Satellitenbus
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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 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 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
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.
| Anbieter | Bezeichnung | Nutzlast | Gesamtmasse | Elektrische Leistung |
Einsatzgebiet | Lebensdauer Jahre | Einsatz Bemerkungen |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Boeing | Boeing 376 (BSS oder HP) | etwa 24 Transponder | 1–1,75 t | 0,8 kW 2,0 kW |
GEO | etwa 10 | Diverse Solarzellentypen, Spinstabilisiert[1] |
| Boeing 601 (BSS oder HP) | bis 48 (LS) oder 60 (HP) Transponder | 2,5–4,5 t | 4,8 kW 10 kW (HP) |
GEO/MEO | etwa 15 | GaAs Solarzellen, optional Ionenantrieb | |
| Boeing 702 | 4,5–6,5 t | 7–18 kW | GEO | etwa 15 | GeAs Solarzellen, Ionenantrieb im GEO | ||
| Boeing 702 MP | 5,8–6,16 t | 13,6–18 kW | GEO | etwa 15 | GeAs Solarzellen, Ionenantrieb im GEO | ||
| Boeing 702 SP | ca. 1,8 t | 3–8 kW | GEO | etwa 15 | GeAs Solarzellen, nur Ionenantrieb | ||
| SS/L | SSL 1300 | 5–15 kW | GEO | 15? | SpainSAT | ||
| LS 400 | ? | 450 kg | 1,1 kW | GEO | 7 | ||
| Orbital Science | GeoStar | 200–500 kg | 5 kW | GEO | 15 | Intelsat 16 | |
| OHB | SmallGEO[2] | 300 kg | 3 kW | GEO | 15 | elektrischer Antrieb | |
| TAS | Spacebus 3000 | GEO | |||||
| Iridium NEXT | LEO | 66 + 6 Satelliten in Serienfertigung für Iridium als Ersatz für die noch immer im Einsatz befindliche 1. Generation von Satelliten. | |||||
| Spacebus 4000 | 3,0–5,9 t | bis 15,8 kW (bis 11,6 kW Nutzlast) | GEO | 15 | |||
| Proteus[3][4] | 500 kg | 0,5 kW | LEO | 5 | Jason, CALIPSO, SMOS | ||
| TAS+Astrium | Alphabus | max. 2 t | max. 8,8 t | max. 22 kW | GEO | 15 | chemischer und elektrischer Antrieb[5] |
| Airbus Defence and Space | Eurostar E2000+ | 550 kg | 3,4 t | 4–7 kW | GEO | 12 | |
| Eurostar E3000 | 4,8–6,0 t | 12 kW | GEO | 15 | optional elektrischer Antrieb | ||
| Flexibus | LEO | ||||||
| Gammabus | 300 kg | 1,8 kW | LEO | ||||
| Astrium-SAS | Pleiades | 300 kg? | 600 kg | 1,4 kW | LEO | 7 | |
| Astrium-SAS/CNES | Myriade[6] | 80 kg | 0,06 kW | LEO | 2 | SPIRALE, Picard, Merlin | |
| Astro- und Feinwerktechnik | TET | 50 kg | 120 kg | 0,07–0,16 kW (Nutzlast, kurzzeitig) | LEO | etwa 10 | Technologieerprobung |
| Lockheed Martin | A2100 | 2,8–6,6 t | 1–15 kW | GEO | 15 | USA 207 | |
| LM700A | 689 kg | max. 2 kW | LEO | 20 | Iridium – Erste Generation (Seit 1998 im kommerziellen Betrieb). Insgesamt wurden 92 Stück gefertigt. | ||
| ISS Reshetnev | Ekspress-1000 | 0,75–1,6 t | ? kW | GEO | 10–15 | Lutsch 5A, B[7][8][9] | |
| CAST | DFH-4 | max. 488 kg | 5–5,2 t | 10,5 kW | GEO | 15 | Paksat 1R[10][11] |
| Mitsubishi Electric | DS-2000 | 5–5,2 t | 10,5 kW | GEO | 15 | Türksat 4A[12][13] | |
| Surrey Satellite Technology | SSTL-100 | 100 kg | 703 km, SSO | 5 | [14] | ||
| SSTL-300 | 350 kg | 500 km, SSO | 7 | [15] | |||
| SSTL-900 | |||||||
| RKK Energija | USP | 1,7 t | GEO | 15 | AngoSat-1[16] |
Einzelnachweise
- ↑ Hughes / Boeing: HS-376 / BSS-376 (Gunter's Space Page)
- ↑ DLR - SmallGEO-Plattform
- ↑ Proteus auf Gunters Space Page
- ↑ Proteus bei CNES (Memento vom 10. Oktober 2011 im Internet Archive)
- ↑ Alphabus Fact Sheet (Memento vom 4. August 2012 im Internet Archive)
- ↑ CNES: Myriade
- ↑ http://space.skyrocket.de/doc_sat/npopm_ekspress-1000.htm
- ↑ http://space.skyrocket.de/doc_sdat/luch-5a.htm
- ↑ http://space.skyrocket.de/doc_sdat/amos-5.htm
- ↑ http://space.skyrocket.de/doc_sat/ch__dfh-4.htm
- ↑ http://space.skyrocket.de/doc_sdat/paksat-1r.htm
- ↑ http://space.skyrocket.de/doc_sat/melco_ds-2000.htm
- ↑ http://space.skyrocket.de/doc_sdat/turksat-4a.htm
- ↑ SSTL 100 v 3.0 (Memento vom 15. Juli 2014 im Internet Archive)
- ↑ SSTL 300 S1 (Memento vom 14. Juni 2014 im Internet Archive)
- ↑ AngoSat 1 - Gunter's Space Page. space.skyrocket.de, abgerufen am 7. Januar 2018.
