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(shí)太陽能無人機(jī)具有飛行高度高、工作時(shí)間長、覆蓋區(qū)域廣、使用靈活、運(yùn)行成本低和無環(huán)境污染等優(yōu)點(diǎn)，成為執(zhí)行情報(bào)、偵察、監(jiān)視和通信中繼等任務(wù)的理想空中平臺(tái)，有著非常廣闊的應(yīng)用前景。它利用太陽光輻射能作為動(dòng)力在高空長航時(shí)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(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生飛行動(dòng)力。白天，太陽能無人機(jī)依靠機(jī)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(dòng)力系統(tǒng)、航空電子設(shè)備和有效載荷的運(yùn)行，同時(shí)對(duì)機(jī)載二次電源充電。如果白天存儲(chǔ)的能力能夠滿足夜間飛行的需要，則理論上太陽能無人機(jī)可以實(shí)現(xiàn)“永久”飛行。

為了保證太陽能飛機(jī)具有足夠的飛行動(dòng)力，往往需要在其機(jī)翼、機(jī)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(jī)上的安裝工藝是個(gè)技術(shù)難點(diǎn)。目前，無人機(jī)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(jī)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(jī)翼上曲率變化大部位的貼合和安裝。當(dāng)機(jī)翼受載變形時(shí)，電池可能嚴(yán)重受損。這就要求既要解決對(duì)太陽能電池的封裝問題，太陽能飛機(jī)本身又要為電池提供良好的鋪設(shè)平臺(tái)。為保證氣動(dòng)效率，太陽能電池不僅要保證安裝時(shí)與飛機(jī)蒙皮共形，而且要保證在整個(gè)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(jī)的載荷，難以滿足太陽能飛機(jī)的應(yīng)用需求。

減薄后的太陽電池陣列具有一定彎曲性能，被稱為柔性太陽電池組件。但是電池片不是越薄越好，這是因?yàn)闇p薄后電池片的脆性增加，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(jī)等類似有較大彎曲結(jié)構(gòu)的應(yīng)用中更易碎裂。因而常規(guī)的柔性太陽電池組件仍具有很大的剛性，導(dǎo)致彎曲后回彈力較大，難以將其固定在無人機(jī)機(jī)翼等曲率大的結(jié)構(gòu)表面。因此，常規(guī)的柔性太陽電池組件在無人機(jī)機(jī)翼骨架等曲率大的結(jié)構(gòu)表面上安裝鋪設(shè)中，主要靠增加鉚釘、銷釘、搭扣等機(jī)械結(jié)構(gòu)將太陽電池組件與機(jī)翼骨架等進(jìn)行鎖緊固定。這樣，不僅增加了太陽能無人機(jī)等的重量，而且這些機(jī)械固定結(jié)構(gòu)破壞了機(jī)翼等的表面光滑度和無人機(jī)等的氣動(dòng)保形性能。

例如，在已經(jīng)公開的太陽能無人機(jī)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(jìn)行大的彎曲變形，很難適應(yīng)機(jī)翼上曲率變化大部位的貼合。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(dá)到1.2Kg/m²以上；同時(shí)，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(jī)機(jī)翼骨架共性效果以及太陽電池片可靠性。同樣，CN201510680597專利中雖然柔性的隔熱材料作為支撐襯底，但由于該組件結(jié)構(gòu)和工藝，難以避免不同材料經(jīng)過熱收縮不均衡后造成的組件翹曲和組件內(nèi)部剛性太陽電池可靠性差等問題。

技術(shù)實(shí)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，提供一種面密度低、彎曲和柔韌性能好、能適應(yīng)與翼型曲面的貼合、可靠性好、不存在翹曲、碎裂等封裝問題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(jī)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，包括從上至下依次熱壓封裝的上蒙皮、第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜、支撐件、第三封裝膠膜和下蒙皮，所述支撐件為聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板。

一種柔性太陽電池組件，包括從上至下依次熱壓封裝的上蒙皮、第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜、下蒙皮、第三封裝膠膜和支撐件，所述支撐件為聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板。

作為上述兩個(gè)技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)：

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，壓縮強(qiáng)度0.3MPa～7.5MPa，壓縮模量20MPa～200MPa，拉伸強(qiáng)度0.8MPa～8MPa，拉伸模量40MPa～400MPa，扭轉(zhuǎn)剪切強(qiáng)度0.4MPa～7MPa，扭轉(zhuǎn)剪切模量10MPa～200MPa。

所述柔性太陽電池陣包括多個(gè)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。

所述太陽電池片的厚度為50μm～140μm，相鄰太陽電池片之間的間隙為0.1mm～1mm，所述光伏焊帶的厚度為0.03mm～0.3mm。

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。

所述上蒙皮包括PET膜、ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，所述上蒙皮的厚度為20μm～50μm，透過率為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(gè)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：先按從上到下為上蒙皮、第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜、支撐件、第三封裝膠膜和下蒙皮的順序進(jìn)行疊層，再進(jìn)行層壓，層壓溫度為80℃～150℃，層壓壓力為15 kPa～100kPa，層壓時(shí)間為5min～30min。

作為一個(gè)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：先按從上到下為上蒙皮、第一封裝膠膜、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜和下蒙皮的順序進(jìn)行疊層后，進(jìn)行第一步層壓工藝，層壓溫度為80℃～150℃，層壓壓力為15 kPa～100kPa，層壓時(shí)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(jìn)行疊層第二步層壓工藝，層壓溫度為50℃～120℃，層壓壓力為10 kPa～50kPa，層壓時(shí)間為5min～20min。

作為一個(gè)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(jī)、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(diǎn)在于：

1、若柔性太陽電池組件剛性過高，太陽電池組件的彎曲效果難以滿足較大曲率的應(yīng)用需求；減薄后的太陽電池陣列雖然彎曲性能增加，但脆性也隨之增加，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(jī)等類似有較大彎曲結(jié)構(gòu)的應(yīng)用中更易碎裂。若想在這種有較大彎曲結(jié)構(gòu)的表面便捷地鋪設(shè)太陽電池組件，唯一的辦法是盡可能地減薄太陽電池片的同時(shí)，提高柔性太陽電池組件的封裝質(zhì)量，因而其封裝保護(hù)要求比普通的柔性太陽電池組件更高。即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，要求對(duì)封裝材料和封裝工藝進(jìn)行改進(jìn)，使封裝后的太陽電池組件的柔性和剛性達(dá)到最佳平衡，獲得最佳的鋪展性能。其中，太陽電池組件中的支撐件的選擇尤為關(guān)鍵，是整個(gè)太陽電池組件是否具有最佳鋪展性能的最核心部件。

申請(qǐng)人對(duì)封裝材料和封裝工藝的選擇進(jìn)行了大量的試驗(yàn)探索，在這些探索過程中，申請(qǐng)人發(fā)現(xiàn)，大量看似柔韌性和剛性適宜的材料，如一定厚度的高強(qiáng)纖維布及其復(fù)合型襯底、蜂窩等中空型復(fù)合襯底、一定厚度TPE背板、一定厚度金屬板等，作為支撐件組裝成柔性太陽電池組件后，在鋪設(shè)于機(jī)翼等較大彎曲結(jié)構(gòu)的表面上的過程中，要么保護(hù)性能差導(dǎo)致電池片碎裂，要么電池組件彎曲后回彈力較大，無法在曲面結(jié)構(gòu)表面鋪展開來。另外，在封裝工藝探索中，申請(qǐng)人發(fā)現(xiàn)，由于電池組件中各材料熱收縮率不同，支撐件選擇不當(dāng)，經(jīng)過熱壓封裝后，柔性太陽電池組件往往會(huì)出現(xiàn)翹曲現(xiàn)象，導(dǎo)致可靠性變成差。因而，支撐件還要求盡可能與其他材料如蒙皮、封裝膠等熱收縮率匹配。

本發(fā)明的柔性太陽電池組件，申請(qǐng)人經(jīng)過大量的試驗(yàn)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(yàn)表明，封裝過程中不存在翹曲現(xiàn)象，并且封裝后的柔性太陽電池組件具有最佳的柔韌性，能夠進(jìn)行大的彎曲變形，又能保證柔性組件中的減薄太陽電池片彎曲過程不被破壞，即具有非常好的鋪展性能，這種柔性太陽電池組件，僅通過涂膠就能固定在無人機(jī)機(jī)翼等彎曲結(jié)構(gòu)的表面，不僅可簡化太陽電池組件在鋪設(shè)載體上的安裝工序，而且安裝固定重量極大降低，并且可提升機(jī)翼骨架等表面與蒙皮的氣動(dòng)保險(xiǎn)效果，總之，大幅提高了太陽能無人機(jī)等空間飛行器的載荷能力和飛行性能。

另外，支撐件的位置設(shè)置不當(dāng)也會(huì)存在組件翹曲和組件內(nèi)部脆性太陽電池可靠性差等問題。申請(qǐng)人通過試驗(yàn)后發(fā)現(xiàn)，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，這種一體化制備出的柔性晶硅太陽電池組件進(jìn)一步避免了經(jīng)過熱收縮不均衡造成的組件翹曲和組件內(nèi)部脆性太陽電池可靠性差等問題。

2、進(jìn)一步地，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，壓縮強(qiáng)度0.3MPa～7.5MPa、壓縮模量20MPa～200MPa、拉伸強(qiáng)度0.8MPa～8MPa、拉伸模量40MPa～400MPa、扭轉(zhuǎn)剪切強(qiáng)度0.4MPa～7MPa、扭轉(zhuǎn)剪切模量10MPa～200MPa，通過限定PMI薄板的這些參數(shù)，可進(jìn)一步確保柔性太陽電池組件獲得最佳的柔韌性，滿足無人機(jī)機(jī)翼應(yīng)用需求。

3、進(jìn)一步地，柔性太陽電池陣中，太陽電池片的厚度為50μm～140μm，這種超薄太陽電池片可以通過硅片減薄工藝和超薄硅片制備工藝所制備。相鄰太陽電池片之間的間隙為0.1mm～1mm，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。研制的柔性晶硅太陽能組件面密度相比傳統(tǒng)太陽能電池組件大幅降低80%以上，重量極大降低，從而大幅提高了太陽能無人機(jī)等空間飛行器的載荷能力。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實(shí)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(shí)施例1的柔性太陽電池組件應(yīng)用到某型號(hào)太陽能無人機(jī)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為本發(fā)明實(shí)施例2的柔性太陽電池組件的結(jié)構(gòu)示意圖。

標(biāo)號(hào)說明：1、 上蒙皮；21、第一封裝膠膜；3、晶硅太陽電池片；22、第二封裝膠膜；4、光伏焊帶；5、聚甲基丙烯酰亞胺（PMI）泡沫薄板；23、第三封裝膠膜；6、下蒙皮。

具體實(shí)施方式

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

實(shí)施例1：

如圖1所示，一種本發(fā)明的柔性太陽電池組件，包括從上至下依次熱壓封裝的上蒙皮1、第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜22、支撐件、第三封裝膠膜23和下蒙皮6，該支撐件為聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板5。

聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板5的厚度優(yōu)選為0.5mm～3mm，密度優(yōu)選為30 Kg/m³～100Kg/m³，壓縮強(qiáng)度0.3MPa～7.5MPa，壓縮模量20MPa～200MPa，拉伸強(qiáng)度0.8MPa～8MPa，拉伸模量40MPa～400MPa，扭轉(zhuǎn)剪切強(qiáng)度0.4MPa～7MPa，扭轉(zhuǎn)剪切模量10MPa～200MPa。

本實(shí)施例中，聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板5的厚度為0.5mm，密度50 Kg/m³～100Kg/m³，壓縮強(qiáng)度1.0MPa，壓縮模量44MPa，拉伸強(qiáng)度1.7MPa，拉伸模量74MPa，扭轉(zhuǎn)剪切強(qiáng)度0.92MPa，扭轉(zhuǎn)剪切模量23MPa。

本實(shí)施例中，柔性太陽電池陣包括多個(gè)晶硅太陽電池片3和光伏焊帶4，相鄰晶硅太陽電池片3通過光伏焊帶4連接，最終構(gòu)成柔性太陽電池陣。

晶硅太陽電池片3的厚度優(yōu)選為50μm～140μm，相鄰晶硅太陽電池片3之間的間隙優(yōu)選為0.1mm～1mm，厚度優(yōu)選為0.03mm～0.3mm。

本實(shí)施例中，晶硅太陽電池片3的厚度為100μm，相鄰晶硅太陽電池片3之間的間隙為0.5mm，光伏焊帶4的厚度為0.08mm。

本實(shí)施例的柔性太陽電池陣，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(gè)晶硅太陽電池片3，這種超薄的晶硅太陽電池片3具備一定的柔性，單個(gè)晶硅太陽電池片尺寸大小為40mm×156mm；（2）采用厚度為0.08mm的超薄焊帶4，通過晶硅太陽電池焊接工藝，將相鄰的晶硅太陽電池片3（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。

在其他的實(shí)施例中，柔性晶硅太陽電池片也可以替換為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。

本實(shí)施例中，上蒙皮1為PET膜，厚度為25μm、透過率為95%。在其他實(shí)施例中，上蒙皮1也可為ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，上蒙皮1的厚度優(yōu)選為20μm～50μm。

本實(shí)施例中，第一封裝膠膜21、第二封裝膠膜22和第三封裝膠膜23均為POE膠膜，厚度均為75μm。在其他實(shí)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(shí)施例中，下蒙皮6為PET膜，厚度為25μm。在其他實(shí)施例中，下蒙皮6也可為ETFE膜、PVC膜或PTFE膜，下蒙皮6的厚度優(yōu)選為20μm～50μm。

一種本發(fā)明的柔性太陽電池組件的制備方法，包括以下步驟：先按從上到下為上蒙皮1、第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜22、聚甲基丙烯酰亞胺（PMI）泡沫薄板5、第三封裝膠膜23和下蒙皮6的順序進(jìn)行疊層，隨后放入層壓機(jī)中進(jìn)行加熱、層壓，加熱溫度為130℃，層壓壓力為80kPa，加熱時(shí)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(jì)，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。所制作出來的太陽能無人機(jī)用柔性太陽電池組件的面密度僅為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。

如圖2所示，將本實(shí)施例的柔性太陽電池組件安裝到某型號(hào)太陽能無人機(jī)機(jī)翼上，電池組件制備過程中將上蒙皮1的兩邊較其他部件適度延長，并事先在機(jī)翼骨架上表面的中部加工一凹槽，將上蒙皮1以下的部件放置于凹槽中粘膠固定，上蒙皮1的延長部分則粘接于無人機(jī)機(jī)翼骨架表面，實(shí)踐表明，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(hù)良好不易破碎，該柔性太陽電池組件可完美貼合在機(jī)翼骨架的凹槽中。這種結(jié)構(gòu)大幅提升了太陽能電池組件與機(jī)翼骨架的共形效果和表面光滑度，大幅提高了太陽能無人機(jī)的飛行氣動(dòng)性能和可靠性。并且，與常規(guī)的靠鉚釘、銷釘、搭扣等機(jī)械結(jié)構(gòu)將太陽電池組件與機(jī)翼骨架進(jìn)行鎖緊固定的制造裝配方法相比，大大簡化了太陽能電池組件在太陽能無人機(jī)的安裝工藝，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(jī)的載荷能力。

實(shí)施例2：

如圖3所示，一種本發(fā)明的柔性太陽電池組件，包括從上至下依次熱壓封裝的上蒙皮1、第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜22、下蒙皮6、第三封裝膠膜23和支撐件，該支撐件為聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板5。

本實(shí)施例中，聚甲基丙烯酰亞胺泡沫板5的厚度為0.5mm，密度50 Kg/m³～100Kg/m³，壓縮強(qiáng)度32MPa，壓縮模量0.44MPa，拉伸強(qiáng)度23MPa，拉伸模量0.88MPa，扭轉(zhuǎn)剪切強(qiáng)度0.48MPa，扭轉(zhuǎn)剪切模量13MPa。

本實(shí)施例中，柔性太陽電池陣包括多個(gè)晶硅太陽電池片3和光伏焊帶4，相鄰晶硅太陽電池片3通過光伏焊帶4連接，最終構(gòu)成柔性太陽電池陣。

本實(shí)施例中，晶硅太陽電池片3的厚度為100μm，相鄰晶硅太陽電池片3之間的間隙為0.5mm，光伏焊帶4的厚度為0.08mm。

本實(shí)施例中，上蒙皮1為PET膜，厚度為25μm、透過率為95%。

本實(shí)施例中，第一封裝膠膜21、第二封裝膠膜22和第三封裝膠膜23均為POE膠膜，厚度均為75μm。

本實(shí)施例中，下蒙皮6為PET膜，厚度為25μm。

一種本發(fā)明的柔性太陽電池組件的制備方法，包括以下步驟：先按從上到下為上蒙皮1、第一封裝膠膜21、柔性太陽電池陣、第二封裝膠膜22和下蒙皮6的順序疊層后，進(jìn)行第一步層壓工藝，層壓溫度為130℃，層壓壓力為80kPa，層壓時(shí)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23、支撐件的順序疊層，進(jìn)行第二步層壓工藝，層壓溫度為80℃，層壓壓力為40kPa，層壓時(shí)間為8min。申請(qǐng)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5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。

所制作出來的太陽能無人機(jī)用柔性太陽電池組件的面密度僅為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(shí)施方式，本發(fā)明的保護(hù)范圍并不僅局限于上述實(shí)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(hù)范圍。應(yīng)該指出，對(duì)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(jìn)和潤飾，這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。