Исследована задача оптимального выведения космического аппарата от Земли на высокую круговую полярную орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ) радиусом 6 тыс. км. Выполнено сравнение одноимпульсной и трехимпульсной схем выведения. Анализ проведен с учетом возмущений от нецентральности поля Луны, гравитационных полей Земли и Солнца, а также конечности тяги двигателя. Показано, что трехимпульсный переход с начальной селеноцентрической гиперболы подлета к Луне на конечную орбиту ИСЛ заметно лучше по конечной массе, чем обычное одноимпульсное торможение. Приведены параметры управления, реализующего данный маневр и обеспечивающего практически те же энергетические затраты, что и в кеплеровском случае. Выявлено, что в отличие от кеплеровского в рассмотренном случае реального гравитационного поля существует оптимальное максимальное расстояние маневра.