1.一种辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，包括：
根据绳系与中心航天器连接处所承受的最大张力，将所述绳系展开过程分为两个阶段，分别为第一阶段和第二阶段；其中，所述绳系的一端与所述中心航天器固定连接，所述绳系的另一端与子星固定连接；
在所述第一阶段，所述绳系先以变速进行展开，再引入摆角线性归零，使得所述绳系以减速进行展开；在所述第一阶段，以第一驱动力矩驱动所述中心航天器以恒定转速保持自旋；
在所述第二阶段，所述绳系以恒定速度展开，并在展开结束时引入展开速度平滑过渡；
在所述第二阶段，以第二驱动力矩驱动所述中心航天器的转速，使得所述中心航天器的转速与所述子星的转速相同，以实现保持摆角归零。
2.根据权利要求1所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，还包括：使用绝对节点坐标法构建辐射开环绳系卫星系统动力学模型。
3.根据权利要求1所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，在所述第一阶段，根据摆角和中心航天器转速的运动方程，获取所述绳系变速展开的第一速度和减速展开的第二速度。
4.根据权利要求3所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，所述摆角和中心航天器转速的运动方程的获取过程包括：
根据辐射开环绳系卫星系统动力学模型，获取辐射开环绳系卫星系统的动能K，其表达式为：
其中，m表示子星的重量，ρ表示绳系线密度，L表示绳系长度，r表示中心航天器的半径，ω表示中心航天器转速，v1表示绳系展开速度， 表示绳系相对于绳系与中心航天器的径向方向的摆角， 表示摆角速度；
根据所述辐射开环绳系卫星系统的动能，使用无非保守力的拉格朗日方程，获取辐射开环绳系卫星系统的控制方程，其表达式为：
使用拉格朗日方程，获取所述摆角和中心航天器转速的运动方程，其表达式为：
其中， 表示中心航天器角加速度。
5.根据权利要求4所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，所述第一速度和所述第二速度的获取过程包括：
将 和 代入所述摆角和中心航天器转速的运动方程，得到第一
转换公式，其表达式为：
其中，0≤L将所述第一转换公式进行转换，得到的第一速度v1t的表达式为：
在摆角归零部分0≤L述第二速度的表达式为：
其中，tt表示变速展开结束时间，td表示第一阶段结束时间。
6.根据权利要求1所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，所述第一驱动力矩的表达式为：
其中，Kp表示比例调节参数，Kd表示微分调节参数，θ1表示中心航天器转角，θ1d表示中心航天器期望转角，ω1表示中心航天器转速，ω1d表示中心航天器期望转速，Fcon表示绳系与中心航天器连接处绳系对中心航天器的作用力。
7.根据权利要求1所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，所述绳系与中心航天器连接处所承受的最大张力的表达式为：
其中，ld表示最大许用应力时绳长；
当所述辐射开环绳系卫星系统的状态为：v1＝0， ω＝ω0，Fr＝Fp，Ld＝ld，表征划分所述第一阶段和所述第二阶段，并代入所述绳系与中心航天器连接处所承受的最大张力的表达式中，得到：
为避免其他扰动因素导致绳系断裂或损坏，设置安全系数S，其表达式为：
Fp＝Fb/S；
其中，Fp表示绳系安全张力。
8.根据权利要求1所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，在所述第二阶段，所述绳系以恒定速度展开，该恒定速度在展开结束时使用分段过渡函数以实现速度平滑过渡，该恒定速度的表达式为：
t1＝tf‑tk，
其中，vk表示绳系平滑过渡展开速度，tk表示平滑过渡所用时间，tf表示展开结束时间，vf表示第二阶段恒定的展开速度。
9.根据权利要求1所述的辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，其特征在于，所述第二驱动力矩的表达式为：
T＝Kp(θ1‑θ2)+Kd(ω1‑ω2)；
其中，ω1表示中心航天器自旋角速度，ω2表示子星相对中心航天器旋转轴的转速，θ1表示中心航天器转角，θ2表示子星相对中心航天器的转角。