Полагаем, что орбитой корабля будет эллипс, у которого перигей располагается вблизи Земли, а апогей — вблизи орбиты Луны. Пусть геоцентрическое расстояние в перигее определяется вспомогательной орбитой искусственного спутника Земли. Большая ось эллиптической орбиты равна расстоянию от Земли до Луны — 400 тыс. км, тогда большая полуось а = 200 тыс. км. Из формулы для расстояния корабля в перигее гп=а(1-е) заключаем, что эксцентриситет е близок к единице. Отсюда следует, что вблизи Земли орбита мало отличается от параболы и скорость в перигее должна быть равна параболической, а, учитывая малую высоту, эта скорость близка ко второй космической— 11,2 км/с. Время полета равно половине периода обращения тела по данной эллиптической орбите. Используя третий закон Кеплера, можно оценить это время, равное примерно 5 суткам.
Прежде всего реактивным импульсом в сторону движения корабля скорость делается меньше круговой. Орбита спутника становится эллиптической с перигеем в противоположной от импульса точке орбиты. В условиях Земли корабль начинает тормозиться в основном в перигее в плотных слоях атмосферы. Совершив несколько оборотов, скорость корабля снижается до такой степени, что становится возможным его спуск на парашюте на поверхность Земли. На расстоянии нескольких метров от поверхности остатки радиальной скорости гасятся при помощи включения мини-ракет.
При спуске на Луну полностью отпадает возможность торможения в атмосфере Все торможение производится при помощи реактивных импульсов. Последние метры пути космический корабль садится на струе газа из сопла.
