В § 1 производится сведение задачи к круговой ограниченной проблеме трех тел: Земля, Луна, ракета. Уравнения этой задачи в системе координат, вращающейся вместе с прямой, соединяющей центры Земли и Луны, имеют интеграл энергии (Якоби). Это позволяет осуществить, следуя Хиллу, энергетический подход к задаче и получить точное теоретическое решение вопроса о минимальных начальных скоростях, потребных для достижения Луны (§ 2). Оказывается также, что минимальные скорости, потребные для достижения Луны на первом обороте, можно вычислять из условия попадания в Луну, полностью пренебрегая ее влиянием (§ 3). В § 4 устанавливается невозможность захвата снаряда сферой действия Луны для траекторий, начинающихся у Земли и сближающихся с Луной на первом обороте (траекторий сближения). В заключение статьи указываются возможные направления обобщения методики и результатов, в частности, указывается на возможность их обобщения для задач полета с Земли к внешним планетам солнечной системы.

TY JOUR
TI O nekotorykh zadachakh dinamiki poleta k Lune
AU Егоров, В. А.
PB Uspekhi Fizicheskikh Nauk
PY 1957
JO Uspekhi Fizicheskikh Nauk
JF Uspekhi Fizicheskikh Nauk
JA Usp. Fiz. Nauk
VL 63
IS 9
SP 73-117
UR https://ufn.ru/ru/articles/1957/9/f/
ER https://doi.org/10.3367/UFNr.0063.195709f.0073