Рассматривается задача оптимального управления межпланетным
пространственным перелётом космического аппарата (КА) между Землёй
и Марсом. Орбита Земли (ОЗ) и орбита Марса (ОМ) считаются круговыми,
не лежащими в одной плоскости. Перелёт КА начинается на круговой
орбите искусственного спутника Земли
(КО ИСЗ), заканчивается на круговой
орбите искусственного спутника Марса
(КО ИСМ). Положение КА на КО ИСЗ
в начальный момент времени и на КО
ИСМ в конечный момент времени
оптимизируется. Разгон КА около
Земли и торможение около Марса,
осуществляемые реактивными
двигателями большой тяги,
аппроксимируются импульсными
воздействиями. На оставшейся части
траектории управление КА
осуществляется посредством вектора
тяги реактивного двигателя малой тяги. При решении задачи
используются инерциальная гелиоцентрическая, неинерциальнае
геоцентрическая и марсоцентрическая системы координат.
Минимизируется время перелёта: T.