Als Satellitenbus, Satellitenplattform oder Service-Modul bezeichnet man die Versorgungseinheit eines Satelliten oder einer Raumsonde, die den Betrieb der eigentlichen Nutzlast ermöglicht (in Analogie zum Raumfahrzeug). Dabei bleibt der Satellitenbus weitgehend gleich und wird nur an die entsprechende Nutzlast angepasst, wodurch die Entwicklungskosten entsprechend sinken. Besonders häufig werden sie für Kommunikationssatelliten eingesetzt, wogegen Forschungssatelliten eher Spezialanfertigungen sind.
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Aufbau
Ein sehr kleiner Satellitenbus besteht zuerst aus der mechanischen Grundstruktur als Träger für die verschiedenen Subsysteme. Diese wird bei der Entwicklung zuerst festgelegt und bestimmt weitgehend die spätere Konfiguration des Satellitenbus und damit der auf dem Bus aufbauenden Satelliten. Sie nimmt die statischen und dynamischen Lasten bei Start und Betrieb des Satelliten auf und ist auch für das Schwingungs- und Resonanzverhalten des Satellitenbus und in groben Zügen für des thermale Verhalten verantwortlich. In die Primärstruktur werden dann die Subsysteme integriert, wie Energieversorgung (Solarzellen, Akkumulatoren), das Temperaturkontrollsystem, das Antriebssystem für die Lage- und Positionsregelung (Bahnregelung) und das Bordrechensystem für Steuerung und Datenmanagement. Bei bemannten Satelliten kommt noch das Lebenserhaltungssystem hinzu.
Technische Daten verschiedender Plattformen
Die bekanntesten Anbieter für Satellitenplattformen sind Boeing, Space System/Loral, Thales Alenia Space und EADS Astrium. 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) | ca. 24 Transponder | 1 bis 1,75 t | 0,8 kW 2,0 kW |
GEO | ca. 10 | Diverse Solarzellentypen, Spinstabilisiert[1] |
| Boeing | Boeing 601 (BSS oder HP) | bis 48 (LS) oder 60 (HP) Transponder | 2,5 bis 4,5 t | 4,8 kW 10 kW (HP) |
GEO/MEO | GaAs Solarzellen, optional Ionenantrieb | |
| Boeing | Boeing 702 | 4,5 - 6,5 t | 7-18 kW | GEO | 7 | GeAs Solarzellen, Ionenantrieb | |
| SS/L | LS 1300 | 5-15 kW | GEO | 15? | SpainSAT | ||
| SS/L | LS 400 | ? | 450 kg | 1,1 kW | GEO | 7 | |
| Orbital Science | STAR-Bus | ||||||
| OHB | Small Geo | 300 kg | 3 kW | GEO | 15 | elektrischer Antrieb | |
| TAS | Spacebus 3000 | GEO | |||||
| TAS | Spacebus 4000 | 3,0 - 5,9 t | bis 15,8 kW (bis 11,6 kW Payload) | GEO | 15 | ||
| Astrium | Eurostar 3000 | 4,8 - 6,0 t | 12 kW | GEO | 15 | optional elektrischer Antrieb | |
| Astrium | Eurostar 2000+ | 550 kg | 3,4 t | 4-7 kW | GEO | 12 | |
| TAS+Astrium | Alphabus | 1,3 t | 6,5 t | 13-18 kW | GEO | 15 | elektrischer Antrieb |
| Astrium | Flexibus | LEO | |||||
| Astrium | Gammabus | 300 kg | 1,8 kW | LEO | |||
| Astrium-SAS | Pleiades | 300 kg? | 600 kg | 1,4 kW | LEO | 7 | |
| TAS | Proteus[2][3] | 500 kg | 0,5 kW | LEO | 5a | Jason, CALIPSO, SMOS | |
| Astrium-SAS/CNES | Myriade[4] | 80 kg | 0,06 kW | LEO | 2a | SPIRALE | |
| Lockheed Martin | A2100 | 2,8 bis 6,6 t | 1-15 kW | GEO | 15 | USA 207 |