Досліджено внутрішню геоцентричну задачу міжпланетного перельоту за модифікованим методом сфер впливу, що полягає в оптимізації маневру (між початковою круговою або еліптичною навколоземною орбітою та гіперболічною орбітою виведення до сфери впливу) космічного апарату, оснащеного ядерним ракетним двигуном великої потужності, в припущенні обмеженості тяги та врахування специфіки керування рушійною системою. Задача розв"язана із застосуванням принципу максимуму Понтрягіна. Виконано порівняльний аналіз результатів для різних моделей гравітаційних полів та моделі імпульсної апроксимації. Проаналізовано властивості оптимального керування напрямом вектора тяги.
The internal geocentric problem of a space vehicle interplanetary transfer is considered. The Patched Conic Approximation is used. The internal problem consists in the optimization of a finite-thrust manoeuvre between near-earth circular or elliptic orbit and escape hyperbolic orbit. The thrust finiteness and specificity of engine control is taken into consideration. The Pontryagin"s maximum principle is applied for solving of the problem. The comparative analysis is done for different models of gravitational field and for the model of impulse approximation. The features of optimal thrust direc&tion control are analysed.
