La Etapa Superior Inercial ( IUS ), originalmente designada Etapa Superior Interina , era un sistema de lanzamiento espacial de dos etapas con combustible sólido desarrollado por Boeing para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos a partir de 1976 [4] para elevar cargas útiles desde 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 etapa superior , o desde la bahía de carga útil del transbordador espacial como remolcador espacial .
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 transportar cargas útiles desde la órbita terrestre baja a órbitas de mayor energía como GTO o GEO o para escapar de la velocidad de los planetas. sondas. Los candidatos eran el Centaur , propulsado por hidrógeno líquido y oxígeno líquido, el Transstage , propulsado por propulsores hipergólicos almacenables Aerozine-50 y tetróxido de dinitrógeno ( N 2 O 4 ), y el Interim Upper Stage, que utiliza propulsor sólido. El DOD informó que Transstage podría satisfacer todas las necesidades de defensa pero no podía cumplir con los requisitos científicos de la NASA, el IUS podría satisfacer 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 motor de apogeo para insertar cargas útiles directamente en la órbita geoestacionaria o para aumentar la masa de la 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 cohetes sólidos del IUS. [7]
Cuando se lanza desde el transbordador espacial, el IUS podría entregar hasta 2270 kilogramos (5000 lb) directamente a GEO o hasta 4940 kilogramos (10 890 lb) 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.
El motor del cohete sólido en ambas etapas tenía una tobera orientable para la vectorización del empuje. La segunda etapa tenía chorros de control de reacción de hidracina para el control de actitud durante la navegación por inercia y para la separación de la carga útil. [9] Dependiendo de la misión, se podrían instalar uno, dos o tres tanques de hidracina de 54 kg (120 lb). [9]
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En los lanzamientos de Titán, el propulsor Titán lanzaría el IUS, llevando la carga útil a la órbita terrestre baja, donde se separaría del Titán y encendería su primera etapa, que lo llevaría a una órbita elíptica de "transferencia" a una altitud mayor.
En los lanzamientos del transbordador, se abrió el compartimento de carga útil del orbitador, se elevó el IUS y su carga útil (mediante el equipo de apoyo aerotransportado (ASE) del IUS) a un ángulo de 50-52° y se soltó. [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 Titán, entró en una "órbita de transferencia".
Al alcanzar el apogeo en la órbita de transferencia, la primera etapa y la estructura entre etapas fueron descartadas. Luego, la segunda etapa se disparó para circular la órbita, tras lo cual liberó el satélite y, utilizando sus jets de control de actitud, inició una maniobra retrógrada para entrar en 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 órbita estacionaria (24 horas), el IUS también se utilizó para impulsar las naves espaciales hacia trayectorias planetarias. Para estas misiones, la segunda etapa del IUS se separó y encendió inmediatamente después de quemarse la primera etapa. El encendido de la segunda etapa a baja altitud (y, por tanto, a alta velocidad orbital) proporcionó la velocidad adicional que la nave espacial necesitaba para escapar de la órbita terrestre (ver Efecto Oberth ). El IUS no pudo impartir tanta velocidad a su carga útil como habría podido hacerlo Centaur: mientras que Centaur podría haber lanzado a Galileo directamente en un viaje de dos años a Júpiter, el IUS requirió un viaje de seis años con múltiples asistencias gravitacionales. [10]
El último vuelo del IUS se produjo en febrero de 2004. [2]
Boeing ganó el contrato para desarrollar el IUS en 1976...
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 como máximo cargas útiles de tamaño mediano.
Esta limitación se superaría mediante la adición de una segunda etapa para cargas útiles más grandes con destino a un espacio más profundo.
Específicamente, la Fuerza Aérea pidió a la NASA que desarrollara una etapa adicional que podría usarse para misiones planetarias como una sonda propuesta a Júpiter llamada Galileo.
El SIU mide 17 pies de largo y 9,25 pies de diámetro.
Consta de faldón de popa;
un motor de cohete sólido (SRM) en la etapa de popa que contiene aproximadamente 21,400 lb de propulsor y genera aproximadamente 42,000 lb de empuje;
una etapa intermedia;
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, gestión de mando y 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 de motor y el equipo de separación de etapas pirotécnicas son redundantes para garantizar una confiabilidad superior al 98 por ciento.
- El vehículo IUS de dos etapas utiliza tanto un SRM grande como uno 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 de gran tamaño es el SRM de mayor duración de empuje jamás desarrollado para el espacio, con capacidad de impulsar hasta 150 segundos.
Los requisitos y limitaciones de la misión (como el peso) se pueden cumplir adaptando la cantidad de propulsor transportado.
