Исследования проводятся в рамках работ по гранту РФФИ № 12–07–00205–а по теме «Разработка новых способов решения задач управления движениями космических аппаратов на всех этапах полетов и оперативного отображения получаемых результатов на основе методов годографов и когнитивной графики».1. Маневр с использованием поддерживающего ускоренияПри выполнении маневра с поддерживающим ускорением ИСЗ продолжает движение по круговой орбите с увеличенной или уменьшенной скоростью. Возникающее при этом изменение центробежного ускорения компенсируется созданием с помощью ракетных двигателей равного этому изменению центробежного ускорения по величине и противоположного по направлению радиального ускорения. Вследствие отличия орбитальной скорости ИСЗ от круговой, он с течением времени удаляется вперед или назад вдоль орбиты от своего прежнего положения на ней [1, 2]. Этот маневр состоит из трех этапов:изменение скорости полета ИСЗ с использованием горизонтального ускорения и одновременным созданием радиального ускорения, компенсирующего изменение центробежного ускорения,движение по круговой орбите со скоростью, измененной относительно исходной круговой орбитальной скорости,возвращение к исходной круговой орбитальной скорости с использованием того же метода одновременного создания горизонтального и радиального ускорений, который использовался на первом этапе маневра (рис. 1).