В работе рассматривается задача минимизации времени перелета от Земли к другим планетам Солнечной системы. Задача космодинамики формализуется как задача оптимального управления. Перелет осуществляется в центральном ньютоновском поле Солнца, планеты и космические аппараты представляют собой непритягивающие материальные точки. Координаты и скорости планет в каждый момент времени вычисляются с хорошей точностью при помощи пакета SPICE, разработанного NASA. Перелет осуществляется в декартовой системе координат J2000. Управление космическим аппаратом осуществляется при помощи вектора тяги. Решается серия задач перелета из точки в точку. Для фиксированных времен старта и финиша координаты вычисляются по эфемеридам. Для оптимизации времени финиша выписываются условия стационарности принципа максимума. Время старта оптимизируется внешними градиентными методами.