Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

10.2
Launch Technology and Systems
The LV situation is an ever changing scene, as new rocket configurations replace
some older counterparts and new LV service providers appear in the marketplace.
However, because of the complexities and risks associated with launching satellites,

---

350
Launch Vehicles and Services
it is often the rule that newer vehicles are merely modified versions of their predeces-
sors. There are always exceptions when new approaches prove themselves in techni-
cal and operational terms, as was the case for the Space Shuttle, Pegasus, and Sea
Launch. It is likely that future commercial launches still will rely on expendable
rockets of improved design, many of which have familiar names like Ariane, Atlas,
Delta, Long March, Proton, and Soyuz.
This section reviews the evolution of commercially available launch vehicles
suitable for placing a spacecraft into GTO. As discussed in Section 10.1, that
usually involves three stages: a first and second booster and a perigee kick stage.
In some systems, the perigee kick stage is part of the LV, while in others the
spacecraft provides its own integral perigee boost. The discussion begins with an
overview of the technology and evolution of current LVs.
While the details of rocket technology are beyond the scope of this book, the
basic alternatives are relatively easy to understand. A liquid-fueled first stage uses
separate fuel and oxidizer supplies that burn when combined, producing the neces-
sary thrust. The engine uses pumps to maintain constant fluid pressure, and temper-
ature is controlled by piping the cooler liquids around the hotter parts of the engine.
Typical fuel/oxidizer combinations include hydrazine/nitrogen tetroxide (i.e., bipro-
pellant approach described in Chapter 8), kerosene/liquid oxygen (used by the
Saturn 5 rocket of the Apollo program), and cryogenic liquid hydrogen/liquid
oxygen (used in the main engines of the Space Shuttle).
Three kinds of ‘‘hydrazine’’ are utilized for spacecraft and LV propulsion:
1. Anhydrous hydrazine, N
2
H
4
, is used in monopropellant hydrazine systems
in some satellites. It requires a catalyst to start decomposition, yielding an
I
sp
of around 230 seconds. N
2
H
4
is somewhat unstable. Preheating N
2
H
4
increases thrust and I
sp
.
2. Monomethyl hydrazine (MMH), (CH
3
)NHNH
2
, is in bipropellant systems
like most GEO spacecraft today. With N
2
O
4
(nitrogen tetroxide) as an
oxidizer, one can have I
sp
s of around 300 seconds. It is more stable than
anhydrous hydrazine; in fact, it can be added to anhydrous hydrazine at
the 10% level to stabilize the latter fuel (it removes N
2
H
4
’s monopropellant
qualities).
3. (Unsymmetrical) dimethyl hydrazine (UDMH), (CH
3
)
2
NNH
2
, is in bipro-
pellant systems for launchers in both the West and the East with various
oxidizers. It can be mixed 50-50 with anhydrous hydrazine, the resulting
mixture is called Aerozine 50.
Cryogenic propellants must be kept at an extremely low temperature so they
remain in liquid form and do not revert to a gaseous state. The tradeoff between
high energy cryogenic propellant and propellants that can exist at room temperature
is that the latter can be stored for long periods of time (i.e., in a missile silo or in
space). Solid fuel rocket motors offer a convenient alternative to liquid because of
the simplicity of design and integration and because they can be stored for years
at a time. That is the same technology used in the AKM of some spacecraft. (The
technical approach to solid motor design is presented in Chapter 8.) The two large
rockets attached to the Space Shuttle are solid rocket motors (SRMs) filled with

---

10.3
Typical Launch Vehicles
351
highly combustible propellant material. Solids are attractive for that application
because they offer a great deal of boost during critical parts of the launch sequence.
Solid rocket motors burn rapidly and at a high temperature, requiring great precau-
tions to be taken with their exit nozzles, cases, and attachments to the vehicle.
The second and third stages of the booster can take the form of solid or
bipropellant liquid-fueled rockets. As explained in Section 10.1, the second stage
is ignited after the LV is above the denser part of the atmosphere, propelling the
vehicle into the parking orbit. Separation of the stages may involve the firing of
special small rocket motors or explosives that sever bolts holding the stages together.
Clearly, the sequence of ignition, burn and velocity control, ignition, and separation
is vital to the achievement of mission success. Much of the attention and concern
of launch operation personnel is focused on this critical sequence, which occurs
automatically without ground control.
Preparation of the LV and the spacecraft is another vital area, one that may
be underestimated. Many modern LVs are capable of launching two or more
payloads at the same time. Even with a single payload, the preparations at the
launch site take one or more months since the spacecraft must be checked and
then properly integrated with the LV. The launch agency, rocket manufacturer,
and spacecraft supplier work essentially around the clock during this period to
assemble the LV, install the payload or payloads, check and fuel the system, and
conduct various prelaunch tests and rehearsals. The facilities involved are extensive,
and there are only a few qualified launch sites in existence. Also, the tracking sites
required during each phase of the launch and transfer orbit all must be prepared
and checked out prior to liftoff.
This discussion is necessarily brief and of a general nature. Section 10.3 reviews
a number of specific LV systems. It is evident that each LV is a unique combination
of rocket design, operation and fuel, which should be considered in detail when
making a selection for a particular mission. That is because the success of the
launch mission requires that each function and step occur properly or at least
within acceptable limits. Failure of just one hardware or software component can
be all it takes to preclude mission success. Ability to recover from serious launch
failure generally is quite limited, due to the large thrust levels and velocity changes
required from the various stages of the LV.