一种可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法与流程

本发明涉及自动控制技术领域，特别是涉及一种可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法。

背景技术：

近年来，微纳卫星在军、民领域已经从试验和技术验证进入了装备化、实用化的阶段。由于微纳卫星具有重量轻、体积小、成本低、研制周期短、功能密度高、性能价格比高、可进一步组网等特点，其在通信、遥感、导航、海洋监视、科学探测等领域都得到了迅速发展，已成为卫星技术的发展趋势之一。特别是在军事上，微纳卫星的灵活性、分散性和生存能力强，面对突发事件时，微纳卫星能迅速适应战术的要求，可快速发射。但是现阶段的微纳卫星存在形态单一的缺陷，每颗卫星的形态是固定的，只能实现特定的操作，解决特定的问题，这可能导致很多情况下卫星不能有效的执行任务。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法，具有能够构建微纳卫星多样化的形态拓扑结构且变构灵活的特点。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法，包括：

判断可变构微纳卫星系统中各卫星单元模块的结构功能是否相同；所述可变构微纳卫星系统为由多个卫星单元模块连接组合形成的卫星系统；

如果所述可变构微纳卫星系统中各所述卫星单元模块的结构功能不同，则判断所述可变构微纳卫星系统的当前结构状态，得到所述可变构微纳卫星系统的初始构型；

获取所述初始构型中包含卫星单元模块数量最多的一条直线；将不包含在所述直线上的卫星单元模块均移动至所述直线上，构成直线型的中间构型；

将所述中间构型的卫星单元模块顺序按设定的排列顺序进行重新排列，得到直线构型；

将所述直线构型转化为目标构型，得到所述可变构微纳卫星系统的异构形态拓扑结构；

如果所述可变构微纳卫星系统中各所述卫星单元模块的结构功能相同，则判断所述可变构微纳卫星系统的当前结构状态，得到所述可变构微纳卫星系统的初始构型；

计算所述初始构型中各卫星单元模块和所述目标构型中各卫星单元模块的重合度；

若所述重合度小于设定阈值，则获取所述初始构型中包含卫星单元模块数量最多的一条直线；将不包含在所述直线上的卫星单元模块均移动至所述直线上，构成直线型的中间构型；

将所述直线型的中间构型转化为目标构型，得到所述可变构微纳卫星系统的同构形态拓扑结构；

若所述重合度大于等于设定阈值，则将所述初始构型与所述目标构型中重合的卫星单元模块部分定义为固定结构后，逐步移动所述初始构型中非重合的卫星单元模块，将所述初始构型转换为目标构型，得到所述可变构微纳卫星系统的同构形态拓扑结构。

可选的，所述将不包含在所述直线上的卫星单元模块均移动至所述直线上，具体包括：判断初始构型中各卫星单元模块的可动性；根据所述可动性，将所述不包含在所述直线上的卫星单元模块沿所述初始构型表面，且按最短路径移动至所述直线上。

可选的，当一个卫星单元模块不被除该卫星单元模块之外的卫星单元模块包围或者该卫星单元模块移走之后整个系统构型不会分裂为两段时，判定该卫星单元模块具有可动性。

可选的，采用a*算法确定所述卫星单元模块的最短移动路径。

可选的，所述将所述中间构型的卫星单元模块顺序按设定的排列顺序进行重新排列，得到直线构型，具体包括：

使用广度优先搜索法遍历所述目标构型，得到遍历顺序；

按照所述遍历顺序对处于中间构型的各所述卫星单元模块的位序进行重新排列，得到所述直线构型。

可选的，采用邻接矩阵表示卫星单元模块之间的连接关系；

采用特征向量矩阵表示相互连接的卫星单元模块的空间位置关系。

可选的，所述计算所述初始构型和所述目标构型中卫星单元模块的重合度，具体包括：

在可变构微纳卫星系统的初始构型和目标构型所对应的无向图之间，确立顶点对应关系，建立顶点匹配表，通过遗传算法对顶点匹配寻优，得到优化的目标构型顶点匹配；然后计算得到所述初始构型和所述目标构型中卫星单元模块的重合度。

可选的，所述移动所述初始构型中非重合的卫星单元模块，具体包括：同步进行非重合卫星单元模块的分离移动、非重合卫星单元模块的对接移动和非重合卫星单元模块的翻转移动。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明提供的可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法，包括：判断可变构微纳卫星系统中各卫星单元模块的结构功能是否相同；若各卫星单元模块的结构功能不同，则构建可变构微纳卫星系统的异构形态拓扑结构；反之，则构建可变构微纳卫星系统的同构形态拓扑结构。在构建异构形态拓扑结构的过程中，引入中间构型，将初始构型转换为中间构型后，再转换为直线构型，最后将直线构型转换为目标构型。在构建同构形态拓扑结构的过程中，需要判断初始构型和目标构型中各卫星单元模块的重合度，根据重合度的不同，采用不同的构建方法来构建同构形态拓扑结构。即在本发明所提供的可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法中，可以将各卫星单元模块的结构，依据功能判断结果的不同，灵活变构为不同的形态拓扑结构，以解决现有技术中存在的卫星形态单一且形态转变不够灵活的问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法的流程图；

图2a为本发明实施例可变构微纳卫星系统初始构型的结构示意图；

图2b为本发明实施例可变构微纳卫星系统目标构型的结构示意图；

图3为本发明实施例可变构微纳卫星形态拓扑重建的变构过程示意图；

图4a为本发明实施例卫星单元模块移入缝隙的情况示意图；

图4b为本发明实施例卫星单元模块移出缝隙的情况示意图；

图5a为本发明实施例虚线卫星模块移开构型断开的情况示意图；

图5b为本发明实施例虚线卫星模块移开构型不会断开的情况示意图；

图6a为本发明实施例卫星单元模块可以移动180度的情况示意图；

图6b为本发明实施例卫星单元模块不可以移动180度的第一情况示意图；

图6c为本发明实施例卫星单元模块不可以移动180度的第二情况示意图；

图7a为本发明实施例异构微纳卫星初始构型示意图；

图7b为本发明实施例异构微纳卫星目标构型示意图；

图7c为本发明实施例折叠直线型操作示意图；

图7d为本发明实施例将a行卫星按序移动到b行卫星下方的操作示意图；

图7e为本发明实施例将b行卫星按序移动到a行卫星下方操作示意图；

图7f为本发明实施例排序合并后卫星构型的示意图；

图8a为本发明实施例仿真结果的正视图；

图8b为本发明实施例仿真结果的俯视图；

图8c为本发明实施例仿真结果的左视图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法，具有能够构建微纳卫星多样化的形态拓扑结构且变构灵活的特点。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明实施例可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法的流程图，如图1所示，一种可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法，包括：

s1：判断可变构微纳卫星系统中各卫星单元模块的结构功能是否相同；所述可变构微纳卫星系统为由多个卫星单元模块连接组合形成的卫星系统；

s11：如果所述可变构微纳卫星系统中各所述卫星单元模块的结构功能不同，则判断所述可变构微纳卫星系统的当前结构状态，得到所述可变构微纳卫星系统的初始构型；

s12：获取所述初始构型中包含卫星单元模块数量最多的一条直线；将不包含在所述直线上的卫星单元模块均移动至所述直线上，构成直线型的中间构型；

s13：将所述中间构型的卫星单元模块顺序按设定的排列顺序进行重新排列，得到直线构型；

s14-s15：将所述直线构型转化为目标构型，即按照存储的变构顺序从左端开始依次移动卫星单元模块到指定位置，进而可以得到所述可变构微纳卫星系统的异构形态拓扑结构；

s21：如果所述可变构微纳卫星系统中各所述卫星单元模块的结构功能相同，则判断所述可变构微纳卫星系统的当前结构状态，得到所述可变构微纳卫星系统的初始构型；

s22：计算所述初始构型中各卫星单元模块和所述目标构型中各卫星单元模块的重合度；

s2311-s2313：若所述重合度小于设定阈值，则按上述构建所述异构形态拓扑结构中的步骤，得到直线型的中间构型，再将所述直线型的中间构型转化为目标构型，得到所述可变构微纳卫星系统的同构形态拓扑结构；其中，所述阈值为(1-10/n)，n为可变构微纳卫星系统的卫星单元模块数量。

s2321-s2322：若所述重合度大于等于设定阈值，则将所述初始构型与所述目标构型中重合的卫星单元模块部分定义为固定结构后，逐步移动所述初始构型中非重合的卫星单元模块。将所述初始构型转换为目标构型，得到所述可变构微纳卫星系统的同构形态拓扑结构。

即可变构微纳卫星系统当前构型和目标构型间重合的结构，其余卫星单元模块即为需要移动的模块，将需要移动的卫星单元模块标号按序存入表move1和move2中。例如图2a中所示初始构型和图2b中所示遗传算法得到的目标构型比较可知卫星单元模块1、2、3、4、5是固定部分，6、7、8是需要移动的卫星单元模块。

对于当前构型，分析move1表中每个卫星单元模块的可动性，为能够移动的模块赋予0值。

对于固定部分，分析move2中每个卫星单元模块与固定部分的位置关系，与其直接相连的卫星单元模块赋予0值。

在move2中随机选择一个属性为0的卫星单元模块，判断move1中属性为0的卫星单元模块移动到该位置分别需要多少步，实施步数最少的一步操作。然后分别删除move1和move2中对应的卫星单元模块标号，将move2中删除的卫星单元模块标号加入到固定的卫星单元模块中。

判断move2是否为空，为空时目标构型已经实现，不为空则重复上述步直至move2为空为止。

图2a-图2b中的同构微纳卫星形态拓扑重建与变构规划的变构过程，如图3所示，其中关于模块可动性的判断和路径规划与构建异构形态拓扑结构中的原理完全相同。

如果在相似程度不低于(1-10/n)的情况下所采用的方法不能实现构型变换，即出现不可移动的模块或者不可到达的路径，此时算法会报错，则获取所述初始构型中包含卫星单元模块数量最多的一条直线；将不包含在所述直线上的卫星单元模块均移动至所述直线上，构成直线型的中间构型；

将所述直线型的中间构型转化为目标构型。

如果进行一次可变构微纳卫星系统的同构形态拓扑结构的构建或一次异构形态拓扑结构的构建，不能得到所需要的目标构型，则重复进行上述操作，直至实现目标构型的构建为止。

将不包含在所述直线上的卫星单元模块均移动至所述直线上，具体包括：判断初始构型中各卫星单元模块的可动性；根据所述可动性，将所述不包含在所述直线上的卫星单元模块沿所述初始构型表面，且按最短路径移动至所述直线上。

当一个卫星单元模块不被除该卫星单元模块之外的卫星单元模块包围或者该卫星单元模块移走之后整个系统构型不会分裂为两段时，判定该卫星单元模块具有可动性。对所述卫星单元模块可动性的判断方法如下：

卫星单元模块不可移动的情况有两种：一种是卫星单元模块被其它模块包围，另一种是当前卫星单元模块移走之后，整个可变构微纳卫星系统构型会断开。在判断卫星单元模块是否被包围的时候，先要知道该模块的各个面是否与其它模块相邻。规定当一个卫星单元模块有相对的两个面与其它模块相邻且该卫星单元模块运动轨迹会穿过相邻模块时为不可动的。如图4a和图4b所示，这种翻转的轨迹会被其它卫星单元模块所遮挡。

判断移走一个卫星单元模块后微纳可变构微纳卫星系统构型是否会断开，首先卫星单元模块周围只与一个其它模块相邻时不会发生这种现象，只有周围有两个以上相邻的情况下才有可能断开，但是不能仅从周围模块的情况来判断构型是否一定会断开。

如图5a所示，去掉转折的卫星单元模块构型会断开，而如图5b所示则不会断开。因此必须判断移走一个卫星单元模块后整个构型的连通性才能确定是否构型是否会断开。判断方法为移开一个卫星单元模块后，从相邻的任意一个其它模块出发，是否能按模块的相邻关系遍历到整个系统构型的所有模块，若出现不能到达的模块则说明构型已经断开。在实际运用到本题目当中时，具体的解决方法是：移开一个卫星单元模块a后，从与模块a相邻的任意一个其它模块出发，能按模块的相邻关系寻找是否有能到达与模块a相邻的其它模块的路径，如果与模块a相邻的其它模块都能找得到则说明构型没有断开。

综上所示，判断选定卫星单元模块的可动性的算法如下：

搜索需要判断的卫星单元模块的邻居模块，加入neighbourslist；

当需要判断的卫星单元模块周围只有一个邻居模块时，判断其为可动的，算法结束。

当出现以下任一情况时，判断其为不可动的，算法结束：

一、需要判断的卫星单元模块的邻居模块数量大于4个；

二、需要判断的卫星单元模块的邻居模块数量等于4个，且该模块被四个模块包围在中间。

若以上情况都不成立，算法继续：

即把所有没有卫星单元模块占据的空白空间加入备用closedlist，把neighbourslist第一个节点作为起点。

重复以下步骤：

按顺序选取neighbourslist下一个节点，作为终点；初始化openlist，并把起点加入；初始化closedlist，使其等于备用closedlist；

遍历openlist，找到其中f值最小的节点，把它作为当前要处理的节点，然后移到closedlist中；

对当前节点的相邻节点一一进行检查，如果它是不可抵达的或者它在closedlist中，忽略这个节点。否则：

如果它不在openlist中，把它加入openlist，并且把当前节点设置为它的父节点；

如果它已经在openlist中，检查这条路径(即从起点经由当前方格到达它那里)是否更近。如果更近，把它的父节点设置为当前节点，并重新计算它的g和f值。如果openlist是按f值排序的话，改变后可能需要重新排序。

遇到下面情况停止搜索：

一、把终点加入到了openlist中，此时路径已经找到，该邻居节点可以到达。若neighbourslist仍有节点未经判断，则重新执行步骤①—④；若neighbourslist的所有节点均可到达，算法结束，判断当前的卫星单元模块是可动的。

二、查找终点失败，并且openlist是空的，此时没有路径，算法结束，判断当前的卫星单元模块为不可动的。

采用a*算法确定所述卫星单元模块的最短移动路径，具体包括：得到卫星单元模块的可动性后，如果模块需要从当前位置移动到其它位置，则采用a*算法计算所需要移动的卫星单元模块的最短移动路径。

卫星单元模块当前位置为起点，目标位置为终点，其它不移动的卫星单元模块为障碍物。在二维平面上的a*算法基础上根据本发明的要求作出如下调整：

(1)将二维空间拓展为三维空间。设起点到当前节点的路径长度为g。当前节点到终点的启发式距离为h(启发式距离是a*算法中的一个概念，在此处为当前节点到终点的距离)，将h替换为三维空间上的欧式距离。

(2)定义参量f＝g+h，以f值最小的节点向周围扩展子节点时，必须紧贴障碍物，且扩展方向为方块翻转90°或180°的对应方向。

下面以举例方式进行说明：

假设当前卫星单元模块的坐标点a1(x，y，z)，则与之相邻的一格，在三维数组规定的空间之内并贴着障碍物的点a2(x+i，y+j，z+k)(i、j、k∈(-1，0，1))为可能扩展的点。在此基础上排除以下情况：①i、j、k都等于0(卫星单元模块处于原地不动)、②i、j、k都不等于0(空间斜对角线不可一步到达)，因为90°翻转i、j、k为两个0，180°翻转i、j、k为一个0。而在i、j、k中有一个0时也有两种情况必须排除：

如图6a所示，翻转180°必须是从某个模块的一面翻转到另一面时，才能实现移动。例如a2为(x+1，y+1，z)时，如果点(x，y+1，z)以及(x+1，y，z)均没有模块，或者这两个位置均有模块，则a2不能从a1扩展为子节点。如图6b和图6c所示为不能扩展的情况。

综上所述，单个卫星单元模块的最短路径寻优算法流程如下所述：

把障碍物加入closedlist，起点加入openlist。

重复以下步骤：

遍历openlist，找到其中f值最小的节点，把它作为当前要处理的节点，然后移到closedlist中；

对当前节点的相邻节点一一进行检查。若当前节点为a1(x，y，z)，待扩展的节点a2(x+i，y+j，z+k)如果满足以下情况，忽略这个节点：

a.这个节点是不可抵达的或者它在closelist中；

b.这个节点的相邻节点没有其它模块；

c.i、j、k同时为0，或i、j、k同时不为0；

d.当i、j、k中有1个0时，假设k为0，(x，y+1，z)以及(x+1，y，z)均没有其它模块，或者这两个位置均有其它模块。

当这个节点是可扩展的节点的时候：如果它不在openlist中，把它加入openlist，并且把当前节点设置为它的父节点；

如果它已经在openlist中，检查这条路径(即从起点经由当前方格到达它)是否更近。如果更近，把它的父节点设置为当前节点，并重新计算它的g和f值。如果openlist是按f值排序的话，改变后可能需要重新排序。

遇到下面情况停止搜索：把终点加入到了openlist中，此时路径已经找到了，或者查找终点失败，并且openlist是空的，此时输出提示没有路径。

最后从终点开始，每个节点沿着父节点移动直至起点，形成路径，得到卫星单元模块的移动路径。

所述将所述中间构型的卫星单元模块顺序按设定的排列顺序进行重新排列，得到直线构型，具体包括：

针对可变构微纳卫星系统的目标构型，结合卫星单元模块可动性判断，以目标构型最左边的一个卫星单元模块为根(或以目标构型中具有可动性的任意一个卫星单元模块为根)，使用广度优先搜索法遍历所述目标构型，得到遍历顺序；

按照所述遍历顺序对处于中间构型的各所述卫星单元模块的位序进行重新排列，得到所述直线构型。

例如可变构微纳卫星系统的初始构型为直线型，如图7a所示，对于图7b所示的目标构型，通过广度优先搜索算法得到的卫星单元模块遍历顺序为84137562。将遍历顺序的第一个卫星单元模块编号调到末尾即41375628存储作为变构排序。为了方便得到可变构微纳卫星系统的目标构型，需要,移动初始构型中的每个卫星单元模块，以使其在转换为目标构型的过程中，重新排列可变构微纳卫星系统中各卫星单元模块，得到中间构型。结合模块可动性判断并调用a*算法计算最短路径，把初始构型的前n/2个卫星单元模块翻转至当前构型上方，形成标示为a、b两行的卫星单元模块阵列，如图7c所示。首先将a行的n/2个卫星单元模块按照遍历顺序中的顺序依次移动到b行卫星单元模块下方进行排列，如图7d所示。然后对b行卫星单元模块进行同样操作，如图7e所示。判断变构排序中最后一块卫星单元模块在a行还是b行阵列中，前者则在a行模块上方按照变构排序中顺序合并两行卫星单元模块；后者则在b行下方按照变构排序中顺序合并两行卫星单元模块。这样可以保证合并过程中可变构微纳卫星系统始终保持连通不断开，不会丢失模块。合并后的系统构型(直线构型)如图7f所示。

采用邻接矩阵和特征向量矩阵的形式来描述可变构微纳卫星的当前结构状态。采用邻接矩阵表示卫星单元模块之间的连接关系；采用特征向量矩阵表示相互连接的卫星单元模块的空间位置关系。

邻接矩阵：用图论中的无向图g＝(v,e)表示卫星单元模块间的位置相邻关系，其中的节点集v＝{v1,v2,…,vn}代表可变构微纳卫星系统中的每一个卫星单元模块，边集代表节点i，j对应的两个卫星单元模块相邻。于是可以将可变构微纳卫星系统的无向图用邻接矩阵a(g)表示，a(g)＝(aij)n×n，n为模块数，其中，

即aij＝1表示vi与vj对应的两个卫星单元模块是相互连接的，而aij＝0则表示vi与vj对应的两个卫星单元模块没有连接关系。

特征向量矩阵：用(s1,s2,s3,s4,s5,s6)表示一个卫星单元模块的特征向量。si(i＝1,2,…,6)的排列顺序按逆时针规则进行。为了区别于背景世界的特征值(0,1)，si的值表示模块6个面的连接信息。

定义si(s1,s2,...,s6)为vi的特征向量，其中s1,s2,...,s6代表vi所对应的卫星单元模块6个面是否与其它卫星单元模块相连接，sk＝j代表模块vi的编号为k的面与模块vj相连接。sk＝0代表编号为k的面与其它模块不相接。

结合两种矩阵，使可变构微纳卫星的当前结构状态与矩阵建立联系，形成一一对应关系表征得到可变构微纳卫星系统的初始构型。

所述计算所述初始构型和所述目标构型中卫星单元模块的重合度，具体包括：在可变构微纳卫星系统的初始构型和目标构型所对应的无向图之间，确立顶点对应关系，建立顶点匹配表，通过遗传算法对顶点匹配寻优，得到优化的目标构型顶点匹配；然后计算得到所述初始构型和所述目标构型中卫星单元模块的重合度，具体如下：

可变构微纳卫星系统由初始构型转换到目标构型的过程中，卫星单元模块需要经过一系列的断开和连接操作，拓扑构型的优化是指使变构过程中移动卫星单元模块的数量最少，也就是目标构型与初始构型对比卫星单元模块间相同连接关系最多。按照顶点匹配进行的拓扑连接转换操作的总个数等于初始拓扑和目标拓扑的连接指数和减去2倍的公共拓扑连接数，可以表达为：

其中，c表示总操作个数，表示可变构微纳卫星系统初始构型拓扑大小，表示目标构型拓扑大小，tm^smae表示公共拓扑大小。因为初始构型拓扑大小和目标构型拓扑大小都是固定的，所以要减少总操作数，必须增大公共拓扑的大小。可以使用遗传算法计算得到拥有最大公共拓扑的目标构型。

遗传算法步骤如下：

进行染色体编码操作：采用实数编码，染色体基因为每个卫星单元模块的标号。遗传算法中的每个个体代表一种可行解，其中个体用xi＝(x1,x2,…,xn)表示，其中x1,x2,…,xn∈{1,2,…,n}为xi的基因，且互不相同，代表的是卫星单元模块的序号。每个个体代表一组顶点匹配，而每个基因位对应的是目标构型中卫星单元模块按顺序的排列位置。

计算个体适应度：优化目标是要让需要移动的卫星单元模块数量最少，也就是不移动的卫星单元模块数最多。为此，我们选取可变构微纳卫星系统的初始构型和目标构型的公共连接拓扑数来作为适应度。计算适应度的流程为：设初始构型的邻接矩阵为ainitial、特征向量矩阵为rinitial，个体xi的邻接矩阵为ai、特征向量矩阵为ri，计算ainitial+ai，找到其中等于2的元素，若其对应的rinitial和ri上的元素未发生改变，则适应度+1，并将对应的两个卫星单元模块视为连接关系未发生改变。

进行选择操作：选择算子中最常用的操作方式是轮盘赌的形式。由于轮盘赌可能会将当前种群的适应度最高的个体破坏掉，导致种群的最高适应度不稳定，因此本文采取了最优保留策略，即令适应度最高的个体直接进入下一代种群。有利于快速选出最符合要求的可变构微纳卫星系统目标构型的定点匹配。

进行交叉操作：由于卫星单元模块的编号唯一，个体采用的是不重复的实数编码，所以不能使用最简单的交叉策略。本方法使用的是双点交叉。令即n/2向下取整为需要交换的染色体长度，第一个交换点的基因位在中取，则第二个交换点的基因位为第一个交换点向后推的位置。

例如，交换前：

交换后：

同一个卫星单元模块的编号在定点匹配中只能出现一次，因此在交换的过程中，需要保证染色体上每个数字只出现一次，还需进行以下步骤：

判断个体x1中交换和未交换的染色体片段上是否存在重复的基因，若存在则将交换的染色体片段上与未交换部分重复的基因的位置存入一维数组temp中；

若则个体x2中交换和未交换的染色体片段上存在重复的基因，找到后将x2上未交换染色体片段上与交换部分重复的基因与temp存储的位置在x1上对应的基因互换。注意：两个个体上互换的基因，必须一个在之前交叉时交换的片段上，一个在未交换的片段上，否则可能将会出现最后的结果依然和交换前的结果相同的情况。

这样得到的染色体即是两组新的个体，而不会出现同一个卫星单元模块编号出现两次的情况。

进行变异操作：使用循环交换法，即位置处于(1,12)，…，(6,7)的基因互换，其中(i，j)表示第i位和第j位。例如：

得到合适的可变构微纳卫星系统目标构型顶点匹配后，将其与初始构型进行比较分析：比较初始构型和目标构型的邻接矩阵以及特征向量矩阵的对应元素，两者同时相等时则表示对应的模块连接关系没有改变，记录这样的模块的数量，除以模块总数得到重合度。

所述移动所述初始构型中非重合的卫星单元模块，具体包括：同步进行非重合卫星单元模块的分离移动、非重合卫星单元模块的对接移动和非重合卫星单元模块的翻转移动。

采用本发明所提供的可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法对可变构微纳卫星系统的形态拓扑结构重建和变构过程进行仿真，其仿真结果如图8a、图8b和图8c所示。

本发明提供的可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法，包括：判断可变构微纳卫星系统中各卫星单元模块的结构功能是否相同；若各卫星单元模块的结构功能不同，则构建可变构微纳卫星系统的异构形态拓扑结构；反之，则构建可变构微纳卫星系统的同构形态拓扑结构。在构建异构形态拓扑结构的过程中，引入中间构型，将初始构型转换为中间构型后，再转换为直线构型，最后将直线构型转换为目标构型。在构建同构形态拓扑结构的过程中，需要判断初始构型和目标构型中各卫星单元模块的重合度，根据重合度的不同，采用不同的构建方法来构建同构形态拓扑结构。即在本发明所提供的可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法中，可以将各卫星单元模块的结构，依据功能判断结果的不同，灵活变构为不同的形态拓扑结构，以解决现有技术中存在的卫星形态单一且形态转变不够灵活的问题。

并且，在本发明提供的一种可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法中，首先，对可变构微纳卫星检查初始状态的方法进行了描述分析，分析确定了采用几何构型描述模型，使可变构微纳卫星的构型与矩阵建立联系，形成一一对应关系；然后，基于可变构微纳卫星的构型变换要求，异构可变构微纳卫星通过引入中间构型，将初始构型先转换为中间构型，再向目标构型变构，在变构过程中，每次选定移动卫星单元模块之前需要先判断模块的可动性，在可以移动的前提下采用a*算法解决变构路径规划问题，将a*算法扩展到三维空间寻径，规定卫星单元模块的运动方式以符合实际情况，最终输出每个卫星单元模块的路径以及运动方式；同构可变构微纳卫星采用遗传算法解决形态拓扑重建问题，通过构造顶点匹配，代入遗传算法中计算得出符合要求的解，从而实现系统能够在指定构型之间转换的目标，变构过程中采用与异构相同的可动性判断和a*算法解决卫星单元模块的路径规划问题。使得本发明所提供的可变构微纳卫星形态拓扑重建和变构方法能够自主改变可变构微纳卫星系统的构型，在复杂环境中执行多种任务。可变构微纳可变构微纳卫星系统中的每个模块，都可以自主地和相邻模块进行连接、分离，并能够在系统表面通过翻转改变位置，这就能够很好地根据需求改变系统构型，以适应复杂的环境变化或者满足不同任务对构型的要求，提高和增强了卫星的功能性，从而在适应多种环境和满足多种作业任务要求的同时，降低了变构成本。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。