CN103921957A - 一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法，首先采用最大倾侧角再入，以利于探月飞船捕获；然后控制探月飞船的能量耗散速率与能量耗散量，并根据在线参数辨识结果实时预估跃起点处的能量值，确定能量管理段的退出时机；最后按预设的常值倾侧角飞行，使飞船在预定能量值处跃起。本发明的方法能对跃起点处的能量实施精细管理，从而提高探月飞船大气捕获的概率，为后续航程预留合适的能量。

Description

一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域,特别是一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法。

背景技术

探月飞船返回再入地球时，到达大气层边界的初始状态与近地航天器返回有很大不同，最明显的特征是探月飞船的再入速度更大，达到11km/s，而近地航天器的再入速度一般约为7.8km/s。为满足再入过程中的热流密度、过载等约束条件，同时增大再入航程，提高再入的安全性与灵活性，探月飞船多采用跳跃式再入方式，如美国的“阿波罗”飞船、成员探测飞行器（CEV）等。

与直接式再入相比，跳跃式再入的过程更加复杂，制导控制的难度更大。根据跳跃式再入过程中高度的变化，可以将整个过程分为三段：一次再入段、大气层外的开普勒段和二次再入段（附图1）。研究表明，跃起点处的能量对再入弹道特性有着决定性的影响。首先，由于飞船再入速度接近第二宇宙速度，因此在一次再入段必须耗散过剩的能量，确保飞船的大气捕获；其次，由于飞船的升阻比较小，控制能力较弱，跃起后的能量过剩或不足都可能导致后续航程偏差无法修正，致使落点偏差过大。因此，对探月飞船跃起点的能量进行精细管理是十分必要的。

在“阿波罗”飞船的再入制导方法中，在跃起点前采用常数阻力段实施能量管理，同时解析预测跃起点应保留的能量值，直到将能量耗散到预留值附近。由于预测过程中采用了解析公式，因此难以实现能量的精细管理，方法的航程适用范围有限。喷气推进实验室（JPL）针对CEV飞行器的任务，在“阿波罗”制导方法的基础上用数值预测代替解析预测，从而能更准确的得到跃起点处需要的能量值，提高了制导方法的精确性和航程适用性。但数值预测对船载计算机的性能要求较高，目前还未在在工程实践中得到应用。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，针对现有技术不足，提供一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法，对跃起点处的能量实施精细管理，从而提高探月飞船大气捕获的概率，为后续航程预留合适的能量。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法，该方法为：

1）探月飞船再入大气层前，令一次再入段的倾侧角为常数，设计满足航程约束、过程约束和终端约束的标称轨道，并存储以下参数：一次再入段探月飞船的速度值及该速度值对应的阻力加速度值、升力加速度值及标称倾侧角值ν_std，跃起点的标称能量值E_std；设定探月飞船的气动过载值n_set；

2）从探月飞船的再入点起，控制探月飞船按允许的最大倾侧角ν_max飞行，判断探月飞船的气动过载值n是否大于预先设定的气动过载值n_set；若是，则设定期望的探月飞船能量耗散速率C_E、阻力加速度比例因子初值和升阻比比例因子初值进入步骤3）；否则，进入步骤11）；其中，C_E为常数；

3）测量得到探月飞船的视加速度根据惯性导航原理得到探月飞船当前时刻的飞行速度地心距水平高度和高度变化率由计算得到探月飞船阻力加速度的测量值和升力加速度的测量值从而得到升阻比的测量值 ${\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}=\frac{L_m^{\left[k\right]}}{D_m^{\left[k\right]}};$

4）根据上述步骤1）中存储的一次再入段探月飞船的速度值及该速度值对应的阻力加速度值、升力加速度值，得到探月飞船当前时刻的飞行速度对应的标称阻力加速度值和标称升力加速度值从而得到升阻比的标称值 ${\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{std}}^{\left[k\right]}=\frac{L_{\mathrm{std}}^{\left[k\right]}}{D_{\mathrm{std}}^{\left[k\right]}};$

5）对再入过程中的大气密度偏差和气动系数偏差进行辨识，计算阻力加速度比例因子和升阻比比例因子由低通滤波器获得阻力加速度比例因子的估计值和升阻比比例因子的估计值其中， 为阻力加速度的测量值；

6）利用C_E求探月飞船的标准纵向升阻比

${\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}=m[-\frac{{6C}_E}{\mathrm{\β}{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)}^3}-\frac{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)g}{C_E}+\frac{{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)}^3}{r_m^{\left[k\right]}{C}_E}];$

其中，β为大气密度系数，g为地球引力加速度；m为探月飞船质量；

7）利用下式计算期望的纵向升阻比

${\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{Ctrl}}^{\left[k\right]}={\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}+K_E({-V}_m^{\left[k\right]}{D}_m^{\left[k\right]}-C_E)+K_{\stackrel{\·}{E}}[{\stackrel{\·}{h}}_m^{\left[k\right]}-\frac{3{\left(D_m^{\left[k\right]}\right)}^2}{\mathrm{\β}{C}_E}];$

其中，K_E为能量偏差增益系数，为能量变化率偏差增益系数；

则飞船制导指令倾侧角的余弦为：

$\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{Ctrl}}^{\left[k\right]}=\frac{{(L/D)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}}{{(L/D)}_m^{\left[k\right]}}+\frac{K_1(-V_m^{\left[k\right]}{D}_m^{\left[k\right]}-C_E)+K_2[{\stackrel{\·}{h}}_m^{\left[k\right]}-\frac{3{\left(D_m^{\left[k\right]}\right)}^2}{\mathrm{\β}{C}_E}]}{{(L/D)}_m^{\left[k\right]}};$

8）利用下式计算探月飞船跃起点处能量的期望值E_Exp：

$E_{\mathrm{Exp}}=\frac{E_{\mathrm{std}}\·K_{D\_\mathrm{est}}^{\left[k\right]}}{K_{\mathrm{LD}}^{\left[k\right]}};$

根据下式计算能量管理段退出时刻探月飞船的速度V_Exit：

$E_{\mathrm{Exp}}=\frac{1}{2}{V_{\mathrm{Exit}}}^2+{\mathrm{mgh}}_m^{\left[k\right]}-\frac{{3\mathrm{mr}}_m^{\left[k\right]}{C_E}^2}{\mathrm{\β}(\frac{-r_m^{\left[k\right]}{\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}{C}_E\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{std}}}{V_{\mathrm{Exit}}}+m{V_{\mathrm{Exit}}}^2-{\mathrm{mgr}}_m^{\left[k\right]})};$

9）若探月飞船当前时刻的飞行速度则重复步骤3）～10），直到退出能量管理段；

11）探月飞船进入标称倾侧角值ν_std飞行段，直至探月飞船高度变化率 ${\stackrel{\·}{h}}_m^{\left[k\right]}>0.$

与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：本发明在线辨识大气密度偏差和飞船气动系数偏差，根据辨识结果预测并控制跃起点处的能量值，从而提高探月飞船跳跃式再入的大气捕获概率，为后续航程预留合适的能量，提高制导方法的精确性和航程适用性；本发明通过常值能量耗散速率段管理跃起点处的能量，与常值阻力能量管理方法相比，对跃起点能量的估计和控制更准确，能实现能量的精细管理；与数值预测管理方法相比，大大减小了能量预测的计算量，更利于工程实现。

附图说明

图1为跳跃式再入过程中跃起点能量管理分段示意图；

图2为本发明方法流程图；

图3为采用本发明的5000km航程探月飞船开伞点位置精度。

具体实施方式

本发明的基本思路是：首先采用最大倾侧角再入，以利于探月飞船捕获；然后控制探月飞船的能量耗散速率与能量耗散量，并根据在线参数辨识结果实时预估跃起点处的能量值，确定能量管理段的退出时机；最后按预设的常值倾侧角飞行，使飞船在预定能量值处跃起。

假定某探月飞船通过质心偏置配置方式在再入过程中获得升力，升阻比为0.3～0.4，制导系统的控制量为倾侧角ν。再入过程从高度120km处开始，此时飞船速度为11km/s，当地速度倾角为-5.8。飞船再入过程的运动方程可表示为：

其中，λ和φ分别表示飞船的经度和纬度，θ和ψ分别表示飞船速度倾角和航迹偏航角，r表示地心距，g为地球引力加速度，ω为地球自转角速度，m为飞船质量。L和D分别为飞船再入过程中的升力和阻力，计算公式为

$\left\{\begin{array}{c}L=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2{C}_{L}S\\ D=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2{C}_{D}S\end{array}\right.---\left(2\right)$

其中，C_L、C_D分别为飞船的升力系数和阻力系数，S为飞船的参考面积。飞船采用惯性导航系统，可以测量到飞船体坐标系中的视加速度和飞船相对于惯性坐标系的姿态角速度根据惯性导航的基本原理，可以得到飞船的速度、地心距、高度、高度变化率等信息。

如图2所示，针对本实施例中的飞船，本发明的具体实施步骤如下：

S1.在飞船再入前，令一次再入段的倾侧角为常值，设计满足航程约束、过程约束和终端约束的标称轨道（见赵汉元.飞行器再入动力学和控制[M].长沙：国防科学技术大学出版社，1997）。在船载计算机上存储如下数值：一次再入段的阻力加速度-速度（D-V）和升力加速度-速度（L-V）的变化规律，标称倾侧角值ν_std，跃起点的标称能量值E_std。

S2.从再入点120km高度起，控制飞船按倾侧角ν=180°飞行，保证飞船在一次再入段的捕获概率。当飞船的气动过载n大于设定值n_set=1.5g时，进入能量管理段。

S3.进入能量管理段后，首先设定以下值：期望的飞船常值能量耗散速率C_E设定为标称轨道跃起点处的能量耗散速率值阻力加速度比例因子初值 $K_{D\_\mathrm{est}}^{\left[0\right]}=1;$ 升阻比比例因子初值 $K_{\mathrm{LD}\_\mathrm{est}}^{\left[0\right]}=1.$

然后循环执行下述步骤，直至满足终止条件：

(1)利用飞船上安装的加速度计测量得到视加速度根据惯性导航原理可以得到飞船当前时刻的飞行速度地心距高度和高度变化率将投影到飞船相对于地球的速度矢量的方向，得到阻力加速度的测量值计算公式为：

$D_m^{\left[k\right]}=-\frac{{\stackrel{\→}{V}}_m^{\left[k\right]}}{V_m^{\left[k\right]}}\·{\stackrel{\→}{W}}_m^{\left[k\right]}---\left(3\right)$

利用公式(3)计算升力加速度的测量值

$L_m^{\left[k\right]}=\sqrt{{\stackrel{\→}{W}}_m^{\left[k\right]}\·{\stackrel{\→}{W}}_m^{\left[k\right]}-{\left(D_m^{\left[k\right]}\right)}^2}---\left(4\right)$

由此得到升阻比的测量值

(2)根据船载计算机上存储的阻力加速度-速度（D-V）和升力加速度-速度（L-V）的变化规律，以飞船速度V为自变量，分别以阻力加速度D和升力加速度L为因变量，通过线性插值的方法获得当前速度对应的标称阻力加速度值和标称升力加速度值从而得到升阻比的标称值

(3)计算阻力加速度比例因子和升阻比比例因子利用一阶低通滤波器，得到阻力加速度比例因子的估计值

$K_{D\_\mathrm{est}}^{\left[k\right]}=(1-K_{\mathrm{gD}})K_D^{\left[k\right]}+K_{\mathrm{gD}}{K}_{D\_\mathrm{est}}^{[k-1]},k\∈[1,N]---\left(5\right)$

其中，初值取为利用一阶低通滤波器，得到飞船升阻比比例因子的估计值

$K_{\mathrm{LD}\_\mathrm{est}}^{\left[k\right]}=(1-K_{\mathrm{gLD}})K_{\mathrm{LD}}^{\left[k\right]}+K_{\mathrm{gLD}}{K}_{\mathrm{LD}\_\mathrm{est}}^{[k-1]},k\∈[1,N]---\left(6\right)$

其中，初值取为K_gD和K_gLD为滤波增益，取为0.4。

(4)若设地球表面为零势能面，则根据能量的计算公式可求得能量的变化率为

$\stackrel{\·}{E}=\mathrm{mV}\·(-\frac{D}{m}-g\sin \mathrm{\θ})+\mathrm{mg}\stackrel{\·}{h}---\left(7\right)$

由于在一次再入段速度倾角很小，可近似令sinθ≈0，cosθ≈1。同时，由于势能的变化为小量，可忽略不计，由此得到简化的能量耗散速率表达式

$\stackrel{\·}{E}=-\mathrm{VD}---\left(8\right)$

若设期望的飞船能量耗散速率为常值C_E，则有

C_E=-VD    (9)

继续对能量耗散速率求导，忽略高阶小量可得到能量耗散加速度为

$\stackrel{\·\·}{E}=3D^2-C_E\mathrm{\β}\·\stackrel{\·}{h}---\left(10\right)$

由于能量耗散速率为常值，所以能量耗散加速度由此可得高度变化率为

$\stackrel{\·}{h}=\frac{{3D}^2}{C_E\mathrm{\β}}---\left(11\right)$

继续对上式求导，并考虑到可得高度的变化加速度为

$\stackrel{\·\·}{h}=\frac{{{6C}_E}^2}{\mathrm{\β}{V}^4}---\left(12\right)$

由飞行器运动方程(1)的第一式和第六式，又可得

$\stackrel{\·\·}{h}=\frac{L\cos \mathrm{\σ}}{m}+\frac{V^2}{r}-g---\left(13\right)$

综合式(12)和式(13)，可得当前时刻能使飞船的能量耗散速率为常值的标准纵向升阻比为

${\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}=m[-\frac{{6C}_E}{\mathrm{\β}{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)}^3}-\frac{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)g}{C_E}+\frac{{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)}^3}{r_m^{\left[k\right]}{C}_E}]---\left(14\right)$

实际飞行过程中，为实现常值能量耗散速率，可通过反馈能量耗散率和能量耗散加速度，得到期望的纵向升阻比

${\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{Ctrl}}^{\left[k\right]}={\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}+K_E({-V}_m^{\left[k\right]}{D}_m^{\left[k\right]}-C_E)+K_{\stackrel{\·}{E}}[{\stackrel{\·}{h}}_m^{\left[k\right]}-\frac{3{\left(D_m^{\left[k\right]}\right)}^2}{\mathrm{\β}{C}_E}]---\left(15\right)$

K_E为能量偏差增益系数，为能量变化率偏差增益系数；本实施例中，K_E=1.30； $K_{\stackrel{\·}{E}}=0.25.$

由此得到控制量倾侧角为

$\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{Ctrl}}^{\left[k\right]}=\frac{{(L/D)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}}{{(L/D)}_m^{\left[k\right]}}+\frac{K_1(-V_m^{\left[k\right]}{D}_m^{\left[k\right]}-C_E)+K_2[{\stackrel{\·}{h}}_m^{\left[k\right]}-\frac{3{\left(D_m^{\left[k\right]}\right)}^2}{\mathrm{\β}{C}_E}]}{{(L/D)}_m^{\left[k\right]}}---\left(16\right)$

(5)根据当前时刻的参数辨识结果，由式(17)计算跃起点处能量的期望值

$E_{\mathrm{Exp}}=\frac{E_{\mathrm{std}}\·K_{D\_\mathrm{est}}^{\left[k\right]}}{K_{\mathrm{LD}}^{\left[k\right]}}---\left(17\right)$

(6)假设飞船运动到跃起点处的时间为T_all，则T_all分别由能量耗散率控制段时间T₁和常值倾侧角段时间T₂组成，即

T_all=T₁+T₂    (18)

由式(13)知，当倾侧角为常值，速度变化不大时，高度加速度近似为常值。

当进入常值倾侧角段的高度变化率确定时，则常值倾侧角段的时间T₂为

$T_2=-\frac{{\stackrel{\·}{h}}_{\mathrm{Exit}}}{{\stackrel{\·\·}{h}}_{\mathrm{Exit}}}---\left(19\right)$

结合式(9)和式(10)，可得到能量管理段末端处高度变化率与速度V_Exit的关系

${\stackrel{\·}{h}}_{\mathrm{Exit}}=\frac{{3C}_E}{\mathrm{\β}{V}_{\mathrm{Exit}}}---\left(20\right)$

根据飞船当前时刻的速度和高度并忽略高度变化对能量产生的影响，可得到能量耗散速率控制段的时间T₁为

$T_1=\frac{{V_{\mathrm{Exit}}}^2-{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)}^2}{{2C}_E}---\left(21\right)$

结合式(13)、(18)～(21)，可以得到跃起点处能量的期望值E_Exp与速度V_Exit满足如下时间方程

$E_{\mathrm{Exp}}=\frac{1}{2}{V_{\mathrm{Exit}}}^2+{\mathrm{mgh}}_m^{\left[k\right]}-\frac{{3\mathrm{mr}}_m^{\left[k\right]}{C_E}^2}{\mathrm{\β}(\frac{-r_m^{\left[k\right]}{\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}{C}_E\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{std}}}{V_{\mathrm{Exit}}}+m{V_{\mathrm{Exit}}}^2-{\mathrm{mgr}}_m^{\left[k\right]})}---\left(22\right)$

迭代求解上式，即可得到能量管理段退出时刻飞船的速度V_Exit。若飞船当前时刻的速度小于或等于V_Exit，则退出能量管理段，进入常值倾侧角飞行段。

S4.飞船按标称轨道设计得到的常值倾侧角ν_std飞行，直至高度变化率也即实现跃起为止。

为进一步说明本发明对探月飞船跳跃式再入制导的作用，此处给出一个仿真算例。仿真条件设置为：飞船到达再入点的高度为120km，再入速度为11km/s，再入角为-5.9°，气动参数参照美国成员探测飞行器（CEV），标准航程为5000km，制导算法采用标称轨道制导算法。

仿真过程中，考虑的各种误差的类型、分布及大小如表1所示。

表1误差参数类型及分布

随机抽取1000组误差进行MonteCarlo数值打靶仿真，是否采用能量管理的打靶参数统计如表2所示。从表中数据对比可以知道，进行能量管理能有效提高跃起点能量的控制精度和开伞点的位置精度，并能在一定程度降低再入最大过载。附图3给出了开伞点位置分布图。

表2Monte-Carlo数值仿真打靶统计结果

本发明的名词概念附注：

（1）气动过载：飞行器所受气动力与飞行器重量的比值。

（2）倾侧角：绕速度轴旋转的一个欧拉角，反映了升力对铅垂面的倾侧。

（3）地心距：飞行器质心到地心的距离。

（4）参考面积：飞行器的气动有效面积，一般由气动计算部门给出。

升力系数、阻力系数（气动系数）：飞行器所受气动力与气流动压和参考面积乘积之比。

Claims (3)

1.一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法，其特征在于，该方法为：

1）探月飞船再入大气层前，令一次再入段的倾侧角为常数，设计满足航程约束、过程约束和终端约束的标称轨道，并存储以下参数：一次再入段探月飞船的速度值及该速度值对应的阻力加速度值、升力加速度值及标称倾侧角值ν_std，跃起点的标称能量值E_std；预先设定探月飞船的气动过载值n_set；

2）从探月飞船的再入点起，控制探月飞船按允许的最大倾侧角ν_max飞行，判断探月飞船的气动过载值n是否大于上述预先设定的探月飞船的气动过载值n_set；若是，则设定期望的探月飞船能量耗散速率C_E、阻力加速度比例因子初值和升阻比比例因子初值进入步骤3）；否则，进入步骤11）；其中，C_E为常数；

3）测量得到探月飞船的视加速度根据惯性导航原理得到探月飞船当前时刻的飞行速度地心距水平高度和高度变化率由计算得到探月飞船阻力加速度的测量值和升力加速度的测量值从而得到升阻比的测量值 ${\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}=\frac{L_m^{\left[k\right]}}{D_m^{\left[k\right]}};$

4）根据上述步骤1）中存储的一次再入段探月飞船的速度值及该速度值对应的阻力加速度值、升力加速度值，得到探月飞船当前时刻的飞行速度对应的标称阻力加速度值和标称升力加速度值从而得到升阻比的标称值 ${\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{std}}^{\left[k\right]}=\frac{L_{\mathrm{std}}^{\left[k\right]}}{D_{\mathrm{std}}^{\left[k\right]}};$

5）对再入过程中的大气密度偏差和气动系数偏差进行辨识，计算阻力加速度比例因子和升阻比比例因子由低通滤波器获得阻力加速度比例因子的估计值和升阻比比例因子的估计值其中， 为阻力加速度的测量值；

6）利用C_E求探月飞船的标准纵向升阻比

${\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}=m[-\frac{{6C}_E}{\mathrm{\β}{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)}^3}-\frac{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)g}{C_E}+\frac{{\left(V_m^{\left[k\right]}\right)}^3}{r_m^{\left[k\right]}{C}_E}];$

其中，β为大气密度系数，g为地球引力加速度；m为探月飞船质量；

7）利用下式计算期望的纵向升阻比

${\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{Ctrl}}^{\left[k\right]}={\left(\frac{L}{D}\right)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}+K_E({-V}_m^{\left[k\right]}{D}_m^{\left[k\right]}-C_E)+K_{\stackrel{\·}{E}}[{\stackrel{\·}{h}}_m^{\left[k\right]}-\frac{3{\left(D_m^{\left[k\right]}\right)}^2}{\mathrm{\β}{C}_E}];$

其中，K_E为能量偏差增益系数，为能量变化率偏差增益系数；

则飞船制导指令倾侧角的余弦为：

$\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{Ctrl}}^{\left[k\right]}=\frac{{(L/D)}_{\mathrm{Long}\_\mathrm{std}}^{\left[k\right]}}{{(L/D)}_m^{\left[k\right]}}+\frac{K_1(-V_m^{\left[k\right]}{D}_m^{\left[k\right]}-C_E)+K_2[{\stackrel{\·}{h}}_m^{\left[k\right]}-\frac{3{\left(D_m^{\left[k\right]}\right)}^2}{\mathrm{\β}{C}_E}]}{{(L/D)}_m^{\left[k\right]}};$

8）利用下式计算探月飞船跃起点处能量的期望值E_Exp：

$E_{\mathrm{Exp}}=\frac{E_{\mathrm{std}}\·K_{D\_\mathrm{est}}^{\left[k\right]}}{K_{\mathrm{LD}}^{\left[k\right]}};$

根据下式计算能量管理段退出时刻探月飞船的速度V_Exit：

$E_{\mathrm{Exp}}=\frac{1}{2}{V_{\mathrm{Exit}}}^2+{\mathrm{mgh}}_m^{\left[k\right]}-\frac{{3\mathrm{mr}}_m^{\left[k\right]}{C_E}^2}{\mathrm{\β}(\frac{-r_m^{\left[k\right]}{\left(\frac{L}{D}\right)}_m^{\left[k\right]}{C}_E\cos {\mathrm{\ν}}_{\mathrm{std}}}{V_{\mathrm{Exit}}}+m{V_{\mathrm{Exit}}}^2-{\mathrm{mgr}}_m^{\left[k\right]})};$

9）若探月飞船当前时刻的飞行速度则重复步骤3）～10），直到≤V_Exit，退出能量管理段；

11）探月飞船进入标称倾侧角值ν_std飞行段，直至探月飞船高度变化率

2.根据权利要求1所述的探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法，其特征在于，所述步骤5）中，利用一阶低通滤波器计算阻力加速度比例因子的估计值和升阻比比例因子的估计值

$K_{D\_\mathrm{est}}^{\left[k\right]}=(1-K_{\mathrm{gD}})K_D^{\left[k\right]}+K_{\mathrm{gD}}{K}_{D\_\mathrm{est}}^{[k-1]};$

$K_{\mathrm{LD}\_\mathrm{est}}^{\left[k\right]}=(1-K_{\mathrm{gLD}})K_{\mathrm{LD}}^{\left[k\right]}+K_{\mathrm{gLD}}{K}_{\mathrm{LD}\_\mathrm{est}}^{[k-1]};$

其中，K_gD和K_gLD为一阶低通滤波器的滤波增益。

3.根据权利要求2所述的探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法，其特征在于，K_gD和K_gLD均取为0.4。