Орбітальне маневрування зі зміною площини орбіти можливе практично лише у дуже обмежених масштабах.
Припустимо, що ми хочемо повернути площину орбіти на кут навколо лінії, що з'єднує супутник у певний момент часу з центром Землі, причому не хочемо зміни ні розмірів, ні форми орбіти. Якщо орбіта кругова або супутник у цей
момент знаходиться в перигеї або апогеї, для такої операції достатньо повернути вектор швидкості на той же кут. З рівнобедреного трикутника швидкостей легко знайдеться додатковий імпульс швидкості
де орбітальна швидкість. Щоб перетворити екваторіальну кругову орбіту на полярну необхідно додати швидкість, тобто параболічну! Маючи потрібні запаси палива, такий супутник з низької навколоземної орбіти міг би полетіти на Місяць чи Марс, здійснити там посадку і потім повернутися на Землю!
Спробуємо вирішити наше завдання обхідним шляхом. Переведемо супутник за допомогою бортового двигуна з кругової орбіти на дуже витягнуту еліптичну (типу орбіти 4 на рис. 17). Швидкість у її апогеї мізерна і повернути її на будь-який кут нічого не вартий (у «нескінченності» імпульс переходу в нову площину руху дорівнює нулю). У момент повернення до точки старту з початкової орбіти знадобиться загальмувати рух до кругової швидкості. Чим довша еліптична орбіта, тим менше сума трьох імпульсів швидкості. У межі вона дорівнює
що у разі початкової висоти становитиме приблизно теж не таку вже малу величину (достатня для здійснення посадки на Місяці!).
Для малих кутів повороту немає сенсу переходити «через нескінченність». Вигода виявлятиметься, починаючи з деякого кута а, який для кругової орбіти визначиться з рівняння
звідки Нестача «переходу через нескінченність» («біпараболічного переходу», як ще кажуть) полягає в «нескінченно великому» часі операції: у разі зальоту за місячну орбіту воно перевищує 10 діб.
Перехід через нескінченність може виявитися практично вигідним, якщо йдеться не лише про зміну нахилу орбіти, а й одночасно про її піднесення, зокрема, якщо потрібно
перевести супутник із низької орбіти, сильно нахиленої до екватора, на стаціонарну орбіту. При цьому триімпульсний перехід може виявитися вигіднішим за двоімпульсний, незважаючи на те, що радіус стаціонарної орбіти значно менший за критичний радіус.
Для нахилення сума імпульсів при переході через нескінченність у разі старту з початкової орбіти радіуса дорівнює Якщо ж апогейна відстань, на якій повідомляється другий імпульс (точка В на рис. 36), то сума імпульсів перевищує зазначену величину на Вся операція вимагає приблизно 11 діб )
