Аннотация:Рассматривается задача оптимизации траекторий выведения космическим аппаратом с круговой орбиты искусственного спутника Земли двух спутников на геостационарную орбиту. При этом сам космический аппарат должен сгореть в атмосфере Земли. Движение происходит в гравитационном поле притяжения Земли. Управление космическим аппаратом и спутниками осуществляется посредством вектора тяги реактивного двигателя, задаваемого импульсами.
Минимизируется расход топлива, необходимый для выведения. Рассматриваемая задача оптимизации решается численно градиентным методом. Результаты применения этого метода приведены в дипломной работе. Эти результаты можно использовать для построения оптимальных траекторий в задаче перелета с минимальным расходом топлива.
Задача решена в широком диапазоне параметров. Сформулированные в работе выводы достаточно обоснованы и могут быть использованы в практической деятельности.