[拼音]：yueqiu tanceqi guidao yundong

[外文]：orbital motion of lunar probe

月球探测器的质心运动。它有两个特点：

（1）在地球和月球之间运行时常常是在地球引力和月球引力共同作用下运动。这类运动问题可以近似地看成是圆型限制性三体问题。要接近月球，航天器相对地球的初始速度不得小于 10.848公里/秒。

（2）地球相对于太阳的作用球半径为93万公里（见行星探测器轨道）。月球与地球之间的距离只有38万公里，月球探测器没有脱离地球引力范围，它的过渡轨道可以是相对地球的椭圆。发射探测器的初速不一定要超过逃逸速度(见航天器轨道速度)。这两个特点反映了月球探测器轨道与人造地球卫星运行轨道、行星探测器轨道的差异。

月球探测器轨道运动按近似分析方法分为两个阶段：一个是以地球引力为主的阶段；另一个是以月球引力为主的阶段。两者以月球相对于地球的作用球半径为 6.6万公里的球面为分界。当航天器与月球的距离大于 6.6万公里时，认为航天器受到的力主要是地球引力，并近似地认为航天器相对地球的轨道是开普勒轨道。当航天器进入月球作用球时，认为航天器是相对于月球运动。如果将进入月球作用球的速度换算成相对月球的速度，这个速度往往超过月球的脱离速度，因而航天器相对月球的轨道是双曲线。两个阶段轨道连接起来就是月球探测器的轨道。这种近似方法称为双二体问题。如果两个阶段的轨道都用航天器轨道摄动的方法解出，可以得到比较精确的轨道。月球探测器轨道依顺序可以分为停泊轨道和过渡轨道，过渡轨道一直延伸到月球附近。此后，不作机动飞行时便分为击中月球轨道和绕飞轨道；作机动飞行时，可成为月球卫星轨道或在月球表面软着陆。对于需要返回地球的航天器，航天器还将进入返回轨道。在实际工作中，轨道计算以数值方法为主，以近似分析方法为辅助手段。轨道设计的主要任务是选择过渡轨道和确定机动飞行的方案。

击中月球轨道

简单的定性分析方法是假设月球是一个没有引力的几何球体。用这一方法所得到的结果与双二体分析方法的结果相差不大。选择适当的发射时间，使月球与航天器的轨道相交，航天器就能击中月球。航天器击中月球的轨道可以是直线、椭圆、抛物线或双曲线。对于椭圆轨道有三种相交的方式：过了远地点后相交（下降型）；在到达远地点前相交（上升型）和在远地点处相交（相切）。只有下降型才可能击中月球背面（图1）。实际上，航天器在飞往月球的过程中还受到太阳的引力和月球的引力，因此，实际运行路线更复杂一些。为了击中月球，航天器对于初始速度的大小和方向都有较高的要求（速度误差为几十米每秒，方向为零点几度）。发射时间与月球所在的位置和月球的运动有关，也需要严格控制。如果还要航天器击中月球表面的特定区域，则精度的要求更高。在航天器飞向月球的途中往往需要修正轨道。

月球卫星轨道

为了长时间在月球周围连续考察，须将探测器变为绕月运行的月球卫星。从地球附近的停泊轨道发射一个探测器，得到初始速度后不再增加新的动力能否“自动”成为月球卫星的问题是天体力学中的一个理论问题，称为“俘获”问题。迄今为止，这个问题还没有明确的答案，可以认为这样的可能性即使存在也是很小的。因此要想使探测器成为月球卫星，就必须使它具有机动飞行的能力(图2)。

探测器成为月球卫星后的运动，可按人造地球卫星绕地球的运动一样处理（见月球卫星轨道）。

月球着陆轨道

探测器可以从接近月球的轨道上直接着陆于月球，也可以从月球卫星轨道上经过机动飞行在月球上着陆。但无论哪一种着陆方式，由于月球没有大气层，都需要在探测器下降过程中用火箭发动机制动，以使探测器实现在月球上软着陆（见月球着陆）。

飞越月球轨道

探测器绕过月球飞行的轨道。当探测器进入月球作用球边界时，探测器相对月球的速度是双曲线轨道速度，并相对月球作双曲线运动。飞出月球作用球时的速度和进入作用球时的速度大小相同，方向转过一个角度。这时探测器相对地球的速度大小和方向都发生了变化。飞越的效果使得探测器加速或者减速。加速的结果可能使探测器获得脱离地球的逃逸速度，这样探测器离开地球时速度虽然小于第二宇宙速度，但是借助月球引力仍能成为人造行星。有人设想，发射地球静止卫星时也采用飞越月球的过渡轨道，轨道平面由月球引力扭转到地球赤道平面内，并且过渡轨道的近地点正好是同步轨道半长轴，在近地点减速后卫星就会成为地球静止卫星。用这样的方式发射地球静止卫星，只有当月球位于地球赤道平面内时才有可能。这种机会一个月可以遇到两次，发射场纬度比较高时采用这种方式比一般的方式能节省能量（见静止卫星发射和定点）。