本發(fā)明屬于太陽能電池技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種空間用柔性太陽電池組件及其制備方法和應(yīng)用。

背景技術(shù)：

高空長航時太陽能無人機具有飛行高度高、工作時間長、覆蓋區(qū)域廣、使用靈活、運行成本低和無環(huán)境污染等優(yōu)點，成為執(zhí)行情報、偵察、監(jiān)視和通信中繼等任務(wù)的理想空中平臺，有著非常廣闊的應(yīng)用前景。它利用太陽光輻射能作為動力在高空長航時連續(xù)飛行的無人駕駛飛行器，它利用光電池將太陽能轉(zhuǎn)化為電能，通過電動機驅(qū)動螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生飛行動力。白天，太陽能無人機依靠機體表面鋪設(shè)的太陽電池將吸收的太陽光輻射能轉(zhuǎn)換為電能，維持動力系統(tǒng)、航空電子設(shè)備和有效載荷的運行，同時對機載二次電源充電。如果白天存儲的能力能夠滿足夜間飛行的需要，則理論上太陽能無人機可以實現(xiàn)“永久”飛行。

為了保證太陽能飛機具有足夠的飛行動力，往往需要在其機翼、機身上鋪設(shè)較多的太陽能電池組件，太陽能電池在太陽能飛機上的安裝工藝是個技術(shù)難點。目前，無人機上鋪設(shè)的太陽電池大多為剛性太陽電池，由于受到太陽能無人機翼型弧度和安裝結(jié)構(gòu)的限制，剛性且易碎易裂的太陽電池陣平面很難適應(yīng)機翼上曲率變化大部位的貼合和安裝。當機翼受載變形時，電池可能嚴重受損。這就要求既要解決對太陽能電池的封裝問題，又要為電池提供良好的鋪設(shè)平臺。為保證氣動效率，太陽能電池不僅要保證安裝時與飛機蒙皮共形，而且要保證在整個飛行過程中與蒙皮的緊密貼合，所以太陽能電池的柔韌性至關(guān)重要。傳統(tǒng)的剛性太陽能電池組件一般采用PET透光膜（約200μm厚）+EVA層（約500μm厚）+單晶硅片或多晶硅片（約180μm厚）+TPE背光板，其面密度通常為2.0～2.5 kg/m²，導(dǎo)致太陽能電池組件缺乏柔韌性，不僅無法適應(yīng)與翼型曲面的貼合，而且本身的質(zhì)量較大，降低了太陽能飛機的載荷，難以滿足太陽能飛機的應(yīng)用需求。

目前，在已經(jīng)公開的太陽能無人機用的太陽電池組件制作技術(shù)中，如CN 203659894 U和CN201510680597中均采用剛性的太陽電池制備太陽電池組件，為了保證電池組件中剛性太陽電池在彎曲過程中不發(fā)生碎裂，組件不能進行大的彎曲變形，很難適應(yīng)機翼上曲率變化大部位的貼合。而且，這些專利中的太陽電池組件與機翼骨架鋪設(shè)安裝工藝復(fù)雜，而且安裝結(jié)構(gòu)難以滿足無人機氣動性對機翼表面高光滑度的需求。另外，如CN 203659894 U專利中雖較傳統(tǒng)太陽電池組件面密度減輕35%以上，面密度仍達到1.2Kg/m²以上；同時，該專利中制備的太陽電池組件缺乏柔韌的支撐襯底難以保證太陽電池組件與無人機機翼骨架共性效果以及太陽電池片可靠性。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種安裝便捷、曲面貼合性強、表面氣動性能優(yōu)異和質(zhì)輕的柔性太陽電池組件，還相應(yīng)提供一種該柔性太陽電池組件的制備方法及其在太陽能無人機等空間飛行器上的應(yīng)用。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：

一種柔性太陽電池組件，包括封裝蒙皮和設(shè)于封裝蒙皮表面的組件骨架，所述封裝蒙皮沿所述組件骨架的至少一邊向外延伸形成包覆邊。

作為上述技術(shù)方案的進一步改進：

所述封裝蒙皮為熱縮膜。

所述熱縮膜包括PET熱縮膜、PVC熱縮膜、OPS熱縮膜、PE熱縮膜或POF熱縮膜。

所述熱縮膜的厚度為20μm～60μm，透過率為80%～100%。

所述組件骨架設(shè)于所述封裝蒙皮的下表面，所述組件骨架從上至下依次包括第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜、支撐件、第三封裝膠膜和內(nèi)蒙皮。

所述組件骨架設(shè)于所述封裝蒙皮的下表面，所述組件骨架從上至下依次包括第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜、內(nèi)蒙皮、第三封裝膠膜和支撐件。

所述組件骨架設(shè)于所述封裝蒙皮的上表面，所述組件骨架從下至上依次包括第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜、支撐件、第三封裝膠膜和內(nèi)蒙皮。

所述支撐件為聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板。

所述聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板的厚度為0.2mm～3mm，密度30 Kg/m3～100Kg/m3。

所述柔性太陽電池陣包括多個太陽電池片和光伏焊帶，相鄰太陽電池片通過所述光伏焊帶連接。

所述太陽電池片包括柔性晶硅太陽電池片、薄膜砷化鎵太陽電池片、銅銦鎵硒薄膜太陽電池片或非晶硅薄膜太陽電池片。

所述光伏焊帶的厚度為0.03mm～0.3mm。

所述內(nèi)蒙皮包括PET膜、ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，所述內(nèi)蒙皮的厚度為20μm～50μm。

所述第一封裝膠膜為POE膠膜或EVA膠膜，所述第一封裝膠膜的厚度為50μm～150μm；所述第二封裝膠膜為POE膠膜或EVA膠膜，所述第二封裝膠膜的厚度為50μm～150μm；所述第三封裝膠膜為POE膠膜或EVA膠膜，所述第三封裝膠膜的厚度為50μm～150μm。

作為一個總的發(fā)明構(gòu)思，本發(fā)明還提供一種柔性太陽電池組件的制備方法，包括以下步驟：先按從上到下為封裝蒙皮、第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜、支撐件、第三封裝膠膜和內(nèi)蒙皮的順序進行疊層，再進行層壓，層壓溫度為80℃～150℃，層壓壓力為15 kPa～100kPa，層壓時間為5min～30min。

本發(fā)明還提供一種柔性太陽電池組件的制備方法，包括以下步驟：先按從上到下為封裝蒙皮、第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜和內(nèi)蒙皮的順序進行疊層第一步層壓工藝，層壓溫度為80℃～150℃，層壓壓力為15 kPa～100kPa，層壓時間為5min～30min；冷卻，得到中間組件，再按從上到下為中間組件、第三封裝膠膜、支撐件的順序進行疊層后，進行第二步層壓工藝，層壓溫度為50℃～120℃，層壓壓力為10 kPa～50kPa，層壓時間為5min～20min。

作為一個總的發(fā)明構(gòu)思，本發(fā)明還提供一種上述的柔性太陽電池組件或上述的柔性太陽電池組件的制備方法所制備的柔性太陽電池組件在空間太陽能飛行器上的應(yīng)用。

空間太陽能飛行器包括太陽能無人機、太陽能飛艇、太陽能高空氣球等。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點在于：

1、本發(fā)明的柔性太陽電池組件，上蒙皮采用熱縮膜，上蒙皮沿組件骨架的至少一邊向外延伸形成包覆邊。將包覆邊貼合在具有弧形曲面結(jié)構(gòu)的表面，熱縮膜加熱后收縮張緊于弧形曲面結(jié)構(gòu)表面，不僅簡化了太陽電池組件在被安裝件上的安裝工藝，安裝固定重量極大降低，而且使得柔性太陽電池組件可完美貼合并固定在弧形曲面結(jié)構(gòu)表面。如本發(fā)明的柔性太陽電池組件應(yīng)用于太陽能無人機機翼骨架表面，可具體在沿柔性太陽電池組件鋪設(shè)的機翼展向上向兩邊延長形成包覆邊，柔性太陽電池組件鋪設(shè)完畢后，將兩邊的包覆邊分別貼合于對應(yīng)的機翼骨架表面位置，熱縮膜加熱后收縮張緊并貼合于機翼骨架表面，不僅安裝便捷，簡化了太陽電池組件在太陽能無人機上的安裝工藝，而且可提升機翼骨架表面與蒙皮的氣動保險效果，大幅提高了太陽能無人機的載荷能力和飛行性能。

2、本發(fā)明的柔性太陽電池組件，太陽電池片選擇柔性晶硅太陽電池片、薄膜砷化鎵太陽電池片、銅銦鎵硒薄膜太陽電池片或非晶硅薄膜太陽電池片，并采用厚度為0.03mm～0.3mm的超薄焊帶將相鄰太陽電池片連接起來構(gòu)成柔性太陽電池陣。減薄后的太陽電池陣列具有一定柔韌性和彎曲性能，進一步提升了柔性太陽電池組件在太陽無人機機翼等曲率變化大的弧形曲面結(jié)構(gòu)上的貼合度。并且該柔性太陽電池陣面密度相比傳統(tǒng)太陽能電池組件大幅降低80%以上，降低太陽能無人機用太陽電池組件面密度，進一步提高了太陽能無人機的載荷能力。

3、雖然減薄后的太陽電池陣列具有一定彎曲性能，但脆性增加，在彎曲受力不均勻的情況下極易碎裂，特別是在太陽能無人機等類似有較大彎曲結(jié)構(gòu)的應(yīng)用中更易碎裂，因而其封裝保護要求比普通的剛性電池更高。為了保證組件既具有良好的柔韌性和彎曲性，又在彎曲過程中不被破壞，即要求對封裝材料和封裝工藝進行改進，使封裝后的太陽電池組件的柔性和剛性達到最佳平衡，獲得最佳的鋪展性能。其中，太陽電池組件中支撐件的選擇尤為關(guān)鍵，是整個太陽電池組件是否具有最佳鋪展性能的最核心部件。申請人經(jīng)過大量的試驗嘗試，最終優(yōu)選聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板作為柔性太陽電池組件的支撐件，試驗表明，封裝后的柔性太陽電池組件具有非常好的鋪展性能。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例1的柔性太陽電池組件的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明實施例1的柔性太陽電池組件與無人機機翼骨架一體化封裝的截面結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為本發(fā)明實施例1的柔性太陽電池組件與無人機機翼骨架一體化封裝的立體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4為本發(fā)明實施例2的柔性太陽電池組件的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖例說明：1、封裝蒙皮；11、包覆邊；2、組件骨架；21、第一封裝膠膜；22、柔性太陽電池陣；221、太陽電池片；222、光伏焊帶；23、第二封裝膠膜；24、支撐件；25、第三封裝膠膜；26、內(nèi)蒙皮。

具體實施方式

以下結(jié)合說明書附圖和具體優(yōu)選的實施例對本發(fā)明作進一步描述，但并不因此而限制本發(fā)明的保護范圍。

實施例1：

如圖1所示，本實施例的柔性太陽電池組件，包括封裝蒙皮1和設(shè)于封裝蒙皮1表面的組件骨架2，封裝蒙皮1沿組件骨架2的至少一邊向外延伸形成包覆邊11。

本實施例中，封裝蒙皮1沿組件骨架鋪設(shè)的機翼展向上向兩邊延伸形成包覆邊11。

本實施例中，封裝蒙皮1為PET熱縮膜，厚度為25μm，透過率為95%。

在其他實施例中，熱縮膜可以是PET熱縮膜、PVC熱縮膜、OPS熱縮膜、PE熱縮膜或POF熱縮膜。熱縮膜的厚度優(yōu)選為20μm～60μm，透過率優(yōu)選為80%～100%。

本實施例中，組件骨架2設(shè)于封裝蒙皮1的下表面，組件骨架2從上至下依次包括第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣22、第二封裝膠膜23、支撐件24、第三封裝膠膜25和內(nèi)蒙皮26。

本實施例中，支撐件24為聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板，厚度為0.5mm，密度為50 Kg/m³。聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板的厚度優(yōu)選為0.2mm～3mm，密度優(yōu)選為30 Kg/m³～100Kg/m³。

本實施例中，柔性太陽電池陣22包括多個太陽電池片221和光伏焊帶222，相鄰太陽電池片221通過光伏焊帶222連接，最終構(gòu)成柔性太陽電池陣22。太陽電池片221為柔性晶硅太陽電池片，單個柔性晶硅太陽電池片尺寸大小為40mm×156mm，厚度為100微米，光伏焊帶222的厚度為0.08mm，電池片間的間隙為0.5mm。

在其他的實施例中，太陽電池片可以是薄膜砷化鎵太陽電池片、銅銦鎵硒薄膜太陽電池片或非晶硅薄膜太陽電池片。光伏焊帶的厚度優(yōu)選為0.03mm～0.3mm。

本實施例的柔性太陽電池陣22，關(guān)鍵制備流程如下：（1）通過硅片減薄工藝和超薄硅片制備工藝制備出厚度為100微米的多個晶硅太陽電池片，這種超薄的晶硅太陽電池片具備一定的柔性，單個柔性晶硅太陽電池片尺寸大小為40mm×156mm；（2）采用厚度為0.08mm的超薄光伏焊帶，通過晶硅太陽電池焊接工藝，將相鄰的晶硅太陽電池片（相鄰晶硅太陽電池片3之間的間隙為0.5mm）互連，最終形成柔性太陽電池陣22。

本實施例中，第一封裝膠膜21、第二封裝膠膜23和第三封裝膠膜25均為POE膠膜，厚度均為75μm。在其他實施例中，各封裝膠膜也可選擇EVA膠膜，各封裝膠膜的厚度優(yōu)選為50μm～150μm。

本實施例中，內(nèi)蒙皮26為PET膜，厚度為25μm。在其他實施例中，下蒙皮26也可為ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，內(nèi)蒙皮26的厚度優(yōu)選為20μm～50μm，透過率優(yōu)選為80%～100%。

一種本實施例的柔性太陽電池組件的制備方法，包括以下步驟：

先按從上到下為封裝蒙皮1、第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣22、第二封裝膠膜23、支撐件24、第三封裝膠膜25和內(nèi)蒙皮26的順序進行疊層，隨后放入層壓機中進行加熱、層壓，加熱溫度為100℃，層壓壓力為80kPa，加熱時間為10min。將柔性太陽電池陣放置于輕質(zhì)柔韌的聚甲基丙烯酰亞胺（PMI）泡沫薄板上方，柔性的上蒙皮和下蒙皮分別位于電池組件的最外表面，這種結(jié)構(gòu)設(shè)計，熱壓過程中熱收縮均衡性較好，采用較簡單的一步層壓法，即可制備無組件翹曲、電池可靠性好的柔性太陽電池組件。本發(fā)明所制備出來的用于無人機機翼一體化封裝的柔性太陽電池組件面密度僅為0.48 kg/m²，相比與傳統(tǒng)的太陽能電池組件的層壓方案，其面密度減小80%以上。

一種本實施例的柔性太陽電池組件在制備無人機機翼中的應(yīng)用，如圖2和3所示，包括以下步驟：

S1：制備機翼骨架，并在機翼骨架上表面的中部加工與組件骨架2配合的凹槽，凹槽深度為0.8mm；

S2：將組件骨架2置于凹槽內(nèi)，包覆邊11沿機翼骨架的翼展方向布置，由于本發(fā)明的柔性太陽電池組件具有一定柔韌性和彎曲性能，而且彎曲過程中電池片保護良好不易破碎，該柔性太陽電池組件可完美貼合在機翼骨架的凹槽中。通過張緊機構(gòu)使柔性太陽電池組件處于張緊狀態(tài)，并用聚氨酯膠將包覆邊11貼合在機翼骨架的弧形表面上，對聚氨酯膠進行加熱固化，固化溫度為80℃，固化時間60min。待膠固化后，包覆邊11將柔性太陽電池組件固定在了機翼骨架的表面，實現(xiàn)了柔性太陽電池組件在機翼骨架表面的完美貼合，提升了機翼骨架表面與蒙皮的氣動保險效果。并且，與現(xiàn)有的太陽能飛機機翼制造工藝相比，大大簡化了太陽能電池組件在太陽能無人機的安裝工序，并且安裝固定重量極大降低，從而大幅提高了太陽能無人機的載荷能力。

本實施例中，位于組件骨架2兩側(cè)的包覆邊11分別從機翼骨架的上表面延伸至下表面并接觸，也即封裝蒙皮1將整個機翼骨架的上下表面包覆起來，進一步提升了機翼骨架表面與蒙皮的氣動保險效果。

S3：對包覆邊11進行加熱，加熱溫度為150℃，可使包覆邊11收縮并張緊于機翼骨架的表面，更進一步提升了機翼骨架表面與蒙皮的氣動保險效果。

在其他的實施例中，加熱溫度也可以是60℃～200℃，能達到相同或相似的效果。

在其他的實施例中，聚氨酯膠可用硅橡膠或環(huán)氧樹脂膠代替，固化溫度為25℃～80℃，固化時間15分鐘～7天。

實施例2：

如圖4所示，本實施例的柔性太陽電池組件，包括封裝蒙皮1和設(shè)于封裝蒙皮表面的組件骨架2，封裝蒙皮1沿組件骨架的至少一邊向外延伸形成包覆邊。

本實施例中，封裝蒙皮1沿組件骨架鋪設(shè)的機翼展向上向兩邊延伸形成包覆邊。

其中，封裝蒙皮1為PVC熱縮膜，厚度為25μm，透過率為95%。

本實施例中，組件骨架2設(shè)于封裝蒙皮1的下表面，組件骨架2從上至下依次包括第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣22、第二封裝膠膜23、內(nèi)蒙皮26、第三封裝膠膜25和支撐件24。

本實施例中，支撐件24為聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板，厚度為0.5mm，密度為50 Kg/m³。

本實施例中，柔性太陽電池陣22包括多個太陽電池片221和光伏焊帶222，相鄰太陽電池片221通過光伏焊帶222連接，最終構(gòu)成柔性太陽電池陣22。太陽電池片221為柔性晶硅太陽電池片，單個柔性晶硅太陽電池片尺寸大小為40mm×156mm，厚度為100微米，光伏焊帶222的厚度為0.08mm，電池片間的間隙為0.5mm。

本實施例中，第一封裝膠膜21、第二封裝膠膜23和第三封裝膠膜25均為EVA膠膜，厚度均為75μm。

本實施例中，內(nèi)蒙皮26為PET膜，厚度為25μm。

一種本實施例的柔性太陽電池組件的制備方法，包括以下步驟：

先按從上到下為封裝蒙皮1、第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣22、第二封裝膠膜23和內(nèi)蒙皮26的順序疊層后，進行第一步層壓工藝，層壓溫度為130℃，層壓壓力為80kPa，層壓時間為10min；然后，待其冷卻至室溫后，按從上到下為第一步層壓獲得的組件、第三封裝膠膜25、支撐件24的順序疊層，進行第二步層壓工藝，層壓溫度為80℃，層壓壓力為40kPa，層壓時間為8min。申請人在柔性太陽電池組件一步熱壓封裝過程中發(fā)現(xiàn)，聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板置于電池組件的最下端，由于組件中各材料熱收縮率不同，導(dǎo)致電池組件存在輕微翹曲，可靠性變成差。通過兩步層壓工藝，可釋放由于材料熱收縮率不同造成的組件翹曲現(xiàn)象。

本發(fā)明所制備出來的用于無人機機翼一體化封裝的柔性太陽電池組件面密度僅為0.48 kg/m²，相比與傳統(tǒng)的太陽能電池組件的層壓方案，其面密度減小80%以上。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，本發(fā)明的保護范圍并不僅局限于上述實施例。凡屬于本發(fā)明思路下的技術(shù)方案均屬于本發(fā)明的保護范圍。應(yīng)該指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下的改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。