Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

10.1.2
Non-GEO Missions
Satellite constellations that operate in LEO do not require the use of a transfer
orbit. Instead, the LV injects the spacecraft into the appropriate LEO, where they

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Launch Vehicles and Services
may continue to orbit the Earth. Atmospheric drag is definitely an issue, as are
radiation effects from the lower extreme of the Van Allen Belt. Those considerations
can be taken into account in the design of LEO spacecraft, whereby sufficient
orbit maintenance fuel and electronic device shielding are provided. Between the
constraints imposed by those two factors along with investment cost and satellite
capacity, LEO spacecraft generally are designed for a shorter life than are GEO
or even MEO spacecraft.
A standard type of LV can place substantially more spacecraft mass into LEO
than GEO. More important, LEO spacecraft need to be deployed in such a way
as to fill a specific orbit plane. Therefore, LEO spacecraft sometimes are launched
in a bunch of four to eight. In addition, current LEO constellations use polar or
highly inclined orbits. That means the launch site can be quite far from the equator
with the LV trajectory pointed toward the north or northeast, as opposed to the
east.
10.1.3
Geostationary Transfer Orbit
GEO is reached by first placing the satellite into GTO with apogee at or near
36,000 km and perigee at the altitude of the parking orbit (150 to 300 km). The
term
perigee kick
is used to describe the action of the last LV stage, which may
either be part of the LV or provided separately with the spacecraft. (The mechanical
aspects of those alternatives are reviewed later in this chapter.) The LV may perform
the perigee kick with a single burn of either a liquid or solid fuel rocket motor.
An alternative strategy, employed by the Proton rocket, is to perform two burns:
the first to provide the basic perigee kick and the second at apogee to increase
perigee altitude. That also helps compensate for the relatively high latitude of the
launch site (Baikunor, Kazakhstan, in the case of the Proton).
Figure 10.2 shows how the transfer orbit is initiated from parking orbit wherein
the perigee kick stage is fired at the point opposite from where apogee is to occur.
The mission plan usually specifies that the first apogee after injection into GTO
must be in view of a TT&C station at a specific location. Conversely, the firing
position may be fixed for the particular launch site and LV, forcing the location
of the TT&C station to be in view of the resulting first apogee. The period of
GTO is approximately 16 hours, and the satellite is easy to track near apogee
when its motion is slowed considerably. Because each successive apogee occurs at
a different longitude on the Earth, it is advantageous to have TT&C stations in
the eastern and western hemispheres. That can be accomplished without owning
additional sites by contracting with a satellite operator in the opposite hemisphere
for the use of its TT&C station during the transfer orbit phase of the mission.
The final phase of transfer orbit operations is the injection into geosynchronous
orbit. At the right of Figure 10.2 is shown the vector representation of the velocities
before and after injection, looking toward the point of apogee motor firing (AMF)
from the right. In the figure, the satellite velocity vector in the inclined transfer
orbit at the point in question is at the angle with respect to the geostationary orbit
plane. To cause the final synchronous orbit velocity to be in the equatorial plane,
the spacecraft is oriented so the apogee kick motor fires along the vector direction
shown pointed upward. The thrust increment at AMF can correct for inclination if

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10.1
The Launch Mission
343
the velocity change is sufficiently greater than that required to produce synchronous
orbit. Therefore, the resultant velocity is in the equatorial plane (i.e., horizontal
in the vector diagram) and its magnitude is sufficient to circularize the orbit at
36,000 km altitude.
There will always be some inaccuracy in the amount of velocity change, includ-
ing the precise direction, so the orbits achieved will have some error as well. That
is multiplied by the fact that the first key rocket stages are under autonomous
control and cannot be guided from the ground. There is a need to use ground-
commanded corrections to produce the desired orbit geometry. That can be done
only by first precisely locating the satellite using the TT&C station and then
determining its orbit parameters. Touchup maneuvers are then performed with the
spacecraft reaction control system. For a GEO mission, the particular transfer orbit
where AMF is accomplished is selected for operational reasons. For example, it is
desirable to fire the AKM at an apogee that is as close as possible to the final
orbital longitude of the satellite and thus minimize the time for drift movement
from AMF longitude.
The preceding discussion was for a single apogee thrust using a solid fuel rocket
motor. However, the majority of spacecraft (including all spacecraft heavier than
approximately 2,000 kg dry mass) use liquid propulsion to raise perigee in successive
increments. As illustrated in Figure 10.3, the process requires multiple burns of a
liquid apogee motor (LAM) that uses either a dedicated bipropellant propulsion
system or shares tankage with the reaction control system used for stationkeeping.
In addition to the reliability of a redundant RCS, the desired orbit can be achieved
without specific touchup maneuvers.