本发明涉及防止空间飞行器内，例如人造卫星内的静电放电，此 类空间飞行器使用太阳能板为其有效载荷供电或为诸如机载电池之 类的其需要充电的其它部件供电。

在诸如人造卫星的空间飞行器中使用太阳能板是公知的。这些设 备一旦放置在工作位置上，例如进入轨道的人造卫星，则通常容易 受到它们所处的空间环境的影响。在空间环境内的各种影响中，一 个重要影响是由于空间飞行器的表面上的电荷积累引起的表面充 电。引起此类表面充电的一个来源是太阳辐射。
空间飞行器上使用的太阳能板常遭受太阳辐射，因此其表面上很 容易受到电荷的积累的不利影响。通常利用玻璃材料，即所谓的"防 护玻璃罩"，覆盖太阳能板的表面。
因此，太阳能板的防护玻璃罩带有此类电荷，其中相对于空间飞 行器的机壳（地）而言，该电荷是正的。众所周知，正电荷的积累 起因于电子的排出行为（由太阳辐射引起）引起的强的光电子发射 电流的影响。正电荷的另 一个来源是由于来自空间环境中的高能电 子的影响引起的二次电子发射（SEE)或电子排出。实际上，用于防 护玻璃罩和表面处理的通常材料引起高的SEE系数。
防护玻璃罩材料也是高电阻性的，因此，防护玻璃罩的表面和空间飞行器的机壳电绝缘。
另 一方面，与空间飞行器的机壳电连接的太阳能板的背面，即"黑 暗"面，带有负电荷。例如，在人造卫星的情况中，太阳能板的背
结果，导电部分从等离子体捕获高能电子引起负电荷的积累。
因此，相对于机壳上的负电荷而言，正面上正电荷的相对大量积 累可能引起该表面和机壳之间的静电放电，从而严重损害空间飞行
器内的电路。实际上， 一般认为500 V是产生放电的通常阈值。
为了避免上述不希望有的静电放电，已知某些解决方案。此类已 知解决方案中的一个方案是，利用导电涂层覆盖防护玻璃罩，其中 导电涂层与空间飞行器的"地"相连。然而，与该解决方案相关的 成本是非常高的。此外，导体涂层的使用寿命是相对有限的，从而 使该解决方案不适合具有长使用寿命的空间飞行器。
上述问题的另一个已知解决方案是使用中和器。这是通过使用装 有中和材料的枪实现的，中和材料如电子、低温正离子或低温等离 子体（等离子体是带有等量正电荷和负电荷的电离气体）。枪在空 间飞行器的附近"发射"具体数量的电子、离子或等离子体，以便 中和空间飞行器的表面上积累的电荷。然而，该解决方案的缺点是， 与其实现和运行相关的成本很高，并且其效率很低，特别是在使用 电子时。
避免静电放电的另 一 个解决方案来源于美国专利
No. 6, 243， 243。根据该文献中公开的解决方案，通过一个带有方向 性的高阻抗设备，把空间飞行器的地端和太阳能板组连接起来，该 设备增加了从太阳能板组到地方向上的阻抗，并以此方式阻止空间 飞行器上的任何电势差形成进入地端的电通路，因而避免了太阳能 板组和地端之间的静电放电。然而，该解决方案的主要目的在于， 减轻而非避免电荷积累引起的电势差的影响，因为根据该解决方案， 并不能阻止生成电势差。
因此，需要提供没有上述缺点的用于防止静电放电的解决方案。发明内容
通过使用本发明提出的解决方案达到上述目的，根据本发明，把 太阳能板上的防护玻璃罩的表面电荷和太阳能板的背面（进而与空 间飞行器的机壳）之间的电势差保持在相对安全的限度内，从而基 本上避免静电力文电。
通过使用覆盖太阳能板的背面的涂层实现该解决方案，该涂层具 有强的发射性，从而依据这种发射性把负电荷排出到太阳能板的背 面以外，使太阳能板的背面得以达到正电荷的平衡（由于减少的负 电荷）。通过使太阳能板的背面上总电荷为正电荷（由于逐渐减少 负电荷的缘故），面对太阳辐射的太阳能板上的防护玻璃罩的正面 上的正电荷的积累不会在两个面之间造成电势差，或者至少是，如 果生成电势差的话，也能使它保持在最小值或比产生静电放电的等 级更低的预定值。
因此，本发明的一个目的是给空间飞行器提供太阳能板，该太阳 能板具有正面和背面，正面适合于接收太阳辐射，其特征在于利用
涂层覆盖该太阳能板的背面，该涂层具有高二次电子发射SEE系数。 本发明的另 一个目的是提供包括至少 一个太阳能板的空间飞行 器，该太阳能板具有正面和背面，正面适合于接收太阳辐射，其特 征在于利用涂层覆盖该太阳能板的背面，该涂层具有高二次电子发
射SEE系数。
本发明的又 一 个目的是提供降低太阳能板的正面和背面之间的 电势差的方法，该正面4妄收太阳辐射，该方法包括：
利用涂层覆盖该太阳能板的背面，该涂层具有高二次电子发射 SEE系l丈；以及
通过所述涂层把负电荷排出到该太阳能板的背面以外。
本发明的又一个目的是在太阳能板中使用具有高二次电子发射 SEE系数的涂层。
借助于附图的帮助，在下面的说明书和权利要求书中更详细地解释本发明的上述以及更多的特征和优势。 附图说明
图1是一个简化示意图，表示其每一侧部署有太阳能板的人造卫
星；
图2是太阳能板的截面示意图，表示太阳能板的正面和背面的各 自截面；以及
图3是带有根据本发明的具有发射性的涂层的图2所示的太阳能 板的截面示意图。

在下面的说明书中，提供的优选实施方式的例子与人造卫星中太 阳能板的使用有关。然而，不要把本发明解释为仅限于人造卫星应 用，因为相关领域"熟练技术人员知道本发明同样适用于使用太阳
能板的其它空间飞行器。
参照图1，该图表示具有主体2和太阳能板3的人造卫星1。为 了描述的简单性，未示出诸如天线之类的人造卫星的其它部件，因 为它们并不影响对本文在此提供的解决方案的理解。如上所述，太 阳能板具有正面和背面。在图l所示的示意图中，利用每一侧的参 考标号31表示太阳能板3的各自的正面。同样，利用每一侧的参考 标号32表示各自的背面。
每块太阳能板的正面31接收来自太阳的太阳辐射，并且结果由 于光电子发射效应排出电子。在图l中，利用指向关于太阳能板向 外并且表示负电荷正在离开太阳能板的一组箭头来表示该效应。作 为电子（负电荷）排出的结果，正面上的电荷的平衡变成正电荷， 正如太阳能板的正面31的表面上表示的那样。
相反地，由导电材料制成的背面32从周围的等离子体中吸收电 子，并因此，背面上的电荷的平衡变成负电荷。在该图中，利用指 向太阳能板的背面32并且表示太阳能板3吸收的负电荷的虛线箭头来代表该效应。
图2代表具有正面31和背面32的太阳能板的截面图，其中正面 31和皆而32各自带有正电苻和负电苻，并且两面之间存在》支电危险。
根据本发明，利用涂层4覆盖太阳能板3的背面32,在图3中， 利用虚线区域表示涂层4。涂层4具有负电荷发射性。
正如上面进一步说明的那样，涂层4的负电荷发射性将电子排出 到背面32以外。在图3中，利用指向关于太阳能板向外并且表示负 电荷离开背面32的一组箭头来表示该效应。结果，正如该图所示， 太阳能板的背面32得以达到电荷的正平衡。
因此，太阳能板的正面31和背面32之间的电势差或者变得可以 忽略不计，或者保持在最小等级，并且在任何情况下都低于放电阈 值。如上所述，通常的放电阈值电压约为500 V。因此，应选择并安 装涂层，以使正面31和背面32之间生成的电势差保持在该阈值以 下，从而避免放电的可能性。电势差的优选值的一个例子是100 V, 该值远远低于放电阈值电压值。
然而，该标准最好基于对该涂层材料以及其它物理特性的选择， 以使正面和背面获得大致相等等级的发射性（在背面覆盖涂层的情 况下）。
关于涂层4的材料，任何发射和导电（或弱绝缘）材料都是适用 的。此类涂层材料的 一 个例子是用作防护玻璃罩上的防反射材料的 氟化镁（MgF2)。氟化镁具有高的SEE系数（对于1 keV的电子，估 计值为5.5)。该涂层材料具有低成本和相对长的使用寿命。它通常 包括一薄层（约为1微米）MgF2,例如，利用真空蒸发沉积到太阳能 板组的背侧上。该层增加的重量的数量级为每平米几克。
可选择地，可以把MgF2层沉积到粘贴在太阳能板上的带有低电 阻系数的薄的聚合物膜上。
适合于作为涂层的其它非限制性材料的例子是氧化铝（A 1 203 ,最 大SEE系数是3. 2), 二氧化硅（Si02,最大SEE系数是3. 2 ),或
8导电白色涂料PSG 120 FD (最大SEE系数2. 85 ),所有这些材料都 是公知的可从市场上买到的材料。
除成本低之外，本发明的解决方案的另 一个优点是其付诸实施时 的简单性。
另 一个优点是在该解决方案中仅仅使用无源材料。 正如上面提到的那样，上面提供了关于人造卫星的优选实施方式
的例子，然而，本发明同样适用于诸如有人操纵的空间飞行器或星
际或星系际探测器之类的其它类型的空间飞行器。