嫦娥奔月的路线

    地球卫星所受的作用力主要是地球的引力，而月球探测器从地球飞到月球的过程是从一个引力场转移到另一个引力场的飞行，所以有很多新的问题需要解决。本节介绍探测器的飞行轨道，重点放在嫦娥1号月球探测器飞行过程中所涉及到的一些轨道，特别是从地球飞到月球的转移轨道。
                   探测器飞向月球的轨道
    探测器从地球飞往月球的过程中，会经历从地球引力为主到以月球引力为主的转变过程。航天器的飞行轨道是由所受的引力决定的，对于地球卫星，一般只需考虑地球的引力，可以近似地看作是地球与航天器这两个质点之间相互作用的运动问题，天文学上称其为“二体问题”；而对于月球探测器，在飞到月球附近时，主要受到月球引力的作用，整个飞行过程的运动问题是“三体问题”。很不幸的是，尽管历代天文学家和数学家作了不懈的努力，至今对“三体问题”还没有研究出一个可用的分析解。但从工程的角度来说，精确的分析解并非是必要的，只要能够获得足够精确的数值解就可以了。
    在月球探测器飞行轨道的设计中，经常采用一种近似的分析方法，称为“圆锥截线拼接法”。在探测器飞离地球的很长一段时间内，探测器所受的力主要是地球的引力，它的飞行轨道与不考虑月球引力的轨道相差不大，这一段的轨道可以用二体问题的解来近似。当探测器飞到月球附近时，月球的引力变成主要的作用力，这时我们又可以把探测器的运动近似地看作是在月球引力场中运动的二体问题。这两个不同区域的分界面是以月球为中心，半径约为66 400千米的圆球的球面，天文学上称这个球形区域为月球的影响球。把这两段轨道在影响球的球面接起来，就可以得到一条近似的从地球飞向月球的轨道。前面的地球卫星轨道段一般是大椭圆轨道(也可以是抛物线或双曲线轨道)，月球影响球内的一段是以月球为焦点的双曲线轨道。椭圆、抛物线、双曲线统称为圆锥截线，所以把这种方法称为圆锥截线拼接法。
    探测器从地面上脱离地球引力飞离地球所需的逃逸速度——第二宇宙速度11.2千米／秒。如果探测器具备了这样大的速度，它的飞行轨道是抛物线。用这样大的速度使探测器飞向月球当然是没有问题的，但一般来说只需用更小的速度，将探测器送入远地点达到384 400千米的椭圆轨道就可以了。这条轨道是月球探测器能够飞到月球的最小椭圆轨道，它的近地点速度最小。低于这一速度，探测器将无法飞抵月球，所以有时也称其为最小能量轨道。从地球到月球的各种飞行轨道统称为地月转移轨道。各种不同的地月转移轨道的近地点速度不同(但要大于最小能量轨道的近地点速度)，到达月球的飞行时间也不同。能否把探测器送到月球附近，首要的问题是能否提供所需要的近地点速度。美国的阿波罗载人登月飞行，从地球飞到月球的时间约3天，近地点速度为10.94千米／秒。
    探测器进入月球影响球以后，沿双曲线轨道飞到离月球最近的近月点时，相对月球的飞行速度达到最大。如果要使探测器变成绕月飞行的月球卫星，就必须使探测器减速，否则探测器将沿双曲线轨道飞离月球，因此近月点的减速机动是发射月球卫星最关键的一步。以200千米高度的圆轨道月球卫星为例，要想使月球探测器运行在月球上空200千米高的圆轨道上，它的速度必须是1.59千米／秒，而同样高度近月点的双曲线轨道速度是2.423千米／秒。因此在近月点的减速机动，需将速度减小约0.832千米／秒。
　　             如何将探测器送入地月转移轨道
　　为了将探测器送入地月转移轨道，必须使它获得10.916千米/秒以上的速度。通常有两种做法来实现，第一种是先由运载火箭将探测器送入约200千米高度的圆形停泊轨道，探测器在这条圆轨道上运行的速度是7.784千米／秒，这个速度比所需要的地月转移轨道速度还差3.132千米／秒，因此探测器在停泊轨道上运行一段时间后，还需要进一步加速，这是由另一级火箭通常是固体火箭实现的。探测器在停泊轨道上可以运行若干天。采用这种方式有很多好处，首先，月球在它的轨道(称为白道)上的位置每天不同，要使探测器与月球交会，不同日期的转移轨道，近地点位置也应该不同。固体火箭加速的位置就是地月转移轨道的近地点位置，因此可以根据对近地点位置的要求，选择固体火箭加速的位置；其次我们可以通过控制在停泊轨道上运行时间来增加发射机会和扩大发射窗口。最后，我们还可以对月球探测器进行在轨测试，并精确测量它的飞行轨道。第二种做法是不用固体火箭，而用同一枚液体火箭进行两次点火。火箭发动机第一次工作结束后进人圆形停泊轨道，在轨道上作一段无动力的滑行后，发动机进行第二次点火，将探测器加速到地月转移轨道所需的速度。一般情况下，发动机两次点火的时间间隔不可能太长，不足以使探测器在停泊轨道上完成一整圈的飞行，这就使得转移轨道近地点位置的选择限制在一定的范围内，因而也限制了发射的机会。
    上面介绍的是月球探测器早期采用的两种方法。在上世纪90年代开始的重返月球热潮中，航天专家又提出了一种新的方法，这种方法是在发射地球同步转移轨道(GTO)的基础上，在近地点作一次轨道机动，使远地点达到月球，从而成为地月转移轨道。GTO轨道的近地点高度约200千米，远地点高度约36 000千米，近地点速度是10.239千米/秒，要把它变成地月转移轨道，只需在近地点提供0.677千米/秒的速度增量。
    将GTO轨道变成地月转移轨道，比起将200千米的圆形停泊轨道变成地月转移轨道，大大减小了对速度增量的需求，但因为这个速度增量一般是由月球探测器的轨控发动机提供，这个速度增量需求仍然很大，发动机的连续工作时间很长，重力损耗会很大。减小这种损耗的有效做法是将一次机动分成几次进行，逐步提高近地点的速度。这种新的设计方案就是在GTO轨道与地月转移轨道之间增加几条调相轨道(phasing  orbit)。在国际上，我国的嫦娥1号月球探测卫星首次采用这种方案来发射。

    嫦娥1号具体的发射方案是，先由长征3号甲运载火箭将探测器送入近地点高度200千米、远地点高度51000千米、运行周期约为16小时(15.81小时)的“超GTO轨道”；探测器与运载器分离后，先在这条轨道上运行两圈，在这期间将在远地点作一次小的轨道机动，将近地点抬高到600千米；在16小时轨道上运行第三圈到达近地点时，进行第一次大的轨道机动，将轨道周期变为24小时；在轨道上运行一圈，再次到达近地点时，作第二次大的轨道机动，将运行周期增加到48小时。探测器在这三条大椭圆轨道上共运行约5天。探测器在调相轨道运行结束到达近地点时，再作第三次大的轨道机动，使探测器进入地月转移轨道。随后探测器将沿着这条转移轨道飞向月球(图2-39)，飞行116小时后到达近月点。
　　嫦娥1号选择这种方案有几个优点，一是可以确保重力损耗控制在5％以下。二是将运载火箭的入轨点和三次机动的近地点安排在同一地区，有利于轨道机动时的地面监测。三是由于中间安排了24小时的轨道，可以比较方便地解决发射日期后延的问题。具体的做法是：在确定了地月转移轨道近地点的时点后，我们不是提前5天，而是提前6天发射。如果能按时发射按时发射，则在24小时的轨道上运行两圈；如果不能，则可推迟到第二天发射，相应在24小时的轨道上只运行一圈，两种情况都可以使探测器在预定的同一时刻到达转移轨道的近地点。
　　                     地月转移轨道
　　地月转移轨道(图2-40左)飞行时间一般都是3～5天，飞行时间越短，所需要的能量越大，即近地点的速度及到达近月点所需的制动速度增量越大，飞行时间为5天的轨道所需的能量最小。在选择飞行时间时，除了能量外，还要考虑工程实施中的一系列因素，我国嫦娥1号探测器考虑了各种因素后，选择116小时的飞行时间。 

   地月转移轨道的主要特征参数包括近地点高度、轨道倾角、飞行时间、近月点高度和月球卫星轨道倾角。近地点高度和轨道倾角主要是由发射方案和运载火箭决定的，运载火箭提供的轨道最佳近地点高度为200千米，为了给近地点的轨道机动提供更好的地面支持，在调相轨道段将近地点提升到600千米；选择31°轨道倾角可以最大限度地利用长征3号甲运载火箭的载荷能力。近月点高度和月球卫星轨道倾角是根据最终的绕月轨道而定的，这一绕月轨道要满足月球探测器承担的科学探测任务需要，我国嫦娥1号选择的绕月轨道是倾角90°、高度200千米的圆轨道。
    在人类探月活动的历史上，多次出现过探测器未能实现月球的捕获而丢失在行星际<