Раскрывающийся сферический космический отражатель

Авторы патента:

Патентуемая полезная модель относится к космической технике, а именно, к развертываемым на орбите сферическим отражателям с сетчатой поверхностью, представляющим собой калибровочный искусственный спутник земли (ИСЗ). Согласно патентуемой полезной модели, силовой каркас отражателя выполнен в форме сферы, образованной ребрами-меридианами, которые выполнены из стержневых элементов, соединенных между собой меридианальными шарнирами. Для придания необходимой жесткости силовой каркас сферического отражателя содержит экваториальный пояс, соединяющий середины ребер-меридианов. Экваториальный пояс выполнен из стержневых элементов, соединенных между собой экваториальными шарнирами, а радиоотражающая поверхность, закрепленная на поверхности силового каркаса, выполнена из металлического сетеполотна. Силовой каркас содержит от 8 до 36 ребер-меридианов, каждое ребро-меридиан содержит от 8 до 36 стержневых элементов, соединенных между собой мередианальными шарнирами, экваториальный пояс содержит от 8 до 36 стержневых элементов, соединенных между собой экваториальными шарнирами двух типов. Технический результат заключается в том, что разработанная полезная модель позволяет существенно упростить конечную конструктивную реализацию сферического отражателя, устранить достаточного габаритные элементы конструкции, кардинально сократить габаритные размеры отражателя в сложенном состоянии, что повышает удобство его транспортирования на околоземную орбиту, снизить требования к размерам транспортного отсека для его доставки на орбиту. 7 п.ф., 10 ил.

Разработанный сферический отражатель может быть эффективно использован для решения разнообразных прикладных и научных задач, в частности, в качестве эталонной цели с точно известным значением эффективной площади рассеяния (ЭПР) при испытаниях и контроле функционирования радиолокационных станций (РЛС) с заданными на нее требованиями по точностным характеристикам и по энергетическому потенциалу, для определения с высокой точностью координат космических спутников на орбите, для оценки характеристик отражения разнодиапазонных радиолокационных средств.

Известно, что наилучшими объектами для натурной калибровки РЛС являются отражающие сферические поверхности различных диаметров. Для эффективного решения конструктивной задачи создания раскрывающегося космического отражателя заявитель проанализировал многочисленные и разнообразные по своей конечной реализации технические решения в данной области.

Например, известны разнообразные конструкции рефлекторов «зонтичного типа» (патенты США 2945234; 3286259; 4482900; 5446474;

5864324; 5680125;6028570).

Общим характерным недостатком запатентованных решений является их конструктивная сложность и большие габаритные размеры в сложенном виде, что существенно ограничивает область их эффективного применения.

Известен развертываемый крупногабаритный космический рефлектор (патент РФ 2266592; Н01Q 15/16). Изобретение относится к развертываемым крупногабаритным рефлекторам космических антенн. Технический результат заключается в минимизировании высоты укладки рефлектора в транспортном положении, что достигается выполнением силового кольца рефлектора в виде пантографа с телескопическими стойками. Недостатком известной конструкции является сложность конструкции и увеличенные габаритные размеры устройства в сложенном состоянии.

Известен также развертываемый крупногабаритный рефлектор космического аппарата (патент РФ 2350519; Н01Q 15/16).

Изобретение относится к космическим зеркальным антеннам с развертываемым рефлектором зонтичного типа, имеющим диаметр порядка 12 м и более. Рефлектор содержит центральный узел в виде соосно расположенных основания и фланца, а также силовой каркас, механически связанный через формообразующую структуру с сетеполотном. Силовой каркас образован из шарнирно соединенных с основанием прямолинейных спиц, выполненных в виде сетчатых стержневых конструкций с закрепленными на их концах консолями.

Технический результат изобретения состоит в обеспечении высокоточного профиля рабочей поверхности рефлектора (среднеквадратичное отклонение от теоретического профиля не более 1,3 мм) после всех видов испытаний, имитирующих условия его эксплуатации, а также в упрощении конструкции и снижении массы рефлектора.

Характерными недостатком запатентованного решения является традиционно сложная конструкция и значительные габаритные размеры в сложенном состоянии.

Известны также конструкции зонтичных антенн космического аппарата (патент РФ 2370864; Н01Q 15/16; патент РФ 2370865; H01Q 15/16).

Изобретения относятся к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым крупногабаритным рефлектором зонтичного типа.

Технический результат изобретения по патенту РФ 2370864 состоит в расширении эксплуатационных возможностей рефлектора. Зонтичная антенна состоит из облучателя и рефлектора, включающего в себя центральный узел, шарнирно соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном, ступицу, прикрепленную к центральному узлу с противоположной стороны от раскрыва рефлектора, которая в районе свободного торца с помощью оттяжек единым центром соединена со спицами. Технический результат достигается за счет того, что на свободном торце ступицы установлено устройство подстройки формы радиоотражающей поверхности рефлектора, выходные элементы которого выполнены в виде винтов и расположены между единым центром и каждой оттяжкой, с торцами которых они связаны механически с возможностью вращательного движения и независимого друг от друга изменения эффективного расстояния от точки соединения каждой оттяжки со спицей до единого центра. Продольные оси этих выходных элементов взаимно совпадают с соответствующими осями, проведенными через единый центр и точку соединения соответствующей оттяжки со спицей.

Технический результат изобретения по патенту РФ 2370865 состоит в повышении надежности раскрытия рефлектора. Зонтичная антенна состоит из облучателя и раскрываемого рефлектора, включающего в себя центральный узел, соединенный с ним силовой каркас, выполненный в виде спиц, механически связанный с сетеполотном через формообразующую структуру, выполненную в виде шнуров и стяжных нитей, и сетку, расположенную с противоположной стороны от раскрыва рефлектора на формообразующей структуре. Технический результат достигается за счет того, что на спицы надеты чехлы, а сетка выполнена в виде экранов, расположенных между двумя соседними спицами и изготовленных из эластичного тонкого материала с низкой электропроводностью. Сквозные свободные ячейки экранов имеют меньшие размеры по сравнению с минимально возможными размерами сечений стяжных нитей и шнуров. Каждый экран одной радиальной граничной зоной приклеен к поверхности чехла конкретной спицы, а другой радиальной граничной зоной соединен посредством липучки-застежки с наружной поверхностью граничной зоны соседнего экрана.

Проведенный анализ показывает, что существенными конструктивными недостатками данных устройств является их громоздкость в сложенном состоянии, сложность схемотехнического решения, что обуславливает низкую эксплуатационную надежность конструкции при развертывании на орбите.

Известен сферический отражатель излучения (патент РФ 2185695;

H01Q 15/14), наиболее близкий по технической сущности и конструктивной реализации к патентуемой полезной модели, и который принят в качестве прототипа.

Отражатель излучения, описанный в патенте РФ 2185695, содержит внутреннюю и внешнюю пневмокамеры, радиальные стойки, выполненные в виде гибкой трубки с отверстиями, на которой наращены шарообразные пневмоячейки из эластичного материала, взаимодействующие друг с другом.

Для формирования отражателя прямоугольной формы пневмосистема выполнена в виде матрицы сообщающихся друг с другом взаимно перпендикулярных гибких трубок с отверстиями, вокруг которых наращены пневматические ячейки кубической формы, взаимодействующие друг с другом и зеркальным полотном.

Отражатель со сферической формой поверхности содержит механически и пневматически связанные друг с другом радиальные и концентрические секционные пневматические трубки. Для их создания гибкие трубки имеют отверстия, вокруг которых наращены пневмоячейки формы сектора сферической оболочки. При надуве пневмоячеек они образуют полусферическую оболочку отражателя со сферической вогнутой поверхностью.

На основание пневмоячеек с выпуклой стороны наносятся полоски из проводящего электрический ток металлического покрытия, формирующие электропроводящие кольца. Эти кольца подключаются к источнику регулируемого напряжения относительно металлического покрытия зеркального полотна. Под действием электростатических сил зеркальное полотно принимает сферическую форму.

Кроме того, для раскрытия пленочного отражателя плоской формы внешнее кольцо и радиальные стойки могут быть выполнены в виде гирлянд из полых шариков (или колец), нанизанных на тросы, концы которых пропущены через отверстия жесткого внутреннего кольца и связаны с механизмом натяжения и фиксации положения тросов.

Отражатель со сферической формой поверхности содержит концентрические кольца в виде гирлянды из отражающих излучение ячеек формы сектора сферической оболочки, нанизанные на два троса, пропущенные через середины противоположных боковых граней ячеек. При этом, концентрические кольца соединены друг с другом радиальными тросами, а концы концентрических и радиальных тросов соединены с механизмом натяжения и фиксации положения тросов.

Существенным недостатком известного сферического отражателя по патенту РФ 2185695 является его конструктивная сложность и пониженная надежность процесса разворачивания на орбите, что обусловлено наличием большого числа составляющих его конструктивных элементов, наличием различного рода тросов и механизмов натяжения и фиксации положения этих тросов, наличием нескольких пневмокамер и систем их надувки, значительным количеством динамически используемых конструктивных элементов.

Настоящая полезная модель решает техническую задачу:

- упрощения конструкции сферического отражателя,

- повышения надежности его развертывания на орбите,

- увеличения срока существования на орбите.

Решение поставленной технической задачи достигается следующим образом.

Раскрывающийся сферический отражатель, аналогичный отражателю, описанному в патенте РФ 2185695, содержащий силовой каркас из шарнирно-стержневых элементов, на котором закреплена отражающая поверхность, согласно патентуемой полезной модели, силовой каркас отражателя выполнен в форме сферы, образованной ребрами-меридианами, которые выполнены из стержневых элементов, соединенных между собой меридианальными шарнирами. Предусмотрено, что ребра-меридианы своими концами закреплены в оппозитно расположенных полюсных шарнирах.

В соответствии с патентуемым решением, для придания необходимой жесткости силовой каркас сферического отражателя содержит экваториальный пояс, соединяющий середины ребер - меридианов. Экваториальный пояс выполнен из стержневых элементов, соединенных между собой экваториальными шарнирами.

Патентуемым решением предусмотрено, что радиоотражающая поверхность, закрепленная на поверхности силового каркаса, выполнена из металлического сетеполотна.

Согласно патентуемой полезной модели:

- силовой каркас содержит от 8 до 36 ребер-меридианов, каждое ребро-меридиан содержит от 8 до 36 стержневых элементов, соединенных между собой меридианальными шарнирами;

- экваториальный пояс содержит от 8 до 36 стержневых элементов, соединенных между собой экваториальными шарнирами двух типов.

- силовой каркас выполнен диаметром от 1 до 12 метров.

- на поверхности силового каркаса закреплены лазерные уголковые отражатели.

Патентуемая полезная модель предусматривает возможность контроля результатов автономного развертывания сферического отражателя на орбите. В этом случае, сферический отражатель снабжен датчиками в виде концевого выключателя, которые смонтированы на экваториальных и меридиональных шарнирах, а также содержит аппаратуру информационного канала с собственным источником питания для связи с космическим аппаратом и обеспечения передачи командной и телеметрической информации.

Технический результат патентуемой полезной модели заключается в том, что разработанная полезная модель позволяет:

- существенно упростить конечную конструктивную реализацию сферического отражателя, устранить (присущие прототипу) достаточного габаритные элементы конструкции, и соответственно кардинально сократить габаритные размеры отражателя в сложенном состоянии, что повышает удобство его транспортирования на околоземную орбиту, снизить требования к размерам транспортного отсека для его доставки на орбиту;

- сокращение (минимизация) количества функциональных элементов, входящих в состав конечной конструкции сферического отражателя, существенно повышает надежность развертывания отражателя на орбите и увеличивает его эксплуатационный ресурс;

- при этом патентуемая конструкция характеризуется повышенной точностью и стабильностью геометрической формы развернутого на орбите сферического отражателя, радиоотражающая поверхностью которого обеспечивает высокие характеристики отражения, что качественно повышает все основные эксплуатационные характеристики сферического отражателя.

Оптимальные габаритные размеры и уменьшенная масса разработанного отражателя в сложенном состоянии позволяет осуществлять его транспортировку на околоземные орбиты попутными запусками, что кардинально повышает экономическую эффективность эксплуатации патентуемой конструкции.

Сущность патентуемой полезной модели поясняется описанием разработанного сферического отражателя и графическими материалами, на которых представлены:

Фиг.1. - Схема сферического отражателя в развернутом состоянии.

Фиг.2. - Меридианальный шарнир ((а - вид сбоку, б - вид снизу);

Фиг.3. - Соединение стержня и меридианального шарнира ((а - вид сбоку, б - вид снизу);

Фиг.4. - Полюсной шарнир.

Фиг.5. - Экваториальный шарнир.

Фиг.6. - Соединение стержней в ребре-меридиане (фрагмент в раскрытом состоянии).

Фиг.7. - Сложенное состояние ребра-меридиана.

Фиг.8. - Сферический отражатель в сложенном состоянии (вид со стороны полюсного шарнира).

Фиг.9. - Сферический отражатель в сложенном состоянии (сечение в экваториальной плоскости).

Фиг.10 - блок-схема аппаратуры информационного канала с собственным источником питания для контроля результатов автономного развертывания отражателя на орбите.

Патентуемый отражатель (фиг.1) в развернутом состоянии представляет собой сферическую оболочку, образованную натянутым на самораскрывающийся силовой каркас трикотажным металлическим сетеполотном.

Силовой каркас отражателя выполнен в форме сферы и содержит (фиг.1) оппозитно расположенную пару полюсных шарниров 1, ребра-меридианы 2, которые выполнены из стержневых элементов 3, соединенных меридиональными шарнирами 4 (фиг.2). Для обеспечения складывания соседние шарниры 4 в ребрах-меридианах располагаются навстречу друг другу (фиг.6).

Все ребра-меридианы 2 своими концами закреплены в соответствующих полюсных шарнирах 1, расположенных оппозитно (один напротив другого).

Для придания дополнительной жесткости силовой каркас отражателя содержит экваториальный пояс 5, соединяющий середины ребер-меридианов 2.

Экваториальный пояс 5 выполнен из стержневых элементов 6, соединенных между собой экваториальными шарнирами двух типов. В местах пересечения меридианов и экватора применяются четырехпальцевые экваториальные шарниры 7 (фиг.5). Между шарнирами 7 стержни 6 соединяются двухпальцевыми шарнирами 8, которые по конструкции аналогичны меридиональным шарнирам 4 (фиг.2). Для обеспечения складывания шарниры 8 также устанавливаются навстречу экваториальной паре пальцев шарнира 7 (фиг.9).

Отражающая поверхность 9, закрепленная на поверхности силового каркаса, функционально является радиоотражающей поверхностью, образована трикотажной металлической сеткой, выполненной, например, из вольфрамовой или стальной микропроволоки с покрытием из золота или никеля.

При разработке настоящего отражателя учитывалось, что количество разбиений по экватору зависит от требуемой точности аппроксимации поверхности сферы, количество разбиений по меридиану равно количеству разбиений по экватору.

Проведенные заявителем исследования свидетельствуют, что для обеспечения сферической формы отражателя и необходимой жесткости силовой каркас:

- может содержать от 8 до 36 ребер-мередианов 2, при этом каждое ребро-меридиан может содержать от 8 до 36 стержневых элементов 3, соединенных между собой шарнирами 4;

- а экваториальный пояс 5 может содержать от 8 до 36 стержневых элементов 6, соединенных между собой экваториальными шарнирами 7 и 8.

Патентуемая полезная модель предусматривает, что силовой каркас может быть выполнен диаметром от 1 до 12 метров. При этом, для достижения повышенной точности юстировки локационных средств предусмотрена возможность размещения на поверхности силового каркаса лазерных уголковых отражателей (на фиг. не показаны).

Отдельные технические элементы сферического отражателя могут иметь следующую возможную конструктивную реализацию.

Меридианальный шарнир 4 (фиг.2) может быть выполнен в виде петель 10, корпуса 11, двух осей 12 и двух пружин 13. Петли 10 одеваются на оси 12. Пружины 13 также одеваются на оси 12 и располагаются внутри петель 10. Одним концом пружины 13 заделываются в корпус 11, другим в петли 10. При складывании пружина 13 закручивается и запасает энергию для развертывания. На петли 10 крепятся стержневые элементы 3 (фиг.3).

Полюсной шарнир 1 (фиг.4) состоит из корпуса 14 и петель 15, крепящихся на кольцевой оси (внутри корпуса, не показано). На петли 15 крепятся стержневые элементы 3 ребер-меридианов 2.

Экваториальный шарнир 7 (фиг.5) служит для соединения стержневых элементов 3 ребер-меридианов 2 и стержневых элементов 6 экваториального пояса 5. Экваториальный шарнир 7 состоит из петель 16, корпуса 17, осей 18 и пружин 19. Оси 18 закрепляются в корпусе 17, петли 16 и пружины 19 на осях 18. На петли 16 крепятся стержневые элементы 3 ребер-меридианов 2 и стержневые элементы 6 экваториального пояса 5. При складывании элементов отражателя в пружинах 19 также запасается энергия для последующего развертывания отражателя на орбите.

Фрагмент сложенного ребра-меридиана изображен на фиг.7.

Для контроля результата автономного развертывания на орбите патентуемый отражатель снабжен датчиками в виде концевого выключателя, которые смонтированы на меридиональных и экваториальных шарнирах, а также содержит аппаратуру информационного канала с собственным источником питания для связи с космическим аппаратом и обеспечения передачи командной и телеметрической информации.

Аппаратура информационного канала содержит (фиг.10) последовательно соединенные собственный источник питания 20, контроллер 21, кабельный усилитель 22, кабель 23 (длина до 100 метров).

Для контроля автономного развертывания на орбите сферический отражатель (фиг.10) содержит N датчиков 24 типа "разомкнутый контакт" и многожильный кабель 25, по которому передается информация о состоянии совокупности датчиков 24 (замкнут или разомкнут) в контроллер 21.

Датчики 24 в виде концевого выключателя (на фиг.1-9 не показаны) смонтированы на меридиональных и экваториальных шарнирах сферического отражателя (на шарнирах 4 и 7 и/или 8).

Для пояснения принципа функционирования множества датчиков 24 следует пояснить, что когда сферический отражатель находится в сложенном состоянии все датчики 24 находятся в разомкнутом состоянии (логическое состояние "0"). Когда сферический отражатель раскрыт все датчики 24 должны перейти в замкнутое состояние и по соответствующим проводам многожильного кабеля 25 начинает течь ток (логическое состояние "1"). Для каждого датчика 24 в многожильном кабеле 25 предусмотрена своя пара проводов. Если после раскрытия сферического отражателя хоть один из датчиков 24 не перешел в логическое состояние "1", это означает, что соответствующая пара шарниров не полностью раскрылась, что является сигналом о неполном (неправильном) раскрытии сферического отражателя. Сигнал об этом передается через контроллер 21, который обеспечивает последовательный опрос состояния каждого датчика 24. Затем сигнал передается через кабельный усилитель 22 и двухжильный кабель 23 на информационную аппаратуру 26 ступени ракеты-носителя.

В качестве собственного источника питания может быть использован, например, стандартный батарейный или аккумуляторный элемент питания. Для реализации контроллера 21 известны стандартные схемные решения и соответствующие микросхемы: токовых ключей (К176КТ1, К561КТЗ), мультиплексоров (К561КП2 и КР1561КП2) и дешифраторов (КР1561ИД6, К561ИД1). Кабельный усилитель 22 может быть реализован на стандартных микросхемах типа (К176КТ1, К561КТЗ, КР1561КТЗ).

Аппаратура информационного канала с собственным источником питания может быть размещена, например, на внутренней стороне одного из полюсных шарниров 1. Количество датчиков 24 зависит от размера сферического отражателя, от количества ребер-меридианов 2 и числа шарниров в конструкции сферического отражателя. Например, для осуществления результатов автономного развертывания отражателя на орбите количество датчиков 24 может быть равно половине от числа шарниров в конструкции отражателя.

Заявитель считает необходимым отметить, что специалисты, работающие в области радиоэлектронной аппаратуры для космических аппаратов располагают соответствующими знаниями о наличии многообразных комплектующих элементов для конечной реализации аппаратуры информационного канала, помимо тех комплектующих элементов, что приведены в качестве возможных вариантов реализации.

Конкретная схемотехническая реализация аппаратуры информационного канала патентуемой полезной модели и идентификация всех возможных исходных компонентов и комплектующих элементов для производства подобной аппаратуры не представляет труда для специалистов, поскольку вытекает из уровня техники на основе практических данных и включает в себя известные стандартные комплектующие элементы и компоненты, зафиксированные в различных научно-технических изданиях и справочниках, при этом необходимо отметить также, что вся элементная база выпускается серийно и доступна для свободного приобретения, в силу чего более подробное раскрытие исходных компонентов и комплектующих элементов аппаратуры информационного канала нецелесообразно.

Складывание патентуемого сферического отражателя для его транспортировки и размещения в транспортном отсеке осуществляют в следующей последовательности.

При складывании сферическая оболочка отражателя трансформируется в сферу меньшего диаметра. Вид сложенного отражателя со стороны полюсного шарнира показан на фиг.8, по экваториальному сечению на фиг.9.

Отражатель закрепляется на специальном приспособлении за полюсные шарниры. На экваториальный пояс (фиг.1) накладывается технологическая сжимающая регулируемая обвязка. Все шарнирные элементы 4 ребра-меридиана и шарниры 8 экваториального пояса подскладываются (фиг.7) с помощью технологического приспособления, представляющего собой меридианально-кольцевую ленточную структуру с регулируемой длиной ленточных тяг. При этом каркас отражателя теряет устойчивость и готов к складыванию. Далее последовательно, по определенному алгоритму длины тяг ленточной структуры и сжимающей обвязки укорачиваются до тех пор, пока отражатель не будет сложен до состояния, изображенного на фиг.8 и фиг.9.

Разработанный сферический отражатель используют следующим образом.

Отражатель в сложенном виде (фиг.8, фиг.9) располагается под обтекателем космического аппарата (КА). После выведения на орбиту и сброса обтекателя, отражатель отделяется от КА в сложенном виде на расстояние, обеспечивающее безопасное развертывание, и раскрывается энергией пружин шарниров по команде с пункта управления или бортового устройства. Система контроля развертывания по телеметрическому каналу передает информацию на пункт управления. Раскрытие сферического отражателя на орбите происходит автоматически за счет энергии, запасенной в пружинах шарнирных элементов каркаса при складывании. После развертывания отражатель принимает форму сферы с калиброванным значением ЭПР (фиг.1).

Отражатель может быть использован, например, для калибровки энергетического потенциала радиолокационной станции (РЛС) и тем самым оценивать максимальную дальность действия РЛС по объектам с другими значениями ЭПР. Для этого после определения пространственных координат отражателя РЛС излучает в его сторону радиосигнал определенной мощности и по уровню принятого отраженного сигнала получает калибровочное значение энергетического потенциала РЛС, с учетом известного значения ЭПР отражателя. По полученному в результате калибровки энергетическому потенциалу РЛС с помощью известной радиолокационной формулы дальности оценивается максимальная дальность действия РЛС по объектам с другими значениями ЭПР, что является одной из задач калибровки РЛС. Далее, сравнивая уровни отраженных сигналов от других объектов с уровнем сигнала от отражателя, можно получить значения их ЭПР, что в ряде случаев представляет самостоятельный интерес.

При точном измерении пространственных координат отражателя, например с помощью лазерных локационных станций, работающих по отраженным сигналам уголковых отражателей, установленных на сферическом отражателе, он может быть использован и для юстировки РЛС.

Проведенные Заявителем тестовые испытания патентуемой полезной модели подтвердили:

- высокие эксплуатационные характеристики сферического отражателя, полученные в реальном масштабе времени;

- компактность и оптимальный вес конструкции в сложенном для транспортировки состоянии, высокую надежность развертывания устройства на орбите.

1. Раскрывающийся сферический отражатель, содержащий силовой каркас из стержневых элементов, на котором закреплена отражающая поверхность, отличающийся тем, что силовой каркас отражателя выполнен в форме сферы, образованной ребрами-меридианами, которые выполнены из стержневых элементов, соединенных между собой меридиональными шарнирами, все ребра-меридианы своими концами закреплены в оппозитно расположенных полюсных шарнирах, при этом для придания дополнительной жесткости силовой каркас содержит экваториальный пояс, соединяющий середины ребер-меридианов, который выполнен из стержневых элементов, соединенных между собой экваториальными шарнирами, а отражающая поверхность, закрепленная на поверхности силового каркаса, выполнена из металлического сетеполотна.

2. Раскрывающийся сферический отражатель по п.1, отличающийся тем, что силовой каркас содержит от 8 до 36 ребер-меридианов.

3. Раскрывающийся сферический отражатель по п.1, отличающийся тем, что каждое ребро-меридиан содержит от 8 до 36 стержневых элементов, соединенных между собой меридиональными шарнирами.

4. Раскрывающийся сферический отражатель по п.1, отличающийся тем, что экваториальный пояс содержит от 8 до 36 стержневых элементов, соединенных между собой экваториальными шарнирами.

5. Раскрывающийся сферический отражатель по п.1, отличающийся тем, что силовой каркас выполнен диаметром от 1 до 12 м.

6. Раскрывающийся сферический отражатель по п.1, отличающийся тем, что на поверхности силового каркаса закреплены лазерные уголковые отражатели.

7. Раскрывающийся сферический отражатель по п.1, отличающийся тем, что для контроля автономного развертывания на орбите сферический отражатель снабжен датчиками в виде концевого выключателя, которые смонтированы на меридианальных и экваториальных шарнирах, и содержит аппаратуру информационного канала с собственным источником питания для связи с космическим аппаратом и обеспечения передачи командной и телеметрической информации.