Als Energieversorgungssystem oder Bordenergieversorgung eines Satelliten werden alle Systeme zur Erzeugung, Umwandlung, Speicherung- und Verteilung von Energie an Bord von Satelliten bezeichnet. Im Englischen wird es Electric power/distribution subsystem (EPS oder EPDS) genannt.
Überblick Mit Energie ist vorrangig elektrische Energie zur Versorgung der Steuerungs- und Regelungssysteme, sowie der Nutzlast (zum Beispiel Sensorik, Empfangs- und Sendeelektronik) und weiterer Subsysteme (zum Beispiel auch von elektrischen Antriebssystemen und der Lebenserhaltungssysteme bei bemannten Satelliten) gemeint. Die Heizung und Kühlung (zum Beispiel von Sensorik und Bordelektronik) wird zwar häufig vom elektrischen System gespeist, wird aber als eigenständiges Temperaturkontrollsystem realisiert.
Bei den meisten Satelliten wird die Energieversorgung durch Solarzellen mit Unterstützung durch Sekundärzellen (Akkumulatoren oder Brennstoffzellen) realisiert, wenn im erdnahen Raum ausreichende Helligkeit der Sonne vorhanden ist. Bei kurzen Einsatzzeiten oder Missionen, bei denen ein Einsatz von Solarzellen nicht möglich ist (zum Beispiel Wiedereintritts- oder Landemissionen), sowie beim Start kann die Energie auch durch Batterien (Primärzellen) oder Brennstoffzellen geliefert werden. Bei Satelliten, die sich von der Sonne weiter entfernen und so das Angebot an Strahlungsenergie zu gering ist oder bei denen Solarzellen nicht die benötigte Leistung liefern können, werden auch Kernenergieanlagen zum Beispiel in Form der gegenüber von anderen Bauformen erheblich kleineren Radioisotopengeneratoren verwendet.
Die eingesetzten Energieversorgungssysteme sind dabei so ausgelegt, dass sie in allen Betriebszuständen (beim Start, im Normalbetrieb mit an- und abgeschalteten Nutzlastsystemen, bei Bahnänderungen, ...) den Energiebedarf des Satelliten decken können. Dabei müssen durch Redundanz und entsprechendes Design auch Fehlerbedingungen und Fehlfunktionen berücksichtigt werden. Wie meist in der Raumfahrt stehen die Energieversorgungssysteme dabei im Zielkonflikt zwischen Energiebedarf, Zuverlässigkeit und Kosten (zum Beispiel auch in Form von Gewicht und Größe).
Funktionsweise Die Energieversorgung eines Satelliten besteht normalerweise aus vier Teilen (Subsystemen). Dies sind Energieerzeugung, Energieumwandlung bzw. -aufbereitung, Energiespeicherung mit der entsprechenden Lade- und Entladeelektronik sowie Energieverteilung. Diese Systeme müssen nicht zwingend vorhanden sein, da zum Beispiel bei Einsatz von Kernenergie oder reinen Primärzellen als Energiequelle ein zusätzlicher Energiespeicher nicht notwendig ist. Auch der gegenteilige Fall kann eintreten, wenn das System aus Sicherheitsgründen redundant ausgelegt wurde (zum Beispiel eine Notenergieversorgung mit Primärzellen zusätzlich verbaut ist) oder für einige Subsysteme des Satelliten (zum Beispiel den Apogäumsmotor) eine dem Subsystem angepasste eigenständige Energieversorgung (zum Beispiel wiederum in Form von Primärzellen) eingesetzt wird.
Energieerzeugung und -umwandlung Grundsätzlich unterscheidet man die Energieerzeugung anhand des primären Energieträgers. Dies können externe Energiequellen wie die Sonnenstrahlung oder die Feldenergie magnetischer Felder (Sonne oder Planeten) sein. Es können aber auch interne Energieträger wie chemische Energieträger und Kernbrennstoffe sein. Der Vorteil externer Energieträger ist, dass die entsprechenden Treibstoffe nicht mitgeführt werden müssen. Der Nachteil ist meist die begrenzte Leistungsfähigkeit bzw. Verfügbarkeit.
Die Umwandlung der zur Verfügung stehenden Primärenergie erfolgt entweder direkt (wie zum Beispiel bei Solarzellen, Primärzellen oder Brennstoffzellen), kann aber auch indirekt über die Erzeugung von Wärme erfolgen, was jedoch bisher nur bei Kernenergieanlagen verwendet wurde. Dabei kann die entstehende Wärme wie bei konventionellen auf der Erde installierten Anlagen über Turbinen oder MHD-Generatoren in Strom umgewandelt werden, wobei jedoch geschlossene Kreisläufe (ähnlich wie beim Primärkreislauf von Kernenergieanlagen) verwendet werden müssen, da bei Satelliten natürlich keine beliebig große Menge an Kühlmittel zur Verfügung steht.
Chemische Energie mini|Brennstoffzelle der NASA
Die Erzeugung von elektrischer Energie durch die Reaktion von chemischen Verbindungen ist in Form von Batterien (genauer Primärzellen) landläufig bekannt. In der Satellitentechnik kommen zusätzlich auch Brennstoffzellen (zum Beispiel im Space Shuttle) zum Einsatz. Primärzellen werden häufig zur Reserve- und Notfallenergieversorgung, aber auch für kurzfristige Missionen (zum Beispiel Lunar Roving Vehicle) oder der Versorgung der Systeme der Trägerrakete oder des Apogäumsmotors verwendet. Dabei kommen häufig Silberoxid-Zink- (früher auch Quecksilberoxid-Zink-), Lithium-Thionylchlorid-, Lithium-Schwefeldioxid- und Lithium-Kohlenstoffmonofluorid-Batterien zum Einsatz. Teilweise werden auch Thermalbatterien verwendet. Sekundärzellen (Akkumulatoren) dienen eher der Energiespeicherung (siehe unten).Ley, Wittmann, Hallmann; Handbuch der Raumfahrttechnik; ISBN 978-3-446-41185-2Heinz Mielke, Transpress Lexikon: Raumfahrt - Weltraumforschung, VLN: 162-925/123/86
Sonnenenergie mini|Solarzellenpaneele der ISS
Sonnenenergie ist die am häufigsten verwendete Energiequelle bei Satelliten. Praktisch alle geostationären und die meisten Forschungssatelliten verwenden Solarmodule zur Energieversorgung. Diese wandeln das eintreffende Sonnenlicht durch den Sperrschichtfotoeffekt direkt in elektrischen Strom um. Der erste Satellit der diese Technik nutzte war Vanguard 1, welcher am 17. März 1958 gestartet wurde. Die meist verwendeten Typen sind monokristalline Einschicht-Siliziumzellen (auch High-Eta-Zellen mit strukturierter Oberfläche) und Mehrschicht-Galliumarsenidzellen, wobei erstere vor allem sichtbares Licht, letztere auch Licht aus dem Infrarot und UV-Spektrum verwerten und so höhere Wirkungsgrade erreichen. Diese liegen am Anfang ihrer Lebenszeit bei 12 bis 14 % bei Siliziumzellen und etwa 25 % bei den Galliumarsenidtypen. Der Wirkungsgrad ist dabei jedoch nicht konstant. So sinkt er unter dem Einfluss der von der Sonne ausgehenden energiereichen (Partikel-)Strahlung und besonders stark mit steigender Temperatur, die durch Sonneneinstrahlung zu einer Betriebstemperatur zwischen 60 °C und über 100 °C führen kann. Zusätzlich verschlechtern sich die Leistungswerte durch ebendiese Einflüsse im Laufe der Zeit (was Degradation genannt wird) um eine Größenordnung von bis zu 30 % bei Siliziumzellen und 13 % bei Galliumarsenidzellen bei einer Lebensdauer von 15 Jahren. Dieser Effekt muss bei Satelliten, die sich der Sonne nähern, entsprechend berücksichtigt werden. Weiterhin müssen auch Einflüsse durch Mikrometeoriten sowie Materialermüdung durch Temperaturschwankungen (bei Ein-/Austritt in Schattenbereiche bzw. Ausrichtungsänderungen) berücksichtigt bzw. vermieden werden.
Durch den Partikelstrom der Sonne (vor allem bei Sonnenstürmen) tritt noch ein weiterer Effekt auf, der bei der Konstruktion von Solarzellenauslegern berücksichtigt werden muss. So lädt sich die Oberfläche des Satelliten elektrostatisch auf, was zu Potentialunterschieden von mehreren hundert Volt zwischen benachbarten Oberflächen mit einer Geschwindigkeit von mehreren Volt pro Sekunde (zum Beispiel Vorder- und Rückseite der Solarzellen) führt. Durch diese kann es zu elektrischen Entladungen und zu Beschädigungen an den Solarzellen kommen. Durch eine entsprechende Konstruktion muss vor allem ein Kurzschluss (sekundärer Lichtbogen) von Solarzellen durch das bei den (primären) elektrischen Entladungen herausgeschlagene Material sichergestellt werden.
Die Solarzellen selbst werden entweder direkt auf der Oberfläche der Satelliten montiert (zum Beispiel bei spinstabilisierten Satelliten oder Satelliten mit geringem Energiebedarf) oder als entfalt- oder entrollbare Arrays ausgelegt. Arrays sind meist voll drehbar in der Entfaltungsachse ausgelegt, um sie der Sonneneinstrahlung nachführen zu können. Das Strukturgewicht dieser liegt in der Größenordnung von 100 Watt/kg, wobei auch die entsprechenden Entfaltungs- und Nachführmechanismen, sowie die prinzipbedingt notwendigen Energiespeicher bei Gewicht und Zuverlässigkeit zu berücksichtigen sind. Die erreichbare Leistung hängt von der Größe und dem Wirkungsgrad der Solarzellenarrays ab und lässt sich aus diesen Werten und der Solarkonstante von etwa 1,37 kW pro m2 errechnen. Sie liegt im Bereich von wenigen Watt bei kleineren Satelliten, über 10 kW bei großen Kommunikationssatelliten und über 100 kW bei der ISS.
Neben Solarzellen wurden seit der Pionierzeit der Raumfahrt auch immer wieder solardynamische Anlagen für große Leistungen geplant. Das Funktionsprinzip gleicht bei diesen dem von irdischen Kraftwerken, wobei jedoch anstelle von primären Energieträgern (Kohle, Öl) das mit Hilfe von Spiegeln gebündelte Sonnenlicht für die Erhitzung und Verdampfung der Arbeitsmaterialien (zum Beispiel wäre Xenon, Quecksilber oder Rubidium möglich) und anschließende Energiegewinnung durch Wärmekraftmaschinen (Turbinen, Generator, Rekuperator, Kühler und Radiator) verwendet wird. Dabei kommt das physikalische Prinzip des Kreisprozesses wie Stirling-, Brayton- oder Rankine-Prozess zum Einsatz. Auch der Einsatz von MHD-Generatoren wäre denkbar. Trotz theoretischer Vorteile bei größeren Anlagen wurden solardynamische Anlagen bisher noch nicht zur Energieversorgung von Satelliten und Raumschiffen verwendet.Emcore: Spectrolab: Solar Panel Datasheets (PDF; 190 kB)
Kernenergie mini|Schnittbild durch einen General-Purpose-Heat-Source-RTG (GPHS) der Raumsonde Cassini-Huygens mini|Testsatellit Snapshot mit Kernreaktor
Kernenergie als Primärenergieträger wird vor allem bei Satelliten eingesetzt, die sich von der Sonne weiter entfernen oder bei denen Solarzellen nicht die benötigte Leistung liefern können oder aufgrund ihrer Abmessungen und Eigenschaften nicht praktikabel sind. Vorteile sind ihre hohe Zuverlässigkeit, lange Lebensdauer und kompakten Ausmaße. Ihre Nachteile sind die notwendige Abschirmung der ionisierenden Strahlung und vor allem das Akzeptanzproblem (siehe dazu auch Kosmos 954) von Kernenergieanlagen, die aus Sicherheitsgründen so ausgelegt sein müssen, dass sie eine Explosion der Trägerrakete oder einen Absturz überstehen.
Wie bei den Solarzellen werden die eingesetzten Anlagen in Systeme mit direkter Energieumwandlung (statische Systeme) und indirekter Energieumwandlung (dynamische Systeme) eingeteilt. Wie bei den Solarzellen sind jedoch dynamische Systeme (deren Arbeitsprinzip dem von irdischen Atomkraftwerken jedoch mit Kreisprozessen ähnelt) bisher nicht eingesetzt worden.
Es werden heute hauptsächlich statische Systeme wie die gegenüber von anderen Bauformen erheblich kleineren, leichteren und einfacher aufgebauten Radioisotopengeneratoren (RTGs) auf Basis des Seebeck-Effekts verwendet. Diese besitzen eine Wirkungsgrad von etwa 5 bis 10 %, ein Gewicht von 10 bis etwa 100 kg und kommen im Leistungsbereich von bis zu 1 kW elektrischer Leistung zum Einsatz. Zum Teil können diese Systeme auch zur Temperaturregelung der Sonden eingesetzt werden. Beispiele für RTGs sind die SNAP-Systeme von Ulysses, Galileo oder Voyager und einiger Pioneer-Raumsonden. Der erste Raumflugkörper mit einem Radioisotopengenerator war der Satellit Transit 4A, welcher am 29. Juni 1961 gestartet wurde.