柔性印制膜在太阳电池阵的应用及热适应性试验研究

张 帆，韩文佳，陈海锋，贺 虎，王训春

（上海空间电源研究所，上海 200245）

0 引言

随着我国航天事业的多元化发展，对低成本微小卫星的需求不断增多[1]。太阳电池阵作为卫星完成空间任务不可或缺的主要能源供应系统，逐渐向小质量、高柔性和高可靠性方向发展[2]；而常规太阳电池阵主要采用铝蜂窝夹层结构的刚性基板[3-4]来支撑太阳电池电路[5]，其厚度一般达到23mm 左右，并不适用于微小卫星[6]，因此有必要针对微小卫星的应用需求研究新型空间太阳电池阵。

利用印制电路板（printed circuit board, PCB）或者柔性印制电路（flexible printed circuit, FPC）可将太阳电池电路与基板集成为一体，能大大降低太阳电池阵的体积，在微小卫星上具有广阔的应用前景。国外文献[7-8]中主要报道了PCB 在立方星、微小卫星太阳电池阵上的应用，而对FPC 的相关应用报道较少。本文以某柔性印制太阳电池阵设计为例，结合热循环试验考核[9]，分析其设计缺陷，并提出改进建议，以期为柔性印制太阳电池阵的可靠应用提供解决方案。

1 柔性印制太阳电池阵设计制作及仿真分析

1.1 柔性印制太阳电池阵设计

航天产品PCB 的基板主要材料为FR4 环氧玻璃板，其厚度一般为1～4 mm[10]。国内九天卫星公司、南京理工大学以及西北工业大学等高校已经有多颗卫星在轨成功应用了PCB 太阳电池阵[11]。相比于PCB，由正、背面2 层带黏结树脂的聚酰亚胺（PI）薄膜压合覆铜层组成的FPC 膜厚度仅135 μm，在体积要求严格的星体上更具应用优势。FPC 膜的结构设计如图1 所示。

图1 FPC 膜的结构设计Fig. 1 Structuraldesign of FPC film

柔性印制太阳电池阵主要由太阳电池组件、FPC 膜和铝基板等组成。为承受卫星发射时严酷的力学环境，参考国内立方星PCB 太阳电池阵的设计结构[11]，先用结构胶将FPC 膜背面与铝基板粘贴固连，再将太阳电池组件粘贴于FPC 膜正面，然后将太阳电池组件与FPC 膜焊接；接着将FPC 膜弯折至铝基板背面，并完成基板背面隔离二极管、引出导线与FPC 膜的焊接，再用螺钉将背面FPC 膜与铝基板固连；最后完成引出导线与星体接插件的制作。柔性印制太阳电池阵的结构剖面如图2 所示。

图2 柔性印制太阳电池阵结构剖面Fig. 2 Sectional view of flexible printed solar array

1.2 试验件制作

采用深圳兴森快捷公司生产的FPC 膜按照1.1 节的设计制作试验件。FPC 膜背面与铝基板用结构胶进行粘贴，该粘贴工艺经过鉴定级热真空试验（压力：≤1.3×10-3Pa，温度：-100～130 ℃，循环次数：9.5 次）考核满足工程应用需求——热真空试验前后，FPC 膜均与铝基板粘贴牢固，无鼓包、脱粘现象。

太阳电池组件由11 串3 并40.0 mm×60.5 mm的三结砷化镓太阳电池（GaInP2/InGaAs/Ge）组成。参考某型号工程应用，为降低太阳电池串的二极管压降，在每串太阳电池正端并联焊接1 个隔离二极管及1 个肖特基二极管（二极管压降可从0.5 V 下降至约0.2 V），其等效电路如图3 所示。

图3 太阳电池串等效电路Fig. 3 Diagram of equivalent circuit of solar cell string

在弯折至铝基板背面的FPC 膜上焊接制作隔离二极管、肖特基二极管以及引出导线，并将FPC 膜通过4 个内六角螺钉与铝基板固定，试验件实物见图4。图中：将3 串太阳电池组件分别命名为M1、M2、M3，这3 串太阳电池组件的设计及工艺状态一致；①～⑦为铝基板背面FPC 膜上锡焊焊盘与覆铜层连接位置编号，后续验证试验中将对这几处连接状态进行考查。

图4 柔性印制太阳电池阵试验件实物Fig. 4 Physical test piece of the flexible printed solar array

1.3 柔性印制太阳电池阵仿真分析

根据此柔性印制太阳电池阵的设计，查阅其主要材料的特性列于表1。

表1 柔性印制太阳电池阵主要材料特性Table 1 Characteristics of main materials of flexible printed solar array

为对柔性印制太阳电池阵上的FPC 膜进行热应力仿真分析，按照FPC 膜粘贴于铝基板上的实际状态建立仿真模型（见图5），仿真结果如图6所示。

图5 FPC 粘贴于铝基板上的仿真模型Fig. 5 Simulation model of FPC pasted on Al substrate

从图6 可以看出，铝基板正面的FPC 膜最大热应力为18.38 MPa，背面的FPC 膜最大热应力达27.57 MPa，低于铜材质的屈服极限（60 MPa），说明上述柔性印制太阳电池阵的设计在热应力方面能够满足使用要求。

图6 FPC 膜热应力仿真结果Fig. 6 Simulation result of thermal stress in FPC film

2 热循环试验考核

太阳电池阵在轨运行期间，将在真空环境下经历长期的高温、低温循环过程，因此需要进行热试验对其进行考核，以暴露产品的质量缺陷。单机级热试验包括热循环试验和热真空试验[12]。热循环试验在常压环境下进行，传热方式以对流传热为主，相对于热真空试验具有效率高、成本低等优势[13]。本文采用热循环试验对柔性印制太阳电池阵试验件进行考核，参考某轨道高度为600 km 的太阳同步轨道卫星的太阳电池阵在轨工作温度环境制定试验条件如下：

1）升温速率：10～15 ℃/min（变温速率不低于10 ℃/min 可以保证筛选度在0.90 以上[14]）；

2）温度变化范围：整个试验箱内温度-70～95 ℃（高、低温端均可外延5 ℃），测温点位于试验箱液氮进口处；

3）保温时间：高、低温各保温5 min；

4）高、低温冲击次数：170 次（此温度冲击为加速试验，每个循环时间约30 min）。

将试验件放入高低温循环试验箱，整个试验过程中采用恒流源对太阳电池串通电，通电电压设定50 V、电流设定0.42 A（模拟太阳电池串在轨工作时输出电流状态）。试验前的试验件状态如图7所示。

图7 试验前试验件状态Fig. 7 Condition of the sample before test

从图7 可以看出，在非光照条件下，太阳电池可视为PN 结二极管，采用恒流源对太阳电池串通电后，电池呈现出红外发光二极管特性[15-16]，此时恒流源采集到的电池串电压和电流如表2 所示，表中数据显示3 串太阳电池组件电路均正常导通。

表2 试验前恒流源采集到的太阳电池串电压及电流Table 2 Voltage and current of solar cells collected by constant current source before the test

试验件高低温循环试验一共进行了170 次循环，试验温度均在试验条件要求范围内。当高低温循环试验进行到148 次时，太阳电池串M3 的采集电压发生异常跳变（0～147 次循环的试验电压跳变范围为27.4～35.4 V），采集电压从35.4 V 变化至30.1 V 时突变为49.3 V；当高低温循环试验继续进行到165 次时，采集电压稳定在49.3 V 左右，详见图8 所示。太阳电池串M1、M2 采集电压的跳变范围为27.4～35.6 V，详见图9。

图8 太阳电池串M3 的采集电压Fig. 8 Diagram of M3 solar cell voltage acquired

图9 太阳电池串M1 和M2 的采集电压Fig. 9 Diagram of M1 and M2 solar cells voltage acquired

对比分析可以看出：正常状态下，太阳电池串M1、M2 在高温端采集到的电压约为27.4 V，在低温端采集到的电压约为35.4 V；在个别几个相同循环中，太阳电池串M1、M2 和M3 的采集电压达到38.4 V 左右，但与温度循环数据对照可知这几次循环的低温较其他循环更低，故其采集电压的小幅跳变属于正常现象。然而，太阳电池串M3 在热真空循环试验进行到148 次时采集电压发生异常跳变，电压从35.4 V 变化至30.1 V 时，电压无法随温度的继续升高从30.1 V 正常变化至27.4 V，却从30.1 V突变为49.3 V。此时采集电压为恒流源设定值，恒流源电流为0 A，说明太阳电池串M3 链路为断开状态。由采集电压数据可以判断，从148 次循环到165 次循环，太阳电池串M3 整个链路存在重复的通断现象，低温时链路保持导通状态；165 次循环至170 次循环，太阳电池串M3 的采集电压维持在49.3 V，说明其最终为断开状态。

试验终止时恒流源采集到的太阳电池串电压和电流如表3 所示，表中数据显示M3 为断开状态，M1、M2 为正常导通状态。

表3 试验终止时恒流源采集到的太阳电池串电压及电流Table 3 Voltage and current of solar cells collected by constant current source at the end of the test

将试验箱门打开后可以看到，太阳电池串M1、M2 呈现红外发光二极管特性，M3 无红外发光现象，也证明了M3 链路已断开（参见图10）。

图10 温度循环试验后试验件状态Fig. 10 Condition of the sample after temperature cycling test

将试验件从试验箱拿出后，对其表观进行检查发现：

1）正面所有太阳电池无碎片、玻璃盖片无碎片，与试验前状态一致；

2）正面M1、M2、M3 太阳电池组件正负极连接片与FPC 膜焊盘焊接状态良好，无脱开现象；

3）背面隔离二极管性能测试正常，隔离二极管管脚与FPC 膜焊盘焊接状态良好，无脱开现象；

4）背面引出导线与FPC 膜焊盘焊接状态良好，无脱开现象。

随后采用X 光对隔离二极管锡焊焊盘与覆铜层连接部位进行了检测，结果详见图11 所示，图片编号与检查部位编号（参图4(b)）对应。从图11 可以看出，在试验件背面靠近FPC 膜弯折区域的③号锡焊焊盘与覆铜层连接部位出现断裂现象，正是该断裂裂口造成了M3 无法正常输出电流；其余锡焊焊盘与覆铜层连接部位均保持完好。

图11 锡焊焊盘与覆铜层连接部位X 射线检测结果Fig. 11 X-ray detection of the joint between solder pad and copper clad layer

3 分析与探讨

从热循环试验结果可以看出：锡焊焊盘上存在隔离二极管管脚和焊料，属于硬态，而覆铜层属于软态，因此锡焊焊盘与覆铜层连接部位为软硬结合点，承受热应力的能力较弱。在长期高低温交变环境条件下，FPC 膜的形变剪切应力直接传递至锡焊焊盘与覆铜层连接处，较易造成IMC（inter-metallic compound）金属化合物层（Cu6Sn5、Cu3Sn，皆为柱状硬脆相）开裂。另外，弯折至基板背面的FPC 膜锡焊焊盘区域没有黏结固定，FPC 膜在热环境中扭曲扰动可能造成焊盘与覆铜层连接处的锐角区域应力集中，而该区域无弧度设计释放应力，继而出现焊盘与覆铜层连接处损伤。结果在多次热循环过程中出现一种中间态：由于热胀冷缩效应，低温下焊盘与覆铜层连接导通，高温下焊盘与覆铜层断开；当循环次数积累至一定量时，最终焊盘与覆铜层连接处彻底断裂、无法恢复导通。

综上所述，针对柔性印制太阳电池阵的设计，还需从FPC 膜的弯折半径、FPC 膜与铝基板的粘贴方式、锡焊焊盘与覆铜层的连接处减应力设计等方面予以改进，建议采用以下几项措施：

1）FPC 膜粘贴于基板上后，采用X 光检查所有锡焊焊盘与覆铜层的状态，提前筛选出存在缺陷的产品；

2）参考GJB 7548—2012《挠性印制板通用规范》[17]中相关规定，在FPC 膜弯折部位进行减应力加强设计，FPC 膜弯折半径应至少大于FPC 膜本体厚度的12 倍；

3）FPC 膜弯折至基板背面后，采用与正面一样的结构胶将其与基板粘贴牢固，以减少热应力影响；

4）参考QJ 3103A—2011《印制电路板设计要求》[18]中相关规定，为保证锡焊焊盘不受FPC 膜弯折应力的影响，设计时应使锡焊焊盘远离FPC 膜弯折处至少2 倍铝基板厚度，且锡焊焊盘尺寸应比覆铜层的宽度更大；

5）FPC 膜上锡焊焊盘与覆铜层连接处的4 个角应有弧度设计或采用黏性填充物等进行加强防护，如图12 所示。

图12 锡焊焊盘与覆铜层连接处的弧度设计示意Fig. 12 Design of the joint between solder pad and copper clad layer

4 结束语

本文针对微小卫星的任务需求，设计柔性印制太阳电池阵，设计过程中充分考虑太阳电池阵在轨运行过程中长期处于恶劣的高低温交变环境中的热应力影响。通过热循环试验考核发现，所设计柔性印制太阳电池阵的FPC 膜上锡焊焊盘与覆铜层连接部位受热应力的影响较大，存在锡焊焊盘与覆铜层断裂的风险，并提出针对性改进建议。后续还需进行深入研究，提高柔性印制太阳电池阵的环境适应能力。