehemals Aquila) 2006 (MiTEx A) max. 150 kg max. 1,5 kW GEO 8 Jahre GEOStar-2 (ehemals STAR-2) 2002 (N-Star c) 200–500 kg 1,5–3,5 t 5 kW GEO 10–15 Jahre GEOStar-3 2018 (Al Yah 3) 800 kg 2,0–4,5 t 9 kW GEO 15 Jahre OHB SmallGEO 2017 (Hispasat 36W-1) 300 kg 3,0–3,5 t 3 kW GEO 15 Jahre elektrischer Antrieb RKK Energija USP 1999 (Jamal 101) 1,7 t GEO 15 Jahre SWISSto12 HummingSat 2026 (geplant) 200 kg 1 t 2 kW (Nutzlast) GEO 15 Jahre / Thales Alenia Space ELiTeBus-1000 2010 (Globalstar M073) 700–860 kg LEO bis zu 15 Jahre 66 + 6 Satelliten in Serienfertigung für Iridium Proteus 2001 (Jason 1) 500 kg 0,5 kW LEO 5 Jahre Spacebus 3000 1997 (Sirius 2) 2,5–5,3 t GEO 15 Jahre Spacebus 4000 2005 (AMC-12) 3,0–6,0 t bis 15,8 kW (bis 11,6 kW Nutzlast) GEO 15 Jahre Spacebus-Neo 2020 (Eutelsat Konnect) 1,4–2,0 t 3,5–6,5 t bis zu 20 kW GEO 15+ Jahre zwei Versionen; Spacebus-Neo 100 für kleinere und Spacebus-Neo 200 für größere Satelliten Space-Inspire 2027 (geplant) ~ 4 t 15 kW Nutzlast GEO 15+ Jahre ausschließlich elektrischer Antrieb
Einzelnachweise