Satellitenbus

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.

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 Boeing, Space Systems/Loral, Thales Alenia Space und Airbus Defence and 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	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 Systems)	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
	DFH-5	2017 (Shijian 18)	max. 1800 kg	6,5–9,0 t	30 kW	GEO	16 Jahre
Indien ISRO	I-1K	2002 (Kalpana-1)	100 kg	1,05–1,1 t	0,5 bis 1 kW[3]	GEO	7–10 Jahre
	I-2K	1992 (Insat-2A)	160–200 kg[4]	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[5]	bis zu 6,5 kW	GEO	12–15 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 SSL (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)	800 kg	2,0–4,5 t	9 kW	GEO	15 Jahre
Deutschland OHB	SmallGEO[6]	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[7][8]	2001 (Jason 1)		500 kg	0,5 kW	LEO	5 Jahre
	Space-Inspire	2025 (geplant)[9]				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