Рассматривается задача перелёта между близкими околокруговыми орбитами с помощью двигателей, тягу которых можно считать постоянной. Протяженность маневров может быть близка к периоду орбиты.

Для переходов (время перелёта не задано) между компланарными орбитами в пространстве а,е (большая полуось, эксцентриситет) определена область существования оптимальных решений с фиксированной ориентацией вектора тяги в орбитальной системе координат. Определена также область существования решений оптимальных в случае когда ΔV, требуемая для коррекции эксцентриситета, превышает ΔV, необходимую для коррекции большой полуоси. Показано, что решения с фиксированной ориентацией вектора тяги в инерциальной системе координат очень близки оптимальным решениям этого типа. В оставшейся области можно использовать решения, у которых один из маневров на витке исполняется с фиксированной ориентацией вектора тяги в орбитальной, а другой — в инерциальной системах координат. Во всех случаях для определения параметров маневров (их начала и конца) достаточно решить систему из двух уравнений с двумя неизвестными.

Разработан алгоритм определения параметров маневров переходов между некомпланарными орбитами. В этой задаче также предполагается, что в процессе исполнения маневра ориентация вектора тяги фиксирована в орбитальной или инерциальной системе координат. За основу берётся оптимальное импульсное решение, для нахождения параметров которого используется минимизация по одной переменной. Чтобы учесть реальную продолжительность маневров, их параметры уточняются с помощью итерационной процедуры. Рассматриваются особенности решения задач, возникающие в случае многовиткового перелёта.

Обычно для решения задач оптимального продолжительного маневрирования с помощью двигателей постоянной ограниченной тяги использовались достаточно громоздкие численные методы, в которых проводилась минимизация в пространстве многих параметров. Чтобы уйти от таких сложных решений, в практической работе часто используется довольно простая, но не оптимальная схема маневрирования, когда отдельно проводятся маневры в плоскости орбиты и маневры, поворачивающие плоскость орбиты. В настоящей работе рассматриваются компромиссные алгоритмы, которые позволяют находить комбинированные решения, ΔV которых близка к оптимальной, и в тоже время для реализации таких решений требуется довольно простая система управления.

Данные алгоритмы могут быть использованы для расчёта параметров маневров, выполняемых с помощью двигателей причаливания и ориентации орбитальными модулями и КА типа «Союз», «Прогресс», а также для расчёта параметров маневров малых КА, выполняющих функцию ДЗЗ, и КА, работающих на ГСО.