La etapa superior de inercia ( IUS ), originalmente designado la Etapa Superior Provisional , fue una de dos fases , sólida como combustible sistema de lanzamiento espacial desarrollado por Boeing para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos a partir de 1976 [4] para elevar cargas útiles de la órbita terrestre baja a órbitas más altas o trayectorias interplanetarias después del lanzamiento a bordo de un cohete Titan 34D o Titan IV como su etapa superior , o desde la bahía de carga útil del transbordador espacial como un remolcador espacial .
Fabricante | Boeing United Technologies |
---|---|
País de origen | Estados Unidos |
Usado en | Transbordador espacial Titan 34D Titan IV |
Características generales | |
Altura | 5,2 m (17 pies) [1] |
Diámetro | 2,8 m (9 pies 2 pulgadas) |
Masa bruta | 14,700 kg (32,400 libras) |
Etapas asociadas | |
Derivados | TOS |
Historial de lanzamiento | |
Estado | Retirado |
Lanzamientos totales | 24 |
Éxitos (solo etapa) | 21 |
Ha fallado | 2 |
La etapa inferior falló | 1 |
Primer vuelo | 30 de octubre de 1982 |
Último vuelo | 14 de febrero de 2004 [2] |
Nivel 1 | |
Largo | 3,15 m (10,3 pies) [3] |
Diámetro | 2,34 m (7 pies 8 pulgadas) [3] |
Masa bruta | 10,400 kg (22,900 libras) [3] |
Masa propulsora | 9,700 kg (21,400 libras) [1] |
Motores | Orbus-21 |
Empuje | 190 kN (43.000 libras f ) [1] |
Impulso específico | 295,5 s [3] |
Quemar tiempo | hasta 150 segundos [1] |
Propulsor | Sólido |
Etapa 2 | |
Largo | 1,98 m (6 pies 6 pulgadas) [3] |
Diámetro | 1,60 m (5 pies 3 pulgadas) [3] |
Masa bruta | 3.000 kg (6.600 libras) |
Masa propulsora | 2.700 kg (6.000 libras) [1] |
Motores | Orbus-6 |
Empuje | 80 kN (18.000 libras f ) [1] |
Impulso específico | 289,1 s [3] |
Propulsor | Sólido |
Desarrollo
Durante el desarrollo del Transbordador Espacial, la NASA, con el apoyo de la Fuerza Aérea, quería una etapa superior que pudiera usarse en el Transbordador para entregar cargas útiles desde una órbita terrestre baja a órbitas de mayor energía como GTO o GEO o para escapar de la velocidad para planetarios. sondas. Los candidatos fueron el Centauro , propulsado por hidrógeno líquido y oxígeno líquido, el Transtage , propulsado por propulsores hipergólicos almacenables Aerozine-50 y N
2O
4, y la etapa superior intermedia, utilizando propulsor sólido. El DOD informó que Transtage podría satisfacer todas las necesidades de defensa, pero no pudo cumplir con los requisitos científicos de la NASA, el IUS podría soportar la mayoría de las necesidades de defensa y algunas misiones científicas, mientras que el Centaur podría satisfacer todas las necesidades tanto de la Fuerza Aérea como de la NASA. El desarrollo comenzó tanto en el Centaur como en el IUS, y se agregó una segunda etapa al diseño del IUS que podría usarse como un motor de impulso de apogeo para insertar cargas útiles directamente en la órbita geoestacionaria o para aumentar la masa de carga útil llevada a la velocidad de escape. [5]
Boeing fue el contratista principal del IUS [6], mientras que la División de Sistemas Químicos de United Technologies construyó los motores de cohete sólido IUS. [7]
Cuando se lanza desde el transbordador espacial, IUS podría entregar hasta 2.270 kilogramos (5.000 libras) directamente a GEO o hasta 4.940 kilogramos (10.890 libras) a GTO . [3]
El primer lanzamiento del IUS fue en 1982 en un cohete Titan 34D desde la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral poco antes de la misión del Transbordador Espacial STS-6 . [8]
El desarrollo del Shuttle-Centaur se detuvo después del desastre del Challenger , y la etapa superior provisional se convirtió en la etapa superior inercial.
Diseño
El motor de cohete sólido en ambas etapas tenía una boquilla orientable para vectorización de empuje. La segunda etapa tenía chorros de control de la reacción de hidracina para el control de la actitud durante la navegación y para la separación de la carga útil. [9] Dependiendo de la misión, se podrían instalar uno, dos o tres tanques de 120 libras de hidracina. [9]
Aplicaciones
En los lanzamientos de Titán, el propulsor de Titán lanzaría el IUS, llevando la carga útil a la órbita terrestre baja donde se separó del Titán y encendió su primera etapa, que lo llevó a una órbita elíptica de "transferencia" a una altitud mayor.
En los lanzamientos de Shuttle, la bahía de carga útil del orbitador se abrió, el IUS y su carga útil se elevaron (por el Equipo de Soporte Aerotransportado (ASE) del IUS ) a un ángulo de 50-52 ° y se soltaron. [9] Después de que el Transbordador se separó de la carga útil a una distancia segura, la primera etapa del IUS se encendió y, como en una misión de refuerzo de Titán, entró en una "órbita de transferencia".
Al alcanzar el apogeo en la órbita de transferencia, la primera etapa y la estructura entre etapas se desecharon. Luego, la segunda etapa disparó para circularizar la órbita, luego de lo cual soltó el satélite y, usando sus jets de control de actitud, comenzó una maniobra retrógrada para ingresar a una órbita más baja para evitar cualquier posibilidad de colisión con su carga útil.
Además de las misiones de comunicación y reconocimiento descritas anteriormente, que colocaron la carga útil en una órbita estacionaria (24 horas), el IUS también se utilizó para impulsar las naves espaciales hacia trayectorias planetarias. Para estas misiones, la segunda etapa IUS se separó y se encendió inmediatamente después del agotamiento de la primera etapa. Encender la segunda etapa a baja altitud (y por lo tanto, alta velocidad orbital) proporcionó la velocidad extra que la nave espacial necesitaba para escapar de la órbita terrestre (ver efecto Oberth ). IUS no pudo impartir tanta velocidad a su carga útil como Centaur habría podido: mientras que Centaur podría haber lanzado Galileo directamente en un viaje de dos años a Júpiter, el IUS requirió un viaje de seis años con múltiples asistencias de gravedad. [10]
El vuelo final del IUS ocurrió en febrero de 2004. [2]
Vuelos
S / N [11] | Fecha de lanzamiento | Vehículo de lanzamiento | Carga útil | Observaciones | Imagen |
---|---|---|---|---|---|
2 | 1982-10-30 | Titán 34D | DSCS II F-16 / III A-1 | Misión exitosa a pesar de la pérdida de telemetría durante la mayor parte del vuelo. | |
1 | 1983-04-04 | Transbordador espacial Challenger ( STS-6 ) | TDRS-A (TDRS-1) | La segunda etapa cayó debido a un problema del motor del propulsor, lo que resultó en una órbita incorrecta. El personal de Boeing que estaba monitoreando el vuelo pudo separar el IUS del satélite para que pudiera maniobrarlo hasta su órbita final. | |
11 | 1985-01-24 | Descubrimiento del transbordador espacial ( STS-51-C ) | USA-8 ( Magnum ) | Carga útil clasificada del Departamento de Defensa [ cita requerida ] | |
12 | 1985-10-03 | Transbordador espacial Atlantis ( STS-51-J ) | Estados Unidos-11 / 12 ( DSCS ) | Carga útil de DoD clasificada | |
3 | 1986-01-28 | Transbordador espacial Challenger ( STS-51-L ) | TDRS-B | Destruido durante el lanzamiento [12] | |
7 | 1988-09-29 | Descubrimiento del transbordador espacial ( STS-26 ) | TDRS-C (TDRS-3) | ||
9 | 13/03/1989 | Descubrimiento del transbordador espacial ( STS-29 ) | TDRS-D (TDRS-4) | ||
18 | 4 de mayo de 1989 | Transbordador espacial Atlantis ( STS-30 ) | Magallanes | Sonda a Venus . Solo un tanque de hidracina. [9] | |
8 | 14 de junio de 1989 | Titán IV (402) A | USA-39 ( DSP ) | ||
19 | 1989-10-18 | Transbordador espacial Atlantis ( STS-34 ) | Galileo | Sonda a Júpiter | |
5 | 1989-11-23 | Descubrimiento del transbordador espacial ( STS-33 ) | USA-48 ( Magnum ) | Carga útil de DoD clasificada | |
17 | 1990-10-06 | Descubrimiento del transbordador espacial ( STS-41 ) | Ulises | Sonda a las regiones polares del sol | |
6 | 1990-11-13 | Titán IV (402) A | USA-65 ( DSP ) | ||
15 | 1991-08-02 | Transbordador espacial Atlantis ( STS-43 ) | TDRS-E (TDRS-5) | ||
14 | 1991-11-24 | Transbordador espacial Atlantis ( STS-44 ) | USA-75 ( DSP ) | ||
13 | 1993-01-13 | Transbordador espacial Endeavour ( STS-54 ) | TDRS-F (TDRS-6) | ||
20 | 1994-12-22 | Titán IV (402) A | Estados Unidos-107 ( DSP ) | ||
26 | 1995-07-13 | Descubrimiento del transbordador espacial ( STS-70 ) | TDRS-G (TDRS-7) | ||
4 | 1997-02-23 | Titán IV (402) B | USA-130 ( DSP ) | ||
21 | 1999-04-09 | Titán IV (402) B | USA-142 ( DSP ) | La primera y la segunda etapa del IUS no se separaron, la carga útil se colocó en una órbita inútil | |
27 | 1999-07-23 | Transbordador espacial Columbia ( STS-93 ) | Observatorio de rayos X Chandra | Último lanzamiento de una carga útil utilizando IUS en un transbordador espacial. | |
22 | 2000-05-08 | Titán IV (402) B | USA-149 ( DSP ) | ||
dieciséis | 2001-08-06 | Titán IV (402) B | Estados Unidos-159 ( DSP ) | ||
10 | 2004-02-14 | Titán IV (402) B | USA-176 ( DSP ) |
Galería
TDRS-C en la bahía de carga útil del transbordador espacial Discovery
Lanzamiento de TDRS-C
Ulysses utilizó una combinación de PAM-S e IUS
Un escenario superior inercial en el Museo del Vuelo en Seattle
Referencias
- ^ a b c d e f "Etapa superior inercial" . Consultado el 13 de julio de 2014 .
- ^ a b "Etapa superior inercial" . Boeing. Archivado desde el original el 21 de julio de 2012 . Consultado el 21 de julio de 2012 .
- ^ a b c d e f g h "Etapa superior inercial" . Consultado el 21 de julio de 2012 .
- ^ "Boeing lanza dos satélites" . El Boletín . UPI. 1 de noviembre de 1982. p. 3 . Consultado el 23 de febrero de 2014 .
Boeing ganó el contrato para desarrollar el IUS en 1976 ...
- ^ Virginia Dawson; Mark Bowles. "Domando hidrógeno líquido: el cohete de etapa superior Centaur" (PDF) . nasa.gov . pag. 172 . Consultado el 24 de julio de 2014 .
Argumentaron que el IUS, que fue diseñado por la Fuerza Aérea, era un cohete potencialmente mejor. La primera etapa del cohete de dos etapas era capaz de lanzar cargas útiles de tamaño mediano como máximo. Esta limitación se superaría mediante la adición de una segunda etapa para cargas útiles más grandes con destinos en espacios más profundos. Específicamente, la Fuerza Aérea le pidió a la NASA que desarrollara una etapa adicional que podría usarse para misiones planetarias, como una sonda propuesta a Júpiter llamada Galileo.
- ^ "Etapa superior inercial de Titán IV (IUS)" . www.globalsecurity.org . Consultado el 2 de febrero de 2019 .
- ^ "CARGAS DE SISTEMA DE TRANSPORTE ESPACIAL" . science.ksc.nasa.gov . Consultado el 2 de febrero de 2019 .
- ^ "El Cabo, Capítulo 2, Sección 6, Operaciones espaciales militares TITAN 34D y" . www.globalsecurity.org . Consultado el 2 de febrero de 2019 .
- ^ a b c d "KIT DE PRENSA STS-30" . Abril de 1989.
El IUS mide 17 pies de largo y 9.25 pies de diámetro. Consiste en un faldón de popa; un motor de cohete sólido de popa (SRM) que contiene aproximadamente 21,400 libras de propulsor y genera aproximadamente 42,000 libras de empuje; una entre etapas; un SRM de etapa delantera con 6.000 libras de propulsor que genera aproximadamente 18.000 libras de empuje; y una sección de soporte de equipos. - La sección de soporte de equipos contiene la aviónica, que proporciona orientación, navegación, control, telemetría, comando y gestión de datos, control de reacción y energía eléctrica. Todos los componentes de misión crítica del sistema de aviónica, junto con los actuadores de vector de empuje, los propulsores de control de reacción, el encendedor del motor y el equipo de separación de la etapa pirotécnica son redundantes para asegurar una confiabilidad superior al 98%. - El vehículo de dos etapas IUS utiliza un SRM grande y pequeño. Estos motores emplean boquillas móviles para el control del vector de empuje. Las boquillas proporcionan hasta 4 grados de dirección en el motor grande y 7 grados en el motor pequeño. El motor grande es el SRM de mayor duración de empuje jamás desarrollado para el espacio, con la capacidad de empujar hasta 150 segundos. Los requisitos y las limitaciones de la misión (como el peso) se pueden cumplir adaptando la cantidad de propulsor transportado.
- ^ Virginia Dawson; Mark Bowles. "Domando hidrógeno líquido: el cohete de etapa superior Centaur" (PDF) . nasa.gov . pag. 211 . Consultado el 24 de julio de 2014 .
- ^ Krebs, Gunter. "IUS" . Página espacial de Gunter . Consultado el 21 de julio de 2012 .
- ^ "Sistema de satélite de seguimiento y retransmisión de datos (TDRSS)" . Comunicaciones espaciales de la NASA . Consultado el 25 de junio de 2009 .
enlaces externos
- Evolución del enlace cruzado de la etapa superior inercial Invierno de 2003 Vol 4 Num 1 (publicado por The Aerospace Corporation), página 38
- Etapa superior inercial en la Federación de Científicos Estadounidenses