Метод за изчисляване на траекторията на полета до Луната - Основи на динамиката на космическите полети
Приблизително изчисляване на траекторията на полета до Луната. В някои случаи е възможно значително да се опрости задачата за изчисляване на траекторията на полета до Луната. Това опростяване се дължи на замяната на истинската траектория с конично сечение, геоцентрично извън сферата на действие (или сферата на влияние) на Луната и селеноцентрично вътре в сферата на действие (или влияние) на Луната. По този начин се пренебрегват смущенията от нецентралността на гравитационното поле на Земята, а смущенията от Луната и Слънцето също се пренебрегват в сегмента на полета извън сферата на действие на Луната. Вътре в сферата на влияние на Луната се пренебрегват смущенията от Земята и Слънцето. Такъв подход е допустим при изчисляване на траектории на сближаване, които започват близо до Земята и влизат в сферата на действие на Луната още при първата орбита на геоцентричното движение със значително хиперболична селеноцентрична скорост. Методът на решение, свързан с представянето на траекторията на полета под формата на гео- и селеноцентрични конични сечения, свързани на границата на сферата на влияние на Луната, когато се вземат предвид само основните гравитационни ускорения във всяка секция и всички смущения се пренебрегват, обикновено се нарича метод на игнориране на смущенията
На геоцентричния участък, чрез зададения начален радиус-вектор и вектор на скоростта, е възможно напълно да се определят всички елементи на орбитата, а след това и параметрите на движението на космическия кораб във всяка точка от траекторията. На входа в сферата на действие на Луната радиус-векторът и векторът на скоростта на космическия кораб се преизчисляват от геоцентричната в селеноцентричната координатна система по формулите.
В съответствие със знака на радиалния компонент на геоцентричната скорост на входа на сферата на влияние на Луната се отличава шарнирна елиптична траектория с вход на низходящия клон (