Un satèl·lit es mou a l'espai en una òrbita el·líptica al voltant de la Terra. Per definir l'òrbita i la posició del satèl·lit es fan servir uns paràmetres anomenats elements orbitals. En el simulador es poden assignar valors numèrics a cadascun dels paràmetres mitjançant quadres de text o controls lliscants. Els elements orbitals són els següents:

• Longitud del node ascendent Ω (0-360º) El node ascendent ( ☊ ) és el punt on l'òrbita del satèl·lit creua el pla equatorial en sentit ascendent. Aquest element orbital determina l'angle en el pla equatorial de la posició del node respecte a la direcció de referència ( ♈︎ ).
• Inclinació i (0-180º) És l'angle d'inclinació del pla orbital respecte el pla equatorial. La majoria de satèl·lits artificials tenen una inclinació inferior als 90º i es mouen en la mateixa direcció de rotació que la Terra. Amb una inclinació de 90º el satèl·lit té una òrbita polar, passa per sobre dels pols nord i sud de la Terra. Per obtenir trajectòries terrestres que passin per latituds extremes, properes als pols, cal assignar inclinacions properes a 90º. Els satèl·lits amb una inclinació superior als 90º tenen òrbites retrògrades i es mouen amb direcció de rotació oposada a la de la Terra.
• Argument del perigeu ω (0-360º) El perigeu és el punt de l'òrbita més proper a la Terra. L'argument del perígeu és l'angle en el pla orbital on es troba el perigeu respecte a la posició del node ascendent. Els satèl·lits artificials solen tenir poca excentricitat (òrbites gairebé circulars). Així, la trajectòria terrestre és bastant simètrica respecte a l'equador en les latituds nord i sud. Per obtenir una diferència significativa en el temps que un satel·lit passa per un hemisferi determinat cal assignar-li una excentricitat gran, propera a 1.
• Semieix major a (km) És la distància entre l'apogeu de l'òrbita el·líptica del satèl·lt i el centre de la Terra (el punt més allunyat de la Terra). Aquest element determina el període de rotació del satèl·lit. Es poden dissenyar òrbites geosíncrones, on el període del satèl·lit i el de la Terra coincideixen. Així, la trajectòria terrestre del satèl·lit queda restringida a una petita franja de latituds i longituds. En el cas extrem d'òrbites circulars es pot obtenir un comportament geoestacionari, on el satèl·lit es manté sempre sobre el mateix punt de la Terra.
• Excentricitat e (0-1) L'excentricitat determina com difereix l'òrbita d'una òrbita circular (excentricitat 0). En una òrbita excèntrica la velocitat del satèl·lit és més gran prop del perigeu que prop de l'apogeu. El valor màxim d'excentricitat d'una òrbita el·líptica és 1 (òrbita parabòlica), amb valors més elevats s'obtenen òrbites hiperbòliques.
• Anomalia veritable ν (0-360º) Permet obtenir la posició exacta del satèl·lit en la seva òrbita. Es defineix com l'angle en el pla orbital on es troba el satèl·lit respecte a la posició del perigeu.