Плоскость этой орбиты совпадает с плоскостью экватора Земли, а высота ее составляет 35810км над поверхностью Земли. Будучи выведенным на такую орбиту, космический аппарат как бы повисает над определенной точкой экватора, поскольку угловая скорость вращения спутника по орбите и Земли вокруг своей оси оказываются одинаковыми.
Представим себе, что космический аппарат выведен на низкую круговую орбиту ИСЗ, причем наклонение плоскости ее отличается от наклонения плоскости орбиты стационарного спутника (наклонение плоскости последней орбиты равно нулю). Для спутников, запускаемых с территории России, наклонение плоскости орбиты обычно составляет примерно 50°. Таким образом, имеем: начальная орбита — круговая с высотой полета 200 км и наклонением 50°; конечная орбита — круговая с высотой 35810км и наклонением 0°. Возникает типичная задача энергетически оптимального перехода с одной круговой орбиты на другую, если их плоскости не совпадают (пересекаются под углом 50°). Она может быть решена обычным двухимпульсным или трехимпульсным переходом.
В двухимпульсной схеме первый импульс является касательным к начальной круговой орбите. Он переводит космический аппарат на эллиптическую орбиту с высотой апогея 35810км, причем апогей совпадает с одной из точек стационарной орбиты. По достижении апогея сообщается второй импульс, изменяющий наклонение эллиптической орбиты с 50° до 0° и увеличивающий скорость полета до стационарного спутника. Суммарная характеристическая скорость оптимальной двухимпульсной схемы составит 4780 м/сек.
Энергетические затраты уменьшаются, если осуществить переход по трехимпульсной схеме. Для оптимальной трехимпулъсной схемы переход осуществляется на бесконечном расстоянии от Земли с суммарной кажущейся скоростью 4485 м/сек, а время перехода бесконечно большое. Понятно, что такая схема нереальна, она может служить только эталоном для оценки потерь при других схемах перехода. При уменьшении радиуса внешней границы кольца до 400000км, т. е. если апогей переходной эллиптической орбиты отдалить от центра Земли на расстояние 400000км, суммарный импульс будет 4530 м/сек, а время полета несколько суток. Таким образом, хотя применение трехимпульсной схемы позволяет уменьшить энергетические затраты на 250 м/сек, все же они остаются значительными
Для решения задачи перехода на стационарную орбиту В. В. Ивашкин совместно с Н. Н. Тупицыным предложили также использовать гравитационный маневр с целью уменьшить энергетические затраты. В качестве «бесплатного» источника энергии используется поле Луны. Космический аппарат, стартуя с орбиты ИСЗ, направляется вначале не к стационарной орбите, а к Луне. При этом условия и время старта подбираются так, чтобы после близкого облета Луны космический аппарат вернулся к Земле по орбите, плоскость которой совпала с плоскостью орбиты стационарного спутника, а радиус перигея совпал с радиусом стационарной орбиты. После облета Луны и достижения перигея сообщается импульс, переводящий космический аппарат на стационарную орбиту.
В.В. Ивашкиным и Н.Н. Тупицыным проведен также количественный анализ предложенной схемы. Результаты анализа показали, что, если наклонение плоскости орбиты старта превышает 30°, рассматриваемая схема оказывается энергетически выгоднее двухимпульсного и трехимпульсного перехода. Это, в частности, означает, что при старте с космодрома Байконур целесообразна схема полета при использовании гравитационного маневра с близким облетом Луны. При старте с мыса Кеннеди, расположенного вблизи экватора «Земли, выгоднее двухимпульсная или трехимпульсная схема, поскольку переход получается близким к компланарному.
При начальном наклонении 50° и использовании облета Луны необходимая характеристическая скорость уменьшается на 200—300 м/сек по сравнению с трехимпульсным переходом и примерно на 500—600 м/сек по сравнению с двухимпульсным переходом.
В течение каждого месяца имеются два «окна» для реализации данной схемы перехода в силу того, что Луна в момент наибольшего сближения с нею пролетающего космического аппарата должна находиться вблизи экватора Земли. В противном случае плоскости переходной и конечной орбит не совпадут, что приведет к возрастанию импульса. Для каждого «окна» допустимый диапазон отлета от Земли составляет около суток. Раннему времени отлета от Земли соответствуют так называемые «слабые» траектории, характеризующиеся большим временем полета к Луне (около 4—5 суток) и большим расстоянием пролета Луны — примерно 4—10 тыс. км. Позднему (в течение суток) времени отлета от Земли соответствуют более «сильные» траектории — с меньшим временем полета к Луне (около 3—3,6 суток) и близким облетом Луны (примерно 2000 км). Для них суммарное время полета от старта до выхода на стационарную орбиту составит 6—7 суток (для двухимпульсной схемы это время полета минее 12 часов).
