四结砷化镓太阳电池电路可靠性设计及验证技术研究

2022-02-21李大正李雅琳李朝阳李峰蒋硕薛梅柳青姜德鹏

航天器工程 2022年1期

李大正李雅琳李朝阳李峰蒋硕薛梅柳青姜德鹏

(1 中国空间技术研究院通信与导航卫星总体部，北京 100094)(2 中国电子科技集团公司第十八研究所，天津 300381)(3 兰州空间技术物理研究所，兰州 730000)(4 上海空间电源研究所，上海 200245)

随着航天技术的飞速发展，特别是新型卫星平台的不断诞生和应用，太阳翼功率水平的提升对卫星平台的发展具有重要意义。高效太阳电池片的选用是国内外提升整翼输出功率的常用方法，其优势在于不需改变太阳翼构型及质量的情况下，使整星的带载能力得到有效提升。

三结砷化镓太阳电池目前在空间太阳翼大面积应用，对于下一代四结砷化镓太阳电池，其在二维二次半刚性太阳翼上应用的可行性及可靠性尚未经过验证。

德国Azur Space公司制定了空间太阳电池产品开发路线图，针对地球静止轨道(GEO)卫星，目前产品是寿命初期(BOL)效率30%(寿命末期(EOL)效率26.5%)的晶格匹配三结电池，下一代产品是BOL效率32%(EOL效率28.5%)的UMM4J电池，研发目标是效率35%的UMM4J电池；目前直至未来相当一段时间内，UMM4J电池都是Azur Space公司空间电池产品的重点[1]。

本文首先对四结砷化镓太阳电池及太阳电池电路的可靠性设计进行了分析，介绍了试验验证流程和试验方案设计；通过试验测试结果验证了四结砷化镓太阳电池半刚性太阳翼应用的可行性和可靠性及地面验证方案具有较好的通用性和测试性。

1 四结砷化镓太阳电池电路构成及可靠性设计

1.1 二维二次半刚性太阳翼组成

二维二次半刚性太阳翼单翼配置6块绷弦式半刚性太阳电池板，1个连接架及机构部分，总长20 m。发射阶段太阳翼呈收拢状态压紧于卫星侧壁，转移轨道阶段展开90°并锁定，完成一次展开；同步轨道完成二次展开。二维二次半刚性太阳翼构型示意如图1所示[1]。

图1 二维二次半刚性太阳翼构型示意图

1.2 四结砷化镓太阳电池设计

三结太阳电池由3个P-N结串联而成，由顶电池、中间电池、底电池组成。四结太阳电池由4个P-N结串联而成，相对于三结太阳电池的结构，除顶电池和底电池，有两个中间电池，高效四结叠层太阳电池的结构和物理模型如图2所示。由于比三结太阳电池多了一个P-N结，四结太阳电池具有更高的光电转换效率。

图2 四结砷化镓太阳电池叠层物理模型

四结太阳电池的4个结所用半导体材料的禁带宽度分别为1.9 eV、1.4 eV、1.0 eV、0.67 eV。采用这几种能量带隙材料的太阳电池能较充分地将太阳光中350～1800 nm波长范围的光谱能量转化为电能。

太阳电池采用渐变缓冲层技术来减小晶格失配导致的缺陷对电池性能的影响，与现有的空间用三结砷化镓太阳电池相比，四结太阳电池采用了晶格失配材料(1.0 eV InGaAs和0.67 eV InGaAs)，工艺实现上采用了如图3所示的晶格外延生长、键合、剥离等新工艺。

图3 四结太阳电池工艺流程

1.3 四结砷化镓太阳电池电路可靠性设计

四结砷化镓太阳电池电路粘贴在绷弦式半刚性基板上，半刚性基板网格分布如图4所示。

图4 半刚性太阳翼收拢示意图

相对于刚性基板，太阳电池电路可靠性设计特点如下。

(1)在防静电放电方面，与刚性太阳电池阵相比较，半刚性基底的太阳电池阵样品由于没有了基底的表面介质材料，取代的是半刚性网，与太阳电池阵有效接触面积变小，距离变大，因此减小了高压太阳电池阵样品表面电场，大大降低了静电放电的频率；在半刚性太阳电池阵设计中的防静电放电设计方法如下：控制片间电压，串间电流，基板连接静电泄放电阻，电路正端串联隔离二极管[2]。

(2)热环境适应性，半刚性板本身向空间的辐射散热效果要优于刚性板，在轨高低温循环范围比刚性板小，对太阳电池阵的高低温冲击影响小于刚性板；在半刚性太阳电池阵设计中的热设计方法如下：二极管引线、互连片设置减应力环，电缆固定点间设置热应力释放余量。

(3)在抗辐照方面，半刚性板没有刚性板背面基底材料的防护，相对于刚性太阳电池板只在电池正面贴玻璃盖片，半刚性板太阳电池反正面均粘贴抗辐照玻璃盖片，使其完全覆盖太阳电池上表面，能够保护太阳电池的整个活性区，使其免于吸收低能质子而引起对P-N结的损害；在半刚性太阳电池阵设计中抗辐照设计方法如下：开展四结电池电子辐照试验[3-4]，并进行长寿命期间功率预计。

2 试验验证方案设计

基于绷弦式基板电池的独特粘贴布置方式及新型四结砷化镓太阳电池的长寿命在轨可靠应用，需要开展地面可靠性专项试验，对防静电放电、热环境适应性及抗辐照特性进行多方面考核，验证项目矩阵见表1。

表1 验证项目矩阵

对于防静电放电试验验证，由于半刚性基板静电放电频率较低，设计刚性板比对试验方案，验证半刚性电池电路的可靠性。静电放电(ESD)及温度循环的试验件数量及状态见表2。

表2 试验件状态

2.1 静电放电试验方案

静电放电试验采用两个小板试验件，刚性小板用于比对试验，摸索产生二次放电的试验条件，并将该试验条件应用于半刚性小板。试验件实物如图5所示。

图5 静电放电试验件实物图

试验在真空中进行，利用电子枪模拟空间地磁亚暴电子环境，电子枪产生电子束辐照太阳电池阵样品表面，使太阳电池阵表面充电，当其不同材料表面电位产生的电场达到一定阈值时，会发生静电放电现象，试验原理如图6所示。

注：R为回路负载电阻；Ⅰ、Ⅱ为电流探头，用来监测放电脉冲；C为太阳电池阵对地模拟电容；P为模拟电源，可为太阳电池串提供工作电压。

试验过程中，利用电子枪产生电子束流模拟空间带电环境，电子枪正对试验样品，在试验要求的电子束流条件下辐照试验样品表面使其充电并产生静电放电，利用表面静电放电诱导二次放电事件发生。

2.2 温度冲击试验方案

卫星运行于地球同步轨道，每年有春秋分两个地影季，一个地影季90天。半刚性的网状结构使得太阳电池片在板上可以从正面及背面双向向空间辐射散热，在基板上的二极管安装底板处的遮挡会对太阳电池片的背面散热造成影响[5-6]，选择最恶劣的温度分析结果，确定温度冲击范围为-170 ℃～+85 ℃。通过热分析，模拟进出影时的真实升降温速率，控制试验设备升温和降温的平均温度变化速率20 ℃/min，在高温端及低温端各保持1 min。温度冲击循环次数2208次，相当于在轨运行16年经受温度冲击次数的1.5倍。根据以上试验条件，对小板试验件进行温度冲击试验考核。

3 试验结果分析

3.1 静电放电试验

在静电放电比对试验中，对刚性小板，电子能量14 keV，电子束流密度2.0 nA/cm2，当太阳电池阵样品串间工作电压为90 V时，电池串间在发生多次静电放电之后产生了二次放电。静电放电试验件如图7所示。

图7 静电放电试验件实物图

对于半刚性基板试验件，根据刚性基板产生二次放电时电子能量及电子束流密度，施加同样条件，模拟电源P提供串间工作电压从50 V开始，每隔10 min增加10 V，最高串间工作电压200 V，试验件出现少量的一次放电现象，未产生二次放电。

静电放电试验结果验证了通过控制串间间隙、片间电压、单串电流，增加静电泄放电阻及串联隔离二极管等多项设计措施的有效性。

3.2 温度冲击试验

温度冲击试验后，对电池、旁路二极管、粘接剂、焊点外观进行检查，试验件无损伤、焊点无开焊，并对太阳电池片及玻璃盖片的裂片情况进行检查，太阳电池片及玻璃盖片裂片均无增加。在试验前和试验后分别进行光照测试，试验前、后最佳工作点功率变化小于1%，用100 V绝缘表检测太阳电池电路与基板绝缘电阻均大于100 MΩ，电性能测试结果满足电路与基板的绝缘要求。

试验件经2208次温度循环冲击后，太阳电池外观完好无损，电性能衰降小于1%，太阳电池电路与基板绝缘满足绝缘电阻大于1 MΩ的要求。试验结果表明：绷弦式半刚性太阳电池阵用四结砷化镓太阳电池阵的减应力环及电缆余量的热环境适应性设计及电池粘贴工艺能够满足温度冲击后电路及基板不损坏的要求。

3.3 辐照衰降分析

经过试验，1×1015e/cm2辐照剂量下，四结砷化镓太阳电池完辐照后性能衰降不大于17%，根据辐照试验结果，对太阳翼功率输出衰降情况进行了预计，预计寿命末期分点输出功率约31 kW，功率衰降曲线如图8所示。

图8 四结砷化镓太阳电池阵功率衰降曲线

由于80 mm×80 mm四结砷化镓太阳电池单体效率达到33.6%，按照半刚性太阳翼单翼仍采用1.1节6块板的设计布局，在单板尺寸仍采用2.5 m×4.05 m时，整翼输出功率可由31 kW提升至34 kW，功率提升10%，整翼质量及展开面积都未发生变化，通过太阳电池单体效率的提升实现了整翼输出功率的提升。如表3所示，输出功率可以满足使用需求，达到预期效果。