Notre satellite tourne autour de la Terre sur une orbite circulaire d’attente à 200 km d’altitude, à la vitesse de 7,78 km.s-1. Au point A, on lui communique un supplément de vitesse tangentielle de 10,24 – 7,78 = 2,45 km.s-1. Il entame alors une demi-orbite de transfert elliptique, qu’il parcourt en 5 h 16 min et arrive au point B. Là, on lui prodigue un supplément de vitesse tangentielle de 3,07 – 1,60 = 1,48 km.s-1 pour circulariser son orbite à une altitude de 35 786 km, où il sera en mesure de demeurer toujours au-dessus du même point de l’équateur.
Dans la réalité, les choses sont moins simples. Les satellites ne sont généralement pas lancés depuis l’équateur (la latitude du centre spatial guyanais à Kourou est de 5° N, celle de la base de lancement de Cap Canaveral de 28°,5 N et celle du cosmodrome de Baïkonour de 47° N). Aussi, le plan contenant l’orbite d’attente est incliné par rapport au plan équatorial et, si l’on souhaite obtenir une orbite géostationnaire, il convient d’annuler cette inclinaison en propulsant le satellite jusqu’à son orbite géostationnaire à l’instant où il passe au-dessus de l’équateur. Des difficultés supplémentaires entrent en jeu : le léger aplatissement de la Terre aux pôles conduit à une déformation de l’orbite (son plan tourne lentement autour de l’axe des pôles, le périgée se déplace…), le champ de gravité de notre planète n’est pas homogène, l’atmosphère terrestre exerce des frottements spatialement et temporellement variables sur le satellite, le rayonnement solaire exerce une pression sur ce dernier…