Рассматривается многоэкстремальная задача оптимизации траектории межпланетного перелета космического аппарата. Предполагается наличие жёстких условий фазировки на одном из концов траектории. Управление космическим аппаратом осуществляется реактивным двигателем большой ограниченной тяги. Минимизируются затраты массы. Задача формализована как задача оптимального управления и решается на основе принципа максимума Понтрягина с применением метода стрельбы и градиентных методов. The optimization of the spacecraft interplanetary space flight trajectory is considered. Rigid rendezvous conditions of phasing are supposed at one of the trajectory bound point. The control of the spacecraft is realized by a large limited jet engine thrust. Weight losses are minimized. The problem is formalized as an optimal control problem and it is decided on the basis of the Pontryagin's maximum principle with the use of the shooting method and gradient methods. Local optimum trajectory exists for each turn of Phobos around Mars. The global optimization is made in pulse case.