可自旋展开的薄膜太阳电池阵及其在太空的应用

本发明涉及航天器太阳电池阵的结构，更具体地说是涉及航天器柔性 薄膜太阳电池阵的结构及其收卷、展开和控制机构，以及薄膜电池阵在太 空的应用。

现有航天器大都采用太阳能电源，太阳能电池阵的安装方式分为体装 式和帆板式。对日定向的太阳电池帆板比体装式太阳电池阵能提供更大功 率的电源。为进一步提高太阳能电池阵的比能量(功率与重量之比)。美 国休斯公司曾采用“柔性卷式太阳能电池帆板”(见《空间站和空间平台》 第396～397页)这种柔性帆板由于需要刚性的伸展机构，尺寸不可能做得 很大，比能量仍不够高(47瓦/公斤)。因此“柔性卷式太阳能电池帆板” 并未被广泛采用。

本发明的目的是：实现一种收卷时体积很小，便于航天器携带升空， 入轨后可在自旋状态下有序展开的大面积、轻质的薄膜太阳电池阵，并提 供这种薄膜太阳电池阵在各种航天器上的应用方案。

本发明的实施方案如下：

由众多长条形的薄膜太阳电池呈幅射状排列成圆形或多边形的平面 阵列，相邻薄膜电池之间用连线相互连接，各条薄膜电池用电缆与位于阵 列中央的中轴相连，薄膜在太空依靠自旋的离心力展开并维持其阵列形 状。薄膜电池在展开前收卷于中轴的外表面。连接薄膜电池与中轴的电缆 有两项用途，一是将薄膜电池上产生的电流导入中轴，二是承受薄膜电池 阵在自旋状态下产生的张力。电缆的绝缘层中含有高强度纤维，使张力基 本由纤维承担。相邻薄膜电池之间的连线为轻质高强度的柔软缆索或编织 带。

条形薄膜电池的形状可以是长宽比大于3的矩形，也可以是一端窄， 另一端宽的长条形，(窄的一端靠近幅射状阵列的中央，宽的一端位于阵 列的边缘)例如扇形或梯形。各条薄膜电池的输出端通过固定于薄膜一端 (该端靠近阵列中央)的电缆连接到位于阵列中央的中轴。中轴的内部装 有收放电缆的多个卷盘及其控制、驱动机构。在展开前，薄膜电池依次重 叠并卷绕子中轴的外表面，安装于中轴内部的多个卷盘上的电缆连接各条 薄膜电池。

所述的“中轴”，分为外环和内环(有些类似于轴承)，外环和内环之 间装有滚轮，外环可围绕内环转动，电缆卷盘及其控制、驱动帆构固定在外 环内壁。

中轴端部用可折叠的支杆连接到航天器本体。此外，也可以把中轴套 在圆柱形的航天器外壳上。

如果航天器可以随薄膜电池阵一起旋转，那末圆柱形的航天器本体也 可以作为中轴。

卷绕在中轴外面的薄膜电池可用绑带扎紧，航天器入轨后，中轴开始 自旋(以自身的中轴线为轴)，绑带在遥控指令下自动断开脱落，薄膜在 自旋的离心力作用下逐渐展开，由于相邻条形薄膜之间有线缆相连，从而 展开为一个平面阵列。

本发明在各种航天器上的应用：

薄膜太阳电池阵可用于各种需要大功率电源的卫星。需要对日定向的 卫星可将中轴直接套在(圆柱形的)外壳上；需要其他定向模式(如对地 定向)的卫星可通过万向支架连接可折叠支杆，再通过支杆连接到中轴， 这样卫星和薄膜太阳电池阵就可以保持各自的定向方式。采用后一种连接 方式的卫星在发射前将折叠支杆收拢，使整个系统的体积保持最小。

薄膜太阳电池阵可用于空间站：建设中的国际空间站经航天飞机多次 发射才将重达几十吨的太阳电池翼板送入轨道，并经航天员多次太空行走 才安装就位，目前尚未完成。而有效面积和功率都更大的薄膜太阳电池阵， 重量约1吨多，只需一次发射就可入轨并自动展开。

薄膜太阳电池阵可用于太阳能电火箭：目前离子推进器已广泛用于卫 星姿态控制和轨道维持，美国航空航天局1998年发射的“深空1号探测 器”和欧洲航天局2003年发射的“SMART-1月球探测器”都是采用离子 推进器作为末级主推发动机的，现在这两个探测器都已圆满完成了实验计 划，证明了离子火箭发动机长期工作的可靠性。目前限制离子发动机提高 推力的瓶颈就是电力，现有的太阳电池帆板的比能量太低，(约40瓦/公斤) 不能提供强大电力，加大太阳帆板的面积不仅会使重量大增，结构强度也 难以达到要求。而薄膜太阳电池阵的比能量高(约为前者10倍以上)，而 且薄膜电池阵是由缆索和薄膜的张力维持的(自旋的离心力产生张力)， 能够承受较大的冲击力和加速度，非常适合与大功率电火前匹配。将配备 薄膜电池阵的太阳能电火箭作为末级火箭，可将大型卫星或飞船从地球低 轨道送入高轨道，以至星际空间。由于电火箭比化学火箭的“推力比”高 10倍，可节约大量燃料，太阳能电火箭作为末级，将大大降低前级火箭的 重量，节约发射费用。配备薄膜太阳电池阵的大功率电火箭特别适于深空 探测和人类登陆月球和火星的长途飞行。大功率的太阳能电火箭还可作为 轨道转移飞行器(OTV)长期运行于地球轨道，用于改变卫星的轨道，例 如将低轨道的航天器推上高轨道，以至地球同步轨道。轨道转移飞行器的 推进剂可由其他航天器定期补充。

本发明与现有航天器的太阳电池阵相比具有以下显著的优点：

薄膜太阳电池阵的单位面积重量很轻，只有传统太阳电池帆板的1/30 到1/100，使航天器的发射重量大大降低，节约发射成本。

薄膜太阳电池阵的面积可以达到传统太阳电池帆板的100倍以上，并 且在发射前可以收卷成很小的体积，便于航天器携带升空。

薄膜电池阵产生的充足电力可以将电视直播卫星和通讯卫星的功率 提高数十倍。    

薄膜电池阵能承受较大的加速度和冲击力，在航天器加速或变轨飞行 中不必收拢电池阵，特别适用于太阳能电火箭。装备太阳能电火箭的卫星 可大大提高卫星的轨道维持能力和机动能力，成倍延长卫星的使用寿命。 装备大功率太阳能电火箭的深空探测器和飞船，可显著提高航行速度，缩 短探测周期或往返时间。

附图说明：

图1、完全展开的矩形薄膜太阳电池阵(正面视图)

图2、完全展开的矩形薄膜太阳电池阵(立体示意图)

图3、完全展开的扇形薄膜太阳电池阵(正面视图)

图4、完全展开的扇形薄膜太阳电池阵(立体示意图)

图5、薄膜电池内侧加强杆的连接示意图。

图6、中轴的轴侧示意图

图7、内侧加强杆在(条形薄膜电池阵)中轴表面的排列示意图

图8、内侧加强杆在(扇形薄膜电池阵)中轴表面的排列示意图

图9、展开过程中的薄膜太阳电池阵示意图

图10、叶片倾斜的薄膜太阳电池阵示意图

图11、收拢状态的伞骨结构剖视图

图12、内装伞骨的中轴外观图

图13、展开状态的伞骨结构剖视图

图14、装有滑块的外侧加强杆剖面示意图

图15、薄膜太阳电池阵与航天器用支杆连接的示意图

图16、薄膜太阳电池阵与航天器用拖曳电缆连接的示意图

图17、薄膜太阳电池阵与空间站的连接示意图1

图18、薄膜太阳电池阵与空间站的连接示意图2

图19、采用薄膜太阳电池阵的太阳能电火箭示意图A

图19a太阳能火箭的示意图

图20、采用薄膜太阳电池阵的太阳能电火箭示意图B

以下结合附图对本发明的具体实施方案进行详细说明

实施例1由矩形薄膜太阳电池构成的电池阵

图1所示为矩形薄膜电池构成的电池阵完全展开后的正面视图，中轴 (1)位于阵列的中央，薄膜太阳电池(2)(本例总共16条)呈幅射状排 列成圆形，相邻的薄膜电池之间由外圈连线(5)和内圈连线(6)彼此连 接，各条薄膜电池靠近阵列中央的一端分别用电缆(7)(本例总共32条) 连接到阵列中央的中轴(1)上，薄膜电池(2)的两端分别装有外侧加强 杆(3)和内侧加强杆(4)，用于保护薄膜电池并控制薄膜的方向。图2 为上述薄膜太阳电池阵的立体示意图，(数字图标的含意在本说明书的所 有附图中都是一致的。图中各部件的名称不再赘述。)由图2可见，各条 薄膜的两根电缆在薄膜电池一端是处于同一水平面的，而到中轴一端却处 于同一垂直线上，大体上发生了90度的扭转。这是由于薄膜电池阵自旋 展开后，在离心力的作用下，环形的阵列有向外扩张的趋势。由于外圈连 线(5)和内圈连线(6)的约束，都只能扩大到由内、外圈连线和加强杆 的长度所决定的最大半径。电缆和内、外圈连线的长度、以及薄膜电池的 长度、宽度都必须保持一定的比例关系，所有尺度都由完全展开后的薄膜 电池阵的结构尺寸确定。图5是图1的局部结构放大图，以便于观察内侧 加强杆(4)与电缆(7)以及内圈连线(6)的连接方式，内圈连线(6) 与内侧加强杆(4)的连接点M、N不在杆的端部，而在离杆端部25％— —30％杆长度的地方，而内圈连线(6)的长度，为加强杆长度的50％— 60％，(这是为了使薄膜电池展开后尽量缩小内圈半径，并使薄膜处于一个 平面上)。薄膜电池卷绕在中轴上时，内侧加强杆平行地均匀排列在中轴外 表面上。

如图6所示：中轴的外环(41)表面开有平行于轴心的凹槽(12)， 凹槽之间的角距离为2π/n弧度(n为薄膜的条数)各条薄膜的内侧加强 杆(4)分别置于凹槽内。中轴的外环(41)套在内环(39)上，内、外 环之间安有滚轮(42)。

如图7所示：内侧加强杆(4)平行地排列在中轴(1)的外面，内圈 连线(6)将相邻的加强杆(4)互相连接。如果内侧加强杆彼此间的距离 为a，杆的长度为b，要求展开后相邻的内侧加强杆端部之间的距离趋近 于0，则连接点M、N到杆端部的距离为(a2+b2)/4b，内圈连线(6)的长 度为(a2+b2)/2b。

内圈连线(6)也可以连接到相邻内侧加强杆(4)的端部，但须在其 端部内安装小型线轴及驱动微电机，内圈连线(6)卷绕在线轴上。在薄 膜电池处于收卷状态时，内圈连线(6)露出的长度略大于加强杆的长度。 薄膜电池阵展开后，微电机驱动线轴将连线收拢，使相邻的内侧加强杆(4) 端部距离趋近于零，从而令展开的薄膜处于一个平面内。通过收、放内圈 连线(6)可以控制叶片的倾角。

薄膜电池在中轴(1)上重叠卷绕的方式如下：如图6所示，中轴的 外圈(41)的内壁上均匀地装有多个电缆卷盘(10)，电缆卷盘的轴上装 有驱动电机(11)，各卷盘上的电缆穿过外圈壁上的电缆穿孔(9)与置于 凹槽(12)内的内侧加强杆(4)相连。中轴(1)的长度为薄膜电池(2) 宽度的1.02～1.1倍。薄膜电池的正面按同一方向重叠卷绕于中轴(1)上， (这种卷绕方式称为“同向重叠卷绕”。)卷绕完毕后用专用绑带扎紧。该 绑带可由遥控信号自动断开，以便薄膜自旋展开。

图9是上述薄膜电池阵的展开过程示意图；中轴(1)套在圆柱型的卫 星(26)外面，按逆时针方向旋转(俯视观察)，卷绕的薄膜电池(2)已 部分展开，连接相邻薄膜电池的外圈连线(5)牵制着薄膜的展开过程， 使外侧加强杆(3)由垂直逐渐倾斜。(薄膜电池完全展开后变为水平状态。) 在展开过程中，内侧加强杆(4)由于内圈连线(6)的牵拉也逐渐由垂直 变为水平，使薄膜电池形成一个幅射状的平面阵列。由于外圈连线(5) 较长，在薄膜展开前，部分连线可以盘卷在外侧加强杆(3)的内部，在 展开过程中逐渐被拉出。

由上述展开过程可知，在薄膜太阳电池阵未完全展开时，所有薄膜都 是倾斜的，(类似于风车的叶片)。因此可以利用这-特征控制叶片(即薄 膜电池，下同。)的倾斜角度：电缆(7)被收卷得越短，叶片的倾角越大。 图10为叶片倾斜的薄膜电池阵的示意图，由于电缆(7)被收短，阵列半 径缩小，薄膜电池阵的内圈(由内圈连线(6)和内侧加强杆(4)所构成) 和外圈(由外圈连线(5)和外侧加强杆(3)所构成)变松弛，在电缆垂 直分力的牵拉下，内侧加强杆和外侧加强杆都发生扭转，从而使叶片倾斜。 倾斜的叶片由于太阳光压的作用，会对薄膜电池阵产生微弱的扭矩，从而 改变薄膜电池阵的自旋速度。航天器在地球轨道长期运行，空间的微阻力 (包括低轨道的气动阻力，重力梯度、太阳幅射等)会使自旋的航天器转 速慢慢下降，需要定期启动姿控火箭加旋。利用光压使巨大的薄膜电池阵 维持自旋转速，节约了火箭燃料，从而可以长期在空间运行。

在700公里以下的地球低轨道，稀薄大气的阻力作用大于光压的作用， 叶片倾斜的薄膜太阳电池阵就像真正的风车一样，依靠稀薄气流的作用加 旋。安装于中轴(1)内的电缆卷盘(10)和驱动电机(11)不仅可以通 过收、放电缆来控制叶片的倾角，还可以通过对部分电缆的收、放来调节 薄膜太阳电池阵的重心位置，使其与中轴的轴心重合，从而避免因电池阵 的自旋运动对航天器产生干扰。

图1所示的薄膜太阳电池阵列，如果其直径为30米，则按图中比例， 每条薄膜长10米，宽2米，面积20米2，16条薄膜电池面积共320米2。 中轴的直径为1米，长2.1米，电缆长度为4.8米。以下据此计算这个薄 膜电池阵的重量：中轴(1)外径1米，壁厚3厘米，由碳纤维复合材料 制成的蜂窝结构组成，重19.2公斤；电缆芯线为截面积4mm2的多股铝线， 外皮绝缘层中植入了高强度纤维，32条电缆总重2.5公斤；薄膜电池每平 米重150克，总面积320米2，总重48公斤；加强杆直径3厘米，长2米， 为碳纤维加强的薄壁空心管，每根重280克，32根总重9公斤；电缆卷盘 和微电机每套400克，32套总重12.8公斤。薄膜电池阵的所有部件合计 总重91.5公斤。外层空间每平米太阳幅射功率按1.3KW计，薄膜电池效 率为10％，电池的有效面积为90％，则320米2薄膜电池的发电功率为 37.44KW。薄膜电池阵的比能量为409w/公斤。比传统帆板式太阳能电池阵 高10倍以上。一个直径为100米的薄膜太阳电池阵，电池总面积为3555 平方米，发电功率达416KW，总重1.2吨，用火箭一次即可发射入轨并自 动展开。(国际空间站完全建成后，其巨大的太阳电池阵总功率也只有200 多KW，重达50吨以上。)

直径100米左右的薄膜太阳电池阵还是中等规模的，直径500米以上 才能算是大规模的，也能够一次发射入轨并自动展开，其功率可达1万KW 以上。薄膜电池阵的直径越大，薄膜的条数越多，薄膜数量一般为6～60 条。薄膜电池阵的直径为nb/π+2L，(其中n为薄膜的条数，b为薄膜的 宽度，L为薄膜的长度)。由于薄膜卷绕在中轴上，其宽度必须略小于中轴 的长度，而中轴的长度一般不能超过15米，所以加大薄膜电池阵的面积 主要靠增加薄膜的数量和薄膜的长度。

实施例2  由扇形薄膜电池构成的电池阵

图3所示为扇形薄膜电池构成的电池阵完全展开后的正面视图：扇形 薄膜太阳电池(8)呈幅射状排列成圆形，相邻薄膜电池由外圈连线(5) 和内圈连线(6)相连，薄膜电池靠近阵列中央的一端装有内侧加强杆(4)， 加强杆的两端由电缆(7)连接到阵列中央的中轴(1)。(由于相邻的两根 内侧加强杆端部距离很近，分别由两个端部引出的电缆合为一股，形成图 3中所示的y形连接电缆。)

图4为扇形薄膜电池阵完全展开后的立体示意图：与矩形薄膜电池阵 明显不同的是，电缆(7)与薄膜电池完全在一个平面内，因此薄膜电池 的倾角无法调节，也就无法利用光压或稀薄气流提高自旋速度。这种薄膜 电池阵在收卷状态时，其叠绕方法也与矩形薄膜电池阵不同：矩形薄膜电 池阵是采用“同向重叠方式”卷绕，而扇形薄膜电池阵是采用“反向重叠 方式”卷绕，即薄膜电池一正一反地重叠卷绕在中轴上。(类似于折扇的 折叠方式)。扇形薄膜电池阵处于收卷状态时，其内侧加强杆(4)在中轴 (1)上的排列如图8所示：内侧加强杆的长度明显短于中轴(1)的长度 (因为中轴的长度必须大于等于扇形薄膜的最大宽度。)电缆(7)穿过中 轴壁上的电缆穿孔(9)分别连接到相邻的两根加强杆的端部。扇形薄膜 电池阵的优点是，与相同电池面积的矩形薄膜电池阵相比，扇形电池阵的 半径较小，所需电缆卷盘和驱动电机的数量也少一半。但扇形薄膜电池阵 只适用于中、小规模。

对于要求不高的小规模薄膜太阳电池阵，也可以取消电缆卷盘和驱动 电机，将电缆与薄膜电池一起卷绕在中轴的外表面。(但这样就无法调节 叶片倾角和电池阵重心了)。

实施例3缩小中轴直径的方案

在多数情况下，中轴并不是航天器的主体，为了缩小薄膜电池阵收卷 时的体积，便于航天器携带升空，应尽量减小中轴的直径。而中轴直径小 于展开后的薄膜电池阵的直径的5％时，对薄膜电池阵的控制作用很弱，为 了解决这一问题，可在中轴内部采用一种类似伞骨架的结构，如图11所 示：中轴(43)外部为细长的圆柱形壳体，伞柱(44)贯穿中轴(43)的 中心，在其端部装有上盘(18)，伞骨(19)与上盘(18)通过铰链连接， 而电缆卷盘(10)就套在铰链的轴上。伞骨(19)是用碳纤维复合材料制 成的空心管，电缆(7)从电缆卷盘(10)上穿入中空的伞骨(19)内， 从伞骨另一端穿出。撑杆(17)的一端通过铰链(14)连接伞骨(19)， 另一端通过铰链连接到下盘(15)，下盘(15)套在伞柱(44)上，可沿 伞柱上下滑动。

在伞柱(44)两端，上、下对称地安装着两付伞骨架，分别控制着n 条电缆(n为薄膜电池的条数)。为了使伞骨能够撑开，在中轴(43)壁上 平行于母线开了2n条狭缝(上、下各n条)，如图12所示，狭缝(16) 均匀地分布于中轴上，与凹槽(12)的位置重合。当薄膜电池全部展开， 内侧加强杆(4)也开始脱离中轴表面时，下盘(15)开始向上推动(下 部伞骨架的下盘向下推动)通过撑杆(17)和铰链(14)撑开伞骨(19)， 伞骨完全撑开后如图13所示。伞骨(19)垂直于伞柱(44)形成幅射状 的伞骨阵列，其直径为中轴直径的好几倍，大大加强了对薄膜阵列的控制 作用。

实施例4叶片可翻转的薄膜太阳电池阵：

由于太阳能电火箭运动方向的变化，太阳能电池阵有可能背对阳光。 如果太阳能电池阵的叶片能够翻转则可圆满解决这一问题，为此，只需将 薄膜电池的内圈连线(6)和外圈连线(5)与加强杆的固定式连接改为可 移动式连接。

图(14)为连接点可移动的外加强杆剖面示意图：外侧加强杆(3) 内部上端安装了微电机(20)和驱动轮(21)，在杆下端装有滑轮(25)， 在驱动轮(21)和滑轮(25)上套有牵引索(22)，两个滑块(23)分别 固定于牵引索(22)上，滑块(23)可在杆左、右两侧的滑槽(24)内滑 动，滑块上连接着外圈连线(5)。微电机(20)在遥控信号下，通过驱动 轮(21)和牵引索(22)控制滑块(23)在杆上滑动。内侧加强杆(4) 与内圈连线(6)也是采用可移动的连接方式，与外侧加强杆(3)的结构 基本相同。展开后的薄膜电池阵在遥控指令下，所有内、外圈连线同时从 加强杆的一端滑到另一端，薄膜电池阵的所有叶片就完成了180度翻转(在 翻转过程中阵列的半径会缩小，然后再复原，在这一过程中，电缆应适当 收短再还原。如果薄膜电池阵的各叶片依次翻转，则翻转过程中阵列半径 的变化就很小。)上述叶片翻转的模式只适用于条形薄膜电池阵。

实施例5薄膜太阳电池阵与卫星的连接方案

(A)中轴套接方案：如图9所示，中轴(1)套在圆柱形卫星(26)的 外壳上，薄膜电池阵围绕卫星展开，卫星保持相对静止。这种连接方式只 适用于对日定向的卫星。

(B)万向支架连接方案：如图15所示，卫星(26)通过万向支架(27) 和可折叠的支杆(13)连接到薄膜电池阵的中轴(43)的端部。万向支架 (27)的形状像一个U形的叉子，U形的两端用转轴(28)与卫星相连， 卫星(26)可在万向支架端部的轴上自由转动，而万向支架连同卫星一起 以支杆(13)为轴心转动，这样卫星就可以独立选择任意定向方式，而薄 膜电池阵可以保持对日定向。两段支杆间以及支杆与中轴(43)端部之间 用两自由度的关节(29)相连，关节(29)的转动角度是可控的。(内部 装有驱动电机。)

(C)电缆拖曳式连接方案：如图16所示，卫星(26)通过万向支架(27) 和拖曳电缆(30)连接到薄膜电池阵中轴(43)的端部。太阳的光压使薄 膜电池阵漂泊于卫星背阳的-侧，这种卫星与薄膜太阳电池阵的拖曳式连 接方式，只适用于700公里以上的地球轨道。(700公里以下的低轨道，稀 薄大气的阻力大于光压的作用力。)

实施例6，薄膜太阳电池阵与空间站的连接方案。

(A)主梁端部连接方案：如图17所示，空间站的主梁(32)由桁架构 成，主梁的一端通过支杆(13)连接到薄膜太阳电池阵(36)中央的中轴 (43)端部，多个太空仓(34)安装于横梁(37)上，横梁(37)通过主梁 套筒(38)连接接到主梁桁架上。横梁(37)可绕自身的轴线转动；主梁 套筒(38)可绕主梁的轴线转动，从而带动横梁(37)绕主梁转动，这样， 安装于横梁上的太空仓就可以采用任何定向方式。图中(31)为安装于太 空仓上的天线，(33)为太空仓的对接口，(35)为安装于横梁上的熟幅射 板。

(B)主梁中部连接方案：如图18所示，薄膜太阳电池阵(36)连接于 空间站主梁(32)的中段，薄膜太阳电池阵的中轴(1)套装在主梁中段， 中轴的内环(39)固定在主梁上。太空仓(34)安装于主梁两侧的横梁(37) 上。主梁(32)和薄膜电池阵对日定向，安装于横梁(37)上的太空仓可 根据需要采取任何定向方式。

实施例7薄膜电池阵与电火箭的连接方案。

(A)中轴套接方案：如图19所示，薄膜电池阵(36)的中轴(1) 套装在电火箭(40)圆柱形的箭身上，薄膜电池阵中轴的这种安装方式决 定了薄膜太阳电池阵所在的平面垂直于电火箭的轴心，不能自由选择定 向，当电火箭背向太阳飞行时，阵列正面将背对阳光，因此应采用实施例 4所述的“叶片可翻转的薄膜太阳电池阵”。图19a为图19中电火箭的放 大图：图中(40)为电火箭，中轴(1)套在电火箭的外壳上。

(B)支杆连接方案：如图20所示，电火箭(40)与薄膜太阳电池阵 (36)通过可折叠支杆(13)相连，这样两者可以采用不同的定向方式， 使薄膜太阳电池阵能够以最佳角度接受阳光。在太阳能电火箭直线飞行 时，要求电火箭推力的作用线穿过整个航天器系统的质心。

由于航天器在太空飞行没有空气阻力，因此航天器和电火箭的形状不 受限制，太阳能电火箭就像擎着一把巨大的阳伞在太空飞驰。太阳能电火 箭是作为多级火箭的末级使用的，进入地球低轨道后，前级火箭脱落，薄 膜太阳电池自旋展开，电火箭启动，将航天器推上高轨道，或者脱离地球 进行星际旅行。

如果太阳能电火箭的推力为30牛顿，系统(包括电火箭、有效载荷 以及薄膜太阳电池阵)总体质量为10吨，电火箭启动累计工作13天后， 火箭系统就可从入轨时的第一宇宙速度(7.9公里/秒)加速到第2宇宙速 度(11.2公里/秒)即可以脱离地球引力范围。(在这之前则可达到地球静 止轨道所需的速度。)太阳能电火箭累计工作34天后，系统可达到17公 里/秒以上的速度。以这一速度飞往火星可以使往返时间由两年左右缩短为 几个月，并且电火箭所需携带的推进剂只有化学火箭的1/10左右。

薄膜电池阵的结构及收卷和展开模式也可用于航天器的大尺度天线。

采用高反射率的漫反射薄膜材料，代替薄膜电池阵的大部分薄膜电 池，可制成高亮度的人造月亮，仍可采用电推进器进行轨道维持和姿态控 制。

薄膜电池阵巳在地面上作过小规模试验，成功地将收卷状态的薄膜电 池自旋展开为圆形平面阵列，并长期保持稳定，由于存在空气阻力和重力， 使得试验的薄膜阵列的直径不可能很大。太空微重力高真空的环境非常有 利于大规模阵列的展开，没有空气阻力和重力的干扰，收卷的薄膜电池阵 以很低的自旋转速就能够平稳有序地展开。

以上实施例结合附图对本发明作了详细说明，但本发明不限于这些具 体实施例，任何对本发明总构思所作的技术方案变换和修改，都不脱离本 发明的总构思和权利要求范围。