Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

10.1.1
The Boost Phase
To reach LEO or the parking orbit, an object must be elevated high enough above
the Earth to escape the Earth’s gravitational pull. That is done with a ballistic
rocket stage that lofts the spacecraft, following a path that would return to Earth
some distance from the launch site. A second rocket burn pushes the vehicle into
Earth orbit. Kepler’s first law governs the motion of the vehicle in orbit, wherein
the satellite follows an elliptical path with the Earth centered at one focus. The
satellite stays in orbit because the force produced by centripetal acceleration is
equal to the gravitational pull of the Earth.
Because the mass of the satellite is insignificant compared to that of the Earth,
the time period of the orbit is completely determined by the velocity of the satellite.
(Pertinent information about this factor is provided in Chapter 1.) Launch vehicles
consist of multiple rocket stages to satisfy the demand for fuel. Release of spent
stages is beneficial because it reduces the dead mass that the propellant must push
into orbit. The second stage of the booster is pointed along the tangent to the
desired orbit, and the total thrust increases the velocity of the vehicle to the required
value. At a point where the pressure induced by the atmosphere is low enough for
safe deployment, the protective shroud around the spacecraft is jettisoned. In the

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340
Launch Vehicles and Services
Figure
10.2
Injection
from
transfer
orbit
into
geosynchronous
orbit
using
apogee
kick
maneuver.

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10.1
The Launch Mission
341
Table 10.1
Launch Sequence for a
Geostationary Orbit Mission
Identifying Key Events and Ground
Support Activities
1. Liftoff of main booster
2. Parking orbit achieved
3. Transfer orbit injection
4. TT&C link established with ground
5. Reorientation to AMF attitude
6. Preburn RCS maneuver
7. Apogee engine firing to achieve GEO
9. Drift to assigned station
10. Orbit and attitude adjustments
11. Despin or reorientation
12. Spacecraft or body deployments
13. Bus testing
14. Payload testing
15. Start of service
parking orbit, the vehicle makes one revolution around the Earth in approximately
one and a half hours. Since that is too fast for conventional TT&C stations to
track the LV, operation of the LV’s first and other stages is automatically controlled
by an onboard computer.
The thin atmosphere that extends to the parking orbit is minute, but there is
sufficient drag to cause some slowing of the vehicle. If not corrected in time, the
orbit gradually decays and eventually the vehicle reenters and burns up. Because
that can take from months to years, there is little risk to the satellite between the
time it reaches the parking orbit and when the third stage propels it to GTO. There
can be circumstances in which the second stage does not provide its full increment
of velocity and the vehicle is then on a suborbital or even ballistic path back into
the denser atmosphere. Thus, timely firing of the third stage is extremely important
to prevent loss of the mission. In a LEO mission, discussed in Section 10.1.2, this
orbit is at or close to the final orbit, so preoperational activities can commence.
There is an issue that relates to the geographical latitude of the launch site.
Nearly every launch site is located some distance from the equator, while the GEO
is in the plane of the equator. (An exception is Sea Launch, which uses a floating
platform that is towed to a location in the Pacific Ocean at the equator.) The
parking orbit produced by the second stage may be at an angle with the equatorial
plane; this is referred to as inclination of the orbit. This inclination is approximately
equal to the latitude of the launch site and must be removed for a GEO mission.
This is accomplished using rocket energy at some point prior to putting the satellite
into commercial service. Obviously, the closer the launch platform is to the equator,
the less additional rocket energy is needed to correct for inclination. The counter
to this is that inclination is not a problem, per se, because it can be corrected by
subsequent thrust maneuvers from either the LV or the spacecraft propulsion
systems.