La vitesse orbitale circulaire est v = √(GM / r), où G est la constante gravitationnelle, M la masse du corps central et r le rayon de l'orbite mesuré depuis son centre. Elle s'obtient en égalant l'attraction gravitationnelle GMm/r² à la force centripète mv²/r nécessaire pour maintenir l'objet sur un cercle. La masse propre m de l'objet en orbite se simplifie, si bien que la vitesse orbitale ne dépend que du corps central et du rayon.

La vitesse de libération est v_esc = √(2GM / r), soit exactement √2 ≈ 1,414 fois la vitesse orbitale circulaire v = √(GM / r) au même rayon. Un satellite en orbite terrestre basse file à environ 7,7 km/s ; pour quitter complètement la Terre depuis cette altitude, il lui faudrait environ 10,9 km/s — seulement 41 % de plus.

La vitesse diminue à mesure que l'orbite s'élève, car v = √(GM / r). Un satellite en orbite terrestre basse (environ 400 km d'altitude, r ≈ 6771 km) se déplace à environ 7,7 km/s et fait le tour de la Terre en 93 minutes environ. Un satellite géostationnaire (r ≈ 42 164 km) ne se déplace qu'à environ 3,1 km/s et met 24 heures pleines à suivre la rotation de la Terre, paraissant ainsi immobile au-dessus d'un point.

Non — la vitesse orbitale est la même pour un minuscule CubeSat et une station spatiale massive au même rayon, car la masse du satellite se simplifie dans la formule. Un satellite plus lourd a simplement besoin de plus de carburant et d'une fusée plus grosse pour atteindre cette vitesse ; la vitesse nécessaire pour rester sur l'orbite est identique.