地月转移轨道
地月转移轨道是航天器从近地空间（如近地圆轨道 LEO）进入地月空间目标工作轨道（如 NRHO、DRO、平动点轨道或环月轨道）的动力学通道。地月转移设计不仅决定了任务运载能力与推进剂消耗，还深刻影响发射窗口频度、测控可见性及地月飞行时序。
在地月空间复杂多体引力场下，转移轨道设计突破了传统二体开普勒轨道假设，广泛利用拉格朗日点周围的不变流形（Invariant Manifolds）、弱稳定边界（Weak Stability Boundary, WSB）与多天体引力摄动，形成了高能直接转移、低能流形转移与外引力辅助捕获等多种技术路径。
转移轨道分类与动力学机制
根据轨道能量、推进方式及利用的动力学结构，地月转移可划分为三大主流类别：
| 转移构型 | 典型飞行时间 | 地月转移注入速度增量 () | 动力学机制与特点 | 适用任务场景 |
|---|---|---|---|---|
| 直接弹道转移 | 3 至 5 天 | 3.1 至 3.3 km/s | 基于二体拼接圆锥曲线，飞行时间短，辐射带穿越快，但入轨制动推进剂消耗大 | 载人登月（阿波罗、阿尔忒弥斯）、紧急货运 |
| 低能弱稳定边界转移 (WSB) | 约 2 至 4 个月 | 与直接转移相当（差异在数十米每秒内），节省出现在捕获制动 | 飞向地日 L1/L2 点方向利用太阳引力起潮作用抬升近月点，实现无动力或微动力弹道捕获 | 科学探测器（GRAIL、CAPSTONE）、货运补给 |
| 不变流形转移 | 数周至数月 | 3.0 至 3.1 km/s | 航天器沿平动点周期轨道的稳定流形管道滑行渐近进入目标轨道，几乎免除插入机动脉冲 | 平动点探测器、月球空间站（Gateway）构型部署 |
1. 直接弹道转移（Direct Impulsive Transfer）
航天器在近地停泊轨道通过一次大推力地月转移注入（Trans-Lunar Injection, TLI）加速，直接进入大椭圆转移轨道飞向月球。该方式对推进系统推力要求高，入轨窗口受月相限制明显，但在载人任务中可极大压缩航天员在范艾伦辐射带及深空微重力环境下的暴露时间。
2. 低能流形转移与弱稳定边界（WSB Transfer）
低能转移利用了地月共旋转坐标系下的能量走廊。航天器被注入到飞向地日 L1/L2 方向、远地点超出月球轨道的深空转移轨道，太阳引力拉伸轨道偏心率并调整轨道角动量，使航天器以相对月球速度极低的状态返回月球影响球，自然被月球引力场弹道捕获。这种转移的发射能量与直接转移相当（差距在数十米每秒以内），主要节省体现在到达时的捕获制动环节。
3. 连续微推力电推进转移
配备高比冲霍尔推力器或离子推力器的航天器，通过长周期持续加速，从近地轨道呈螺旋渐开线向外扩张，并在地月拉格朗日点附近平滑接入目标轨道流形。该方案以数月的转移时间换取极高的有效载荷运载比。
能量特征与特征速度表征
地月转移能量通常采用特征能 （双曲过剩速度平方）来衡量：
其中 为地心惯性速度， 为地心距离， 为地球引力常数。
从高度 200 公里的近地圆轨道出发，地月转移注入（TLI）所需的 典型范围在 至 之间，对应在近地点施加的速度增量为 3.12 至 3.20 km/s。
与核心目标轨道的交接匹配
转移轨道的终端设计必须与目标轨道的几何和能量状态严格匹配：
- 与近直线晕轨道（NRHO）衔接：通过稳定流形或近月点交会切入，在近月点处施加 200 至 400 米/秒的进入脉冲，或经由弱稳定流形以低于 50 米/秒的极低代价实现弱捕获入轨。
- 与远距离逆行轨道（DRO）衔接：DRO 轨道尺度大、无固有流形结构，通常采用近月引力辅助配合远月点切入机动，插入脉冲约为 100 至 300 米/秒。
- 与月面软着陆下降轨道衔接：从转移轨道直接过渡到环月停泊轨道（如 100 公里圆轨道）或 NRHO 后，在近月点施加动力制动，随后进入动力下降段。