柔性太阳电池组件及其制备方法和应用与流程

本发明属于太阳能电池技术领域，尤其涉及一种空间用柔性太阳电池组件及其制备方法和应用。

背景技术：

高空长航时太阳能无人机具有飞行高度高、工作时间长、覆盖区域广、使用灵活、运行成本低和无环境污染等优点，成为执行情报、侦察、监视和通信中继等任务的理想空中平台，有着非常广阔的应用前景。它利用太阳光辐射能作为动力在高空长航时连续飞行的无人驾驶飞行器，它利用光电池将太阳能转化为电能，通过电动机驱动螺旋桨旋转产生飞行动力。白天，太阳能无人机依靠机体表面铺设的太阳电池将吸收的太阳光辐射能转换为电能，维持动力系统、航空电子设备和有效载荷的运行，同时对机载二次电源充电。如果白天存储的能力能够满足夜间飞行的需要，则理论上太阳能无人机可以实现“永久”飞行。

为了保证太阳能飞机具有足够的飞行动力，往往需要在其机翼、机身上铺设较多的太阳能电池组件，太阳能电池在太阳能飞机上的安装工艺是个技术难点。目前，无人机上铺设的太阳电池大多为刚性太阳电池，由于受到太阳能无人机翼型弧度和安装结构的限制，刚性且易碎易裂的太阳电池阵平面很难适应机翼上曲率变化大部位的贴合和安装。当机翼受载变形时，电池可能严重受损。这就要求既要解决对太阳能电池的封装问题，太阳能飞机本身又要为电池提供良好的铺设平台。为保证气动效率，太阳能电池不仅要保证安装时与飞机蒙皮共形，而且要保证在整个飞行过程中与蒙皮的紧密贴合，所以太阳能电池的柔韧性至关重要。传统的刚性太阳能电池组件一般采用PET透光膜（约200μm厚）+EVA层（约500μm厚）+单晶硅片或多晶硅片（约180μm厚）+TPE背光板，其面密度通常为2.0～2.5 kg/m²，导致太阳能电池组件缺乏柔韧性，不仅无法适应与翼型曲面的贴合，而且本身的质量较大，降低了太阳能飞机的载荷，难以满足太阳能飞机的应用需求。

减薄后的太阳电池阵列具有一定弯曲性能，被称为柔性太阳电池组件。但是电池片不是越薄越好，这是因为减薄后电池片的脆性增加，在弯曲受力不均匀的情况下极易碎裂，特别是在太阳能无人机等类似有较大弯曲结构的应用中更易碎裂。因而常规的柔性太阳电池组件仍具有很大的刚性，导致弯曲后回弹力较大，难以将其固定在无人机机翼等曲率大的结构表面。因此，常规的柔性太阳电池组件在无人机机翼骨架等曲率大的结构表面上安装铺设中，主要靠增加铆钉、销钉、搭扣等机械结构将太阳电池组件与机翼骨架等进行锁紧固定。这样，不仅增加了太阳能无人机等的重量，而且这些机械固定结构破坏了机翼等的表面光滑度和无人机等的气动保形性能。

例如，在已经公开的太阳能无人机用的太阳电池组件制作技术中，如CN 203659894 U和CN201510680597中均采用刚性的太阳电池制备太阳电池组件，为了保证电池组件中刚性太阳电池在弯曲过程中不发生碎裂，组件不能进行大的弯曲变形，很难适应机翼上曲率变化大部位的贴合。另外，如CN 203659894 U专利中虽较传统太阳电池组件面密度减轻35%以上，面密度仍达到1.2Kg/m²以上；同时，该专利中制备的太阳电池组件缺乏柔韧的支撑衬底难以保证太阳电池组件与无人机机翼骨架共性效果以及太阳电池片可靠性。同样，CN201510680597专利中虽然柔性的隔热材料作为支撑衬底，但由于该组件结构和工艺，难以避免不同材料经过热收缩不均衡后造成的组件翘曲和组件内部刚性太阳电池可靠性差等问题。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种面密度低、弯曲和柔韧性能好、能适应与翼型曲面的贴合、可靠性好、不存在翘曲、碎裂等封装问题的柔性太阳电池组件，还相应提供一种该柔性太阳电池组件的制备方法及其在太阳能无人机等空间飞行器上的应用。

为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：

一种柔性太阳电池组件，包括从上至下依次热压封装的上蒙皮、第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜、支撑件、第三封装胶膜和下蒙皮，所述支撑件为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板。

一种柔性太阳电池组件，包括从上至下依次热压封装的上蒙皮、第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜、下蒙皮、第三封装胶膜和支撑件，所述支撑件为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板。

作为上述两个技术方案的进一步改进：

所述聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板的厚度为0.2mm～3mm，密度30 Kg/m3～100Kg/m3，压缩强度0.3MPa～7.5MPa，压缩模量20MPa～200MPa，拉伸强度0.8MPa～8MPa，拉伸模量40MPa～400MPa，扭转剪切强度0.4MPa～7MPa，扭转剪切模量10MPa～200MPa。

所述柔性太阳电池阵包括多个太阳电池片和光伏焊带，相邻太阳电池片通过所述光伏焊带连接。

所述太阳电池片的厚度为50μm～140μm，相邻太阳电池片之间的间隙为0.1mm～1mm，所述光伏焊带的厚度为0.03mm～0.3mm。

所述太阳电池片包括柔性晶硅太阳电池片、薄膜砷化镓太阳电池片、铜铟镓硒薄膜太阳电池片或非晶硅薄膜太阳电池片。

所述上蒙皮包括PET膜、ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，所述上蒙皮的厚度为20μm～50μm，透过率为80%～100%；所述下蒙皮包括PET膜、ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，所述下蒙皮的厚度为20μm～50μm。

所述第一封装胶膜为POE胶膜或EVA胶膜，所述第一封装胶膜的厚度为50μm～150μm；所述第二封装胶膜为POE胶膜或EVA胶膜，所述第二封装胶膜的厚度为50μm～150μm；所述第三封装胶膜为POE胶膜或EVA胶膜，所述第三封装胶膜的厚度为50μm～150μm。

作为一个总的发明构思，本发明还提供一种柔性太阳电池组件的制备方法，包括以下步骤：先按从上到下为上蒙皮、第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜、支撑件、第三封装胶膜和下蒙皮的顺序进行叠层，再进行层压，层压温度为80℃～150℃，层压压力为15 kPa～100kPa，层压时间为5min～30min。

作为一个总的发明构思，本发明还提供一种柔性太阳电池组件的制备方法，包括以下步骤：先按从上到下为上蒙皮、第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜和下蒙皮的顺序进行叠层后，进行第一步层压工艺，层压温度为80℃～150℃，层压压力为15 kPa～100kPa，层压时间为5min～30min；冷却，得到中间组件，再按从上到下为中间组件、第三封装胶膜、支撑件的顺序进行叠层第二步层压工艺，层压温度为50℃～120℃，层压压力为10 kPa～50kPa，层压时间为5min～20min。

作为一个总的发明构思，本发明还提供一种上述的柔性太阳电池组件或上述的柔性太阳电池组件的制备方法所制备的柔性太阳电池组件在空间太阳能飞行器上的应用。

空间太阳能飞行器包括太阳能无人机、太阳能飞艇、太阳能高空气球等。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、若柔性太阳电池组件刚性过高，太阳电池组件的弯曲效果难以满足较大曲率的应用需求；减薄后的太阳电池阵列虽然弯曲性能增加，但脆性也随之增加，在弯曲受力不均匀的情况下极易碎裂，特别是在太阳能无人机等类似有较大弯曲结构的应用中更易碎裂。若想在这种有较大弯曲结构的表面便捷地铺设太阳电池组件，唯一的办法是尽可能地减薄太阳电池片的同时，提高柔性太阳电池组件的封装质量，因而其封装保护要求比普通的柔性太阳电池组件更高。即为了保证组件既具有良好的柔韧性和弯曲性，又在弯曲过程中不被破坏，要求对封装材料和封装工艺进行改进，使封装后的太阳电池组件的柔性和刚性达到最佳平衡，获得最佳的铺展性能。其中，太阳电池组件中的支撑件的选择尤为关键，是整个太阳电池组件是否具有最佳铺展性能的最核心部件。

申请人对封装材料和封装工艺的选择进行了大量的试验探索，在这些探索过程中，申请人发现，大量看似柔韧性和刚性适宜的材料，如一定厚度的高强纤维布及其复合型衬底、蜂窝等中空型复合衬底、一定厚度TPE背板、一定厚度金属板等，作为支撑件组装成柔性太阳电池组件后，在铺设于机翼等较大弯曲结构的表面上的过程中，要么保护性能差导致电池片碎裂，要么电池组件弯曲后回弹力较大，无法在曲面结构表面铺展开来。另外，在封装工艺探索中，申请人发现，由于电池组件中各材料热收缩率不同，支撑件选择不当，经过热压封装后，柔性太阳电池组件往往会出现翘曲现象，导致可靠性变成差。因而，支撑件还要求尽可能与其他材料如蒙皮、封装胶等热收缩率匹配。

本发明的柔性太阳电池组件，申请人经过大量的试验尝试，最终优选聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板作为柔性太阳电池组件的支撑件，试验表明，封装过程中不存在翘曲现象，并且封装后的柔性太阳电池组件具有最佳的柔韧性，能够进行大的弯曲变形，又能保证柔性组件中的减薄太阳电池片弯曲过程不被破坏，即具有非常好的铺展性能，这种柔性太阳电池组件，仅通过涂胶就能固定在无人机机翼等弯曲结构的表面，不仅可简化太阳电池组件在铺设载体上的安装工序，而且安装固定重量极大降低，并且可提升机翼骨架等表面与蒙皮的气动保险效果，总之，大幅提高了太阳能无人机等空间飞行器的载荷能力和飞行性能。

另外，支撑件的位置设置不当也会存在组件翘曲和组件内部脆性太阳电池可靠性差等问题。申请人通过试验后发现，将柔性太阳电池阵放置于轻质柔韧的聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）泡沫薄板上方，柔性的上蒙皮和下蒙皮分别位于电池组件的最外表面，这种一体化制备出的柔性晶硅太阳电池组件进一步避免了经过热收缩不均衡造成的组件翘曲和组件内部脆性太阳电池可靠性差等问题。

2、进一步地，聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板的厚度为0.2mm～3mm，密度30 Kg/m³～100Kg/m³，压缩强度0.3MPa～7.5MPa、压缩模量20MPa～200MPa、拉伸强度0.8MPa～8MPa、拉伸模量40MPa～400MPa、扭转剪切强度0.4MPa～7MPa、扭转剪切模量10MPa～200MPa，通过限定PMI薄板的这些参数，可进一步确保柔性太阳电池组件获得最佳的柔韧性，满足无人机机翼应用需求。

3、进一步地，柔性太阳电池阵中，太阳电池片的厚度为50μm～140μm，这种超薄太阳电池片可以通过硅片减薄工艺和超薄硅片制备工艺所制备。相邻太阳电池片之间的间隙为0.1mm～1mm，采用厚度为0.03mm～0.3mm的超薄焊带将相邻太阳电池片连接起来，构成柔性太阳电池阵。研制的柔性晶硅太阳能组件面密度相比传统太阳能电池组件大幅降低80%以上，重量极大降低，从而大幅提高了太阳能无人机等空间飞行器的载荷能力。

附图说明

图1为本发明实施例1的柔性太阳电池组件的结构示意图。

图2为本发明实施例1的柔性太阳电池组件应用到某型号太阳能无人机机翼的结构示意图。

图3为本发明实施例2的柔性太阳电池组件的结构示意图。

标号说明：1、 上蒙皮；21、第一封装胶膜；3、晶硅太阳电池片；22、第二封装胶膜；4、光伏焊带；5、聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）泡沫薄板；23、第三封装胶膜；6、下蒙皮。

具体实施方式

以下结合说明书附图和具体优选的实施例对本发明作进一步描述，但并不因此而限制本发明的保护范围。

实施例1：

如图1所示，一种本发明的柔性太阳电池组件，包括从上至下依次热压封装的上蒙皮1、第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜22、支撑件、第三封装胶膜23和下蒙皮6，该支撑件为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板5。

聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板5的厚度优选为0.5mm～3mm，密度优选为30 Kg/m³～100Kg/m³，压缩强度0.3MPa～7.5MPa，压缩模量20MPa～200MPa，拉伸强度0.8MPa～8MPa，拉伸模量40MPa～400MPa，扭转剪切强度0.4MPa～7MPa，扭转剪切模量10MPa～200MPa。

本实施例中，聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板5的厚度为0.5mm，密度50 Kg/m³～100Kg/m³，压缩强度1.0MPa，压缩模量44MPa，拉伸强度1.7MPa，拉伸模量74MPa，扭转剪切强度0.92MPa，扭转剪切模量23MPa。

本实施例中，柔性太阳电池阵包括多个晶硅太阳电池片3和光伏焊带4，相邻晶硅太阳电池片3通过光伏焊带4连接，最终构成柔性太阳电池阵。

晶硅太阳电池片3的厚度优选为50μm～140μm，相邻晶硅太阳电池片3之间的间隙优选为0.1mm～1mm，厚度优选为0.03mm～0.3mm。

本实施例中，晶硅太阳电池片3的厚度为100μm，相邻晶硅太阳电池片3之间的间隙为0.5mm，光伏焊带4的厚度为0.08mm。

本实施例的柔性太阳电池阵，关键制备流程如下：（1）通过硅片减薄工艺和超薄硅片制备工艺制备出厚度为100微米的多个晶硅太阳电池片3，这种超薄的晶硅太阳电池片3具备一定的柔性，单个晶硅太阳电池片尺寸大小为40mm×156mm；（2）采用厚度为0.08mm的超薄焊带4，通过晶硅太阳电池焊接工艺，将相邻的晶硅太阳电池片3（相邻晶硅太阳电池片3之间的间隙为0.5mm）互连，最终形成柔性太阳电池阵。

在其他的实施例中，柔性晶硅太阳电池片也可以替换为薄膜砷化镓太阳电池片、铜铟镓硒薄膜太阳电池片或非晶硅薄膜太阳电池片。

本实施例中，上蒙皮1为PET膜，厚度为25μm、透过率为95%。在其他实施例中，上蒙皮1也可为ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，上蒙皮1的厚度优选为20μm～50μm。

本实施例中，第一封装胶膜21、第二封装胶膜22和第三封装胶膜23均为POE胶膜，厚度均为75μm。在其他实施例中，各封装胶膜也可选择EVA胶膜，各封装胶膜的厚度优选为50μm～150μm。

本实施例中，下蒙皮6为PET膜，厚度为25μm。在其他实施例中，下蒙皮6也可为ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，下蒙皮6的厚度优选为20μm～50μm。

一种本发明的柔性太阳电池组件的制备方法，包括以下步骤：先按从上到下为上蒙皮1、第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜22、聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）泡沫薄板5、第三封装胶膜23和下蒙皮6的顺序进行叠层，随后放入层压机中进行加热、层压，加热温度为130℃，层压压力为80kPa，加热时间为10min。将柔性太阳电池阵放置于轻质柔韧的聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）泡沫薄板上方，柔性的上蒙皮和下蒙皮分别位于电池组件的最外表面，这种结构设计，热压过程中热收缩均衡性较好，采用较简单的一步层压法，即可制备无组件翘曲、电池可靠性好的柔性太阳电池组件。所制作出来的太阳能无人机用柔性太阳电池组件的面密度仅为0.48 kg/m²，相比与传统的太阳能电池组件的层压方案，其面密度减小80%以上。

如图2所示，将本实施例的柔性太阳电池组件安装到某型号太阳能无人机机翼上，电池组件制备过程中将上蒙皮1的两边较其他部件适度延长，并事先在机翼骨架上表面的中部加工一凹槽，将上蒙皮1以下的部件放置于凹槽中粘胶固定，上蒙皮1的延长部分则粘接于无人机机翼骨架表面，实践表明，由于本发明的柔性太阳电池组件具有一定柔韧性和弯曲性能，而且弯曲过程中电池片保护良好不易破碎，该柔性太阳电池组件可完美贴合在机翼骨架的凹槽中。这种结构大幅提升了太阳能电池组件与机翼骨架的共形效果和表面光滑度，大幅提高了太阳能无人机的飞行气动性能和可靠性。并且，与常规的靠铆钉、销钉、搭扣等机械结构将太阳电池组件与机翼骨架进行锁紧固定的制造装配方法相比，大大简化了太阳能电池组件在太阳能无人机的安装工艺，并且安装固定重量极大降低，从而大幅提高了太阳能无人机的载荷能力。

实施例2：

如图3所示，一种本发明的柔性太阳电池组件，包括从上至下依次热压封装的上蒙皮1、第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜22、下蒙皮6、第三封装胶膜23和支撑件，该支撑件为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板5。

本实施例中，聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板5的厚度为0.5mm，密度50 Kg/m³～100Kg/m³，压缩强度32MPa，压缩模量0.44MPa，拉伸强度23MPa，拉伸模量0.88MPa，扭转剪切强度0.48MPa，扭转剪切模量13MPa。

本实施例中，柔性太阳电池阵包括多个晶硅太阳电池片3和光伏焊带4，相邻晶硅太阳电池片3通过光伏焊带4连接，最终构成柔性太阳电池阵。

本实施例中，晶硅太阳电池片3的厚度为100μm，相邻晶硅太阳电池片3之间的间隙为0.5mm，光伏焊带4的厚度为0.08mm。

本实施例中，上蒙皮1为PET膜，厚度为25μm、透过率为95%。

本实施例中，第一封装胶膜21、第二封装胶膜22和第三封装胶膜23均为POE胶膜，厚度均为75μm。

本实施例中，下蒙皮6为PET膜，厚度为25μm。

一种本发明的柔性太阳电池组件的制备方法，包括以下步骤：先按从上到下为上蒙皮1、第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜22和下蒙皮6的顺序叠层后，进行第一步层压工艺，层压温度为130℃，层压压力为80kPa，层压时间为10min；然后，待其冷却至室温后，按从上到下为第一步层压获得的组件、第三封装胶膜23、支撑件的顺序叠层，进行第二步层压工艺，层压温度为80℃，层压压力为40kPa，层压时间为8min。申请人在柔性太阳电池组件一步热压封装过程中发现，聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板5置于电池组件的最下端，由于组件中各材料热收缩率不同，导致电池组件存在轻微翘曲，可靠性变成差。通过两步层压工艺，可释放由于材料热收缩率不同造成的组件翘曲现象。

所制作出来的太阳能无人机用柔性太阳电池组件的面密度仅为0.48 kg/m²，相比与传统的太阳能电池组件的层压方案，其面密度减小80%以上。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例。凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应该指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下的改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。