KR20200047052A - Solar Cell Panel for Satellite - Google Patents

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KR20200047052A
KR20200047052A KR1020180129036A KR20180129036A KR20200047052A KR 20200047052 A KR20200047052 A KR 20200047052A KR 1020180129036 A KR1020180129036 A KR 1020180129036A KR 20180129036 A KR20180129036 A KR 20180129036A KR 20200047052 A KR20200047052 A KR 20200047052A
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fiber reinforced
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전진형
김정식
안기태
장지영
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엘지전자 주식회사
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Abstract

The present invention relates to a solar cell panel for a satellite. With the present invention, it is possible to efficiently release the radiant heat of solar light. The panel includes: solar cells for use in a satellite; and a solar cell array substrate having a front surface attached to the back surface of the solar cells, supporting the solar cells, and releasing the radiant heat emitted from the sun. The solar cell array substrate includes: a first carbon fiber reinforced plastic layer containing a carbon fiber and positioned on the back surface of the solar cells; a honeycomb core layer positioned on the back surface of the first carbon fiber reinforced plastic layer and having honeycomb structures in a direction perpendicular to the horizontal plane direction of the first carbon fiber reinforced plastic layer; a second carbon fiber reinforced plastic layer containing a carbon fiber and positioned on the back surface of the honeycomb core layer; and a heat radiation coating layer positioned on the back surface of the second carbon fiber reinforced plastic layer and provided with a mixture of a polymer material and heat dissipation particles including at least one among metal and carbon particles.

Description

인공 위성용 태양 전지 패널{Solar Cell Panel for Satellite}Solar Cell Panel for Satellite

본 발명은 인공 위성용 태양 전지 패널에 관한 것이다.The present invention relates to a solar panel for a satellite.

이와 같은 본 발명은 2018년도 정부(과학기술정보통신부)의 재원으로 한국연구재단-우주핵심기술개발사업 지원을 받아 수행된 연구(NRF-2017M1A3A3A03016626)입니다.The present invention is a research conducted with the support of the Korea Research Foundation-Cosmic Core Technology Development Project (NRF-2017M1A3A3A03016626), funded by the 2018 government (Ministry of Science, ICT).

최근 석유나 석탄과 같은 기존 에너지 자원의 고갈이 예측되면서 이들을 대체할 대체 에너지에 대한 관심이 높아지고, 이에 따라 태양 에너지로부터 전기 에너지를 생산하는 태양 전지가 주목 받고 있다.Recently, as the depletion of existing energy resources such as petroleum and coal is predicted, interest in alternative energy to replace them is increasing, and accordingly, solar cells that produce electric energy from solar energy are attracting attention.

이와 같은 태양 전지는 극한의 환경에서 특정 임무를 수행하는 인공 위성에도 전원을 공급하는 장치로 많이 적용되고 있다.Such solar cells are widely used as devices for supplying power to satellites that perform specific tasks in extreme environments.

이에 따라, 복수의 태양 전지가 적용되는 인공 위성용 태양 전지 모듈은 극한의 환경에 노출되어 동작되므로, 제조 비용보다는 극한의 환경에서 견딜 수 있는 태양 전지 모듈의 안전성과 신뢰성이 더욱 중요해지고 있다.Accordingly, since a solar cell module for a satellite to which a plurality of solar cells is applied is operated by being exposed to an extreme environment, safety and reliability of a solar cell module that can withstand extreme environments are more important than manufacturing costs.

특히, 인공 위성에 적용되는 태양 전지 모듈은 인공 위성이 발사체에 탑재되어 지구를 탈출할 때 발생되는 발사체에서 발생되는 진동을 견뎌내야 하고, 우주 공간의 특정 궤도에 다다른 이후, 인공 위성이 우주 공간에 노출된 이후로는 극한의 온도를 견뎌내야 한다.In particular, the solar cell module applied to the satellite has to withstand the vibration generated by the projectile that occurs when the satellite is mounted on the projectile and escapes the earth, and after reaching a certain orbit in outer space, the satellite is placed in outer space. After exposure, it must withstand extreme temperatures.

특히, 우주 공간에서는 인공 위성이 태양 빛에 노출될 때, 태양 빛의 복사 열로 인하여 온도가 영상 100℃를 초과하고, 태양 빛에 노출되지 않고, 지구의 그림자에 가렸을 때의 온도는 영하 -100℃에 이르러, 우수 공간에서의 온도 변화 범위가 최소 200℃에 이른다.In particular, in outer space, when an artificial satellite is exposed to sunlight, the temperature exceeds 100 ° C due to the radiant heat of the sun, and the temperature when exposed to the sun's shadow and covered by the shadow of the earth is minus -100 ° C. As a result, the temperature change range in the rainwater space reaches at least 200 ° C.

특히, 인공 위성이 달이나 지구의 그림자에 가려져 영하의 온도일 경우에는 태양 전지의 효율에 특별한 문제가 없으나, 인공 위성이 태양 빛에 노출되어, 태양 빛의 복사 열로 인하여 100℃를 넘어서는 경우, 태양 전지의 효율이 저하될 수 있는 문제점이 있다.In particular, when the satellite is covered by the shadow of the moon or the earth and has a sub-zero temperature, there is no particular problem in the efficiency of the solar cell, but when the satellite is exposed to the sun and exceeds 100 ° C due to radiant heat of the sun, the solar cell There is a problem that the efficiency of can be lowered.

따라서, 인공 위성에 장착된 태양 전지의 효율이 저하되는 것을 방지하기 위하여 태양 빛의 복사 열을 최대한 효율적으로 방출할 필요성이 있다. Therefore, there is a need to radiate the radiant heat of the solar light as efficiently as possible to prevent the efficiency of the solar cell mounted on the satellite from deteriorating.

본 발명은 태양 빛의 복사 열이 효율적으로 방출될 수 있는 인공 위성용 태양 전지 패널을 제공하는데 그 목적이 있다. An object of the present invention is to provide a solar panel for satellites that can efficiently emit radiant heat of solar light.

본 발명에 따른 인공 위성용 태양 전지 패널의 일례는 인공 위성용으로 사용되는 복수의 태양 전지; 및 복수의 태양 전지의 후면에 전면이 접착하여, 복수의 태양 전지를 지지하고, 태양으로부터 방출되는 복사열을 방출하는 태양 전지 배열 기판;을 포함하고, 태양 전지 배열 기판은 복수의 태양 전지의 후면에 위치하고, 탄소 섬유를 함유하는 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층; 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층의 후면에 위치하고, 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층의 수평면 방향에 수직하는 방향으로 복수의 허니컴 구조물이 형성되는 허니컴 코어층; 허니컴 코어층의 후면에 위치하고, 탄소 섬유를 함유하는 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층; 및 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층의 후면에 위치하고, 금속 입자 또는탄소 입자 중 적어도 하나를 포함하는 방열 입자와 폴리머 재질이 혼합되어 구비되는 열방사 코팅층;을 포함한다.An example of a solar panel for satellites according to the present invention includes a plurality of solar cells used for satellites; And a solar cell array substrate that adheres to the rear surfaces of the plurality of solar cells, supports the plurality of solar cells, and emits radiant heat emitted from the sun. The solar cell array substrate includes: A first carbon fiber reinforced plastic layer containing carbon fibers; A honeycomb core layer positioned on the rear surface of the first carbon fiber reinforced plastic layer and having a plurality of honeycomb structures formed in a direction perpendicular to a horizontal plane direction of the first carbon fiber reinforced plastic layer; A second carbon fiber reinforced plastic layer located on the rear side of the honeycomb core layer and containing carbon fibers; And a heat radiation coating layer located on the rear surface of the second carbon fiber reinforced plastic layer and provided with a mixture of heat dissipating particles and polymer materials including at least one of metal particles or carbon particles.

여기서, 열방사 코팅층에 혼합되는 금속 입자는 알루미늄, 구리, 니켈, 은, 텅스텐 중 선택되고, 금속 입자의 크기는 1nm ~ 300um 사이이고, 열방사 코팅층에 혼합되는 탄소 입자는 그라파이트, 그래핀, 탄소나노튜브 중 선택되고, 탄소 입자의 크기는 1nm ~ 300um 사이일 수 있다.Here, the metal particles mixed in the heat radiation coating layer is selected from aluminum, copper, nickel, silver, and tungsten, and the size of the metal particles is between 1 nm and 300 μm, and the carbon particles mixed in the heat radiation coating layer are graphite, graphene, and carbon. It is selected from nanotubes, and the size of carbon particles may be between 1 nm and 300 um.

또한, 열방사 코팅층에 혼합되는 폴리머 재질은 내열성 고분자 재질을 포함하고, PEN (polyethernitrile), PEKK(polyetherketoneketone), PEK(polyetherketone), PAEK(polyaryletherketone), PKS(polyketonesulfide), PTES(polythioethersulfone), PSFI(polystrylpyrimidine) 중 적어도 하나일 수 있다.In addition, the polymer material mixed in the heat radiation coating layer includes a heat-resistant polymer material, PEN (polyethernitrile), PEKK (polyetherketoneketone), PEK (polyetherketone), PAEK (polyaryletherketone), PKS (polyketonesulfide), PTES (polythioethersulfone), PSFI polystrylpyrimidine).

아울러, 열방사 코팅층의 두께는 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱 각각의 두께보다 작을 수 있다.In addition, the thickness of the heat radiation coating layer may be smaller than the thickness of each of the first and second carbon fiber reinforced plastics.

일례로, 열방사 코팅층의 두께는 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱 각각의 두께의 1/2 보다 작고, 0.1um ~ 500um 사이일 수 있다.For example, the thickness of the heat radiation coating layer is less than 1/2 of each of the thicknesses of the first and second carbon fiber reinforced plastics, and may be between 0.1 μm and 500 μm.

또한, 열방사 코팅층의 열방사율는 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스팅층의 열방사율보다 높고, 0.8 이상일 수 있다.In addition, the heat emissivity of the heat radiation coating layer is higher than the heat emissivity of the first and second carbon fiber-reinforced plating layers, and may be 0.8 or more.

또한, 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱과 복수의 태양 전지 사이에는 복수의 태양 전지가 물리적으로 접착되고, 폴리이미드(Polyimide, PI) 재질을 포함하는 절연층을 더 포함하고, 복수의 태양 전지는 절연층 전면 영역 중에서 복수의 태양 전지가 투영되는 투영 영역에 절연층의 전면에 백금을 포함하는 실리콘 계열의 접착제로 접착되고, 투영 영역 이외의 영역에는 열방사 코팅층이 더 배치될 수 있다.In addition, a plurality of solar cells are physically adhered between the first carbon fiber reinforced plastic and the plurality of solar cells, and further include an insulating layer comprising a polyimide (PI) material, and the plurality of solar cells is an insulating layer Among the front regions, a plurality of solar cells are projected onto a projection region, which is adhered with a silicon-based adhesive containing platinum on the front surface of the insulating layer, and a heat radiation coating layer may be further disposed in regions other than the projection region.

또한, 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층과 열방사 코팅층 사이에는 후면 반사층을 더 포함할 수 있다.In addition, a back reflective layer may be further included between the second carbon fiber reinforced plastic layer and the heat radiation coating layer.

여기서, 후면 반사층은 백색 안료인 이산화티탄(TiO2)을 포함할 수 있다.Here, the rear reflective layer may include titanium dioxide (TiO 2), which is a white pigment.

아울러, 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층은 절연층의 두께보다 크고, 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층은 후면 반사층의 두께보다 클 수 있다..In addition, the first carbon fiber reinforced plastic layer may be larger than the thickness of the insulating layer, and the second carbon fiber reinforced plastic layer may be larger than the thickness of the back reflective layer.

본 발명의 일례에 따른 인공 위성용 태양 전지 패널은 태양 전지 배열 기판의 후면에 열방사율이 높은 열방사 코팅층을 구비함으로써, 태양광 복사열에 의한 태양 전지 배열 기판의 온도가 상승함으로써 발생되는 태양 전지 출력 저하 및 태양 전지 배열 기판의 열적 손상이나 변형 또는 파손을 방지할 수 있다.The solar cell panel for satellite according to an example of the present invention is provided with a heat radiation coating layer having a high heat emissivity on the rear surface of the solar cell array substrate, so that the solar cell output decreases due to an increase in the temperature of the solar cell array substrate due to solar radiation. And thermal damage, deformation, or breakage of the solar cell array substrate.

도 1은 본 발명의 일례에 따른 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)이 적용되는 인공 위성(1)을 간략히 도시한 것이다.
도 2는 도 1에서 인공 위성(1)의 날개 부분에 구비되는 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)에 대한 사시도이다.
도 3은 도 2에서 K1 부분을 확대 도시한 것이다.
도 4는 도 2 내지 도 3에 도시된 태양 전지 배열 기판(100)의 일례를 설명하기 위한 도이다.
도 5는 도 2 내지 도 3에 도시된 태양 전지 배열 기판(100)의 다른 예를 설명하기 위한 도이다.1 schematically shows an artificial satellite 1 to which a solar cell 200 panel 10 for an artificial satellite is applied according to an example of the present invention.
FIG. 2 is a perspective view of a solar cell 200 panel 10 for a satellite provided in a wing portion of the satellite 1 in FIG. 1.
3 is an enlarged view of a portion K1 in FIG. 2.
4 is a view for explaining an example of the solar cell array substrate 100 shown in FIGS. 2 to 3.
5 is a view for explaining another example of the solar cell array substrate 100 shown in FIGS. 2 to 3.

아래에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings so that those skilled in the art to which the present invention pertains may easily practice. However, the present invention can be implemented in many different forms and is not limited to the embodiments described herein. In addition, in order to clearly describe the present invention in the drawings, parts irrelevant to the description are omitted, and like reference numerals are assigned to similar parts throughout the specification.

도면에서 여러 층 및 영역을 명확하게 표현하기 위하여 두께를 확대하여 나타내었다. 층, 막, 영역, 판 등의 부분이 다른 부분 "위에" 있다고 할 때, 이는 다른 부분 "바로 위에" 있는 경우뿐 아니라 그 중간에 다른 부분이 있는 경우도 포함한다. 반대로 어떤 부분이 다른 부분 "바로 위에" 있다고 할 때에는 중간에 다른 부분이 없는 것을 뜻한다. 또한 어떤 부분이 다른 부분 위에 “전체적”으로 형성되어 있다고 할 때에는 다른 부분의 전체 면(또는 전면)에 형성되어 있는 것뿐만 아니라 가장 자리 일부에는 형성되지 않은 것을 뜻한다.In the drawings, thicknesses are enlarged to clearly represent various layers and regions. When a portion of a layer, film, region, plate, or the like is said to be “above” another portion, this includes not only the case “directly above” the other portion, but also the case where there is another portion in between. Conversely, when one part is "just above" another part, it means that there is no other part in the middle. Also, when a part is formed “overall” on another part, it means that not only is formed on the entire surface (or the entire surface) of the other part, but also not formed on a part of the edge.

아울러, 이하에서 어떤 구성 요소의 두께나 폭 또는 길이가 동일하다는 의미는 공정 상의 오차를 고려하여, 어떤 제1 구성 요소의 두께나 폭 또는 길이가 다른 제2 구성 요소의 두께나 폭 또는 길이와 비교하여, 10% 의 오차 범위에 있는 경우를 의미한다.In addition, in the following, the meaning that the thickness or width or length of a component is the same is compared with the thickness, width, or length of a second component whose thickness, width, or length of another component is different in consideration of process errors. Therefore, it means that it is in the error range of 10%.

그러면 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명에 대하여 설명한다.Then, the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 일례에 따른 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)이 적용되는 인공 위성(1)을 간략히 도시한 것이고, 도 2는 도 1에서 인공 위성(1)의 날개 부분에 구비되는 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)에 대한 사시도이고, 도 3은 도 2에서 K1 부분을 확대 도시한 것이다.1 is a simplified illustration of an artificial satellite 1 to which a solar cell 200 panel 10 for satellites is applied according to an example of the present invention, and FIG. 2 is provided in the wing portion of the satellite 1 in FIG. 1. Is a perspective view of the solar cell panel 200 for satellite 10, Figure 3 is an enlarged view of the portion K1 in FIG.

본 발명의 일례에 따른 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)은 도 1에 도시된 바와 같이, 인공 위성(1)에 사용 가능한 전력을 공급하기 위하여 인공 위성(1)의 날개 부분에 위치하여 적용될 수 있다.As illustrated in FIG. 1, the solar cell 200 panel 10 for an satellite according to an example of the present invention is located at a wing portion of the satellite 1 to supply power available to the satellite 1 Can be applied.

이를 위해 인공 위성(1)의 날개 부분에 위치하는 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)은 도 2에 도시된 바와 같이, 태양 전지 배열 기판(100)과 복수의 태양 전지(200)를 포함할 수 있다.To this end, the satellite solar cell 200 panel 10 located on the wing portion of the satellite 1 includes a solar cell array substrate 100 and a plurality of solar cells 200, as shown in FIG. 2. can do.

여기서, 복수의 태양 전지(200)는 태양 빛의 복사 열로 인하여 온도 변화가 최소 200℃에 이르는 극한의 우주 환경에 적용 가능한 인공 위성용 태양 전지(200)가 적용될 수 있다.Here, the plurality of solar cells 200 may be applied to a satellite solar cell 200 applicable to an extreme space environment in which a temperature change of at least 200 ° C due to radiant heat of solar light is reached.

이와 같은 인공 위성용 태양 전지(200)는 지구의 대기권 내에서 사용되는 일반적인 태양 전지(200)와 달리 열팽창률이 극히 낮은 금속 재질이 각 태양 전지(200)의 전극재료, 인터커넥터 재료 및 리드선 재료로 이용될 수 있다.Unlike the general solar cell 200 used in the earth's atmosphere, the solar cell 200 for satellites uses a metal material having an extremely low thermal expansion rate as an electrode material, an interconnector material, and a lead wire material for each solar cell 200. Can be.

더불어, 우주 공간에서는 지구 내에서와 달리 외부의 바람이나 기후에 따른 영향이 없어, 복수의 태양 전지 전체를 덮는 투명한 유리 기판이 필요 없고, 태양 전지의 전면에 투명한 유리 기판이 위치한다고 하더라도, 유리 기판이 복수의 태양 전지(200)와 인터커넥터(미도시)를 공통으로 덮지 않을 수 있다.In addition, in outer space, there is no influence due to external wind or climate unlike in the Earth, and there is no need for a transparent glass substrate covering the entire plurality of solar cells, even if a transparent glass substrate is located on the front of the solar cell. The plurality of solar cells 200 and an interconnector (not shown) may not be commonly covered.

즉, 투명한 유리 기판이 각각의 태양 전지(200)를 덮으나, 인터커넥터는 유리 기판에 덮히지 않고, 우주 공간에 노출될 수 있다. That is, although the transparent glass substrate covers each solar cell 200, the interconnector may be exposed to outer space without being covered by the glass substrate.

따라서, 각각의 태양 전지(200)는 전면 유리 기판(미도시), 전면 전극(미도시), 광전 변환을 위한 반도체층(미도시) 및 후면 전극(미도시)을 구비하고, 각각의 전면 전극에는 인터커넥터(미도시)가 전기적으로 접속되어 있을 수 있다.Accordingly, each solar cell 200 includes a front glass substrate (not shown), a front electrode (not shown), a semiconductor layer (not shown) and a back electrode (not shown) for photoelectric conversion, and each front electrode An interconnector (not shown) may be electrically connected to the.

더불어, 각각의 인터커넥터(미도시)는 제1 수평 방향(x) 또는 제2 수평 방향(y)으로 복수의 태양 전지(200)를 직렬 연결 시킬 수 있다.In addition, each interconnector (not shown) may connect the plurality of solar cells 200 in series in a first horizontal direction (x) or a second horizontal direction (y).

본 발명은 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)에서 태양 전지 배열 기판(100)에 대한 것이므로, 본 발명에서 인공 위성용 태양 전지(200)와 직렬 연결 관계에 대한 구체적인 설명과 도시는 생략한다.Since the present invention relates to the solar cell array substrate 100 in the solar cell 200 panel for satellite 10, the detailed description and illustration of the serial connection relationship with the solar cell 200 for satellite in the present invention will be omitted.

이와 같은 인공 위성용 태양 전지(200)는 도 2에 도시된 바와 같이, 제1 수평 방향(x)과 제2 수평 방향(y)으로 이격되어 복수 개가 배열될 수 있다.As illustrated in FIG. 2, a plurality of satellite solar cells 200 may be spaced apart in a first horizontal direction (x) and a second horizontal direction (y).

태양 전지 배열 기판(100)은 도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 복수의 태양 전지(200)를 지지하고, 태양으로부터 방출되는 복사열을 방출할 수 있다. 복수의 태양 전지(200)의 후면은 태양 전지 배열 기판(100)의 전면에 에폭시 계열 물질 또는 실리콘 계열 물질 중 적어도 하나를 포함하는 접착제(210)를 통하여 접착할 수 있다.2 and 3, the solar cell array substrate 100 supports a plurality of solar cells 200 and emits radiant heat emitted from the sun. The rear surfaces of the plurality of solar cells 200 may be adhered to the front surface of the solar cell array substrate 100 through an adhesive 210 including at least one of an epoxy-based material or a silicon-based material.

더불어, 접착제(210)는 내열 특성을 향상시키기 위하여 백금(Pt)을 포함할 수 있다.In addition, the adhesive 210 may include platinum (Pt) to improve heat resistance.

이와 같은 태양 전지 배열 기판(100)은 태양으로부터의 복사열을 보다 효율적으로 방출시키기 위해, 태양 전지 배열 기판(100)의 후면에 열방사 코팅층을 더 구비할 수 있다.The solar cell array substrate 100 may further include a heat radiation coating layer on the rear surface of the solar cell array substrate 100 to more efficiently radiate radiant heat from the sun.

이와 같은 태양 전지 배열 기판(100)의 구조에 대해 보다 구체적으로 살펴보면 다음과 같다.The structure of the solar cell array substrate 100 will be described in more detail as follows.

도 4는 도 2 내지 도 3에 도시된 태양 전지 배열 기판(100)의 일례를 설명하기 위한 도이다.4 is a view for explaining an example of the solar cell array substrate 100 shown in FIGS. 2 to 3.

도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일례에 따른 태양 전지 배열 기판(100)은 절연층(140), 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱(Carbon Fiber Reinforced Plastic;CFRP, 120)층, 허니컴 코어층(110), 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(130), 후면 반사층(150) 및 열방사 코팅층(160)을 구비할 수 있다.4, the solar cell array substrate 100 according to an example of the present invention includes an insulating layer 140, a first Carbon Fiber Reinforced Plastic (CFRP, 120) layer, a honeycomb core layer ( 110), a second carbon fiber reinforced plastic layer 130, a back reflective layer 150 and a heat radiation coating layer 160 may be provided.

도 4에서는 본 발명의 일례에 따른 태양 전지 배열 기판(100)이 절연층(140)과 후면 반사층(150)을 구비하는 경우를 일례로 도시하고 있으나, 절연층(140)과 후면 반사층(150)은 경우에 따라 생략될 수도 있다. 4 illustrates an example in which the solar cell array substrate 100 according to an exemplary embodiment of the present invention includes an insulating layer 140 and a rear reflective layer 150, the insulating layer 140 and the rear reflective layer 150 May be omitted in some cases.

그러나, 구비된 경우, 태양 전지 배열 기판(100)으로 조사되는 태양의 복사열이 태양 전지(200)에 전도되는 것을 보다 효율적으로 방지하거나, 태양의 복사열이 태양 전지 배열 기판(100)의 후면 쪽으로 조사되는 경우, 복사 열을 보다 효율적으로 반사시킬 수 있어, 이하에서는 구비되는 경우를 일례로 설명한다.However, when provided, the radiation of the sun irradiated to the solar cell array substrate 100 is more effectively prevented from being conducted to the solar cell 200, or the radiation of the sun is irradiated toward the rear side of the solar cell array substrate 100 If possible, the radiant heat can be reflected more efficiently, and the case where it is provided will be described below as an example.

절연층(140)은 폴리이미드(Polyimide, PI) 재질을 포함하여 형성될 수 있으며, 복수의 인공 위성용 태양 전지(200)의 후면, 즉 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120)과 복수의 태양 전지(200) 사이에 위치하여, 전면에 복수의 인공 위성용 태양 전지(200)가 물리적으로 접착될 수 있다.The insulating layer 140 may be formed of a polyimide (PI) material, and a rear surface of a plurality of satellite solar cells 200, that is, a first carbon fiber reinforced plastic layer 120 and a plurality of solar cells Located between 200, a plurality of satellite solar cells 200 may be physically attached to the front.

여기서, 일례로, 복수의 태양 전지(200)는 절연층(140) 전면 전체 영역 중에서 복수의 태양 전지(200)가 투영되는 투영 영역에 절연층(140)의 전면에 백금을 포함하는 실리콘 계열의 접착제(210)로 접착될 수 있다.Here, as an example, the plurality of solar cells 200 of the silicon layer containing platinum on the front surface of the insulating layer 140 in the projection area where the plurality of solar cells 200 are projected among the entire area of the front surface of the insulating layer 140. It may be adhered with the adhesive 210.

제1 탄소 섬유 강화 플라스틱(Carbon Fiber Reinforced Plastic;CFRP, 120)층은 절연층(140)의 후면에 위치하고, 탄소 섬유를 함유하여 형성될 수 있다.The first carbon fiber reinforced plastic (CFRP, 120) layer is located on the rear surface of the insulating layer 140 and may be formed by containing carbon fiber.

보다 구체적으로 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120)은 레진 내에 탄소 섬유가 함유되어 형성될 수 있고, 이에 따라, 열전도성이 높고 고강도 및 고탄성의 경량 구조를 구현할 수 있다.More specifically, the first carbon fiber reinforced plastic layer 120 may be formed by containing carbon fibers in the resin, and accordingly, a high thermal conductivity and high strength and high elasticity lightweight structure may be realized.

구체적으로, 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120)은 일반적인 철강의 2배 ~ 6개의 강도를 가지고 있고, 열팽창 계수가 작기 때문에, 온도 변화가 최소 200℃에 이르는 극한의 우주 환경에서 태양 전지 배열 기판(100)의 변형을 최소화할 수 있다.Specifically, the first carbon fiber reinforced plastic layer 120 has a strength of 2 to 6 times that of ordinary steel, and has a small thermal expansion coefficient, so the solar cell array substrate in an extreme space environment where the temperature change reaches at least 200 ° C The deformation of (100) can be minimized.

허니컴 코어층(110)은 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120)의 후면에 위치하고, 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120)의 제1, 2 수평 방향(x, y)의 면 방향에 수직하는 두께 방향(z)으로 격벽이 형성된 복수의 허니컴 구조물이 형성될 수 있다.The honeycomb core layer 110 is located on the rear surface of the first carbon fiber reinforced plastic layer 120, and is perpendicular to the plane direction of the first and second horizontal directions (x, y) of the first carbon fiber reinforced plastic layer 120. A plurality of honeycomb structures having partition walls formed in the thickness direction z may be formed.

이와 같이 복수의 허니컴 구조물을 형성하는 허니컴 코어층(110)은 금속 재질로 형성될 수 있으며, 일례로 경량화를 위해 알루미늄 재질로 형성될 수 있다.In this way, the honeycomb core layer 110 forming a plurality of honeycomb structures may be formed of a metal material, for example, may be formed of an aluminum material for weight reduction.

이와 같은 허니컴 코어층(110)은 태양 전지 배열 기판(100)이 얇은 두께와 넓은 면적으로 형성되더라도 구조적 안정성을 보다 확보하면서, 경량으로 제작되도록 할 수 있다.The honeycomb core layer 110 may be manufactured to be lightweight while securing structural stability even when the solar cell array substrate 100 is formed with a thin thickness and a large area.

제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(130)은 허니컴 코어층(110)의 후면에 위치하며, 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120)과 동일한 재질로 형성되어 동일한 역할을 수행할 수 있다.The second carbon fiber reinforced plastic layer 130 is located on the back side of the honeycomb core layer 110, and is formed of the same material as the first carbon fiber reinforced plastic layer 120 to perform the same role.

후면 반사층(150)은 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(130)과 열방사 코팅층(160) 사이, 즉 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(130)의 후면에 위치할 수 있다.The rear reflective layer 150 may be located between the second carbon fiber reinforced plastic layer 130 and the heat radiation coating layer 160, that is, on the rear surface of the second carbon fiber reinforced plastic layer 130.

후면 반사층(150)은 폴리이미드 재질을 포함하여 형성될 수 있으며 백색 안료인 이산화티탄(TiO2)을 더 포함하여 형성될 수 있다. 이에 따라, 후면 반사층(150)은 태양 전지 배열 기판(100)의 후면으로 조사되는 복사열을 반사시켜, 태양 전지 배열 기판(100)이 복사 열로 인하여 상승하는 것을 최소화할 수 있다.The rear reflective layer 150 may be formed of a polyimide material, and may further include titanium dioxide (TiO2), which is a white pigment. Accordingly, the rear reflective layer 150 reflects radiant heat radiated to the rear surface of the solar cell array substrate 100, thereby minimizing the solar cell array substrate 100 from rising due to radiant heat.

여기서, 허니컴 코어층(110)의 두께는 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130)의 두께보다 클 수 있으며, 일례로, 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130)의 두께의 10배 내지 50배 사이에서 형성될 수 있다. Here, the thickness of the honeycomb core layer 110 may be greater than the thickness of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130, for example, of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130. It can be formed between 10 to 50 times the thickness.

일례로, 허니컴 코어층(110)의 두께는 20mm ~ 50mm 사이의 범위로 형성될 수 있다.For example, the thickness of the honeycomb core layer 110 may be formed in a range between 20 mm to 50 mm.

더불어, 도 4에서는 일례로, 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130)의 두께가 절연층(140) 및 후면 반사층(150)의 두께와 동일한 것으로 도시하였으나, 이와 다르게, 태양 전지 배열 기판(100)의 기계적 강도를 더 향상시키기 위하여, 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120)은 절연층(140)의 두께보다 크고, 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(130)은 후면 반사층(150)의 두께보다 크게 할 수 있다.In addition, in FIG. 4, as an example, although the thicknesses of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130 are the same as those of the insulating layer 140 and the back reflective layer 150, differently, the solar cell array In order to further improve the mechanical strength of the substrate 100, the first carbon fiber reinforced plastic layer 120 is larger than the thickness of the insulating layer 140, and the second carbon fiber reinforced plastic layer 130 has a back reflective layer 150. Can be greater than the thickness of.

일례로, 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130)의 두께는 0.5mm ~ 10mm 사이의 범위로 형성될 수 있고, 절연층(140) 및 후면 반사층(150)의 두께는 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130)보다 작은 범위에서 0.3mm ~ 7mm 사이의 범위로 형성될 수 있다.For example, the thickness of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130 may be formed in a range between 0.5 mm and 10 mm, and the thickness of the insulating layer 140 and the back reflective layer 150 may be 1, 2 It can be formed in a range between 0.3mm ~ 7mm in a range smaller than the carbon fiber reinforced plastic layers (120, 130).

그러나, 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층의 두께, 절연층(140) 및 후면 반사층(150)의 두께가 반드시 이에 한정되는 것은 아니고, 경우에 따라서는 절연층(140) 및 후면 반사층(150)의 두께를 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130)의 두께보다 더 크게 하는 것도 가능하다.However, the thickness of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers, the thickness of the insulating layer 140 and the back reflective layer 150 are not necessarily limited thereto, and in some cases, the insulating layer 140 and the back reflective layer 150 It is also possible to make the thickness of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130 larger than the thickness.

열방사 코팅층(160)은 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(130)의 후면에 위치할 수 있다. 즉, 일례로, 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(130)의 후면에 후면 반사층(150)이 위치하는 경우, 후면 반사층(150)의 후면에 위치할 수 있다.The heat radiation coating layer 160 may be located on the rear surface of the second carbon fiber reinforced plastic layer 130. That is, as an example, when the rear reflective layer 150 is located on the rear surface of the second carbon fiber reinforced plastic layer 130, it may be located on the rear surface of the rear reflective layer 150.

이와 같은 열방사 코팅층(160)은 열전도도가 양호한 금속 입자 또는 탄소 입자 중 적어도 하나를 포함하는 방열 입자와 폴리머 재질이 혼합되어 구비될 수 있다.The heat radiation coating layer 160 may be provided by mixing heat-dissipating particles including at least one of metal particles or carbon particles having good thermal conductivity and a polymer material.

일례로, 열방사 코팅층(160)에 금속 입자가 혼합되어 형성되는 경우, 금속 입자는 알루미늄, 구리, 니켈, 은, 텅스텐 중 선택되고, 금속 입자의 크기는 1nm ~ 300um 사이로 형성될 수 있다. For example, when the metal particles are formed by mixing the heat radiation coating layer 160, the metal particles are selected from aluminum, copper, nickel, silver, and tungsten, and the size of the metal particles may be formed between 1 nm and 300 μm.

열방사 코팅층(160)에 탄소 입자가 혼합되어 형성되는 경우, 탄소 입자는 그라파이트, 그래핀, 탄소나노튜브 중 선택되고, 탄소 입자의 크기는 1nm ~ 300um 사이로 형성될 수 있다.When the carbon particles are formed by mixing the thermal radiation coating layer 160, the carbon particles are selected from graphite, graphene, and carbon nanotubes, and the size of the carbon particles may be formed between 1 nm and 300 um.

또한, 열방사 코팅층(160)에 혼합되는 폴리머 재질은 내열성 고분자 재질을 포함하고, 내열성 고분자 재질은 일례로, PEN (polyethernitrile), PEKK(polyetherketoneketone), PEK(polyetherketone), PAEK(polyaryletherketone), PKS(polyketonesulfide), PTES(polythioethersulfone), PSFI(polystrylpyrimidine) 중 적어도 하나일 수 있다.In addition, the polymer material mixed in the heat radiation coating layer 160 includes a heat-resistant polymer material, and the heat-resistant polymer material is, for example, PEN (polyethernitrile), PEKK (polyetherketoneketone), PEK (polyetherketone), PAEK (polyaryletherketone), PKS ( It may be at least one of polyketonesulfide), polythioethersulfone (PTES), and polystrylpyrimidine (PSFI).

이와 같은 열방사 코팅층(160)의 두께는 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130) 각각의 두께보다 작을 수 있다.The thickness of the heat radiation coating layer 160 may be smaller than the thickness of each of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130.

일례로, 열방사 코팅층(160)의 두께는 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130) 각각의 두께의 1/2 보다 작고, 절연층(140) 및 후면 반사층(150)의 두께보다 작은 범위로 형성될 수 있다. 이와 같은 열방사 코팅층(160)의 두께는 일례로, 0.1um ~ 500um 사이로 형성될 수 있다.In one example, the thickness of the heat radiation coating layer 160 is less than 1/2 of the thickness of each of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130, and the thickness of the insulating layer 140 and the back reflective layer 150 It can be formed in a small range. The thickness of the heat radiation coating layer 160 is, for example, may be formed between 0.1um to 500um.

이와 같은 열방사 코팅층(160)의 열방사율는 폴리머 재질 내에 포함되는 방열 입자의 밀도가 높아, 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱층(120, 130)의 열방사율보다 높고, 일례로, 0.8 이상일 수 있다.The heat emissivity of the heat radiation coating layer 160 is higher than the heat emissivity of the first and second carbon fiber reinforced plastic layers 120 and 130, and may be, for example, 0.8 or higher. .

이와 같은 본 발명은 태양 전지 배열 기판(100)의 후면 최외곽층에 구비되고, 열전도도가 상대적으로 양호한 방열 입자가 함유된 열방사 코팅층(160)을 적용함으로써, 태양광 복사열에 의한 태양 전지 배열 기판(100)의 온도가 상승함으로써 발생되는 태양 전지(200) 출력 저하 및 태양 전지 배열 기판(100)의 열적 손상이나 변형 또는 파손을 방지할 수 있다.The present invention is provided on the rear outermost layer of the solar cell array substrate 100, by applying a heat radiation coating layer 160 containing heat radiation particles with relatively good thermal conductivity, the solar cell array by solar radiation heat A decrease in output of the solar cell 200 and a thermal damage, deformation, or breakage of the solar cell array substrate 100 caused by an increase in the temperature of the substrate 100 may be prevented.

도 4에서는 전술한 열방사 코팅층(160)이 태양 전지 배열 기판(100)의 후면에 구비된 경우를 일례로 설명하였으나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니고, 열방사 코팅층(160)을 태양 전지 배열 기판(100)의 전면에도 구비될 수 있다. 이에 대해 보다 구체적으로 설명하면, 다음과 같다.In FIG. 4, the above-described heat radiation coating layer 160 is provided as an example on the rear surface of the solar cell array substrate 100, but is not limited thereto, and the heat radiation coating layer 160 is used for the solar cell array substrate ( 100) may be provided on the front surface. This will be described in more detail as follows.

도 5는 도 2 내지 도 3에 도시된 태양 전지 배열 기판(100)의 다른 예를 설명하기 위한 도이다.5 is a view for explaining another example of the solar cell array substrate 100 shown in FIGS. 2 to 3.

본 발명의 일례에 따른 태양 전지 배열 기판(100)의 제1 변경례는 도 5의 (a)에 도시된 바와 같이, 절연층(140)의 전면에 전체적으로 구비될 수 있다.A first modification of the solar cell array substrate 100 according to an example of the present invention may be provided on the entire surface of the insulating layer 140, as shown in FIG. 5 (a).

보다 구체적으로, 열방사 코팅층(160)이 절연층(140)의 전면에 전체적으로 구비되되, 절연층(140)과 복수의 태양 전지(200) 사이에도 구비될 수 있다.More specifically, the heat radiation coating layer 160 is provided on the entire surface of the insulating layer 140, it may be provided between the insulating layer 140 and the plurality of solar cells 200.

이에 따라, 태양광 복사열을 태양 전지 배열 기판(100)의 후면뿐만 아니라 전면으로도 방출할 수 있어, 복사열에 의한 태양 전지 배열 기판(100)의 온도가 상승을 더욱 효과적으로 방지할 수 있다.Accordingly, the solar radiation heat can be emitted not only to the rear surface of the solar cell array substrate 100 but also to the front surface, whereby the increase in temperature of the solar cell array substrate 100 due to radiant heat can be more effectively prevented.

그러나, 도 5의 (a)와 같은 구성은 태양 전지 배열 기판(100)에서 방출하는 복사열이 태양 전지(200)로 다시 전도될 수 있어, 태양 전지(200)의 효율이 오히려 저하될 수 있다. However, in the configuration as shown in FIG. 5A, radiant heat emitted from the solar cell array substrate 100 may be conducted back to the solar cell 200, so that the efficiency of the solar cell 200 may be rather reduced.

따라서, 이를 방지하기 위하여, 열방사 코팅층(160)은 도 5의 (b)에 도시된 바와 같이, 태양 전지 배열 기판(100)의 전면 중에서 태양 전지(200)가 투영되는 투영 영역 이외의 영역에는 열방사 코팅층(160)이 배치되도록 할 수 있다.Therefore, in order to prevent this, the heat radiation coating layer 160, as shown in Figure 5 (b), in the area other than the projection area in which the solar cell 200 is projected on the front surface of the solar cell array substrate 100 The heat radiation coating layer 160 may be disposed.

이에 따라, 복사열에 의한 태양 전지 배열 기판(100)의 온도가 상승을 더욱 효과적으로 방지하면서도 태양 전지(200)의 출력이 저하되는 현상을 동시에 방지할 수 있다.Accordingly, while the temperature of the solar cell array substrate 100 due to radiant heat is more effectively prevented from rising, it is possible to simultaneously prevent a phenomenon in which the output of the solar cell 200 is lowered.

이와 같이, 본 발명에 따른 인공 위성용 태양 전지(200) 패널(10)은 태양 전지 배열 기판(100)의 최외곽층에 열방사 코팅층(160)을 적용함으로써, 태양광 복사열에 의한 태양 전지 배열 기판(100)의 온도가 상승함으로써 발생되는 태양 전지(200) 출력 저하 및 태양 전지 배열 기판(100)의 열적 손상이나 변형 또는 파손을 방지할 수 있다. As described above, the solar cell 200 panel 10 for a satellite according to the present invention applies the heat radiation coating layer 160 to the outermost layer of the solar cell array substrate 100, so that the solar cell array substrate by solar radiation heat It is possible to prevent thermal damage, deformation, or breakage of the solar cell 200 output deterioration and the solar cell array substrate 100 caused by an increase in the temperature of (100).

이상에서 본 발명의 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.Although the embodiments of the present invention have been described in detail above, the scope of the present invention is not limited thereto, and various modifications and improvements of those skilled in the art using the basic concept of the present invention defined in the following claims are also provided. It belongs to the scope of rights.

Claims (10)

인공 위성용으로 사용되는 복수의 태양 전지; 및
상기 복수의 태양 전지의 후면에 전면이 접착하여, 상기 복수의 태양 전지를 지지하고, 태양으로부터 방출되는 복사열을 방출하는 태양 전지 배열 기판;을 포함하고,
상기 태양 전지 배열 기판은
상기 복수의 태양 전지의 후면에 위치하고, 탄소 섬유를 함유하는 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층;
상기 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층의 후면에 위치하고, 상기 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층의 수평면 방향에 수직하는 방향으로 복수의 허니컴 구조물이 형성되는 허니컴 코어층;
상기 허니컴 코어층의 후면에 위치하고, 상기 탄소 섬유를 함유하는 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층; 및
상기 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층의 후면에 위치하고, 금속 입자 또는탄소 입자 중 적어도 하나를 포함하는 방열 입자와 폴리머 재질이 혼합되어 구비되는 열방사 코팅층;을 포함하는 인공 위성용 태양 전지 패널. A plurality of solar cells used for satellites; And
Includes a solar cell array substrate that adheres to the back of the plurality of solar cells, supports the plurality of solar cells, and emits radiant heat emitted from the sun.
The solar cell array substrate
A first carbon fiber reinforced plastic layer located on the rear surface of the plurality of solar cells and containing carbon fibers;
A honeycomb core layer located on a rear surface of the first carbon fiber reinforced plastic layer and having a plurality of honeycomb structures formed in a direction perpendicular to a horizontal plane direction of the first carbon fiber reinforced plastic layer;
A second carbon fiber reinforced plastic layer located on the rear surface of the honeycomb core layer and containing the carbon fiber; And
Located on the back of the second carbon fiber-reinforced plastic layer, a heat radiation coating layer provided with a mixture of heat-dissipating particles and polymer materials containing at least one of metal particles or carbon particles; including a solar panel for a satellite. 제1 항에 있어서,
상기 열방사 코팅층에 혼합되는 금속 입자는 알루미늄, 구리, 니켈, 은, 텅스텐 중 선택되고, 상기 금속 입자의 크기는 1nm ~ 300um 사이이고,
상기 열방사 코팅층에 혼합되는 탄소 입자는 그라파이트, 그래핀, 탄소나노튜브 중 선택되고, 상기 탄소 입자의 크기는 1nm ~ 300um 사이인 인공 위성용 태양 전지 패널.According to claim 1,
The metal particles mixed in the heat radiation coating layer are selected from aluminum, copper, nickel, silver, and tungsten, and the size of the metal particles is between 1 nm and 300 μm,
The carbon particles mixed in the heat radiation coating layer is selected from graphite, graphene, and carbon nanotubes, and the size of the carbon particles is between 1nm and 300um. 제1 항에 있어서,
상기 열방사 코팅층에 혼합되는 폴리머 재질은 내열성 고분자 재질을 포함하고, PEN (polyethernitrile), PEKK(polyetherketoneketone), PEK(polyetherketone), PAEK(polyaryletherketone), PKS(polyketonesulfide), PTES(polythioethersulfone), PSFI(polystrylpyrimidine) 중 적어도 하나인 인공 위성용 태양 전지 패널.According to claim 1,
The polymer material mixed with the heat radiation coating layer includes a heat-resistant polymer material, PEN (polyethernitrile), PEKK (polyetherketoneketone), PEK (polyetherketone), PAEK (polyaryletherketone), PKS (polyketonesulfide), PTES (polythioethersulfone), PSFI (polystrylpyrimidine) ) At least one of the solar panels for satellites. 제1 항에 있어서,
상기 열방사 코팅층의 두께는 상기 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱 각각의 두께보다 작은 인공 위성용 태양 전지 패널.According to claim 1,
The thickness of the heat radiation coating layer is less than the thickness of each of the first and second carbon fiber reinforced plastic, a solar panel for satellite. 제4 항에 있어서,
상기 열방사 코팅층의 두께는 상기 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스틱 각각의 두께의 1/2 보다 작고, 0.1um ~ 500um 사이인 인공 위성용 태양 전지 패널.According to claim 4,
The thickness of the heat radiation coating layer is less than 1/2 of the thickness of each of the first and second carbon fiber reinforced plastics, and the solar panel for satellites between 0.1um and 500um. 제1 항에 있어서,
상기 열방사 코팅층의 열방사율는 상기 제1, 2 탄소 섬유 강화 플라스팅층의 열방사율보다 높고, 0.8 이상인 인공 위성용 태양 전지 패널.According to claim 1,
The heat radiation rate of the heat radiation coating layer is higher than the heat radiation rate of the first and second carbon fiber-reinforced plating layers, and the solar panel for satellites of 0.8 or more. 제1 항에 있어서,
상기 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱과 상기 복수의 태양 전지 사이에는 상기 복수의 태양 전지가 물리적으로 접착되고, 폴리이미드(Polyimide, PI) 재질을 포함하는 절연층을 더 포함하고,
상기 복수의 태양 전지는 상기 절연층 전면 영역 중에서 상기 복수의 태양 전지가 투영되는 투영 영역에 상기 절연층의 전면에 백금을 포함하는 실리콘 계열의 접착제로 접착되고,
상기 투영 영역 이외의 영역에는 상기 열방사 코팅층이 더 배치되는 인공 위성용 태양 전지 패널.According to claim 1,
Between the first carbon fiber reinforced plastic and the plurality of solar cells, the plurality of solar cells are physically bonded, and further comprising an insulating layer comprising a polyimide (PI) material,
The plurality of solar cells are adhered to a projection area in which the plurality of solar cells are projected from the front area of the insulating layer with a silicon-based adhesive containing platinum on the front surface of the insulating layer,
The solar panel for satellites in which the heat radiation coating layer is further disposed in an area other than the projection area. 제7 항에 있어서,
상기 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층과 상기 열방사 코팅층 사이에는 후면 반사층을 더 포함하는 인공 위성용 태양 전지 패널.The method of claim 7,
A solar panel for satellites further comprising a rear reflective layer between the second carbon fiber reinforced plastic layer and the heat radiation coating layer. 제8 항에 있어서,
상기 후면 반사층은 백색 안료인 이산화티탄(TiO2)을 포함하는 인공 위성용 태양 전지 패널.The method of claim 8,
The rear reflective layer is a solar panel for satellites comprising a white pigment titanium dioxide (TiO2). 제8 항에 있어서,
상기 제1 탄소 섬유 강화 플라스틱층은 상기 절연층의 두께보다 크고,
상기 제2 탄소 섬유 강화 플라스틱층은 상기 후면 반사층의 두께보다 큰 인공 위성용 태양 전지 패널.The method of claim 8,
The first carbon fiber reinforced plastic layer is larger than the thickness of the insulating layer,
The second carbon fiber reinforced plastic layer is a solar panel for satellites larger than the thickness of the rear reflective layer.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN112512203A (en) * 2020-11-27 2021-03-16 上海空间电源研究所 Heat insulation substrate and preparation method thereof
KR102268039B1 (en) 2020-11-24 2021-06-22 한화시스템 주식회사 Apparatus for inspecting internal thread assembly and method thereof
KR20220085436A (en) * 2020-12-15 2022-06-22 한국생산기술연구원 High-power shingled construction material integrated solar module for building facade and manufacturing method thereof
WO2023101292A1 (en) * 2021-12-03 2023-06-08 한국생산기술연구원 Bipv-applicable high-power shingled photovoltaic module and manufacturing method therefor

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102268039B1 (en) 2020-11-24 2021-06-22 한화시스템 주식회사 Apparatus for inspecting internal thread assembly and method thereof
CN112512203A (en) * 2020-11-27 2021-03-16 上海空间电源研究所 Heat insulation substrate and preparation method thereof
KR20220085436A (en) * 2020-12-15 2022-06-22 한국생산기술연구원 High-power shingled construction material integrated solar module for building facade and manufacturing method thereof
WO2023101292A1 (en) * 2021-12-03 2023-06-08 한국생산기술연구원 Bipv-applicable high-power shingled photovoltaic module and manufacturing method therefor
KR20230083442A (en) * 2021-12-03 2023-06-12 한국생산기술연구원 BIPV applicable high-power shingled solar module and its manufacturing method

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