劉志全 楊淑利 濮海玲

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

1 引言

空間太陽電池陣是航天器的核心供電設(shè)備，其功率、質(zhì)量、壽命、成本等指標(biāo)是衡量空間太陽電池陣技術(shù)水平的標(biāo)準(zhǔn)和依據(jù)［1］。隨著航天器對大功率、低成本的輕型空間太陽電池陣需求的不斷增大，傳統(tǒng)的太陽電池陣遇到了航天任務(wù)新的挑戰(zhàn)，也突顯出其固有的局限性。為了適應(yīng)航天任務(wù)的需求，必須研究新型空間太陽電池陣技術(shù)?？臻g太陽電池陣的總體構(gòu)型、電池片材料及性能、基板類型和展開機構(gòu)，影響和決定著空間太陽電池陣的整體性能，本文從上述4個方面對空間太陽電池陣的發(fā)展現(xiàn)狀及存在問題進(jìn)行闡述，分析空間太陽電池陣的發(fā)展趨勢，以促進(jìn)空間太陽電池陣的發(fā)展。

2 空間太陽電池陣總體構(gòu)型的發(fā)展

空間太陽電池陣總體構(gòu)型經(jīng)過了由球形體裝式構(gòu)型→柱形體裝式構(gòu)型→帶槳展開式構(gòu)型→單板展開式構(gòu)型→多板展開式構(gòu)型的發(fā)展歷程［2］，如圖1所示。近期，空間太陽電池陣總體構(gòu)型正向著柔性多模塊多維展開的方向發(fā)展。

20世紀(jì)50年代末期發(fā)射的航天器，其功率需求不大，一般采用太陽電池片布置在航天器表面的體裝式構(gòu)型的太陽電池陣。美國（1958 年）的第一顆衛(wèi)星的太陽電池陣就是球形體裝式構(gòu)型［3］。體裝式構(gòu)型的太陽電池陣受航天器表面積的限制，發(fā)電功率十分有限。目前，體裝式構(gòu)型的太陽電池陣僅在部分微小衛(wèi)星上應(yīng)用，且多為柱形體裝式。

圖1 空間太陽電池陣總體構(gòu)型的發(fā)展Fig．1 Development of solar array’s configuration

20世紀(jì)60—70 年代，隨著航天器功率需求的增大，航天器開始配備發(fā)射時收攏、入軌后展開的帶槳展開式太陽電池陣。帶槳展開式太陽電池陣可以提供更大的電池片面積，也可以通過增加槳葉的數(shù)量來提高電源總功率。但是，帶槳展開式太陽電池陣沒有太陽電池陣驅(qū)動組件（Solar Array Drive Assembly，SADA），無法實現(xiàn)對日定向，所以太陽電池陣的面積利用率并不高。20 世紀(jì)70 年代，為了充分利用太陽電池陣的面積，人們發(fā)展了對日定向技術(shù)。借助于對日定向技術(shù)，太陽電池陣單位面積的陽光吸收量得到了大幅度的提高。同時，人們發(fā)展了具有對日定向功能、結(jié)構(gòu)簡單的單板展開式構(gòu)型和多板展開式構(gòu)型的太陽電池陣。多板展開式構(gòu)型綜合了帶槳式（槳葉數(shù)目多）和單板展開式（對日定向）兩種構(gòu)型的優(yōu)點，同時，可實現(xiàn)模塊化設(shè)計和構(gòu)型的靈活配置。目前，大功率航天器的主流太陽電池陣總體構(gòu)型為可對日定向的多板展開式構(gòu)型。該種構(gòu)型能夠在一定程度上滿足功率快速增長的需求。

在多板展開式構(gòu)型中，應(yīng)用較多的是如圖2所示的一維一次展開構(gòu)型［4］和如圖3所示的二維多次展開構(gòu)型［3］。若在太陽電池陣面積相同的情況下，二維多次展開構(gòu)型相對于一維一次展開構(gòu)型可減小軸向尺寸及由此帶來的撓度。

圖2 多板一維一次展開構(gòu)型［4］Fig．2 One dimensional deployment for multi-panels

圖3 多板二維多次展開構(gòu)型［3］Fig．3 Two dimensional deployment for multi-panels

目前，空間站、月球基地等應(yīng)用對空間太陽電池陣提出了高達(dá)數(shù)萬瓦的超大功率需求。對于需要太陽能-電力推進(jìn)和更高比功率（150～200 W／kg）的航天飛行任務(wù)，傳統(tǒng)剛性多板展開的太陽電池陣（比功率約45W／kg）難以完成，僅依靠增加基板的數(shù)量來提高太陽電池陣的發(fā)電功率亦受到航天器整流罩尺寸和航天器質(zhì)量的限制。為了滿足航天器對超大功率、低成本的輕質(zhì)太陽電池陣的需求，太陽電池陣總體構(gòu)型正向著柔性多模塊多維展開方向發(fā)展，如圖4所示。

NASA 在21世紀(jì)初的新千年規(guī)劃中，為太空技術(shù)第八代（ST8）任務(wù)平臺設(shè)計了Ultra Flex柔性太陽電池陣［5］。該太陽電池陣是以扇形方式進(jìn)行折疊和展開的。由數(shù)十個超輕三角形薄膜組成的太陽電池陣展開后形成淺傘狀結(jié)構(gòu)［6］，如圖4（a）所示。這種構(gòu)型能夠提供超過100 W／kg的質(zhì)量比功率。

21世紀(jì)初，美國微衛(wèi)星系統(tǒng)公司（MSI）也設(shè)計了基于柔性薄膜太陽電池片的可折疊矩形多模塊太陽電池陣［7］，如圖4（b）所示。它的展開過程為二維二次展開，兩側(cè)縱向板預(yù)先折疊在中間縱向板上，中間縱向板的展開和多板展開式的展開過程相同，展開鎖定后，兩側(cè)縱向板隨后再橫向展開，從而構(gòu)成多模塊的柔性太陽電池陣。該電池陣可以提供150 W／kg的質(zhì)量比功率，以滿足超大功率航天器的任務(wù)需求，這種模塊式太陽電池陣的未來設(shè)計目標(biāo)是質(zhì)量比功率超過500W／kg。

圖4 近期空間太陽電池陣總體構(gòu)型的發(fā)展趨勢Fig．4 Trends of solar array’s overall configurations in the near future

3 空間太陽電池陣電池片材料與性能的發(fā)展

太陽電池片是通過光電效應(yīng)將太陽光能轉(zhuǎn)換為電能的半導(dǎo)體器件，其主要性能參數(shù)包括光電轉(zhuǎn)換效率、抗輻射能力、開路電壓、短路電流和填充因子等。其中，光電轉(zhuǎn)換效率是影響太陽電池片性能的關(guān)鍵參數(shù)。

常見的三類空間太陽電池為硅、砷化鎵和柔性薄膜太陽電池片。硅電池片包括單晶硅、多晶硅等類型；砷化鎵也有單晶砷化鎵和多結(jié)砷化鎵等類型。所謂柔性薄膜電池是以玻璃、金屬箔和塑料等低成本材料為底襯、表面附著以薄膜形式存在的半導(dǎo)體材料的光電轉(zhuǎn)化裝置?？臻g太陽電池片特點及其應(yīng)用如表1所示［8-9］。

為了提高太陽電池片光電轉(zhuǎn)化效率，多年來各國研究機構(gòu)取得了卓有成效的研究工作。圖5顯示了不同類型太陽電池片的光電轉(zhuǎn)換效率隨年份的增長曲線［10］?；冖?Ⅴ族材料的電池（如砷化鎵和鎵銦磷）為多結(jié)器件，具有不同的光學(xué)和電學(xué)特性，每結(jié)生長在另一結(jié)上。多結(jié)電池性能好的主要原因是：采用高質(zhì)量、高純度的晶體材料制備；可以捕獲更寬范圍的光譜或同等光譜下更有效；使用透鏡在高聚光比條件下，提高了效率。2000年前研制的雙結(jié)聚光砷化鎵太陽電池，其最高轉(zhuǎn)換效率達(dá)到33．8%；2000年后研制的三結(jié)及多結(jié)聚光太陽電池的最高轉(zhuǎn)換效率可達(dá)到40．7%。

表1 空間太陽電池片及其應(yīng)用Table 1 Space solar cells and their applications

圖5 不同材料的太陽電池片光電轉(zhuǎn)換效率隨年份的變化曲線Fig．5 Efficiencies of solar cells of different materials vs．year

單晶和多晶硅電池最高轉(zhuǎn)換效率在20%～25%，難以滿足空間太陽電池陣對電池高轉(zhuǎn)換效率的需求，所以硅太陽電池片在逐漸退出空間應(yīng)用領(lǐng)域。

多結(jié)聚光太陽電池具有最高的光電轉(zhuǎn)換效率，已成為當(dāng)前的研究熱點和未來的發(fā)展方向。多結(jié)砷化鎵太陽電池光電轉(zhuǎn)換效率高、短路電流小、串聯(lián)電阻影響小的特點，決定了它更適合于在聚光條件下應(yīng)用。而在聚光條件下，多結(jié)砷化鎵太陽電池片的數(shù)量可以大大減少，以此彌補多結(jié)砷化鎵太陽電池成本過高的不足。

此外，在聚光條件下，柔性薄膜太陽電池片光電轉(zhuǎn)換效率不高的問題也可以迎刃而解。

聚光太陽電池是附加聚光系統(tǒng)的一種特殊電池，可以獲得更多的光能，這使得電池擴散層與基區(qū)的載流子的擴散、遷移和復(fù)合發(fā)生變化，因而聚光太陽電池的開路電壓、短路電流、填充因子等不同于非聚光太陽電池的對應(yīng)參數(shù)。

圖6顯示了三結(jié)砷化鎵電池在幾何聚光倍數(shù)為2．1倍下和非聚光條件下的電流-電壓曲線［11］。由圖6可知，聚光條件下的最佳工作功率約是非聚光條件下的2倍。因此在特定功率下，按照圖6情況計算，運用聚光技術(shù)可以減少約50%太陽電池片數(shù)量，從而顯著降低電池陣的成本，使得聚光電池在未來的空間應(yīng)用中潛力很大。

空間聚光太陽電池陣已在1998年成功應(yīng)用于美國深空一號（DS-1）探測器［2］上。目前，國內(nèi)在該領(lǐng)域應(yīng)用的主要制約因素是聚光系統(tǒng)較為復(fù)雜，且雙軸聚光對準(zhǔn)精度尚不能完全滿足要求。但是隨著技術(shù)進(jìn)步，在不久的將來，空間聚光太陽電池陣可在我國大功率航天器上發(fā)揮作用。

圖6 太陽電池片在聚光和非聚光條件下的電流-電壓曲線Fig．6 I-V curve of solar cell with concentrator and without concentrator

4 空間太陽電池陣基板結(jié)構(gòu)的發(fā)展

空間太陽電池陣基板是太陽電池片的安裝基礎(chǔ)。根據(jù)結(jié)構(gòu)組成和剛度大小的不同，空間太陽電池陣基板分為剛性基板、半剛性基板和柔性基板3種類型。

1）剛性基板結(jié)構(gòu)

多數(shù)單板、多板展開式空間太陽電池陣采用剛性基板，面密度為1．0～1．3kg／m2，基板占整個電池陣總質(zhì)量的45%～60%［8］。多板展開式空間太陽電池陣剛性基板之間通過扭簧鉸鏈連接，太陽電池陣整體通過扭簧鉸鏈及連接支架（也有無連接支架的情況）同航天器本體相連?！颁X蜂窩芯＋碳纖維復(fù)合材料面板＋聚酰亞胺膜”是剛性基板的典型結(jié)構(gòu)。面板材料有鋁合金、Kapton和碳纖維復(fù)合材料等，而具有碳纖維復(fù)合材料面板的剛性基板質(zhì)量最輕。基板表面所粘貼的聚酰亞胺膜，用以滿足太陽電池與基板間的絕緣要求。

剛性基板具有結(jié)構(gòu)簡單、剛度較大等優(yōu)點，其主要缺點是質(zhì)量和收攏后的體積大。

2）柔性基板結(jié)構(gòu)

柔性太陽電池陣用張緊的柔性毯基板結(jié)構(gòu)作為太陽電池片的安裝基礎(chǔ)，電池片粘貼在柔性毯結(jié)構(gòu)上。柔性毯的張緊由盤壓桿展開機構(gòu)、鉸接桿或套筒式展開機構(gòu)等來實現(xiàn)。柔性毯襯底一般由復(fù)合材料組成。柔性太陽電池陣所使用的電池片可以是普通電池片也可以是柔性薄膜電池片。

21世紀(jì)初美國NASA 的以折疊方式收攏或展開的“地球觀測衛(wèi)星”-AM（EOS-AM）太陽電池陣［12］及波音公司的大功率卷筒式收攏的柔性薄膜太陽電池陣［13］均采用了柔性基板結(jié)構(gòu)。

柔性基板結(jié)構(gòu)能顯著減小電池陣整體重量，柔性基板結(jié)構(gòu)面密度通常小于0．8kg／m2。采用柔性基板的太陽電池陣比采用剛性基板太陽電池陣擁有更高的質(zhì)量比功率。圖7比對了剛性太陽電池陣和柔性太陽電池陣的比功率變化情況［2］。

圖7 柔性基板和剛性基板比功率的比較Fig．7 Rigid and flexible array’s specific power vs．total power

由圖7可見，當(dāng)功率需求小于3kW 時，柔性太陽電池陣并沒有展示出其明顯的優(yōu)勢，原因是柔性毯收攏與展開裝置的質(zhì)量在整個太陽電池陣質(zhì)量中占有很大比重。因此，功率需求低于3kW 的太陽電池陣沒有必要采用優(yōu)勢不明顯的柔性基板，而應(yīng)該采用技術(shù)成熟的剛性基板結(jié)構(gòu)。而當(dāng)功率需求大于3kW 時，柔性太陽電池陣在質(zhì)量比功率方面有著明顯的優(yōu)勢。

3）半剛性基板結(jié)構(gòu)

半剛性基板結(jié)構(gòu)是介于剛性基板和柔性基板之間的一種結(jié)構(gòu)，其面密度為0．8～1．0kg／m2，基板占整個太陽電池陣總質(zhì)量的30%～45%［8］。它用碳纖維復(fù)合材料制作剛性框架，剛性框架之間采用網(wǎng)格狀的環(huán)氧玻璃纖維材料或碳纖維、Kapton纖維增強的聚酰亞胺薄膜材料。蘇聯(lián)／俄羅斯的航天器（如和平號空間站）上應(yīng)用了很多半剛性基板太陽電池陣。

與剛性基板相比，半剛性基板具有質(zhì)量輕、散熱性好、可雙面粘貼電池片實現(xiàn)雙面發(fā)電等優(yōu)點；它的缺點是結(jié)構(gòu)復(fù)雜，容易變形。

5 空間太陽電池陣展開機構(gòu)的發(fā)展

剛性基板及半剛性基板展開式太陽電池陣的展開機構(gòu)大多采用“扭簧鉸鏈＋聯(lián)動繩”機構(gòu)。對于柔性太陽電池陣，可選用的展開機構(gòu)包括鉸鏈扭簧機構(gòu)、盤壓桿展開機構(gòu)［14］、鉸接桿展開機構(gòu)［15］、彈性卷曲管狀桿展開機構(gòu)［16］和充氣展開機構(gòu)［17］等，見圖8。這些展開機構(gòu)的技術(shù)特點見表2。

圖8 幾種展開機構(gòu)類型Fig．8 Several types of deployment mechanisms

表2 展開機構(gòu)的幾種形式及其應(yīng)用Table 2 Deployment mechanisms and their applications

6 空間太陽電池陣發(fā)展現(xiàn)狀的分析結(jié)論

基于對空間太陽電池陣的發(fā)展現(xiàn)狀的分析，得出如下幾點結(jié)論：

（1）體裝式構(gòu)型的空間太陽電池陣主要應(yīng)用在部分小微衛(wèi)星上；多板展開式構(gòu)型的空間太陽電池陣是當(dāng)前的主流；柔性多模塊多維展開式構(gòu)型的空間太陽電池陣將更加適應(yīng)大功率輕質(zhì)空間太陽電池陣的發(fā)展需求。

（2）諸如三結(jié)砷化鎵或多結(jié)砷化鎵電池片的Ⅲ-Ⅴ族化合物太陽電池片，以光電轉(zhuǎn)化效率高等性能優(yōu)勢，正在逐步取代硅電池片，并開始大規(guī)模的空間應(yīng)用。柔性薄膜電池片具有成本低和質(zhì)量輕的優(yōu)勢，更適合應(yīng)用于大功率航天器供電或電推進(jìn)系統(tǒng)。

（3）剛性基板結(jié)構(gòu)簡單可靠，但質(zhì)量和收攏體積大。柔性基板具有收攏體積小和質(zhì)量輕等優(yōu)點，但它的展開機構(gòu)較為復(fù)雜。柔性基板在功率需求較大時，柔性太陽電池陣相對于剛性太陽電池陣在比功率方面有著明顯的優(yōu)勢。反之亦然。

（4）“扭簧鉸鏈＋聯(lián)動繩”展開機構(gòu)多應(yīng)用于剛性、半剛性太陽電池陣；彈性卷曲管狀桿展開機構(gòu)、盤壓桿展開機構(gòu)、鉸接桿展開機構(gòu)和充氣式展開機構(gòu)多應(yīng)用于大型柔性太陽電池陣。

7 空間太陽電池陣的發(fā)展趨勢

經(jīng)過50多年的發(fā)展，空間太陽電池陣總體構(gòu)型、太陽電池片材料與性能、電池陣基板結(jié)構(gòu)和展開機構(gòu)都經(jīng)歷了重大的變化與革新。隨著航天器對大功率、低成本、輕質(zhì)空間太陽電池陣需求的不斷增加，作為當(dāng)前主流產(chǎn)品的多板展開式剛性基板的空間太陽電池陣，越來越受到航天任務(wù)需求的挑戰(zhàn)，因為依靠增加基板的數(shù)量來提高太陽電池陣的發(fā)電功率，受到航天器整流罩尺寸和航天器質(zhì)量的限制；通過選用高轉(zhuǎn)換效率的太陽電池片來提高太陽電池陣的發(fā)電功率也受到成本和質(zhì)量的限制（砷化鎵材料價格約為硅材料價格的幾倍；砷化鎵材料的密度比硅材料密度大［18］）。所以，柔性薄膜太陽電池陣得以發(fā)展來彌補多板展開式剛性基板的空間太陽電池陣的不足。柔性薄膜太陽電池陣相比剛性太陽電池陣具有質(zhì)量輕和收攏體積小的顯著優(yōu)勢，已多次應(yīng)用在航天器上，然而柔性薄膜太陽電池片光電轉(zhuǎn)換效率較低的特點也限制了薄膜電池的大面積應(yīng)用，柔性太陽電池陣的技術(shù)優(yōu)勢沒有完全發(fā)揮出來。

考慮到剛性和柔性太陽電池陣發(fā)展的制約因素，未來大功率航天器的空間太陽電池陣將向著聚光型柔性太陽電池陣的方向發(fā)展。聚光型柔性太陽電池陣將是適應(yīng)大功率、低成本、輕質(zhì)量太陽電池陣需求的新一代空間太陽電池陣。在保留柔性太陽電池陣質(zhì)量輕、收攏體積小的優(yōu)點的同時，空間聚光型太陽電池陣應(yīng)用了大面積廉價輕質(zhì)的聚光材料，通過聚光增加太陽光的入射強度，進(jìn)一步提高了電池的光電轉(zhuǎn)換效率。聚光器將較大面積的太陽光匯聚在較小范圍內(nèi)并投射到太陽電池上，從而獲得更多的電能輸出。據(jù)估算［8］，對于聚光倍數(shù)為1．8倍的聚光太陽電池陣，在功率為5kW 時與沒有聚光器的太陽電池陣相比，質(zhì)量比功率可提高約20%。對于5kW 的太陽電池陣，聚光型比非聚光型電池陣降低成本20%以上。因此，空間聚光型柔性太陽電池陣較好地解決了太陽電池陣大功率與輕質(zhì)低成本之間的矛盾，是未來空間太陽電池陣的發(fā)展趨勢。

（References）

［1］Keener D N，Marvin D．Progress in the multijunction solar cell mantech program，NASA／CP-2004-212735［R］．Washington：NASA，2004

［2］Piszczor M F．Trends in solar array technology development，AIAA 2001-1150［R］．Washington：AIAA，2001

［3］Rauschenbach H S．Solar cell array design handbook［M］．California：California Institute of Technology，1976

［4］Fodor J S，Gelb S W，Maassarani Z，et al．Analysis of triple junction solar arrays after three years in orbit［C］／／4thPhotovoltaic Energy Conversion．New York：IEEE，2006：1955-1958

［5］Allen D M．A survey of next generation solar arrays，AIAA 1997-86［R］．Washington：AIAA，1997

［6］Trautt T A，While S T．ST8UltraFlex-175solar arraydeployed dynamics analytical modeling and comparison to validation criteria，AIAA 2010-1498［R］．Washington：AIAA，2010

［7］Zuckermandel J W，Enger S，Gupta N，et al．Modular，thin film solar arrays for operationally responsive spacecraft［C］／／Aerospace Conference．New York：IEEE，2007：391-396

［8］李國欣．航天器電源系統(tǒng)技術(shù)概論［M］．北京：中國宇航出版社，2008

Li Guoxin．An introduction to spacecraft power system technology［M］．Beijing：China Astronautics Press，2008（in Chinese）

［9］Fairbanks E S．，Gates M T．Adaptation of thin-film photovoltaic technology for use in space［C］／／26thPhotovoltaic Specialists Conference．New York：IEEE，1997：979-982

［10］Fetzer C，King R R，Law D C，et al．Multijunction solar cell development and production at spectrolab，NASA／CP -2007-214497［R］．Washington：NASA，2007

［11］Eskenazi M，Jones A．Preliminary test results for the CellSaver concentrator in geosynchronous earth orbit［C］／／31thPhotovoltaic Specialists Conference．New York：IEEE，2005：622-625

［12］Gibb J，Billets S．A case study：integrating triplejunction solar cells into flat-folding flexible solar array panels［C］／／35thPhotovoltaic Specialists Conference．New York：IEEE，2010：731-735

［13］Stribling R．Boeing high power thin film solar array，AIAA 2006-4013［R］．Washington：AIAA，2006

［14］Takayuki K，Okazaki K．Developments of extendible beams for space applications，AIAA 93-0977［R］．Washington：AIAA，1993

［15］Tibert A G，Pellegrino S．Deployable tensegrity masts，AIAA 2003-1978［R］．Washington：AIAA，2003［16］Hazelton C S，Gall K R，et al．Development of a prototype elastic memory composite STEM for large space structures，AIAA 2003-1977［R］．Washington：AIAA，2003

［17］Peypoudat V，Defoort B，Lacour D，et al．Development of a 3．2m-long inflatable and rigidizable solar array breadboard，AIAA 2005-1881［R］．Washington：AIAA，2005

［18］魯克，海吉達(dá)斯．光伏技術(shù)與工程手冊［M］．王文靜，李海玲，周春蘭，等，譯．北京：機械工業(yè)出版社，2011

Luque A，Hegedus S．Handbook of photovoltaic science and engineering［M］．Wang Wenjing，Li Hailing，Zhou Chunlan，et al，translated．Beijing：China Machine Press，2011（in Chinese）