彭坤，黃震，楊宏，張柏楠

中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094

隨著美俄聯(lián)合開(kāi)展“深空之門(mén)”地月空間設(shè)施方案設(shè)計(jì)，開(kāi)發(fā)地月空間已成為世界各航天機(jī)構(gòu)的共識(shí)，同時(shí)往返地月空間也有助于獲取月球以遠(yuǎn)載人深空探測(cè)所需的技術(shù)和經(jīng)驗(yàn)[1-2]。而地月軌道轉(zhuǎn)移方式及其轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)是開(kāi)發(fā)地月空間的基礎(chǔ)。目前已實(shí)施的月球探測(cè)工程主要有兩種地月軌道轉(zhuǎn)移方式：雙脈沖地月軌道轉(zhuǎn)移和全小推力地月軌道轉(zhuǎn)移。美國(guó)的阿波羅載人登月工程[3]和中國(guó)的嫦娥月球探測(cè)工程[4]都采用了前者，即在近地軌道施加脈沖進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道以實(shí)現(xiàn)彈道逃逸，在近月點(diǎn)施加脈沖進(jìn)入環(huán)月軌道以實(shí)現(xiàn)彈道捕獲。其優(yōu)點(diǎn)是軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間短，僅為3～5天，但由于采用化學(xué)推進(jìn)方式，比沖低，推進(jìn)劑消耗大。歐空局的SMAT-1衛(wèi)星則采用全小推力變軌方式實(shí)施地球逃逸和月球捕獲[5]。其優(yōu)點(diǎn)是小推力發(fā)動(dòng)機(jī)比沖高，節(jié)省推進(jìn)劑，但由于推力小，飛行時(shí)間長(zhǎng)約兩百天，同時(shí)在地球逃逸過(guò)程中需要反復(fù)穿越范艾倫輻射帶(高度范圍為內(nèi)帶1 500～5 000 km，外帶13 000～20 000 km)，對(duì)航天器的電子設(shè)備是嚴(yán)峻考驗(yàn)。為此，本文提出一種彈道逃逸和小推力捕獲相結(jié)合的地月軌道轉(zhuǎn)移方式，先利用運(yùn)載火箭在近地軌道上脈沖加速將航天器送入地月轉(zhuǎn)移軌道；進(jìn)入地月空間后航天器利用自身的高比沖小推力發(fā)動(dòng)機(jī)擇機(jī)開(kāi)機(jī)進(jìn)行月球捕獲，以取代近月點(diǎn)的脈沖制動(dòng)，從而減少航天器燃料消耗。

基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)主要涉及脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)、小推力地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)以及兩段軌道拼接點(diǎn)選取等問(wèn)題。脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道不同于單中心引力體脈沖變軌軌道，其非線性強(qiáng)，一般先在低保真模型中計(jì)算初值，再在高保真模型中修正初值以得到精確值。目前常用的低保真動(dòng)力學(xué)模型有雙二體模型[6]、三體模型[7,8]，以及偽狀態(tài)模型[9,10]。也有學(xué)者直接在高保真模型中采用分層搜索流程[11,12]或基于高精度初值估計(jì)及改進(jìn)修正方法[13]直接求解脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道。小推力轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)方法分為三類(lèi)：間接法、直接法和混合法。Ranieri和Ocampo[14]基于間接法思想，用曲線擬合技術(shù)估計(jì)地球逃逸段和月球捕獲段的伴隨變量初值，并將月心伴隨變量轉(zhuǎn)換到地心系進(jìn)行求解。Lee和Bang[15]則基于間接法理論采用最優(yōu)螺旋曲線初值估計(jì)方法進(jìn)行伴隨變量初值估計(jì)并通過(guò)多層搜索逐步確定地月轉(zhuǎn)移軌道。Betts和Erb[5]采用直接法將地月轉(zhuǎn)移軌道離散化，再利用序列二次規(guī)劃算法進(jìn)行求解。由于地月小推力轉(zhuǎn)移軌道飛行時(shí)間長(zhǎng)，為保證軌道精度，離散化的狀態(tài)變量和控制變量多達(dá)20萬(wàn)個(gè)，對(duì)于一般計(jì)算機(jī)而言屬于海量計(jì)算。Pierson和Kluever[16]、Gao[17]等采用混合法思想，將地心段和月心段的伴隨變量初值作為優(yōu)化變量，采用非線性規(guī)劃算法進(jìn)行優(yōu)化求解。徐明和徐世杰[18]則基于地月系統(tǒng)L1點(diǎn)Halo軌道構(gòu)造了小推力地月轉(zhuǎn)移自由飛行段，并設(shè)計(jì)合適控制律完成地球加速段和月球減速段軌道設(shè)計(jì)。對(duì)于基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道，逃逸段和捕獲段軌道的拼接也是其設(shè)計(jì)難點(diǎn)，若小推力發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)過(guò)早會(huì)過(guò)多消耗推進(jìn)劑；若小推力發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)過(guò)晚則有可能不足以抵消脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道的對(duì)月速度，從而導(dǎo)致航天器月球捕獲失敗而逃離月球。目前還未有針對(duì)基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道的綜合設(shè)計(jì)方法研究。

考慮地月轉(zhuǎn)移軌道主要受地球和月球引力影響[19]，本文在三體模型下建立地月轉(zhuǎn)移軌道的動(dòng)力學(xué)模型。對(duì)于彈道逃逸段，建立二維地心旋轉(zhuǎn)系模型，采用地心旋轉(zhuǎn)系對(duì)準(zhǔn)角和地月轉(zhuǎn)移加速速度增量作為控制變量，給出其初值估計(jì)的解析式，應(yīng)用序列二次規(guī)劃算法求解出滿(mǎn)足目標(biāo)約束的脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道。對(duì)于小推力捕獲段，建立二維月心旋轉(zhuǎn)系模型，進(jìn)行逆向軌道仿真以提高軌道設(shè)計(jì)收斂性；以近月點(diǎn)伴隨變量為優(yōu)化變量，以月心距為基準(zhǔn)進(jìn)行逃逸段和捕獲段軌道拼接以及目標(biāo)約束設(shè)置；采用能量匹配觀點(diǎn)預(yù)估轉(zhuǎn)移時(shí)間，同時(shí)應(yīng)用最優(yōu)螺旋曲線伴隨變量解析式預(yù)估初值范圍；最后利用引導(dǎo)型人工免疫算法(Guiding Artificial Immune Algorithm，GAIA)對(duì)小推力月球捕獲軌道進(jìn)行優(yōu)化求解，從而得到整條基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道。

1 系統(tǒng)模型

基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道飛行過(guò)程為：航天器在近地圓軌道(Low Earth Oribt，LEO)上運(yùn)行，在A點(diǎn)施加切向脈沖Δv1，進(jìn)入脈沖逃逸地月轉(zhuǎn)移軌道(Ballistic Escape Trajectory, BET)，并在BET上無(wú)動(dòng)力飛行；設(shè)到達(dá)B點(diǎn)時(shí)航天器小推力發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)進(jìn)行減速制動(dòng)，進(jìn)入小推力月球捕獲軌道(Low-Thrust Capture Trajectory, LTCT)，直至航天器到達(dá)近月點(diǎn)C進(jìn)入目標(biāo)環(huán)月軌道(CircumLunar Orbit，CLO)，其飛行軌跡示意圖如圖1所示。

忽略影響較小的攝動(dòng)力，在圓型限制性三體模型下建立地心慣性系下航天器的動(dòng)力學(xué)方程，如式(1)所示。其中月球繞地球以ω做勻速圓周運(yùn)動(dòng)，航天器只受到地球和月球引力作用。

(1)

式中：μE和μM分別為地球和月球的引力常數(shù)；Re為航天器相對(duì)地心的位置矢量，其標(biāo)量長(zhǎng)度為Re；Rm為航天器相對(duì)月心的位置矢量，其標(biāo)量長(zhǎng)度為Rm；RME為月球相對(duì)地心的位置矢量，其標(biāo)量長(zhǎng)度為RME。

設(shè)航天器在A點(diǎn)出發(fā)時(shí)刻為t0=0，以t0時(shí)刻地月連線為X軸，由地心指向月心，Z軸為月球軌道角動(dòng)量方向，建立地心旋轉(zhuǎn)系。將式(1)從地心慣性系轉(zhuǎn)換到地心旋轉(zhuǎn)系中，并進(jìn)行極坐標(biāo)變換x=rcosθ，y=rsinθ可得

圖1 基于彈道逃逸和小推力捕獲的 地月轉(zhuǎn)移軌道軌跡Fig.1 Trans-lunar trajectory based on ballistic escape and low-thrust capture

(2)

對(duì)于小推力月球捕獲軌道段，可建立月心旋轉(zhuǎn)系下航天器極坐標(biāo)運(yùn)動(dòng)方程，并加入小推力發(fā)動(dòng)機(jī)攝動(dòng)加速度，如式(3)所示。此時(shí)，地球作為次天體，其月心旋轉(zhuǎn)系坐標(biāo)為(-d,0)。

(3)

圖2 二維地月極坐標(biāo)系統(tǒng)Fig.2 Two-dimensional Earth-Moon polar coordinate system

2 彈道逃逸地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)

圖3 地心旋轉(zhuǎn)系下彈道逃逸軌道與 地月的幾何關(guān)系Fig.3 Geometrical relationship between BET, Earth and Moon in geocentric rotating frame

(4)

為減少搜索過(guò)程中的軌道仿真時(shí)間，設(shè)置月心旋轉(zhuǎn)系航跡角γ2的余弦值Γγ2滿(mǎn)足式(5)的時(shí)刻tf為軌道積分終止條件，以保證航天器終端時(shí)刻處于近月點(diǎn)。

(5)

(6)

為滿(mǎn)足近月距和轉(zhuǎn)移時(shí)間約束，設(shè)置目標(biāo)約束條件為

(7)

為增加軌道搜索的收斂性，需提供精確的設(shè)計(jì)變量初值。雙脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道大部分軌道段主要受地球引力影響，本文將其近似為二體模型下的霍曼轉(zhuǎn)移軌道，此時(shí)月球可看作一個(gè)普通航天器，忽略其引力影響。通過(guò)霍曼轉(zhuǎn)移公式可給出計(jì)算Δv1的解析式；同時(shí)由霍曼轉(zhuǎn)移軌道拱線應(yīng)對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)航天器交會(huì)位置可知，α等于轉(zhuǎn)移時(shí)間ttransfer內(nèi)月球公轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)過(guò)的角度(如圖3所示)。根據(jù)以上分析可給出設(shè)計(jì)變量初值估計(jì)解析式：

(8)

根據(jù)設(shè)計(jì)變量的初值估計(jì)值，本文采用常用的序列二次規(guī)劃算法SNOPT[20]進(jìn)行迭代求解。以下給出he=200 km，hm=2 500 km，ttransfer=5 d的地心順行月心逆行的彈道逃逸地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)結(jié)果，如表1和圖4所示。從表1可看出，對(duì)于5天地月轉(zhuǎn)移軌道，初值估計(jì)值非常接近精確值；同時(shí)本文設(shè)計(jì)方法搜索速度快，迭代時(shí)間不到4 s，迭代4次就收斂到精確地月轉(zhuǎn)移軌道。圖4給出了地心旋轉(zhuǎn)系下彈道逃逸地月轉(zhuǎn)移軌道的軌跡。從圖4可看出，該軌道大部分軌道段位于月球影響球外，主要受地球引力影響，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)變量初值估計(jì)二體模型假設(shè)的合理性。

表1 彈道逃逸地月轉(zhuǎn)移軌道搜索結(jié)果

圖4 地心旋轉(zhuǎn)系下彈道逃逸地月轉(zhuǎn)移 軌道軌跡Fig.4 Ballistic escape trans-lunar trajectory in geocentric rotating frame

圖5 月心旋轉(zhuǎn)系下彈道逃逸地月轉(zhuǎn)移軌道狀態(tài)變量Fig.5 State variables of ballistic escape trans-lunar trajectory in selenocentric rotating frame

3 小推力月球捕獲軌道設(shè)計(jì)

不同于脈沖轉(zhuǎn)移軌道，小推力轉(zhuǎn)移軌道是一條漸變螺旋軌道，需要設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)移過(guò)程中每一時(shí)刻的推力矢量。對(duì)于小推力月球捕獲這類(lèi)多圈軌道，轉(zhuǎn)移時(shí)間長(zhǎng)且月心距變化范圍大。若采用間接法，由于多圈軌道的傳遞性，進(jìn)一步增大了伴隨變量初值的敏感性，初值猜測(cè)困難[17]。若采用直接法將軌道進(jìn)行離散，為保證軌道設(shè)計(jì)精度，涉及海量設(shè)計(jì)變量搜索，計(jì)算過(guò)程復(fù)雜[5]。因此，本文基于混合法思想，采用GAIA[21]對(duì)伴隨變量進(jìn)行搜索求解。同時(shí)，小推力月球捕獲軌道起始點(diǎn)B處于地月之間引力敏感區(qū)域(如圖1所示)，動(dòng)力學(xué)非線性強(qiáng)，而終端點(diǎn)C處于月球引力場(chǎng)中，軌道特性穩(wěn)定。若直接從B點(diǎn)軌道順推設(shè)計(jì)小推力軌道，初值敏感性進(jìn)一步加強(qiáng)。為增加軌道搜索的收斂性，本文采用軌道逆推的方法設(shè)計(jì)小推力月球捕獲軌道，以終端點(diǎn)C為軌道仿真起始點(diǎn)，而將起始點(diǎn)B作為軌道仿真終端點(diǎn)。

(9)

根據(jù)極大值原理，小推力最優(yōu)控制角為

(10)

設(shè)C點(diǎn)時(shí)刻為tC=0，考慮目標(biāo)環(huán)月軌道為逆行軌道，則軌道逆推的小推力月球捕獲軌道初始條件為

(11)

式中：由于近月點(diǎn)C的極角θ2(0)自由，相應(yīng)的伴隨變量λθ2(0)=0。

(12)

一般拼接點(diǎn)的月心距較大，較小的θ2誤差可導(dǎo)致較大的位置誤差，因此θ2誤差無(wú)法真實(shí)表征位置誤差。這里將θ2約束轉(zhuǎn)換為相對(duì)距離誤差，則終端約束可進(jìn)一步變?yōu)?/p>

(13)

小推力月球捕獲軌道要求燃料消耗最小，同時(shí)考慮終端約束，將其作為罰函數(shù)引入評(píng)價(jià)函數(shù)。由于GAIA搜索極大值，故將評(píng)價(jià)函數(shù)設(shè)為如下形式，作為GAIA的親和度值[21]。

{r2(-tLT)·

σ2|vr2(-tLT)-fvr2(r2(-tLT))|-

σ3|vθ2(-tLT)-fvθ2(r2(-tLT))|

(14)

式中：σ1、σ2和σ3為罰函數(shù)系數(shù)，采用模擬退火算法自動(dòng)調(diào)整系數(shù)取值，σi=max{1,10/β(k/kmax-1)},i=1,2,3；k和kmax分別為當(dāng)前尋優(yōu)代數(shù)和最大尋優(yōu)代數(shù)。

(15)

根據(jù)文獻(xiàn)[15]的研究結(jié)論，τ可設(shè)為-0.012，κ為伴隨變量等比例縮放系數(shù)。本文中κ的取值原則是保證3個(gè)伴隨變量初值均大于1，使得3個(gè)伴隨變量初值的搜索間隔足夠大，從而使GAIA能進(jìn)行充分的全局搜索。對(duì)于小推力捕獲軌道的近月點(diǎn)C無(wú)角度要求，故θ2(0)∈[0°,360°]。

圖6 彈道逃逸地月轉(zhuǎn)移軌道月心能量Fig.6 Energy of ballistic escape trans-lunar trajectory in selenocentric frame

模型下小推力捕獲軌道的能量和極徑變化曲線，直至與彈道逃逸軌道的能量和極徑完全匹配，此時(shí)的轉(zhuǎn)移時(shí)間tLTguess可作為初值。

4 仿真算例及分析

設(shè)LEO為he=200 km的順行軌道，CLO為hm=2 500 km的逆行軌道。設(shè)航天器到達(dá)近月點(diǎn)質(zhì)量為m(0)=1 000 kg?？紤]發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比為4×10-3m/s2[15]，小推力發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)設(shè)為T(mén)=4 N。參考文獻(xiàn)[17]，比沖取為w=3 500×9.8 m/s。彈道逃逸軌道選擇ttransfer=5 d的脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道，其搜索結(jié)果見(jiàn)表1和圖4。

取κ=50 000，根據(jù)初值估計(jì)公式可計(jì)算出λr2guess=12.55 723，λvr2guess=600，λvθ2guess=50 000?？紤]一定搜索區(qū)域和各伴隨變量的敏感性，設(shè)置伴隨變量初值的搜索范圍為λr2(0)∈[0.6λr2guess,1.4λr2guess]，λvr2(0)∈[-10λvr2guess,10λvr2guess]，λvθ2(0)=[1.2λvθ2guess,0.8λvθ2guess]。采用切向推力模式計(jì)算出脈沖逃逸軌道和小推力捕獲軌道的能量-月心距曲線及其匹配點(diǎn)，如圖7所示。匹配結(jié)果為tLTguess=4.425 d，此時(shí)r2=121 832.801 km，ε2=0.277 km2/s2。設(shè)左右偏差1.5 d，則小推力捕獲軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間搜索范圍為tLT∈[3,6] d。近月點(diǎn)C處極角搜索范圍為θ2(0)∈[0°,360°] 。

根據(jù)以上搜索范圍采用GAIA進(jìn)行尋優(yōu)搜索，種群個(gè)數(shù)為N=100，最大尋優(yōu)代數(shù)為kmax=60，搜索到的彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道結(jié)果如表2和圖8～圖10所示。由表2可知，小推力捕獲軌道終端位置速度誤差非常小，滿(mǎn)足與彈道逃逸軌道的拼接點(diǎn)終端約束。小推力捕獲軌道燃料消耗為39.670 kg，轉(zhuǎn)移時(shí)間為3.940 d。

由圖8可知，根據(jù)初值預(yù)估的搜索范圍，GAIA在第10代就收斂到最優(yōu)值附近，搜索速度快。圖9繪制了小推力捕獲軌道的軌跡，由圖可知航天器經(jīng)過(guò)約4圈軌道進(jìn)入環(huán)月軌道。圖10給出了小推力發(fā)動(dòng)機(jī)的控制角變化曲線，由圖可知越靠近月球，控制角振蕩幅值越小，近似于切向制動(dòng)。

圖7 彈道逃逸軌道和小推力捕獲軌道的月心能量Fig.7 Energies of ballistic escape trajectory and low- thrust capture trajectory in selenocentric frame

表2 小推力月球捕獲軌道搜索結(jié)果Table 2 Search results of low-thrust capture trajectory

圖8 最大親和度隨迭代代數(shù)變化曲線Fig.8 Maximum affinity value of every generation

圖9 月心旋轉(zhuǎn)系下小推力捕獲軌道軌跡Fig.9 Low-thrust capture trajectory in selenocentric rotating frame

圖10 小推力捕獲軌道的控制角Fig.10 Steering angle of low-thrust capture trajectory

圖11繪制了整條彈道逃逸和小推力捕獲地月轉(zhuǎn)移軌道在地心旋轉(zhuǎn)系和地心慣性系下的軌跡，其中虛線軌跡為不進(jìn)行小推力捕獲而沿著原脈沖逃逸軌道自由飛行的虛擬彈道捕獲軌道(Virtual Ballistic Capture Trajectory，VBCT)。航天器在彈道逃逸軌道上飛行3.617 d后，小推力發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)進(jìn)入小推力捕獲軌道；在小推力捕獲軌道上飛行3.940 d后到達(dá)目標(biāo)環(huán)月軌道。其中，航天器在彈道逃逸軌道上飛行約1.2 h后地心高度超過(guò)20 000 km，即穿過(guò)范艾倫輻射帶。

圖11 基于彈道逃逸和小推力捕獲的 整條地月轉(zhuǎn)移軌道Fig.11 Whole trans-lunar trajectory based on ballistic escape and low-thrust capture

圖12給出了整條地月轉(zhuǎn)移軌道月心旋轉(zhuǎn)系下的狀態(tài)變量變化曲線，并與虛擬彈道捕獲軌道進(jìn)行對(duì)比。其中，兩者的終端月心距和月心徑向速度相同，而極角和月心橫向速度不同。兩者月心距相同說(shuō)明均滿(mǎn)足目標(biāo)環(huán)月軌道高度約束，月心徑向速度相同且為0說(shuō)明了終端點(diǎn)均為近月點(diǎn)。極角不同說(shuō)明兩者的目標(biāo)環(huán)月軌道入軌點(diǎn)不同，月心橫向速度不同是因?yàn)樘摂M彈道捕獲軌道還未實(shí)施制動(dòng)機(jī)動(dòng)。若采用脈沖制動(dòng)，需要速度增量647.507 m/s，設(shè)化學(xué)推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖為310×9.8 m/s，則燃料消耗為199.568 kg，是小推力捕獲軌道燃料消耗的5倍，說(shuō)明了采用小推力捕獲可大大節(jié)省燃料消耗。同時(shí)，采用小推力捕獲方式總飛行時(shí)間為7.557 d，僅比5 d雙脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道多2.557 d。因此，相對(duì)于全小推力地月轉(zhuǎn)移軌道200 d左右的轉(zhuǎn)移時(shí)間，以及雙脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道3～5 d的轉(zhuǎn)移時(shí)間，基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道的轉(zhuǎn)移時(shí)間適中。

圖12 月心旋轉(zhuǎn)系下整條地月轉(zhuǎn)移軌道狀態(tài)變量Fig.12 State variables of whole trans-lunar trajectory in selenocentric rotating frame

5 結(jié) 論

1)對(duì)于運(yùn)載火箭發(fā)射進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道的電推進(jìn)月球探測(cè)器以及月球軌道空間站任務(wù)，提出了一種基于彈道逃逸和小推力捕獲的新型地月軌道轉(zhuǎn)移方式，并建立了二維極坐標(biāo)系統(tǒng)模型。

2)將對(duì)準(zhǔn)角和速度增量作為彈道逃逸軌道的設(shè)計(jì)變量，提出了初值預(yù)估解析式，仿真結(jié)果表明初值估計(jì)接近真實(shí)值，求解模型易于收斂。

3)利用月心距解決了小推力捕獲軌道和彈道逃逸軌道的拼接問(wèn)題。采用能量匹配和最優(yōu)螺旋軌道伴隨變量關(guān)系猜測(cè)初值范圍，并以軌道逆推方式提高收斂性，實(shí)現(xiàn)了最優(yōu)小推力捕獲軌道的快速搜索。

4)與雙脈沖地月轉(zhuǎn)移軌道相比，基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道近月制動(dòng)燃料消耗約減少了80%，提高了航天器有效載荷比重或使航天器保留更多推進(jìn)劑以延長(zhǎng)其環(huán)月飛行壽命，同時(shí)其飛行時(shí)間僅增加幾天時(shí)間。

5)與全小推力地月轉(zhuǎn)移軌道相比，基于彈道逃逸和小推力捕獲的地月轉(zhuǎn)移軌道飛行時(shí)間降低了一個(gè)數(shù)量級(jí)，同時(shí)其利用彈道逃逸軌道不到2小時(shí)即可快速穿越地球輻射帶。