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.