La etapa superior inercial ( IUS ), originalmente designada etapa superior provisional , fue un sistema de lanzamiento espacial de dos etapas , alimentado 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 baja de la Tierra 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 el compartimento de carga útil del transbordador espacial como un 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 entregar cargas útiles desde la órbita terrestre baja a órbitas de mayor energía como GTO o GEO o para la velocidad de escape de las sondas planetarias. Los candidatos eran el Centaur , propulsado por hidrógeno líquido y oxígeno líquido, el Transtage , propulsado por propulsantes almacenables hipergólicos Aerozine-50 y tetróxido de dinitrógeno ( N 2 O 4 ), y la Etapa Superior Interina, que usa propulsante sólido. El DOD informó que Transtage podría satisfacer todas las necesidades de defensa pero no podría satisfacer 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 patada 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]
Al ser lanzado desde el transbordador espacial, el 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 transbordador Centaur se detuvo después del desastre del Challenger , y la etapa superior provisional se convirtió en la etapa superior inercial.
El motor de cohete sólido de 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 la actitud durante la marcha por inercia y para la separación de la carga útil. [9] Dependiendo de la misión, se podían instalar uno, dos o tres tanques de 54 kg (120 lb) de hidracina. [9]
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En los lanzamientos desde Titán, el cohete Titán lanzaría el IUS, llevando la carga útil a una órbita terrestre baja, donde se separaría de Titán y encendería su primera etapa, que la llevaría a una órbita de "transferencia" elíptica a una mayor altitud.
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 Soporte Aéreo (ASE) del IUS) a un ángulo de 50-52° y se liberó. [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 llegar al apogeo en la órbita de transferencia, la primera etapa y la estructura intermedia fueron desechadas. La segunda etapa se encendió para circularizar la órbita, después de lo cual liberó al satélite y, utilizando sus propulsores de control de actitud, comenzó una maniobra retrógrada para ingresar en una órbita más baja y 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 naves espaciales hacia trayectorias planetarias. Para estas misiones, la segunda etapa del IUS se separó y se encendió inmediatamente después de que se quemara la primera etapa. El encendido de la segunda etapa a baja altitud (y, por lo tanto, a alta velocidad orbital) proporcionó la velocidad adicional que la nave espacial necesitaba para escapar de la órbita terrestre (véase el efecto Oberth ). El IUS no podía impartir tanta velocidad a su carga útil como lo habría hecho el Centaur: mientras que el 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 tuvo lugar 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 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 al espacio más profundo. En concreto, la Fuerza Aérea pidió a la NASA que desarrollara una etapa adicional que pudiera utilizarse para misiones planetarias como una sonda propuesta a Júpiter llamada Galileo.
IUS tiene 17 pies de largo y 9,25 pies de diámetro. Consta de un faldón trasero; un motor de cohete sólido (SRM) de etapa trasera que contiene aproximadamente 21.400 libras de propulsante y genera aproximadamente 42.000 libras de empuje; una etapa intermedia; un SRM de etapa delantera con 6.000 libras de propulsante que genera aproximadamente 18.000 libras de empuje; y una sección de soporte de equipo. - La sección de soporte de equipo contiene la aviónica, que proporciona guía, navegación, control, telemetría, comando y gestión de datos, control de reacción y energía eléctrica. Todos los componentes críticos para la misión del sistema de aviónica, junto con los actuadores del 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 por ciento. - El vehículo de dos etapas IUS utiliza un SRM grande y uno pequeño. Estos motores emplean toberas móviles para el control del vector de empuje. Las toberas 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 impulsar hasta 150 segundos. Los requisitos y las limitaciones de la misión (como el peso) se pueden cumplir adaptando la cantidad de propulsor transportado.
