CN114243307A - 卫星天线反射面及其加工方法、其主结构层的设计方法和重构精度验证方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星天线反射面，所述反射面采用负泊松比材料或负泊松比超材料制成；对所述反射面施加径向拉力，使得所述反射面的面积尺寸变大，与已有的机械可重构反射面相比，在具有合适的弯曲刚度情况下，面内刚度较小，故作动器的做功更多地转化为反射面面外的弯曲变形，因此需要作动器的输出力更小，从而减小作动器的尺寸及重量，减小了反射器整体的重量和发射成本。本发明的所述反射面，在宏观上呈现出负泊松比形式，在单个作动器作动下，使反射面整体具有更大的面外变形，而不是只影响局部，特别是当作动器作动时，可使反射面做正交方向上同向弯曲，形成“碗”形，更符合抛物面反射面的形状。

Description

卫星天线反射面及其加工方法、其主结构层的设计方法和重 构精度验证方法

技术领域

本发明涉及卫星天线反射面技术领域，尤其涉及一种卫星天线反射面及其加工方法、其主结构层的设计方法和重构精度验证方法。

背景技术

在卫星通信系统中，希望天线波束具有在轨重构功能，也就是天线在平时产生覆盖服务区的赋形波束能够随时根据通信需求的变化而变化，快速地实现卫星天线的波束形状的在轨重构。此外，如有需要，能够在服务区内任意特定的区域产生点波束，点波束天线具有较高的有效全向辐射功率，可以精确控制指向区域，在获得高增益的同时可避免信号干扰。

传统的赋形天线只有一个固定的反射面几何，只能提供特定的辐射场型及固定的目标增益区，不能满足天线波束在轨重构的需求。天线的可重构就是通过改变天线的一些特性参数，使其能够提供多个目标增益区域，从而实现一星多用。天线在轨机械式重构是在天线反射面的背面布置作动器阵列，通过阵列中各作动器作动，改变反射面的几何型面，以此来改变辐射场型图。

机械式可重构天线要求反射面在面外方向上具有足够大的变形能力，且结构在面内方向的变形只限于局部，不会对整体域内的其他波束产生显著影响。由此反射面需具有一定的弯曲刚度，同时，面内的抗拉刚度需尽可能小，从而使面外的作动器的做功都转化为面外的弯曲变形，减小由于面内变形的能量损耗。

当前机械式可重构天线反射面主要包括：(1)金属网反射面，通过调整控制点的作用力实现赋形重构；(2)碳纤维增强硅胶织物作为反射面材料，通过直线驱动器连接反射面，控制反射面变形；(3)铝蜂窝为中间芯层，顶层及底层为碳纤维增强硅胶织物的三明治结构材料为反射面，然而存在以下弊端：

金属网可重构反射面的弯曲刚度太小，在作动器作用下的型面变形只能改变局部，要使全局型面发生面向变形，要使达到目标的型面重构精度，则需要较大数量的作动器，将增加作动器系统的重量，从而增加发射成本；

碳纤维增强硅胶织物可重构反射面由于碳纤维增强硅胶织物的杨氏模量较小，要得到合适的弯曲刚度，则需要增加反射面的厚度，而这也增加了反射面的质量，同样将使整个反射面系统的重量增加；

三明治结构形式反射面为了增加反射面的弯曲刚度，铝蜂窝芯层厚度较大，然而较厚的反射面不利于反射面精度的提高。

且目前的反射面加工方法中，对于碳纤维反射面，采用模具热压成型的方法，对于热压成型后反射面的再加工工艺方法主要是对型面的研磨以提高精度，而类似3D打印技术的增材加工不适用于大面积的薄壁曲面加工。

发明内容

为了克服上述技术缺陷，本发明的目的在于提供一种可实现重构反射面几何型面的卫星天线反射面及其加工方法、其主结构层的设计方法和重构精度验证方法。

本发明公开了一种卫星天线反射面，包括主结构层和电磁波反射层，所述主结构层和电磁波反射层之间采用环氧树脂粘接；所述主结构层采用负泊松比材料或负泊松比超材料制成；对所述主结构层施加径向拉力，使得所述反射面的面积尺寸变大；所述电磁波反射层为金属丝网。

优选的，所述负泊松比超材料的单元体结构包括凹多边形结构、手性结构、旋转刚体结构和旋转半刚体结构；若干所述凹多边形结构单元体相互嵌合组成所述反射面；所述手性结构包括柱体和带体，所述柱体设于所述带体一端，若干所述柱体和所述带体呈手性排列，组成所述手性结构单元体，若干所述手性结构结构单元体相互嵌合组成所述反射面；所述旋转刚体结构包括子刚体，若干个所述子刚体之间柔性连接组成所述旋转刚体结构单元体，若干所述旋转刚体结构单元体相互嵌合组成所述反射面；所述旋转半刚体结构包括子半刚体，若干个所述子半刚体之间柔性连接组成所述旋转半刚体结构单元体，若干所述旋转半刚体结构单元体相互嵌合组成所述反射面。

优选的，所述带体为刚性带或柔性带；所述柱体为圆柱或多边形柱。

优选的，四个所述子刚体之间柔性连接以在其中间形成四边形孔；所述子刚体之间的连接处发生转动，使得所述四边形孔的各个角的角度改变，从而使得所述反射面的面积尺寸增大或减小；四个所述子半刚体之间柔性连接以在其之间形成四边形孔；所述子半刚体之间的连接处发生转动，使得所述四边形孔的各个角的角度改变，从而使得所述反射面的面积尺寸增大或减小。

优选的，所述柔性连接为铰链连接；或旋转刚体结构、所述旋转半刚体结构为一体式结构，所述子刚体的连接处的厚度小于所述子刚体的厚度，所述子半刚体的连接处的厚度小于所述子半刚体的厚度。

优选的，四个所述子刚体之间柔性连接以在其之间形成正交孔，所述正交孔为椭圆；所述旋转刚体为一体式结构，所述子刚体的连接处的厚度小于所述子刚体的厚度，每个所述子刚体包括第一连接处、第二连接处、第三连接处和第四连接处；以第一连接处为基准点不动，对所述第一连接处的两侧的任一边施加拉力，与所述基准点共用该边的所述第二连接处沿拉力方向位移，所述第三连接处和第四连接处分别沿与所述拉力垂直的方向位移，使得所述子刚体沿所述第一连接处旋转；四个所述子刚体分别旋转，从而使得所述旋转刚体的表面面积尺寸增大。

优选的，所述椭圆的长轴为2a，短轴为2b，b/a＝0.1。

本发明还公开了一种卫星天线反射面的主结构层的设计方法，用于设置上述的卫星天线反射面，包括如下步骤：通过公式

计算所述旋转刚体的杨氏模量；通过公式

计算所述旋转刚体的泊松比；通过公式

计算所述旋转刚体的弯曲刚度；分别获取不同的b/a值所对应的杨氏模量、杨氏模量和弯曲刚度；取所述杨氏模量的第一预设范围内的b/a值作为第一取值范围、所述泊松比的第二预设范围内的b/a值作为第二取值范围、所述弯曲刚度的第三预设范围内的b/a值作为第三取值范围，第一预设范围的其中一边界为杨氏模量最小值，第二预设范围的其中一边界为泊松比最小值，第三预设范围的其中一边界为弯曲刚度最大值；取所述第一取值范围、所述第二取值范围、所述第三取值范围重合部分的值作为最优取值范围。

本发明还公开了一种验证卫星天线反射面的主结构层的重构精度的方法，用于验证上述的卫星天线反射面的精度，通过公式

获取所述反射面的重构精度，判断RMS是否小于预设RMS值；其中，n为所述作动器的数量，

为作动器工作后反射面的z向实际位移值，Z_i为作动器工作后反射面的z向期望位移值。

本发明还公开了一种卫星天线反射面的加工方法，用于加工上述的卫星天线反射面，包括如下步骤：根据所述主结构层的模具上铺设碳纤维预浸料，并进行真空加热后得到主结构面板；对所述主结构面板进行去材料加工，得到所述主结构层；所述去材料加工包括激光切割或多轴机床机械切削；在所述主结构层表面铺设金属丝网，并通过环氧树脂进行粘接。

采用了上述技术方案后，与现有技术相比，具有以下有益效果：

1.本发明采用的负泊松比超材料结构的型面可重构的反射面与已有的机械可重构反射面相比，在具有合适的弯曲刚度情况下，面内刚度较小，故作动器的做功更多地转化为反射面面外的弯曲变形，因此需要作动器的输出力更小，从而减小作动器的尺寸及重量，减小了反射器整体的重量和发射成本；

2.本发明的具有所述超材料结构形式的所述反射面，在宏观上呈现出负泊松比形式，在单个作动器作动下，使反射面整体具有更大的面外变形，而不是只影响局部，特别是当作动器作动时，可使反射面做正交方向上同向弯曲，形成“碗”形，更符合抛物面反射面的形状；

3.金属丝网构成的所述电磁波反射层空隙较小，能够较大程度的反射电磁波，反射率较高，适用于高频的电磁波。

附图说明

图1为本发明提供的卫星天线反射面的结构示意图；

图2为本发明提供的内凹六边形结构形式的负泊松比材料结构；

图3为本发明提供的“箭头”型结构形式的负泊松比材料结构；

图4为本发明提供的菱形格栅结构形式的负泊松比材料结构；

图5为本发明提供的方形格栅结构形式的负泊松比材料结构；

图6为本发明提供的三角星结构形式的负泊松比材料结构；

图7为本发明提供的四角星结构形式的负泊松比材料结构；

图8为本发明提供的六角星结构形式的负泊松比材料结构；

图9为本发明提供的手性结构的负泊松比材料结构；

图10为本发明提供的“三手”手性结构形式的负泊松比材料结构；

图11为本发明提供的内凹三手”手性结构形式的负泊松比材料结构；

图12为本发明提供的“三手”反手性结构形式的负泊松比材料结构；

图13为本发明提供的内凹三手”手性结构形式的负泊松比材料结构；

图14为本发明提供的中心圆为正六边形的手性结构形式的负泊松比材料结构；

图15为本发明提供的矩形旋转块结构形式的负泊松比材料结构；

图16为本发明提供的平行四边形旋转块的负泊松比材料结构；

图17为本发明提供的正交切割矩形孔的负泊松比材料结构；

图18为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构；

图19为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的受力示意图；

图20为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的单个“叶片”的受力示意图；

图21为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的仿真变型结构示意图；

图22为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的x及y方向的单元形变曲线图；

图23为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的等效泊松比与b/a值的关系曲线图；

图24为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的杨氏模量与b/a值的关系曲线图；

图25为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的扰度与b/a值的关系曲线图；

图26为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的弯曲刚度与b/a值的关系曲线图；

图27为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的弯曲刚度与面内等效杨氏模量的比值D/E与b/a值的关系曲线图；

图28为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的型面精度与b/a值的关系曲线图；

图29为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的主结构层的主视图；

图30为本发明提供的正交切割椭圆孔的负泊松比材料结构的主结构层的俯视图。

其中：1-主结构层，2-电磁波反射层。

具体实施方式

以下结合附图与具体实施例进一步阐述本发明的优点。

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。

在本公开使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本公开。在本公开和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本文中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。

应当理解，尽管在本公开可能采用术语第一、第二、第三等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本公开范围的情况下，第一信息也可以被称为第二信息，类似地，第二信息也可以被称为第一信息。取决于语境，如在此所使用的词语“如果”可以被解释成为“在……时”或“当……时”或“响应于确定”。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

在后续的描述中，使用用于表示元件的诸如“模块”、“部件”或“单元”的后缀仅为了有利于本发明的说明，其本身并没有特定的意义。因此，“模块”与“部件”可以混合地使用。

参见附图1，本发明公开了一种卫星天线反射面，包括主结构层1和电磁波反射层2，所述主结构层1和电磁波反射层2之间采用环氧树脂粘接。主结构层1采用负泊松比材料或负泊松比超材料制成，即对主结构层1施加径向拉力，使得主结构层1的面积尺寸变大。通过采用该主结构层1，在具有合适的弯曲刚度情况下，面内刚度较小，故使得反射面背面的作动器的做功更多地转化为反射面面外的弯曲变形，因此所需要作动器的输出力更小，从而减小作动器的尺寸及重量，减小了反射器整体的重量和发射成本。并且，该反射面在宏观上呈现出负泊松比形式，在单个作动器作动下，使反射面整体具有更大的面外变形，而不是只影响局部，特别是当作动器作动时，可使反射面做正交方向上同向弯曲，形成“碗”形，更符合抛物面反射面的形状，而不是像正泊松比材料受力矩作用下形成的“马鞍”形。

电磁波反射层2采用金属丝网，空隙较小，能够较大程度的反射电磁波，反射率较高。

进一步的，本发明研究出负泊松比超材料的单元体结构包括凹多边形结构、手性结构、旋转刚体结构和旋转半刚体结构。

凹多边形结构为有内角且内角为负角的多边形，若干凹多边形结构单元体相互嵌合组成反射面。参见附图2(a)的内凹六边形结构形式，也可以看成是“领结”形式，附图2(b)，当在一方向施加力作用发生拉伸变形时，在正交方向尺寸同时变大。

除了内凹六边形，图3的“箭头”型结构形式、图4的菱形格栅结构形式、图5的方形格栅结构形式、图6的三角星结构形式、图7的四角星结构形式和图8的六角星结构形式。当然，凹多边形结构不限于上述形式。

手性结构为中心圆柱被与其相切的“带”包裹，但是这些“带”不会镜像对称。可以理解为，手性结构包括柱体和带体，柱体设于带体一端，若干柱体和带体呈手性排列，组成手性结构单元体，若干手性结构结构单元体相互嵌合组成反射面。带体为刚性带或柔性带，柱体为圆柱或多边形柱。

参见附图9，附图9(a)为未受力的结构形式，附图9(b)为受力后的结构形式。

根据带是左手性还是右手性又可将手性结构形式分为手性及反手性结构形式，如附图10的“三手”手性结构形式、附图11的内凹三手”手性结构形式、附图12的“三手”反手性结构形式、附图13的内凹“三手”反手性结构形式。将单元中心的圆改为正六边形，则得到附图14的手性结构形式。

旋转刚体结构包括子刚体，若干个子刚体之间柔性连接组成旋转刚体结构单元体，若干旋转刚体结构单元体相互嵌合组成反射面。四个子刚体之间柔性连接以在其中间形成四边形孔，子刚体之间的连接处发生转动，根据加载力类型的不同进行扩展或收缩，使得四边形孔的各个角的角度改变，从而使得反射面的面积尺寸增大或减小。刚性块可以是矩形、三角形、和平行四边形等。参见附图15的矩形旋转块结构形式，附图15(a)为未受力的结构形式，附图15(b)为受力后的结构形式。

除了矩形旋转块，还有参见附图16的平行四边形旋转块。

通过在平面上切割一定的图形，从而产生出可旋转的单元，参见附图17，通过正交切割矩形孔，得到由铰链连接的四个旋转单元结构形式的负泊松比结构形式。附图18则是切割正交椭圆孔。

旋转半刚体结构与旋转刚体结构类似，同样包括子半刚体，若干个子半刚体之间柔性连接组成旋转半刚体结构单元体，若干旋转半刚体结构单元体相互嵌合组成反射面。同样的，四个子半刚体之间柔性连接以在其之间形成四边形孔，子半刚体之间的连接处发生转动，使得四边形孔的各个角的角度改变，从而使得反射面的面积尺寸增大或减小。

通常，柔性连接可以为铰链连接。或者，旋转刚体结构、旋转半刚体结构为一体式结构，子刚体的连接处的厚度小于子刚体的厚度，子半刚体的连接处的厚度小于子半刚体的厚度。

一种较佳的结构形式，即附图18的切割正交椭圆孔的结构形式，此处可以是旋转刚体一体式结构切割后形成四个子刚体，子刚体的连接处的厚度小于子刚体的厚度，每个子刚体包括第一连接处、第二连接处、第三连接处和第四连接处；以第一连接处为基准点不动，对第一连接处的两侧的任一边施加拉力，与基准点共用该边的第二连接处沿拉力方向位移，第三连接处和第四连接处分别沿与拉力垂直的方向位移，使得子刚体沿第一连接处旋转；四个子刚体分别旋转，从而使得旋转刚体的表面面积尺寸增大。

参见附图19-20，也可以是由四个“叶片”(即子刚体)相连接组成，当对其在一个方向上施加拉力，左边缘及下边缘简支约束，“叶片”在力方向上拉伸变形的同时，由于弯矩的作用，自身也发生弯曲旋转，所以整个单元在力方向上的变形包括了拉伸变形及“叶片”旋转导致的变形，力正交方向也会发生由于“叶片”旋转导致的变形，且该正交方向也表现为拉伸，如图19虚线所示的变形后的单元形状，表现为“拉胀”现象，宏观上呈现为负泊松比。

参见附图20，由于“叶片”之间的连接处厚度较小，弯曲刚度较小，所以其易于发生绕连接处的旋转，所以当有外力F作用下，产生弯矩M＝FD/2，其中，D＝(a-b)/2，故，M随着椭圆孔长短轴的偏差增大而增大，即当椭圆孔的越扁平时，弯矩越大，“叶片”旋转角度越大，单元在两个正交方向上变形尺寸都变大，即其面内的抗拉刚度越小。

本发明还公开了一种卫星天线反射面的主结构层1的设计方法，用于设计上述的卫星天线反射面的主结构层1的结构形式。

取正交椭圆孔，对该结构形式进行仿真，取L＝25mm，“叶片”连接处宽度g＝1mm，其材料杨氏模量为Emat＝50GPa，厚度为0.5mm。左边缘及下边缘简支约束，在由边缘上施加单位力F，仿真后得到单元在x方向及y方向上的变形，如图21所示，图21(a)为b/a＝0.1，图21(b)为b/a＝0.5，图21(c)为b/a＝1。参见附图22，为拾取其x及y方向的单元形变绘制的图表。

根据公式

计算等效泊松比，将计算结果绘制图表，参见附图23。由图可知，当椭圆孔接近圆时，弯矩减小为零，“叶片”没有弯曲旋转变形，故，单元的变形主要为材料本身的拉伸变形，正交方向上的变形主要由材料本身的泊松比决定。

在设计时，以反射面弯曲刚度与面内杨氏模量的比值(D/E)来评价材料的适用性，该比值越大，则相对于弯曲变形，面内的拉伸变形消耗较少的能量，并且该比值越大，型面重构的精度越高。根据公式

计算杨氏模量。根据仿真结果及计算得到的不同b/a下的面内等效杨氏模量Eeff，附图24为Eeff与b/a值的关系图，有图可知，随着b/a值增大，面内膜刚度增大，故在设计时，需要使膜刚度减小，即要使得椭圆孔扁平。

还通过仿真模型计算椭圆孔阵列结构中，b/a参数对弯曲刚度的影响，模型的悬臂梁长H＝250mm，F＝0.01N，根据变形仿真得到不同b/a比值下的悬臂梁的扰度δ，参见附图25所示。

根据公式

计算旋转刚体的弯曲刚度，得到弯曲刚度与b/a比值的关系曲线，如图26所示，从图中可以看出，随着b/a值增大，弯曲刚度越小，也即孔由扁平的椭圆向圆孔变化时，弯曲刚度越小。

联合图24及图26，绘制关于弯曲刚度与面内等效杨氏模量的比值的曲线图，如图27所示，b/a较小时，即椭圆较扁平时，相对于无孔结构，D/E值大大提高，从而该椭圆结构的反射面可以使作动器的做功，更多的转化为反射面重构所需的弯曲变形，更少消耗在面内的拉伸变形上，并且提高型面的变形精度。

故本发明的正交椭圆孔阵列结构形式，极大的减小其面内刚度，同时又能保证其具有一定的弯曲刚度。另外，采用此结构形式的反射面，具有负泊松比，呈现拉胀效应，这使可重构反射面在一个方向受弯矩弯曲时，在该方向的正交方向上发生同向弯曲，由此形成“碗”形的形状，而对于正泊松比材料的反射面易发生反向弯曲，从而形成“马鞍”形的形状。而“碗”形的形状更符合反射面的形状，从而采用具有拉胀效应的负泊松比材料的可重构反射面具有更高的重构精度。

对此，本发明还公开了一种验证卫星天线反射面的主结构层1的重构精度的方法，用于验证上述的卫星天线反射面的精度。

以碳纤维复材制作正交椭圆孔阵列结构的反射面，对其进行仿真计算其重构精度计算。其中，初始型面为标准抛物面，焦距f＝1m，口径D＝0.5m，目标型面为偏馈角度为10°的偏馈型面。

通过评价点的位移，通过公式

来评价重构的精度，其中，n为作动器的数量，

为作动器工作后反射面的z向实际位移值，Z_i为作动器工作后反射面的z向期望位移值。当型面中椭圆孔b/a参数不同时，其型面精度如图28所示。同时，仿真计算结果中当反射面没有开孔结构的反射面重构RMS为0.95mm，当b/a越小，得到越高的型面精度，但b/a值为0.1时，型面的重构RMS降为0.45mm，从此可知在机械重构反射面中设置此负泊松比的结构形式，可以提高其型面的重构精度。

本发明还公开了一种卫星天线反射面的加工方法，用于加工上述的卫星天线反射面，包括如下步骤：

S100、在口径为1m的正交椭圆孔阵列结构的反射面的模具上铺层预浸料，预浸料可以采用东丽T300，单层厚度为0.03mm；

S200、将模具及其上铺层的碳纤维材料置于热压罐中进行热烘；

S300、将热烘后的的碳纤维材料从模具中脱模得到抛物面碳纤维的反射面的主结构面板；

S400、采用激光刻蚀或多轴机床机械切削，在碳纤维反射面壳体上加工正交椭圆孔阵列，得到反射面，得到主结构层1，参见附图29；

S500、在主结构层1表面铺设金属丝网，并通过环氧树脂进行粘接，经过固化，金属丝网固定在主结构层1上，形成抛物面的反射面，参见附图30。

应当注意的是，本发明的实施例有较佳的实施性，且并非对本发明作任何形式的限制，任何熟悉该领域的技术人员可能利用上述揭示的技术内容变更或修饰为等同的有效实施例，但凡未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改或等同变化及修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (10)

1.一种卫星天线反射面，其特征在于，包括主结构层和电磁波反射层，所述主结构层和电磁波反射层之间采用环氧树脂粘接；

所述反射面采用负泊松比材料或负泊松比超材料制成；对所述反射面施加径向拉力，使得所述反射面的面积尺寸变大；

所述电磁波反射层为金属丝网。

2.根据权利要求1所述的卫星天线反射面，其特征在于，所述负泊松比超材料的单元体结构包括凹多边形结构、手性结构、旋转刚体结构和旋转半刚体结构；

若干所述凹多边形结构单元体相互嵌合组成所述反射面；

所述手性结构包括柱体和带体，所述柱体设于所述带体一端，若干所述柱体和所述带体呈手性排列，组成所述手性结构单元体，若干所述手性结构结构单元体相互嵌合组成所述反射面；

所述旋转刚体结构包括子刚体，若干个所述子刚体之间柔性连接组成所述旋转刚体结构单元体，若干所述旋转刚体结构单元体相互嵌合组成所述反射面；

所述旋转半刚体结构包括子半刚体，若干个所述子半刚体之间柔性连接组成所述旋转半刚体结构单元体，若干所述旋转半刚体结构单元体相互嵌合组成所述反射面。

3.根据权利要求2所述的卫星天线反射面，其特征在于，所述带体为刚性带或柔性带；所述柱体为圆柱或多边形柱。

4.根据权利要求2所述的卫星天线反射面，其特征在于，四个所述子刚体之间柔性连接以在其中间形成四边形孔；所述子刚体之间的连接处发生转动，使得所述四边形孔的各个角的角度改变，从而使得所述反射面的面积尺寸增大或减小；

四个所述子半刚体之间柔性连接以在其之间形成四边形孔；所述子半刚体之间的连接处发生转动，使得所述四边形孔的各个角的角度改变，从而使得所述反射面的面积尺寸增大或减小。

5.根据权利要求4所述的卫星天线反射面，其特征在于，所述柔性连接为铰链连接；

或旋转刚体结构、所述旋转半刚体结构为一体式结构，所述子刚体的连接处的厚度小于所述子刚体的厚度，所述子半刚体的连接处的厚度小于所述子半刚体的厚度。

6.根据权利要求2所述的卫星天线反射面，其特征在于，四个所述子刚体之间柔性连接以在其之间形成正交孔，所述正交孔为椭圆；

所述旋转刚体为一体式结构，所述子刚体的连接处的厚度小于所述子刚体的厚度，每个所述子刚体包括第一连接处、第二连接处、第三连接处和第四连接处；

以第一连接处为基准点不动，对所述第一连接处的两侧的任一边施加拉力，与所述基准点共用该边的所述第二连接处沿拉力方向位移，所述第三连接处和第四连接处分别沿与所述拉力垂直的方向位移，使得所述子刚体沿所述第一连接处旋转；

四个所述子刚体分别旋转，从而使得所述旋转刚体的表面面积尺寸增大。

7.根据权利要求6所述的卫星天线反射面，其特征在于，所述椭圆的长轴为2a，短轴为2b，b/a＝0.1。

8.一种卫星天线反射面的主结构层的设计方法，用于设置权利要求6所述的卫星天线反射面，其特征在于，包括如下步骤：

通过公式

计算所述旋转刚体的杨氏模量；

通过公式

计算所述旋转刚体的泊松比；

通过公式

计算所述旋转刚体的弯曲刚度；

分别获取不同的b/a值所对应的杨氏模量、杨氏模量和弯曲刚度；

取所述杨氏模量的第一预设范围内的b/a值作为第一取值范围、所述泊松比的第二预设范围内的b/a值作为第二取值范围、所述弯曲刚度的第三预设范围内的b/a值作为第三取值范围，第一预设范围的其中一边界为杨氏模量最小值，第二预设范围的其中一边界为泊松比最小值，第三预设范围的其中一边界为弯曲刚度最大值；取所述第一取值范围、所述第二取值范围、所述第三取值范围重合部分的值作为最优取值范围。

9.一种验证卫星天线反射面的主结构层的重构精度的方法，用于验证权利要求6所述的卫星天线反射面的精度，其特征在于，通过公式

获取所述反射面的重构精度，判断RMS是否小于预设RMS值；其中，n为所述作动器的数量，

为作动器工作后反射面的z向实际位移值，Z_i为作动器工作后反射面的z向期望位移值。

10.一种卫星天线反射面的加工方法，其特征在于，用于加工上述权利要求1-7任一所述的卫星天线反射面，包括如下步骤：

根据所述主结构层的模具上铺设碳纤维预浸料，并进行真空加热后得到主结构面板；

对所述主结构面板进行去材料加工，得到所述主结构层；所述去材料加工包括激光切割或多轴机床机械切削；

在所述主结构层表面铺设金属丝网，并通过环氧树脂进行粘接。

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