CN106449819A - 一种柔性太阳电池组件及其制备方法和应用 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种柔性太阳电池组件及其制备方法与应用，该柔性太阳电池组件包括封装蒙皮和设于封装蒙皮表面的组件骨架，所述封装蒙皮沿所述组件骨架的至少一边向外延伸形成包覆边。采用热压一体化封装工艺制备该柔性太阳电池组件。该柔性晶硅太阳能电池组件具有以下优点：安装便捷、曲面贴合性强、表面气动性能优异、质轻等。在太阳能无人机等空间飞行器上有广阔的应用。
Description
技术领域
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，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。
目前，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CN203659894 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。而且，这些专利中的太阳电池组件与机翼骨架铺设安装工艺复杂，而且安装结构难以满足无人机气动性对机翼表面高光滑度的需求。另外，如CN203659894 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。
发明内容
本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种安装便捷、曲面贴合性强、表面气动性能优异和质轻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，包括封装蒙皮和设于封装蒙皮表面的组件骨架，所述封装蒙皮沿所述组件骨架的至少一边向外延伸形成包覆边。
作为上述技术方案的进一步改进：
所述封装蒙皮为热缩膜。
所述热缩膜包括PET热缩膜、PVC热缩膜、OPS热缩膜、PE热缩膜或POF热缩膜。
所述热缩膜的厚度为20μm～60μm，透过率为80%～100%。
所述组件骨架设于所述封装蒙皮的下表面，所述组件骨架从上至下依次包括第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜、支撑件、第三封装胶膜和内蒙皮。
所述组件骨架设于所述封装蒙皮的下表面，所述组件骨架从上至下依次包括第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜、内蒙皮、第三封装胶膜和支撑件。
所述组件骨架设于所述封装蒙皮的上表面，所述组件骨架从下至上依次包括第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜、支撑件、第三封装胶膜和内蒙皮。
所述支撑件为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板。
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。
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。
所述光伏焊带的厚度为0.03mm～0.3mm。
所述内蒙皮包括PET膜、ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，所述内蒙皮的厚度为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：先按从上到下为封装蒙皮、第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜、支撑件、第三封装胶膜和内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。
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：先按从上到下为封装蒙皮、第一封装胶膜、柔性太阳电池阵、第二封装胶膜和内蒙皮的顺序进行叠层第一步层压工艺，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后，进行第二步层压工艺，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、本发明的柔性太阳电池组件，上蒙皮采用热缩膜，上蒙皮沿组件骨架的至少一边向外延伸形成包覆边。将包覆边贴合在具有弧形曲面结构的表面，热缩膜加热后收缩张紧于弧形曲面结构表面，不仅简化了太阳电池组件在被安装件上的安装工艺，安装固定重量极大降低，而且使得柔性太阳电池组件可完美贴合并固定在弧形曲面结构表面。如本发明的柔性太阳电池组件应用于太阳能无人机机翼骨架表面，可具体在沿柔性太阳电池组件铺设的机翼展向上向两边延长形成包覆边，柔性太阳电池组件铺设完毕后，将两边的包覆边分别贴合于对应的机翼骨架表面位置，热缩膜加热后收缩张紧并贴合于机翼骨架表面，不仅安装便捷，简化了太阳电池组件在太阳能无人机上的安装工艺，而且可提升机翼骨架表面与蒙皮的气动保险效果，大幅提高了太阳能无人机的载荷能力和飞行性能。
2、本发明的柔性太阳电池组件，太阳电池片选择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，并采用厚度为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。减薄后的太阳电池阵列具有一定柔韧性和弯曲性能，进一步提升了柔性太阳电池组件在太阳无人机机翼等曲率变化大的弧形曲面结构上的贴合度。并且该柔性太阳电池阵面密度相比传统太阳能电池组件大幅降低80%以上，降低太阳能无人机用太阳电池组件面密度，进一步提高了太阳能无人机的载荷能力。
3、虽然减薄后的太阳电池阵列具有一定弯曲性能，但脆性增加，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，因而其封装保护要求比普通的刚性电池更高。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，即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，封装后的柔性太阳电池组件具有非常好的铺展性能。
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与无人机机翼骨架一体化封装的截面结构示意图。
图3为本发明实施例1的柔性太阳电池组件与无人机机翼骨架一体化封装的立体结构示意图。
图4为本发明实施例2的柔性太阳电池组件的结构示意图。
图例说明：1、封装蒙皮；11、包覆边；2、组件骨架；21、第一封装胶膜；22、柔性太阳电池阵；221、太阳电池片；222、光伏焊带；23、第二封装胶膜；24、支撑件；25、第三封装胶膜；26、内蒙皮。
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，本实施例的柔性太阳电池组件，包括封装蒙皮1和设于封装蒙皮1表面的组件骨架2，封装蒙皮1沿组件骨架2的至少一边向外延伸形成包覆边11。
本实施例中，封装蒙皮1沿组件骨架铺设的机翼展向上向两边延伸形成包覆边11。
本实施例中，封装蒙皮1为PET热缩膜，厚度为25μm，透过率为95%。
在其他实施例中，热缩膜可以是PET热缩膜、PVC热缩膜、OPS热缩膜、PE热缩膜或POF热缩膜。热缩膜的厚度优选为20μm～60μm，透过率优选为80%～100%。
本实施例中，组件骨架2设于封装蒙皮1的下表面，组件骨架2从上至下依次包括第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵22、第二封装胶膜23、支撑件24、第三封装胶膜25和内蒙皮26。
本实施例中，支撑件24为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板，厚度为0.5mm，密度为50 Kg/m3。聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板的厚度优选为0.2mm～3mm，密度优选为30 Kg/m3～100Kg/m3。
本实施例中，柔性太阳电池阵22包括多个太阳电池片221和光伏焊带222，相邻太阳电池片221通过光伏焊带222连接，最终构成柔性太阳电池阵22。太阳电池片221为柔性晶硅太阳电池片，单个柔性晶硅太阳电池片尺寸大小为40mm×156mm，厚度为100微米，光伏焊带222的厚度为0.08mm，电池片间的间隙为0.5mm。
在其他的实施例中，太阳电池片可以是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。光伏焊带的厚度优选为0.03mm～0.3mm。
本实施例的柔性太阳电池阵22，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，这种超薄的晶硅太阳电池片具备一定的柔性，单个柔性晶硅太阳电池片尺寸大小为40mm×156mm；（2）采用厚度为0.08mm的超薄光伏焊带，通过晶硅太阳电池焊接工艺，将相邻的晶硅太阳电池片（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22。
本实施例中，第一封装胶膜21、第二封装胶膜23和第三封装胶膜25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，内蒙皮26为PET膜，厚度为25μm。在其他实施例中，下蒙皮26也可为ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，内蒙皮26的厚度优选为20μm～50μm，透过率优选为80%～100%。
一种本实施例的柔性太阳电池组件的制备方法，包括以下步骤：
先按从上到下为封装蒙皮1、第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵22、第二封装胶膜23、支撑件24、第三封装胶膜25和内蒙皮26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100℃，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。本发明所制备出来的用于无人机机翼一体化封装的柔性太阳电池组件面密度仅为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。
一种本实施例的柔性太阳电池组件在制备无人机机翼中的应用，如图2和3所示，包括以下步骤：
S1：制备机翼骨架，并在机翼骨架上表面的中部加工与组件骨架2配合的凹槽，凹槽深度为0.8mm；
S2：将组件骨架2置于凹槽内，包覆边11沿机翼骨架的翼展方向布置，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。通过张紧机构使柔性太阳电池组件处于张紧状态，并用聚氨酯胶将包覆边11贴合在机翼骨架的弧形表面上，对聚氨酯胶进行加热固化，固化温度为80℃，固化时间60min。待胶固化后，包覆边11将柔性太阳电池组件固定在了机翼骨架的表面，实现了柔性太阳电池组件在机翼骨架表面的完美贴合，提升了机翼骨架表面与蒙皮的气动保险效果。并且，与现有的太阳能飞机机翼制造工艺相比，大大简化了太阳能电池组件在太阳能无人机的安装工序，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。
本实施例中，位于组件骨架2两侧的包覆边11分别从机翼骨架的上表面延伸至下表面并接触，也即封装蒙皮1将整个机翼骨架的上下表面包覆起来，进一步提升了机翼骨架表面与蒙皮的气动保险效果。
S3：对包覆边11进行加热，加热温度为150℃，可使包覆边11收缩并张紧于机翼骨架的表面，更进一步提升了机翼骨架表面与蒙皮的气动保险效果。
在其他的实施例中，加热温度也可以是60℃～200℃，能达到相同或相似的效果。
在其他的实施例中，聚氨酯胶可用硅橡胶或环氧树脂胶代替，固化温度为25℃～80℃，固化时间15分钟～7天。
实施例2：
如图4所示，本实施例的柔性太阳电池组件，包括封装蒙皮1和设于封装蒙皮表面的组件骨架2，封装蒙皮1沿组件骨架的至少一边向外延伸形成包覆边。
本实施例中，封装蒙皮1沿组件骨架铺设的机翼展向上向两边延伸形成包覆边。
其中，封装蒙皮1为PVC热缩膜，厚度为25μm，透过率为95%。
本实施例中，组件骨架2设于封装蒙皮1的下表面，组件骨架2从上至下依次包括第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵22、第二封装胶膜23、内蒙皮26、第三封装胶膜25和支撑件24。
本实施例中，支撑件24为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板，厚度为0.5mm，密度为50 Kg/m3。
本实施例中，柔性太阳电池阵22包括多个太阳电池片221和光伏焊带222，相邻太阳电池片221通过光伏焊带222连接，最终构成柔性太阳电池阵22。太阳电池片221为柔性晶硅太阳电池片，单个柔性晶硅太阳电池片尺寸大小为40mm×156mm，厚度为100微米，光伏焊带222的厚度为0.08mm，电池片间的间隙为0.5mm。
本实施例中，第一封装胶膜21、第二封装胶膜23和第三封装胶膜25均为EVA胶膜，厚度均为75μm。
本实施例中，内蒙皮26为PET膜，厚度为25μm。
一种本实施例的柔性太阳电池组件的制备方法，包括以下步骤：
先按从上到下为封装蒙皮1、第一封装胶膜21、柔性太阳电池阵22、第二封装胶膜23和内蒙皮26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25、支撑件24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。
本发明所制备出来的用于无人机机翼一体化封装的柔性太阳电池组件面密度仅为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。
Claims (17)
1.一种柔性太阳电池组件，包括封装蒙皮（1）和设于封装蒙皮表面的组件骨架（2），其特征在于，所述封装蒙皮（1）沿所述组件骨架（2）的至少一边向外延伸形成包覆边（11）。
2.根据权利要求1所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述封装蒙皮（1）为热缩膜。
3.根据权利要求2所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述热缩膜包括PET热缩膜、PVC热缩膜、OPS热缩膜、PE热缩膜或POF热缩膜。
4.根据权利要求3所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述热缩膜的厚度为20μm～60μm，透过率为80%～100%。
5.根据权利要求1所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述组件骨架（2）设于所述封装蒙皮（1）的下表面，所述组件骨架（2）从上至下依次包括第一封装胶膜（21）、柔性太阳电池阵（22）、第二封装胶膜（23）、支撑件（24）、第三封装胶膜（25）和内蒙皮（26）。
6.根据权利要求1所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述组件骨架（2）设于所述封装蒙皮（1）的下表面，所述组件骨架（2）从上至下依次包括第一封装胶膜（21）、柔性太阳电池阵（22）、第二封装胶膜（23）、内蒙皮（26）、第三封装胶膜（25）和支撑件（24）。
7.根据权利要求1所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述组件骨架（2）设于所述封装蒙皮（1）的上表面，所述组件骨架（2）从下至上依次包括第一封装胶膜（21）、柔性太阳电池阵（22）、第二封装胶膜（23）、支撑件（24）、第三封装胶膜（25）和内蒙皮（26）。
8.根据权利要求1～7任一项所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述支撑件（24）为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板。
9.根据权利要求8所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，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。
10.根据权利要求5、6、7或9或所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述柔性太阳电池阵（22）包括多个太阳电池片（221）和光伏焊带（222），相邻太阳电池片（221）通过所述光伏焊带（222）连接。
11.根据权利要求10所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述太阳电池片（221）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。
12.根据权利要求11所述的柔性晶硅太阳能电池组件，其特征在于，所述光伏焊带（222）的厚度为0.03mm～0.3mm。
13.根据权利要求5、6、7、9、11或12所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述内蒙皮（26）包括PET膜、ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，所述内蒙皮（26）的厚度为20μm～50μm。
14.根据权利要求5、6、7、9、11或12所述的柔性太阳电池组件，其特征在于，所述第一封装胶膜（21）为POE胶膜或EVA胶膜，所述第一封装胶膜（21）的厚度为50μm～150μm；所述第二封装胶膜（23）为POE胶膜或EVA胶膜，所述第二封装胶膜（23）的厚度为50μm～150μm；所述第三封装胶膜（25）为POE胶膜或EVA胶膜，所述第三封装胶膜（25）的厚度为50μm～150μm。
15.如权利要求5、8～14任一项所述的柔性太阳电池组件的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：先按从上到下为封装蒙皮（1）、第一封装胶膜（21）、柔性太阳电池阵（22）、第二封装胶膜（23）、支撑件（24）、第三封装胶膜（25）和内蒙皮（26）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。
16.如权利要求6、8～14任一项所述的柔性太阳电池组件的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：先按从上到下为封装蒙皮（1）、第一封装胶膜（21）、柔性太阳电池阵（22）、第二封装胶膜（23）和内蒙皮（26）的顺序叠层后，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（25）、支撑件（24）的顺序叠层，进行第二步层压工艺，层压温度为50℃～120℃，层压压力为10 kPa～50kPa，层压时间为5min～20min。
17.如权利要求1～14任一项所述的柔性太阳电池组件或如权利要求15或16所述的柔性太阳电池组件的制备方法所制备的柔性晶硅太阳能电池组件在空间太阳能飞行器上的应用。
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