Satellitenbus

Basismodell für Satelliten

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.

Bus und Nutzlastmodul eines Nachrichtensatelliten

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 der Satellitenbus in der Regel neu entwickelt wird.

AufbauBearbeiten

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 ist auch maßgeblich für das Schwingungs- und Resonanzverhalten des Satellitenbus und in groben Zügen für dessen thermales Verhalten verantwortlich. In die Primärstruktur werden dann die Subsysteme integriert, wie Energieversorgung (Solarzellen, Akkumulatoren), das Temperaturkontrollsystem, das Antriebssystem für die Lage- und Positionsregelung (Bahnregelung). das Bordrechensystem für Steuerung und Datenmanagement, oft auch Kommunikationssysteme.

Technische Daten verschiedener Plattformen (Auswahl)Bearbeiten

Die bekanntesten Anbieter für standardisierte Satellitenplattformen sind Boeing, Space Systems/Loral, Thales Alenia Space und Airbus Defence and Space. Sie unterscheiden sich außer in ihrer Größe, Leistungsfähigkeit und Preis vor allem hinsichtlich ihrer Lebensdauer und ihrer Ausrichtungen auf spezielle Aufgaben.

Stand der Liste: 19. Oktober 2022

Anbieter Bezeichnung Erster Einsatz Nutzlast Gesamtmasse Elektrische
Leistung
Einsatzorbit erwartete
Lebensdauer
Bemerkungen
Deutschland  Airbus Defence and Space
(ehemals Frankreich  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[1] GEO 15 Jahre
OneSat 2023 (geplant)[2] ~ 3 t GEO 15 Jahre
Vereinigte Staaten  Boeing Satellite Systems
(ehemals Hughes Space and Communications)
Boeing 376 (BSS oder HP) 1980 (SBS-1) etwa 24 Transponder 1,0–1,75 t 0,8 kW
2,0 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 kW
10 kW (HP)
GEO/MEO etwa 15 Jahre GaAs Solarzellen, optional Ionenantrieb
Boeing 702 1999 (Galaxy 11) 4,5–6,5 t 7–18 kW GEO etwa 15 Jahre GeAs Solarzellen, Ionenantrieb im GEO
China Volksrepublik  CAST DFH-4 2006 (Sinosat 2) max. 488 kg 5,0–5,5 t 10,5 kW GEO 15 Jahre
Russland  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
Vereinigte Staaten  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). Insgesamt wurden 92 Stück gefertigt.
TIROS-N 1978 (TIROS-N) 0,7–2,2 t SSO 2–5 Jahre Basis für 37 gestartete Wettersatelliten
Vereinigte Staaten  Maxar Technologies
(ehemals Space Systems/Loral)
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.
Japan  Mitsubishi Electric DS-2000 2006 (MTSat 2) 3,5–5,4 t bis zu 15 kW GEO 15 Jahre
Vereinigte Staaten  Northrop Grumman Space Systems
(ehemals Orbital Sciences/Orbital ATK)
STAR-1 1997 (Indostar 1) ~ 1,3 t GEO 10–15 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 (ehemals STAR-3) 2018 (Al Yah 3) 2,0–4,5 t GEO 15 Jahre
Deutschland  OHB SmallGEO[3] 2017 (Hispasat 36W-1) 300 kg 3,0–3,5 t 3 kW GEO 15 Jahre elektrischer Antrieb
Russland  RKK Energija USP 1999 (Jamal 101) 1,7 t GEO 15 Jahre
Frankreich /Italien  Thales Alenia Space ELiTeBus-1000 2010 (Globalstar M073) 700–860 kg LEO bis zu 15 Jahre 66 + 6 Satelliten in Serienfertigung für Iridium als Ersatz für die noch immer im Einsatz befindliche 1. Generation von Satelliten.
Proteus[4][5] 2001 (Jason 1) 500 kg 0,5 kW LEO 5 Jahre
Space-Inspire 2025 (geplant)[6] GEO 15+ Jahre ausschließlich elektrischer Antrieb
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

EinzelnachweiseBearbeiten

  1. Eurostar Series | Airbus. 8. Oktober 2021, abgerufen am 24. November 2022 (englisch).
  2. Airbus Defence and Space: OneSat. Abgerufen am 18. Oktober 2022.
  3. DLR - Raumfahrtagentur - SmallGEO. Abgerufen am 19. Oktober 2022.
  4. Alcatel → Thales Alenia: Proteus. Abgerufen am 19. Oktober 2022.
  5. Proteus bei CNES (Memento vom 10. Oktober 2011 im Internet Archive)
  6. Thales Alenia Space: Space-Inspire. Abgerufen am 18. Oktober 2022.