基本形式
火箭的發射軌道運載火箭的發射軌道有2種基本形式：一種是連續推力發射軌道；另一種是具有中間軌道的發射軌道。
連續推力發射軌道如右所示。這種發射方式從能量角度來說不是最佳的，對發動機推力大小有一定的限制，且由於要求連續推力，使得運載火箭動力飛行時間延長。但對於發射低軌道衛星(包括太陽同步軌道衛星)，合理選擇推力，能實現較好的運載性能。
火箭的發射軌道具有中間軌道(即滑行段)的發射軌道是發射衛星的常用形式，適用於發射中、高軌道衛星，如圖所示。當K位於中間軌道的近地點、K位於中間軌道的遠地點時，稱為最佳轉移。此時，K和K之間的地心夾角約為180°，這種軌道的入軌航程(即發射點到入軌點的地面航程)較長。發射軌道也可具有2箇中間軌道。在非赤道地區發射地球同步衛星(軌道傾角為0°)，需要使用2箇中間軌道。
下面以發射地球同步衛星過程為例介紹運載火箭的發射軌道。發射地球同步軌道衛星通常採用具有中間軌道的發射軌道。計算結果表明，對有限級數的運載火箭來說，隨著中間軌道個數的增加，發射地球同步軌道衛星的能量也隨之增加。同時，隨著中間軌道數目的增加，軌道控制也變得更複雜。通常採用1個或2箇中間軌道的發射形式。
具有1箇中間軌道的發射軌道
具有1箇中間軌道的發射軌道如上圖2所示，其中間軌道為橢圓軌道，近地點高度一般為數百千米，遠地點高度為同步高度(約36000 km)。發射過程為：運載火箭先在K點進入中間軌道(A)；然後在中間軌道的遠地點K附近變軌，使衛星進入地球同步軌道。
具有2箇中間軌道的發射軌道
火箭的發射軌道具有2箇中間軌道的發射軌道右圖所示。其第一中間軌道(A)是數百千米的近地軌道，第二中間軌道(B)是遠地點高度為同步軌道高度的橢圓軌道。發射過程為：先在K1點進入第一中間軌道；然後在K2點附近變軌進入第二中間軌道；最後在第二中間軌道的遠地點K附近變軌，使衛星進入地球同步軌道。通常稱遠地點高度為同步高度的中間軌道為轉移軌道(或過渡軌道)，近地點中間軌道為停泊軌道。
火箭的發射軌道 火箭的發射軌道由於地球同步軌道要求軌道傾角為0°，在非赤道地區發射地球同步衛星時，必須要求轉移軌道的半長軸在地球赤道平面內，即轉移軌道的近地點幅角倒 0°或叫 =180°，以保證在轉移軌道遠地點變軌時，能進入零傾角的地球同步軌道(考慮到衛星在轉移軌道運行時，近地點幅角要受到攝動。因此，對初始轉移軌道近地點幅角要加偏置量)。由於轉移軌道是一慣性軌道，所以可以在軌道上任意點進入，但一般選擇近地點附近進入轉移軌道。
基本過程
運載火箭從發射台點火起飛，首先在稠密的大氣層內飛行，跨過聲速，經過最大動壓區，然後飛出大氣層外，最終將太空飛行器送入預定軌道。運載火箭的飛行軌道經歷了垂直起飛段、程式轉彎段和入軌段。
垂直起飛段
運載火箭發射採用垂直起飛的發射方式，與傾斜發射方式比較有一定的優勢：首先，可以縮短穿過大氣層時間，減少速度的損失，有利於運載火箭迅速穿過大氣層。其次，只要運載火箭發動機的推力略微超過火箭的起飛質量，火箭就會飛離發射台，可以充分利用運載火箭的能量，對於迅速加速十分有利。再次，臨射前加注、瞄準等工作容易進行，與這種發射方式所適應的地面發射設備簡單可靠。
程式轉彎段
當運載火箭飛離發射台一段時間後，火箭開始按預定的俯仰角程式轉彎，對準發射方向飛行。為了減小空氣阻力，順利跨過聲速，火箭在大氣層內採用零攻角飛行。當火箭飛出稠密的大氣層時，一級火箭一般已經分離，改由二級火箭加速。飛離大氣層後，整流罩被拋掉，火箭按照最小能量的飛行程式繼續轉彎，以等角速度作低頭飛行。
俯仰角程式是時間的連續函式，以利於控制系統的設計。對不連續的俯仰角程式需要進行平滑處理，使俯仰角速率限制在控制系統所能承受的範圍之內。
在稠密大氣層內飛行時，要求以接近0°的攻角飛行，以減少氣動載荷和氣動干擾。火箭飛行時，作用在箭體上的空氣動力矩以及由此引起的法向過載與qa值(q為動壓，a為攻角)成正比，火箭飛行程式確定後，需要在發射前根據高空風氣象預報(高度一般為12～20km)，對qa值進行計算，小於某一給定值時方允許發射。
運載火箭在這部分軌道飛行時的力學原理大致是這樣的：運載火箭在飛行軌道上任一點的速度都可以分解成垂直方向和水平方向的分速。火箭在軌道的每一段都儘量利用它運動所產生的慣性離心力去抵消重力，而火箭的水平分速越大，它所產生的慣性離心力也越大，對重力的抵消就越有效。如果火箭的水平分速小於環繞地球所需的速度時，慣性離心力不足以抵消重力，所以整個火箭的重量還必須藉助火箭的推力來抵消。在火箭飛行的垂直段，火箭尚未獲得任何水平分速，所以此時全靠發動機的推力來克服重力。當火箭的水平分速到達環繞速度時，克服重力就只需要慣性離心力了，此時火箭的推力就是控制軌道遠地點的動力了。
入軌段
一般來說，各種運載火箭發射的前2個軌道段差別不大，而入軌段則有2種基本形式，一種是連續推力發射軌道，另一種是具有中間軌道的發射軌道。
在接近軌道注入點時，火箭做最後的水平加速，達到入軌速度後運載火箭與太空飛行器分離，衛星被送入運行軌道。入軌速度等於入軌點高度的圓軌道環繞速度時，太空飛行器將進入圓軌道運行；高於環繞速度時，將進入以入軌點為近地點的橢圓軌道；相反，入軌速度低於環繞速度，太空飛行器將進入以入軌點為遠地點的橢圓軌道，倘若速度過低，近地點將降到稠密大氣層內甚至地面，太空飛行器將不能入軌。
入軌段可有直接入軌、滑行入軌和過渡轉移入軌三種方式。發射近地軌道衛星可以採用直接入軌方式，由各級運載火箭相繼工作，用連續的主動段將太空飛行器直接送入軌道；發射中、高軌道太空飛行器可採用滑行方式入軌，傾斜飛行段的後期是無動力的滑行段，待滑行到軌道高度之後，再進入入軌加速段；發射高軌道太空飛行器和深空探測器時，一般先將其發射到近地停泊軌道，之後再進行軌道轉移進入運行軌道。例如中緯度發射場發射地球靜止軌道衛星時，一般先將太空飛行器共面發射到停泊軌道，例如近地點約200km，遠地點為地球同步高度的大橢圓軌道，然後由衛星在遠地點進行複合變軌，同時改變軌道平面和近地點高度，進人傾角為0的地球同步軌道。
設計原則
除了飛機攜載的小型運載火箭外，一般運載火箭都從地面起飛，最後在預定高度上達到水平方向的入軌速度。發射軌道的選擇和設計受多種因素的影響，包括發射場的緯度和位置、航區安全的限制、太空飛行器的預期軌道以及運載火箭的性能等。
設計發射軌道儘量提高火箭飛行的效率，減少重力損失以獲得儘可能大的速度增量。但為了獲得高質量比，各級火箭的結構都是輕型結構，要求飛行過程中的動載荷不能太高，因此有關飛行軌道的各項參數需在系統層次上選擇和折中。
發射太空飛行器多採用共面發射，使發射軌道與太空飛行器軌道在同一平面，以避免改變軌道面而耗費燃料。發射軌道一般包括幾個階段：垂直起飛段、傾斜飛行的程式轉彎段和入軌加速段。
示例
火箭的發射軌道運載火箭的發射軌道因發射目的、發射場條件和火箭性能而異，這裡僅以阿里安4火箭的一個發射軌道為例，做簡要說明。阿里安44L是三級運載火箭，一、二兩級用可貯存推進劑，第三級用液氫液氧推進劑。火箭起飛重量約470t，將4.5t的有效載荷發射到地球同步轉移軌道。右圖表示火箭發射過程高度、速度、加速度和飛行軌跡傾角等參數隨時問變化的曲線。
第一級火箭工作204s，助推器工作135s。前60s垂直向上飛行，其後程式轉彎，以200俯仰角開始做零攻角飛行。因俯仰角小，重力損失較小，而高度上升得較慢。第二級火箭工作124s，俯仰角進一步減小，速度很快增加到4.7km/s，高度上升到150km。在90km高度拋掉整流罩。第三級火箭推力約68kN，較小的推力產生的加速度也較小，用較長的工作時間加速，起飛後約900s，高度200km，速度增加到約10km/s，可以進入近地點200km，遠地點36000km的地球同步轉移軌道。
