Orbitalno manevriranje s promjenama orbitalne ravnine u praksi je moguće samo u vrlo ograničenom opsegu.
Pretpostavimo da želimo rotirati orbitalnu ravninu za kut a oko pravca koji povezuje satelit u nekom trenutku sa središtem Zemlje, a ne želimo promijeniti ni veličinu ni oblik orbite. Ako je orbita kružna ili je satelit u ovoj
moment je u perigeju ili apogeju; za takvu operaciju dovoljno je zakrenuti vektor brzine za isti kut a. Iz jednakokračnog trokuta brzina lako je pronaći dodatni impuls brzine
gdje je orbitalna brzina. Da biste ekvatorijalnu kružnu orbitu pretvorili u polarnu, morate dodati brzinu, tj. paraboličnu! S potrebnim rezervama goriva takav bi satelit mogao odletjeti iz niske Zemljine orbite na Mjesec ili Mars, tamo sletjeti i zatim se vratiti na Zemlju!
Pokušajmo riješiti naš problem na zaobilazan način. Prebacimo satelit pomoću ugrađenog motora iz kružne orbite u vrlo izduženu eliptičnu (poput orbite 4 na slici 17). Brzina u apogeju je zanemariva i njezino okretanje pod bilo kojim kutom ne košta ništa (u "beskonačnosti" impuls prijelaza u novu ravninu gibanja jednaka nuli). U trenutku povratka na početnu točku iz prvobitne orbite bit će potrebno usporiti kretanje na kružnu brzinu. Što je duža eliptična orbita, manji je zbroj triju impulsa brzine. U granici je jednako
koja će u slučaju početne visine biti približno također ne tako mala (dovoljna za slijetanje na Mjesec!).
Za male kutove rotacije a, nema smisla ići "kroz beskonačnost". Korist će se detektirati počevši od određenog kuta a, koji se za kružnu orbitu određuje iz jednadžbe
gdje je nedostatak "prijelaza kroz beskonačnost" ("biparaboličkog prijelaza", kako se također kaže) "beskonačno dugo" vrijeme rada: u slučaju leta izvan Mjesečeve orbite, ono prelazi 10 dana.
Prijelaz kroz beskonačnost može biti praktički koristan ako govorimo ne samo o promjeni inklinacije orbite, već io njezinom istodobnom podizanju, osobito ako je to potrebno
prebaciti satelit iz niske orbite, jako nagnute prema ekvatoru, u stacionarnu orbitu. U ovom slučaju, prijelaz s tri impulsa može se pokazati povoljnijim od prijelaza s dva impulsa, unatoč činjenici da je radijus stacionarne orbite znatno manji od kritičnog radijusa niska početna orbita je veća od 38,6°
Za inklinaciju, zbroj impulsa pri prolasku kroz beskonačnost u slučaju polaska iz početne orbite polumjera jednak je Ako je udaljenost apogeja na kojoj se javlja drugi impuls (točka B na slici 36) jednaka, tada je zbroj impulsa premašuje naznačenu vrijednost za Cijeli rad traje otprilike 11 dana)