聚光式空间太阳能电源系统

童靖宇杨亦强

（1 北京卫星环境工程研究所，北京 100094）（2 北京东方计量测试研究所，北京 100086）

1 引言

太阳能电源是目前航天器普遍采用的一次电源。研究新型太阳能电源系统，提高太阳能的转换效率，是空间技术发展面临的重要课题。

太阳能电源主要分光热式和光伏式（硅电池、砷化镓电池等光伏电池）。光热式主要用于空间太阳能电站、大型和超大型空间平台。绝大部分航天器均采用太阳光伏电池作为主要发电装置。

1个天文单位处与阳光垂直表面接受的太阳辐照度为1 367 W／m2。这样的功率密度产生的温度，不足以驱动太阳光热电源系统正常工作，所以必须采取一定的太阳能会聚技术，在焦点处获得太阳光热电源系统工作所需的高温。

目前，空间太阳光伏电池阵主要采用非聚光太阳辐射入射方式。但是，太阳光伏电池存在转换效率低、成本高、空间环境耐受性差等缺点。空间应用的硅电池片转换效率为16%左右，三结砷化镓电池可达26%～29%。从硅电池片到三结砷化镓电池片，光电转换效率由16%提高到27%，但是电池片制造成本和技术复杂度却大大提高。从目前技术现状看，短时期内再大幅度提高电池片光电转化效率难度非常大。所以，研究太阳能聚光电源系统，采用新的技术途径提高空间太阳能的利用效率非常有意义。

2 太阳能聚光技术的原理

太阳能会聚技术基于几何光学原理，主要包括反射式和折射式。反射式聚光器基于光的反射定律：光在反射表面的入射角等于其反射角。一束平行光入射到一定不同角度的表面被反射，使反射光会聚到一个焦点或焦面上产生会聚，典型的有抛物面反射聚光器。图1是抛物面反射聚光的原理。

图1 抛物面反射聚光原理Fig.1 Sketch of parabolic reflector for solar concentration

折射式聚光器利用光在两种光学介质界面传播时的折射定律：光的入射角i的正弦与折射角r 的正弦之比等于两种光学介质绝对折射率n 的反比，即

常用的有透射棱镜折射聚光器，入射光通过棱镜两个不平行表面后，其传播方向会发生偏转。其偏转角为

式中：α是入射光与入射面法线的夹角；β是出射光与出射面法线的夹角；θ 是入射面与出射面的夹角。

将多个棱镜按照拱形布置就形成了菲涅尔透镜聚光器。双曲面凸透镜是透射棱镜的一种特例，可以看作很多连续排列小棱镜组成，相邻棱镜的棱边长度之差趋于零，形成一个光滑的凸面曲线。图2是棱镜折射式聚光的原理图。

无论是反射式聚光还是折射式聚光，都有点聚焦和线聚焦两种形式。点聚焦的聚焦面积小，聚焦倍率高，一般应用于太阳高温光热电源系统。点聚焦的最大缺点是对太阳指向的精度要求非常高，对太阳指向敏感器、跟踪系统、控制系统、聚光器几何精度、光学参数精度的要求很严；另外，太阳能会聚面及发电装置的温度和热流高，剩余热量的利用和散热也是需要考虑的问题。

线聚焦的聚焦面积大，对太阳指向的精度要求相对较低，适合于平板式光伏电池太阳翼，其缺点是聚焦倍率比较低。图3是聚光式空间太阳能电源系统的分类。

图2 棱镜折射式聚光的原理图Fig.2 Sketch of solar concentration with prism refraction

图3 聚焦式空间太阳能电源系统分类Fig.3 Types of space solar concentration power system

尽管太阳能聚光器的原理和概念非常简单，但是应用在空间电源系统中却具有很大的技术挑战性。空间聚光式太阳能电源系统由太阳聚光器和发电装置两部分组成，结构上比常规的空间发电装置复杂。在轨运行时的太阳指向精度、控制精度、结构几何精度、光学参数精度、热控设计都比常规空间电源系统要求高；而且，聚光倍数越高，对上述指标的要求也越严。平衡聚光倍数及技术难度的关系，是研究中需要解决的问题。鉴于上述技术的困难和复杂性，聚光式空间太阳能电源系统仅进行了有限规模的飞行实验验证，离大规模的工程应用尚有一定距离。

3 反射式太阳能聚光电源系统

20世纪60年代，国外就提出了空间太阳能聚光器的概念，通过大型抛物面反射镜会聚阳光，利用焦点处的高温做热机循环系统的热源，利用相变材料储热加热气体工质，产生的高温高压气体推动涡轮发电机发电，就能够为空间设备提供连续电源。热动力系统包括兰金（Rankine）循环、布拉顿（Brayton）循环和斯特林（Stirling）循环3种形式。图4是Brayton循环热机的原理图。

图4 闭式Brayton 循环的原理图Fig.4 Sketch of close Brayton circle

图5是美国Vanderbilt大学机械工程系开发的一种反射聚光式热电发电装置，由三维抛物面聚光器和空腔接受器组成［1］，聚光倍数为40 000。空腔接受器将太阳光转换为热，温度可达2 000 K。一个离子热电转换器被用来产生电能，热离子转换器有1 个阴极和1 个阳极，阴极与阳极平行，间隔1mm 左右。阴极被加热时，将发射热电子，热电子被阳极接收，形成电流。图6是离子热电转换器示意图。

美国复合材料光学研究所研究了一种太阳翼聚光板技术［2-3］。聚光模块是由很多聚光单元组成，每个聚光单元是一个由4面反射壁组成的光槽，每个反射壁有很高的太阳反射系数。每个光槽底部安装1片太阳电池。光槽的每个反射壁的剖线为抛物线，入射阳光一部分直接辐照到太阳电池片上，其它部分阳光在光槽壁反射会聚辐照到太阳电池片上。该模块作为1999年3月发射升空的天文卫星小型探测者／宽场红外探测者（SMEX／WIRE）主电源的一部分进行了空间飞行实验。模块电压32V，功率16 W。在轨运行最初6个月的飞行数据表明，聚光模块达到了预期的设计要求。聚光模块选择3倍的低聚光倍数，对太阳指向精度要求不高，可以放宽到±20°。图7是聚光单元聚光原理图，图8是SMEX／WIRE卫星聚光式太阳电池板照片。

图5 反射聚光式热电发电装置Fig.5 Sketches of parabolic dish concentrator and receiver

图6 热离子热电转换器示意图Fig.6 Schematic showing the components of a thermionic power device

波音公司BSS-702 卫星平台是地球静止轨道卫星平台［4-6］，已应用于加拿大阿尼克-F1、F2（Anik-F1、F2）、美国泛美卫星（PanAmSat）公司的银河-11、泛美卫星-1、7（PAS-1、7）等通信卫星。为了研制成本低、质量轻的太阳电池阵，卫星平台采用了反射式太阳聚光技术。在太阳电池阵的两侧安装了两块平板形反光镜，入射到反光镜的阳光以一定角度反射到太阳电池片上，增强了太阳电池片上的太阳辐照强度，如图9所示。这些卫星入轨后均发生了相似的故障，太阳电池阵输出功率突然出现了永久性的下降。尤其是PAS-7在2001年9月6日早晨出阴影区时，太阳电池阵功率突然发生永久性下降25%。由于缺乏在轨诊断数据，官方一直没有发布正式的故障原因。公开资料中推测的原因有两种［4-6］：一种是太阳电池阵采用了高反射系数的反射镜，其表面光电发射率几乎为零。卫星出阴影区后，反射镜面仍然带几千伏的负电位。电池阵由于表面光电子发射，迅速由负电位上升为几伏的正电位。这样反光镜与太阳电池阵间存在很大的电位差，在某种外界因素触发下导致反光镜和太阳电池阵间发生静电放电。放电产生的熔化、汽化物溅射使反光镜和太阳电池片性能退化。另一种推测的原因是入射到太阳电池阵的聚光高密度热流使材料大量出气，导致反光镜和太阳电池片严重污染。BSS-702卫星平台的教训表明，正确、有效的空间环境效应防护及高密度热流热控设计是空间太阳能聚光技术须要研究的重要内容。

图7 聚光单元聚光原理图Fig.7 Basic light concentrating panel element operation

图8 SMEX／WIRE 卫星聚光式太阳电池板照片Fig.8 Light concentrating panel implemented as SMEX platelet

图9 太阳电池板太阳光增强示意图Fig.9 Schematic diagram of sunlight enhancement on the solar panel

近年来，美国Mevicon研究所开发了一种自支撑六边形薄膜聚光反射面结构［7］，其具有更小、更轻、更便宜、可折叠的特点，可以使很多空间应用目标获益，也可以应用于太阳聚光器、精密射频反射面、太阳帆、薄膜太阳阵、太阳罩等。这种技术采用聚酰亚胺和聚酯薄膜材料，通过适当的制造工艺，使材料形成永久性弯曲，获得保持形状的自支撑承重结构。这种结构不需要拉紧装置或充压结构，可以采用紧凑的卷动折叠技术，并且在折叠变形应力的作用下有很强的自展开能力。弯曲表面的六边形薄膜结构，具有能够滚动折叠收藏、被动自展开、采用最小质量和尺寸的支撑结构等特点。图10是六边形薄壳结构照片。

图10 边缘六边形的薄壳结构照片Fig.10 Photograph of membrane aperture shells with hexagonal boundary edges

边缘六边形的薄壳结构具有紧凑的卷折叠和很强的自展开性能。图11为6片薄壳片形成1个较大面积的聚光结构的展开过程，6片薄壳片分别卷在各自支撑杆上，卫星发射时，6根支撑杆合拢，减小了占用空间。卫星入轨后，随着支撑展开，6片卷起的薄膜片在变形应力的作用下自行展开，形成1个较大面积的聚光结构。通过每根支杆上增加分支，并采用一定折叠方法，可以不断增加聚光镜的展开面积。薄膜聚光反射面技术的关键是设计合适的薄膜片曲率及组合后聚光表面的曲率，能够形成理想的抛物面尺寸。

充气结构是未来太阳能聚光技术发展的方向之一［8-13］。NASA、美国空军研究实验室（AFRL）研究了一种充气式太阳聚光结构，即一个直径5m 的对称抛物面聚光器，通过优化充气压力，采用实时数字照相形变测量，能制造1mm 均方根误差形变的聚光器，焦点功率可达15.4kW。存储2年后，充气展开的形状均方根误差为1.14mm，证明长时间存储对展开形状的影响很小。该结构需要研究的技术有太阳指向和聚焦、主动充气控制、主动可充气支撑、整片聚光器结构、聚酰亚胺薄膜材料、总体设计等。图12是直径5m 的对称抛物面聚光器样机照片。

图11 6片薄壳片形成1个较大面积的聚光结构展开过程示意图Fig.11 Compact roll stowage approach to enable larger diameter aperture from 6segmented shells

图12 直径5m 的对称抛物面聚光器样机照片Fig.12 5mInflatable concentrator during shape measurement tests

4 折射式太阳能聚光电源系统［14-18］

这种技术基于三棱镜折射聚光原理，最初研究的是点聚焦结构，目前以线聚焦为主流技术。

1986年NASA 的刘易斯（Lewis）研究中心开始研发拱形菲涅尔透镜聚光器技术，最初的样机为一个微型的穹隆型聚光器，点聚焦结构。多个微型的穹隆型聚光器组成阵列，可以在太阳电池板上形成聚光平面。1994年，这种自支撑穹隆形点聚焦太阳阵模块在PASP＋（Photovoltaic Array Space Power Plus）飞行中作为实验内容之一。透镜由DC93-500硅酮制造，涂敷原子氧和紫外防护多层膜。图13是多个微型的穹隆型聚光器组成阵列的照片。

图13 PASP＋飞行实验的微型的穹隆型聚光器阵列照片Fig.13 Mini-dome lens array for PASP Plus flight experiment

1992年，NASA 的Lewis研究中心开始了线聚焦折射式聚光镜概念研究。线聚焦比点聚焦存在两个优势：一是太阳指向跟踪的精度要求比较低，而且是单轴驱动；二是聚光器透镜材料便宜。1995年，AEC-Able工程研究所与ENTECH 研究所开发了一个功率1 300 W 的太阳电池阵，称作SCARLET-1，在“流星”（METEOR）卫星上进行飞行实验。由于METEOR 卫星发射失败，SCARLET-1 没有进入轨道进行实验。研究的第二代SCARLET 太阳阵，采用双结砷化镓电池片和改进的结构，应用于美国喷气推进实验室（JPL）研制的深空1号（DS-1）空间探测器进行实验，DS-1于1998年7月发射成功，SCARLET 成功的作为深空1号主电源并为离子推进器提供电源。

这种折射式聚光器采用了独特的拱形结构可以使透镜形状误差的影响降到最小。透镜入射面是光滑的平面，出射面是三棱形结构。聚光器太阳电池阵面积比功率为200 W／m2，质量比功率为45 W／kg。

为了进一步降低质量，提高太阳电池阵的面积比功率和质量比功率，第二代聚光器去除了玻璃拱形和透镜框架。柔性透镜随薄壳展开，支撑在柔性透镜两端的拱形支架上。太阳电池阵采用了复合材料辐射器板，是SCARLET 太阳阵质量的1／5。去除玻璃拱形和透镜框架后，减少了入射光损失，面积比功率达到300 W／m2，质量比功率为300 W／kg。图14是三棱透镜结构示意图，图15是拱形结构折射聚光原理示意图。图16是拱形结构折射式聚光器展开后的照片。图17是拱形结构折射式聚光器4块板太阳翼样机展开照片。

最新的设计方案是菲涅尔透镜为一个柔性毯，热辐射器和光电池片制成第二个柔性毯，两个毯迭在一起，卷成非常紧凑的体积便于发射，在轨道上可以自动展开。光伏电池采用了美国空军研究所的一种薄膜电池技术。质量比功率为300 W／kg～500 W／kg，体积比功率为80kW／m3～120kW／m3。

图14 三棱透镜结构示意图Fig.14 Schematic of the lens cross-section

图15 拱形结构折射聚光原理示意图Fig.15 Refraction concentrator with smooth convex outer Fresnel lens

图16 拱形结构折射式聚光器展开后的照片Fig.16 Stretched lens module in deployed mode

图17 拱形结构折射式聚光器4块板太阳翼样机展开照片Fig.17 Four-panel prototype wing of stretched lens array in deployed mode

5 评述

随着人类大型空间活动的发展，研究如何提高空间电源系统容量的技术途径将变得迫切。

（1）提高空间电源系统容量的传统方法是增加太阳翼的面积。除此之外，改进太阳能利用率也是提高空间电源系统容量的途径之一。从目前技术现状看，短时期内再大幅度提高电池光电转化效率难度非常大，同时高效空间太阳电池的成本也非常高。采用聚光空间光伏电源系统，利用简单、低成本的聚光器减少昂贵的高效太阳电池用量，是一种降低大功率空间电源系统成本的主要途径之一，其关键在于聚光器的设计、研制。国外已提出了多种聚光器的设计方案，进行了深入的研究、试验，并有了成功的空间应用。

（2）大面积太阳电池阵直接暴露于空间环境中，遭受辐射、带电、空间碎片、原子氧等影响，空间环境损伤的风险很高。采用太阳能聚光技术，在环境耐受性能较强的聚光镜材料保护下，太阳电池阵环境效应损伤风险会显著降低。

（3）目前，太阳能聚光技术主要有反射式和折射式两种。聚光方式又包括点聚焦和线聚焦两种。点聚焦倍率高，可以达到数千倍，但是聚焦面积比较小，适合于太阳能高温热电系统。线聚焦倍率比较低，一般为数倍到十几倍，但聚焦面积比较大，对太阳指向跟踪精度要求比较低，适合于光伏太阳电池阵系统。拱形菲涅尔透镜线聚焦聚光器是目前该领域的主流技术。

（4）空间太阳能聚光技术的功能是会聚太阳辐射能量，但不能放大能量。如果不考虑各个环节的能量损失，电源系统可利用的最大能量不超过聚光镜上接受的太阳光辐射能量。所以，这项技术虽然节约了太阳电池片的面积，但不能减小聚光镜的面积。刚性结构的太阳能聚光电源系统与传统太阳电池阵相比，在发射质量和体积方面没有任何优势，一般适合用于在轨组装的大型空间太阳能电站、大型空间站平台等。对于一次整体发射的各类航天器，采用柔性、卷折叠、自展开、自支撑的结构优势更明显。大功率太阳光热发电装置，采用高聚焦倍率的充气式结构是目前的发展趋势。太阳光伏电池发电装置采用线聚焦的柔性菲涅尔透镜技术，比传统太阳电池阵结构有明显优势。除太阳光能量利用率高、发射体积小、质量轻外，其环境耐受性也会明显提高，特别对低轨高压太阳电池电源系统，由于受到柔性聚光镜薄膜保护，电池阵的导电部分不会直接暴露在空间等离子体环境，大大降低了高压太阳电池阵等离子体放电和电流泄漏的风险。

（5）太阳能聚光空间电源系统对卫星平台的影响主要表现在动力学行为和太阳指向对姿态控制精度的要求，需要根据不同聚光器结构具体分析。对太阳指向精度的要求须根据技术难度、成本、风险权衡考虑，进行优化设计，不是越高越好。必要时，对线聚焦电源系统可适当加宽电池串的宽度尺寸，保证在一定指向误差范围内聚光束能全部落在电池片上。大型点聚焦反射面结构，应考虑与平台敏感器视场、发动机羽流的遮挡干涉问题。聚光镜材料通常采用聚酰亚胺、硅酮等聚合物，除需要对这些材料进行辐射、原子氧等环境防护改性处理外，真空下材料出气率必须严格控制，避免对太阳电池片的分子污染。关于高密度热流的热控制问题，对中小功率的聚光器，可采用高效辐射散热器降低电池阵的温度。对大功率聚光器，可利用温差发电等技术将高温余热转换为有用的能量。

6 结束语

太阳能聚光空间电源系统原理虽然简单，但工程实现难度较大。太阳能聚光空间电源系统由聚光器和发电装置两部分组成，其折迭技术、展开技术、支撑技术、太阳指向跟踪技术都比传统太阳翼复杂得多。空间太阳能聚光电源系统涉及到材料、精密结构、精密光学、精密指向跟踪与控制、先进的光伏电池、空间动力学、空间环境效应与防护等多学科、多技术交叉。为此，集中国内优势资源，合理分工，协同攻关，尽可能采用已有的研究成果，在短时间内形成完整技术链条是可行的途径。需要研究的关键技术有环境耐受性强的薄膜材料、薄膜太阳电池及柔性太阳阵在轨自展开、自固化、自支撑技术。同时，高精度指向跟踪及控制、高密度热流的散热技术也是需要解决的难点。

（References）

［1］Majsztrik P W，Fisher T S.Analysis a diamond-based solar-thermionic power generation system，AIAA 2002-2903［R］.Washington：AIAA，2002

［2］Theodore.Technology transparent light concentrating panel for solar arrays，AIAA 2000-1250［R］.Washington：AIAA，2000

［3］Stern T G，Lyons J.Flight test of a technology transparent light concentrating panel on SMEX／WIRE［C］／／35thIntersociety Energy Conversion Engineering Conference.San Diego CA USA：Composite Optics Company，2000

［4］Apfel S L.Optimization of the Boeing 702for the DIRECTV mission，AIAA2006-5300［R］.Washington：AIAA，2006

［5］Lai S T.Charging of mirror surfaces in space，ADA430372［R］.Hanscom Air Force Base，Massachusetts，USA：Air Force Research Laboratory，2005

［6］Flint E E，Lindler J E.Self supporting hexagon shaped membrane aperture thin film shells，AIAA 2007-1841［R］.Washington：AIAA，2007

［7］Smalley K B，Tinker M L.Structural modeling of a fivemeter thin film inflatable antenna／concentrator with rigidized support struts，AIAA 2001-1412［R］.Washington：AIAA，2001

［8］Slade K N，Tinker M L.Comparison of dynamic characteristics for an inflatable solar concentrator in atmospheric and thermal vacuum conditions，AIAA 2000-1641［R］.Washington：AIAA，2000

［9］Slade K N，Tinker M L.Analytical and experimental investigation of the dynamics of polyimide inflatable cylinders，AIAA-99-1518［R］.Washington：AIAA，1999

［10］Perrson J C，Paul G J，Lester D.Near term in-space demonstration of an inflatable concentrator，AIAA-99-1073［R］.Washington：AIAA，1999

［11］Borell G J，Campbell J S.ISUS solar concentrator array decelopment，AIAA-96-3045［R］.Washington：AIAA，1996

［12］Lester D M，Wassom S R，Hancey B D.Solar concentrator inflation control system，AIAA 2000-1571［R］.Washington：AIAA，2000

［13］Laster D M，Cannon D M.Form inflated rigidized truss structure developed for an SRS technologies solar concentrator，ADA409527［R］.Brigham City，Utah，USA：Applied Research Department of Thiokol Corporation，2003

［14］Brandhorst H W，Jr，Rodiek J A.Ultralight，compact，deployable，high-performance solar concentrator array for lunar surface power，AIAA 2006-4104［R］.Washington：AIAA，2006

［15］Mehdi I S，George P J，Neill Mark O’.High voltage solar concentrator experiment with implications for future space missions，AIAA 2007-4731［R］.Washington：AIAA，2007

［16］Mockensturm E M，Pappa R S，Neill M J O’.Static and dynamic analysis of stretched membrane lenses for lightweight space solar arrays，AIAA 2002-4263［R］.Washington：AIAA，2002

［17］Stubstad J K，Lehman D，Stella P M.SCARLET and deep space 1：successfully validating advanced solar array technology，AIAA-99-4487［R］.Washington：AIAA，1999

［18］Fraas L M，Daniels W E，Huang H X.34%efficient InGaP／GaAs／GaSb cell-interconnected-circuits for line-focus concentrator arrays，NASA／CP-2002-211831［R］.Washington：NASA，2002