Statement of a problem of design ballistic optimization of interplanetary flights for the spacecraft with electric propulsion engines is given in article. The method of optimization of heliocentric trajectory part of the spacecraft is described. With use of a formalism of Pontryagin's maximum principle, solutions of a boundary value problem on a self optimizing control for flight with the minimum expenses of a working body are received at the fixed duration. Flights between circular coplanar orbits are considered. The analysis of the received data is carried out, the corresponding graphic dependences are given.

В статье приводится постановка задачи проектно баллистической оптимизации межпланетных перелетов для космического аппарата с электрореактивной двигательной установкой. Описывается метод оптимизации участков гелиоцентрического движения космического аппарата. С использованием формализма принципа максимума Понтрягина, получены решения краевой задачи об оптимальности управления для перелета с минимальными затратами рабочего тела при фиксированной длительности. Рассматриваются перелеты между круговыми компланарными орбитами. Проводится анализ полученных данных, приводятся соответствующие графические зависимости.