本发明公开了一种太阳能飞机机翼及其制造方法，太阳能飞机机翼包括机翼骨架和柔性太阳电池组件，机翼骨架上表面的中部设有凹槽，柔性太阳电池组件包括封装蒙皮和设于封装蒙皮下表面的组件骨架，组件骨架设于凹槽内，封装蒙皮沿机翼骨架翼展方向的两边向外延伸形成包覆边，包覆边包覆于机翼骨架上。制造方法包括：S1：制备机翼骨架；S2：制备柔性太阳电池组件；S3：装配。该太阳能飞机机翼具有太阳能电池组件与机翼骨架的共形效果好、表面光滑度高、气动性能优异和质轻等优点，该制备方法组装便捷、减重且可靠性好。
1.一种太阳能飞机机翼，包括机翼骨架（1）和柔性太阳电池组件（2），其特征在于，所述机翼骨架（1）上表面的中部设有凹槽（11），所述柔性太阳电池组件（2）包括封装蒙皮（21）和设于封装蒙皮（21）下表面的组件骨架（22），所述组件骨架（22）设于所述凹槽（11）内，所述封装蒙皮（21）沿所述机翼骨架（1）翼展方向的两边向外延伸形成包覆边（211），所述包覆边（211）包覆于机翼骨架（1）上。
2.根据权利要求1所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述凹槽（11）的深度与所述组件骨架（22）的厚度一致。
3.根据权利要求1所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述封装蒙皮（21）为热缩膜。
4.根据权利要求3所述的太阳能飞机机翼，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。
5.根据权利要求4所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述热缩膜的厚度为20μm～60μm，透过率为80%～100%。
6.根据权利要求1～5任一项所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述组件骨架（22）从上至下依次包括第一封装胶膜（221）、柔性太阳电池阵（222）、第二封装胶膜（223）、内蒙皮（224）、第三封装胶膜（225）和支撑件（226）；或所述组件骨架（22）从下至上依次包括第一封装胶膜（221）、柔性太阳电池阵（222）、第二封装胶膜（223）、支撑件（226）、第三封装胶膜（225）和内蒙皮（224）。
7.根据权利要求6所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述支撑件（226）为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板。
8.根据权利要求7所述的太阳能飞机机翼，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，密度为30 Kg/m3～100Kg/m3。
9.根据权利要求6所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述柔性太阳电池阵（222）包括多个太阳电池片（2221）和光伏焊带（2222），相邻太阳电池片（2221）通过所述光伏焊带（2222）连接。
10.根据权利要求9所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述太阳电池片（2221）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。
11.根据权利要求10所述的太阳能飞机机翼，其特征在于，所述光伏焊带（2222）的厚度为0.03mm～0.3mm。
12.一种太阳能飞机机翼的制造方法，包括以下步骤：
S1：制备机翼骨架（1），并在所述机翼骨架（1）上表面的中部加工与组件骨架（22）配合的凹槽（11）；
S2：制备柔性太阳电池组件（2），所述柔性太阳电池组件（2）包括封装蒙皮（21）和设于封装蒙皮（21）下表面的组件骨架（22），所述封装蒙皮（21）沿所述组件骨架（22）的两边向外延伸形成包覆边（211）；
S3：将组件骨架（22）置于凹槽（11）内，所述包覆边（211）沿机翼骨架（1）的翼展方向布置，并用粘接剂将包覆边（211）固定在机翼骨架（1）的表面。
13.根据权利要求12所述的太阳能飞机机翼的制造方法，其特征在于，所述封装蒙皮（21）为热缩膜，所述制造方法还包括以下步骤：S4：对包覆边（211）进行加热，使包覆边（211）收缩并张紧于机翼骨架（1）的表面。
14.根据权利要求13所述的太阳能飞机机翼的制造方法，其特征在于，所述加热温度为
15.根据权利要求12～14中任意一项所述的太阳能飞机机翼的制造方法，其特征在于，所述步骤S2中，所述柔性太阳电池组件的制备方法如下：先按从上到下为封装蒙皮（21）、第一封装胶膜（221）、柔性太阳电池阵（222）、第二封装胶膜（223）、内蒙皮（224）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（225）和支撑件（226）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。
16.根据权利要求12～14中任意一项所述的太阳能飞机机翼的制造方法，其特征在于，所述步骤S2中，所述柔性太阳电池组件的制备方法如下：先按从上到下为封装蒙皮（21）、第一封装胶膜（221）、柔性太阳电池阵（222）、第二封装胶膜（223）、支撑件（226）、第三封装胶膜（225）和内蒙皮（224）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。
17.根据权利要求12～14中任意一项所述的太阳能飞机机翼的制造方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述粘接剂包括硅橡胶、聚氨酯或环氧树脂，所述粘接剂的固化温度为25℃～80℃，固化时间15分钟～7天。
太阳能飞机机翼及其制造方法
技术领域
[0001] 本发明属于太阳能电池技术领域，尤其涉及一种太阳能飞机机翼及其制造方法。
背景技术
[0002] 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。
[0003] 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，而且本身的质量较大，不仅无法适应与翼型曲面的贴合，而且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。
[0004] 目前，在已经公开的太阳能无人机机翼制备技术中，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。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。
发明内容
[0005] 本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种太阳能电池组件与机翼骨架的共形效果好、表面光滑度高、气动性能优异和质轻的太阳能飞机机翼，另外还相应提供一种组装便捷、减重且可靠的上述太阳能飞机机翼的制备方法。
[0006] 为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
[0007] 一种太阳能飞机机翼，包括机翼骨架和柔性太阳电池组件，所述机翼骨架上表面的中部设有凹槽，所述柔性太阳电池组件包括封装蒙皮和设于封装蒙皮下表面的组件骨架，所述组件骨架设于所述凹槽内，所述封装蒙皮沿所述机翼骨架翼展方向的两边向外延伸形成包覆边，所述包覆边包覆于机翼骨架上。
[0008] 作为上述技术方案的进一步改进：
[0009] 所述凹槽的深度与所述组件骨架的厚度一致。
[0010] 所述封装蒙皮为热缩膜。
[0011] 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。
[0012] 所述热缩膜的厚度为20μm～60μm，透过率为80%～100%。
[0013] 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；或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。
[0014] 所述支撑件为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板。
[0015] 所述聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板的厚度为0.2mm～3mm，密度为30 Kg/m3～100Kg/m3。
[0016] 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。
[0017] 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。
[0018] 所述光伏焊带的厚度为0.03mm～0.3mm。
[0019] 作为一个总的发明构思，本发明还提供一种太阳能飞机机翼的制造方法，包括以下步骤：
[0020] S1：制备机翼骨架，并在所述机翼骨架上表面的中部加工与所述组件骨架配合的凹槽；
[0021] S2：制备柔性太阳电池组件，所述柔性太阳电池组件包括封装蒙皮和设于封装蒙皮下表面的组件骨架，所述封装蒙皮沿所述组件骨架的两边向外延伸形成包覆边；
[0022] S3：将组件骨架置于凹槽内，所述包覆边沿机翼骨架的翼展方向布置，并用粘接剂将包覆边固定在机翼骨架的表面。
[0023] 作为上述技术方案的进一步改进：
[0024] 所述封装蒙皮为热缩膜，所述制造方法还包括以下步骤：
[0025] S4：对包覆边进行加热，使包覆边收缩并张紧于机翼骨架的表面。
[0026] 所述加热温度为60℃～200℃。
[0027] 所述步骤S2中，所述柔性太阳电池组件的制备方法如下：
[0028] 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、内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、第三封装胶膜和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。
[0029] 所述步骤S2中，所述柔性太阳电池组件的制备方法也可以如下：
[0030] 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。
[0031] 所述步骤S3中，所述粘接剂包括硅橡胶、聚氨酯或环氧树脂，所述粘接剂的固化温度为25℃～80℃，固化时间15分钟～7天。
[0032] 与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0033] 1、本发明的太阳能飞机机翼，柔性太阳电池组件的组件骨架置于预先开槽的机翼骨架的凹槽中，封装蒙皮的包覆边则包覆于机翼骨架上，形成了机翼骨架的表面蒙皮，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。
[0034] 2、本发明的太阳能飞机机翼，优选的，封装蒙皮采用热缩膜，可通过对包覆边进行加热，使其收缩张紧于机翼骨架表面，进一步提升机翼骨架表面与蒙皮的气动保险效果。
[0035] 3、本发明的太阳能飞机机翼，优选的，采用柔性（即减薄）的太阳电池作为电池组件中的太阳电池片，并用超薄焊带将其焊接成电池阵，减薄后的太阳电池阵列具有一定柔韧性和弯曲性能，可保证柔性太阳电池组件与机翼骨架的完美贴合。
[0036] 4、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。
[0037] 5、本发明的太阳能飞机机翼的制造方法，通过在机翼骨架上表面的中部加工与电池组件骨架配合的凹槽，并在制备柔性太阳电池组件时，将封装蒙皮沿组件骨架的两边向外延伸一定长度形成包覆边，装配时，将组件骨架置于凹槽内，包覆边沿机翼骨架的翼展方向布置，并用粘接剂将包覆边固定在机翼骨架的表面，即完成了太阳能飞机机翼的制造。这种一体化的封装方式与常规的靠铆钉、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。另外，柔性太阳电池组件与机翼骨架共用蒙皮，实现了柔性太阳电池组件与机翼骨架完美贴合，可大幅提升机翼骨架表面与蒙皮的气动保险效果。
[0038] 6、本发明的太阳能飞机机翼的制造方法，封装蒙皮优选热缩膜，对包覆边进行加热，可使包覆边收缩并张紧于机翼骨架的表面进一步提升机翼骨架表面与蒙皮的气动保险效果。
附图说明
[0039] 图1为本发明实施例的太阳能飞机机翼的截面结构示意图。
[0040] 图2为本发明实施例的太阳能飞机机翼的立体结构示意图。
[0041] 图3为本发明实施例中的柔性太阳电池组件的结构示意图。
[0042] 图例说明：1、机翼骨架；11、凹槽；2、柔性太阳电池组件；21、封装蒙皮；211、包覆边；22、组件骨架；221、第一封装胶膜；222、柔性太阳电池阵；2221、太阳电池片；2222、光伏焊带；223、第二封装胶膜；224、内蒙皮；225、第三封装胶膜；226、支撑件。
具体实施方式
[0043] 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。
[0044] 实施例1：
[0045] 如图1和图2所示，本实施例的太阳能飞机机翼，包括机翼骨架1和柔性太阳电池组件2，机翼骨架1上表面的中部设有凹槽11，柔性太阳电池组件2包括封装蒙皮21和设于封装蒙皮21下表面的组件骨架22，组件骨架22设于凹槽11内，封装蒙皮21沿机翼骨架1翼展方向（如图1的箭头所示）的两边向外延伸形成包覆边211，包覆边211包覆于机翼骨架1上。即柔性太阳电池组件2的表面蒙皮延伸为机翼骨架1的表面蒙皮，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机翼的表面光滑度，大幅提高了太阳能无人机的飞行气动性能和可靠性。
[0046] 本实施例中，凹槽11的深度与组件骨架1的厚度H一致，进一步提升了太阳能电池组件与机翼骨架的共形效果和机翼的表面光滑度。
[0047] 本实施例中，封装蒙皮21为PET热缩膜，厚度为25μm，透过率为95%。
[0048] 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%。
[0049] 本实施例中，如图3所示，组件骨架22从上至下依次包括第一封装胶膜221、柔性太阳电池阵222、第二封装胶膜223、内蒙皮224、第三封装胶膜225和支撑件226；
[0050] 在其他的实施例中，组件骨架22也可以是从下至上依次包括第一封装胶膜221、柔性太阳电池阵222、第二封装胶膜223、支撑件226、第三封装胶膜225和内蒙皮224。
[0051] 本实施例中，支撑件226为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫板，厚度为0.5mm，密度为50 Kg/m3，可使封装后的柔性太阳电池组件2的柔性和刚性达到最佳平衡，获得最佳的铺展性能。
[0052] 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。
[0053] 本实施例中，柔性太阳电池阵222包括多个太阳电池片2221和光伏焊带2222，相邻太阳电池片2221通过光伏焊带2222连接，最终构成柔性太阳电池阵222。太阳电池片2221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2222的厚度为0.08mm，电池片间的间隙为0.5mm。
[0054] 本实施例的柔性太阳电池阵222，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之间的间隙为0.5mm）互连，最终形成柔性太阳电池阵222。减薄后的太阳电池阵列具有一定柔韧性和弯曲性能，可保证柔性太阳电池组件与机翼骨架的完美贴合。
[0055] 在其他的实施例中，太阳电池片2221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2222的厚度优选为0.03mm～0.3mm。
[0056] 一种本实施例的太阳能飞机机翼的制造方法，包括以下步骤：
[0057] S1：制备机翼骨架1，并在机翼骨架1上表面的中部加工与组件骨架22配合的凹槽11，凹槽深度为0.8mm；
[0058] S2：制备柔性太阳电池组件2，柔性太阳电池组件2包括封装蒙皮21和设于封装蒙皮21下表面的组件骨架22，封装蒙皮21为热缩膜，封装蒙皮21沿组件骨架22的两边向外延伸形成包覆边211；
[0059] 本实施例中，柔性太阳电池组件的制备方法如下：
[0060] 先按从上到下为封装蒙皮21、第一封装胶膜221、柔性太阳电池阵222、第二封装胶膜223、内蒙皮224的顺序进行叠层，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225和支撑件226的顺序叠层后，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。
[0061] 在其他的实施例中，柔性太阳电池组件的制备方法也可以是如下：
[0062] 先按从下到上为封装蒙皮21、第一封装胶膜221、柔性太阳电池阵222、第二封装胶膜223、支撑件226、第三封装胶膜225和内蒙皮224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。
[0063] S3：将组件骨架22置于凹槽11内，包覆边211沿机翼骨架1的翼展方向布置，通过张紧机构使柔性太阳电池组件2处于张紧状态，并用聚氨酯胶将包覆边211贴合在机翼骨架1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211将柔性太阳电池组件2固定在了机翼骨架1的表面，实现了柔性太阳电池组件2在机翼骨架1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。
[0064] 本实施例中，位于组件骨架22两侧的包覆边211分别从机翼骨架1的上表面延伸至下表面并接触，也即封装蒙皮21将整个机翼骨架1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。
[0065] S4：对包覆边211进行加热，加热温度为150℃，可使包覆边211收缩并张紧于机翼骨架1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。
[0066] 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。
[0067] 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。
[0068] 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。
