1.一种基于协议失效的卫星运载火箭牵制控制器控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、建立一种可以描述具有协议失效的线性多智能体系统一致的牵制控制器形式：其中xi(t),xj(t)为系统节点状态、gij为线性多智能体子系统的耦合矩阵、ki为节点控制器反馈增益，ui(t)为节点控制输入；

S2、由于线性多智能体系统具有大量、复杂的网络节点，通过克罗内克乘积对沿俯仰轴卫星运载火箭系统进行降维，得到系统控制器形式为 G＝(gij)为线性多智能体系统的耦合矩阵，K为系统控制器反馈增益，ui(t)为系统控制输入；

S3、针对沿俯仰轴卫星运载火箭系统的两个模式，在运行过程中的控制器有效与失效的情况分别控制驻留时间，所述控制器有效的驻留时间用τ表示，所述协议失效的驻留时间用 表示。针对驻留时间对多智能体系统进行描述，多智能体系统通过一个状态响应方程全面分析系统的牵制控制器，形式为 为G-K既为系统的耦合矩阵；

S4、通过控制一种状态转换，构造沿俯仰轴卫星运载火箭系统的牵制控制器有效的进行状态转换，新的牵制控制器为 Λ为系统耦合矩阵 的特征值矩阵；

S5、将沿俯仰轴卫星运载火箭系统矩阵本身是否一致通过 的大于0和小于0以及 的大于0和小于0得到两个充分条件，可以针对原系统参数选择使用对应的条件使得系统一致，其中α和β满足 A为系统矩阵，考虑的网络图为无向可连接则λ1为系统耦合矩阵 的最大特征值；

S6、通过处理手段去分析系统的稳定性，根据控制器有效与协议失效、控制器停止工作，这两种情况在系统运行过程中，通过对部分节点的牵制控制来实现全局系统一致状态；

S7、对系统进行单一控制器控制时，在一定范围内，反馈增益ki范围的最小值取值越大的情况下，牵制控制器有效的驻留时间τ越长，其保守性越低；

S8、定义τ＝t2n+1-t2n是σ(t)＝1的子系统的驻留时间，定义 是σ(t)＝0的子系统的驻留时间，系统在运行过程中对越多子系统节点施加反馈控制器进行牵制控制，效果越好。

2.根据权利要求1所述的一种基于协议失效的卫星运载火箭牵制控制器控制方法，其特征在于，所述分段函数α(t)的取值包括α(t)＝1和α(t)＝0这两种情况，并且α(t)＝1表示在与之对应时间t内节点控制器会正常运行，α(t)＝0表示在与之对应时间t内协议失效，施加节点的控制器停止运行。

3.根据权利要求1中S2所述的一种基于协议失效的卫星运载火箭牵制控制器控制方法，其特征在于，所述分段函数α(t)的取值包括α(t)＝1和α(t)＝0这两种情况，α(t)＝1表示在与之对应时间t内系统控制器正常运行，α(t)＝0表示在与之对应时间t内协议失效，系统控制器停止运行。

4.根据权利要求1中S3所述的一种基于协议失效的卫星运载火箭牵制控制器控制方法，其特征在于，所述分段函数α(t)的取值包括α(t)＝1和α(t)＝0，α(t)＝1时多智能体系统控制器处于有效工作，时间t∈τ，α(t)＝0时线性多智能体系统连接失效，控制器停止工作，时间