Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

10.4
Launch Interfaces
From Section 10.3, it should be clear that there is a wide variety of LV arrangements
and capabilities. That is reflected to some extent in the interface with the spacecraft
to be launched. Many modern spacecraft designs incorporate features that permit
the use of different LVs, allowing the satellite operator to obtain the best possible
arrangement for launch and to deal with delays. Beyond the physical interfaces
between the spacecraft and the LV are the management interfaces, which require
a continuing process of coordination among the manufacturer of the spacecraft,
the purchaser, and the launch service providers.
10.4.1
Physical Launch Interfaces
A communications spacecraft that is to be launched must be designed and tested
in such a way that it can be properly attached to the LV. In addition, the spacecraft
must withstand the expected acceleration, shock, and vibration of rocket flight.
An important consideration is that the spacecraft fit within the dimensions of the
LV. The electrical connections between spacecraft and LV, which must be severed
at time of separation, are primarily for the purpose of activating separation and
the spacecraft itself. In general, the spacecraft is self-powered by its internal batteries
during ascent.
Figure 10.12 presents in simplified form the physical interface for two typical
expendable LVs. The fairing is the outer shell of the LV that contains the spacecraft,
constraining its height and width. In the illustration at the left, the spacecraft is
shown attached to the perigee kick motor with an adapter ring. The use of an
adapter ring allows the spacecraft and LV manufacturers to build their respective
attachment systems ahead of time without having to bring the two parts together
prior to integration at the launch site. Even with that technique, integration tests
are still performed on the first sample of any new combination of spacecraft and
LV.
Figure 10.12
Payload integration arrangements for the (a) Delta and (b) Ariane expendable launch
vehicles.

---

360
Launch Vehicles and Services
The interfaces in the Ariane are compatible with the dual launch feature. In
Figure 10.12(b), one spacecraft is mounted on top of the casing, within which the
second (and possibly third) spacecraft is contained. Once in transfer orbit, the
casing frees each spacecraft for subsequent injection into GEO by their respective
apogee engines. Arianespace uses an enlarged 4.5-m diameter fairing, which makes
possible the launch of large spacecraft. The trend in other expendable LVs is now
toward such enlarged fairings because of the flexibility afforded to the spacecraft
buyer.
As discussed earlier in this chapter and illustrated in Figure 10.1, the spacecraft
requires two major orbit changes to reach GEO from the parking orbit. The second
change, at the apogee, usually is provided by a rocket engine internal to the
spacecraft, such as a solid AKM or a high-thrust liquid engine. Perigee kick can
be provided either by the third stage of the LV or by a separate rocket engine
attached to the spacecraft. The spacecraft buyer does not need to be concerned
with the perigee kick stage if its function is provided by the LV agency (as is the
case with Ariane, Atlas-Centaur, Proton, and Zenit).