Инерциальная верхняя ступень ( IUS ), первоначально обозначенная как промежуточная верхняя ступень , была двухступенчатой твердотопливной космической системой запуска , разработанной компанией Boeing для ВВС США в 1976 году [4] для подъема полезных грузов с низкой околоземной орбиты на более высокие орбиты или межпланетные траектории после запуска на борту ракеты Titan 34D или Titan IV в качестве верхней ступени , или из грузового отсека космического челнока в качестве космического буксира .
Во время разработки Space Shuttle, NASA, при поддержке ВВС, хотело верхнюю ступень, которая могла бы использоваться на Shuttle для доставки полезных грузов с низкой околоземной орбиты на более высокие энергетические орбиты, такие как GTO или GEO , или для достижения второй космической скорости для планетарных зондов. Кандидатами были Centaur , работающий на жидком водороде и жидком кислороде, Transtage , работающий на гиперголических хранимых топливах Aerozine-50 и тетраоксиде диазота ( N 2 O 4 ), и Interim Upper Stage, использующий твердое топливо. Министерство обороны сообщило, что Transtage может удовлетворить все потребности обороны, но не может удовлетворить научные требования NASA, IUS может удовлетворить большинство потребностей обороны и некоторые научные миссии, в то время как Centaur может удовлетворить все потребности как ВВС, так и NASA. Разработка началась как с Centaur, так и с IUS, и к конструкции IUS была добавлена вторая ступень, которая могла использоваться либо в качестве двигателя для апогейного толчка для вывода полезных грузов непосредственно на геостационарную орбиту, либо для увеличения массы полезной нагрузки, доведенной до второй космической скорости. [5]
Компания Boeing была основным подрядчиком по проекту IUS [6], в то время как подразделение Chemical Systems компании United Technologies изготавливало твердотопливные ракетные двигатели для IUS. [7]
При запуске с космического челнока IUS может доставить до 2270 кг (5000 фунтов) непосредственно на ГСО или до 4940 кг (10 890 фунтов) на ГПО . [3]
Первый запуск IUS состоялся в 1982 году на ракете Titan 34D с базы ВВС на мысе Канаверал незадолго до миссии космического челнока STS-6 . [8]
Разработка шаттла «Центавр» была остановлена после катастрофы «Челленджера» , а промежуточная верхняя ступень стала инерциальной верхней ступенью.
Твердотопливный ракетный двигатель на обеих ступенях имел управляемое сопло для управления вектором тяги. Вторая ступень имела реактивные управляющие сопла гидразина для управления ориентацией во время движения по инерции и для отделения от полезной нагрузки. [9] В зависимости от миссии могли быть установлены один, два или три 54-килограммовых (120 фунтов) бака гидразина. [9]
.jpg/1280px-Galileo_Deployment_(high_res).jpg)
При запусках ракеты-носителя Titan ракета-носитель Titan запускала IUS, выводя полезный груз на низкую околоземную орбиту, где он отделялся от Titan и включал первую ступень, которая выводила его на эллиптическую «переходную» орбиту на большую высоту.
При запуске шаттла грузовой отсек орбитального корабля открывался, IUS и его полезный груз поднимались (с помощью бортового вспомогательного оборудования IUS (ASE)) на угол 50-52° и отсоединялись. [9] После того, как шаттл отделился от полезного груза на безопасном расстоянии, первая ступень IUS включалась и, как и в случае с ракетой-носителем Titan, выходила на «переходную орбиту».
Достигнув апогея на переходной орбите, первая ступень и межступенчатая структура были сброшены. Затем вторая ступень включилась, чтобы сделать орбиту круговой, после чего она отделила спутник и, используя свои двигатели управления ориентацией, начала ретроградный маневр для выхода на более низкую орбиту, чтобы избежать любой возможности столкновения с полезной нагрузкой.
В дополнение к коммуникационным и разведывательным миссиям, описанным выше, которые выводили полезную нагрузку на стационарную (24-часовую) орбиту, IUS также использовался для ускорения космических аппаратов по траекториям планет. Для этих миссий вторая ступень IUS отделялась и зажигалась сразу после сгорания первой ступени. Зажигание второй ступени на низкой высоте (и, таким образом, высокая орбитальная скорость) обеспечивало дополнительную скорость, необходимую космическому аппарату для выхода с околоземной орбиты (см. эффект Оберта ). IUS не мог придать своей полезной нагрузке столько скорости, сколько мог бы Centaur: в то время как Centaur мог бы напрямую запустить Galileo в двухгодичное путешествие к Юпитеру, IUS требовал шестилетнего путешествия с множественными гравитационными маневрами. [10]
Последний полет IUS состоялся в феврале 2004 года. [2]
Boeing выиграл контракт на разработку IUS в 1976 г.
утверждали, что IUS, разработанная ВВС, была потенциально лучшей ракетой. Первая ступень двухступенчатой ракеты была способна запускать максимум средние полезные грузы. Это ограничение можно было преодолеть путем добавления второй ступени для более крупных полезных грузов с пунктами назначения в более глубокий космос. В частности, ВВС попросили НАСА разработать дополнительную ступень, которая могла бы использоваться для планетарных миссий, таких как предлагаемый зонд к Юпитеру под названием Galileo.
Длина IUS составляет 17 футов, а диаметр — 9,25 фута. Он состоит из кормовой юбки; твердотопливного ракетного двигателя (SRM) задней ступени, содержащего приблизительно 21 400 фунтов топлива и создающего приблизительно 42 000 фунтов тяги; промежуточной ступени; SRM передней ступени с 6000 фунтов топлива, создающего приблизительно 18 000 фунтов тяги; и секции поддержки оборудования. - Секция поддержки оборудования содержит авионику, которая обеспечивает наведение, навигацию, управление, телеметрию, управление командами и данными, управление реакцией и электропитание. Все критически важные компоненты системы авионики, а также приводы вектора тяги, реактивные двигатели управления, воспламенитель двигателя и пиротехническое оборудование разделения ступеней являются избыточными для обеспечения надежности более 98 процентов. - Двухступенчатый аппарат IUS использует как большой, так и малый SRM. Эти двигатели используют подвижные сопла для управления вектором тяги. Сопла обеспечивают до 4 градусов рулевого управления на большом двигателе и 7 градусов на малом двигателе. Большой двигатель является SRM с самой большой продолжительностью тяги, когда-либо разработанной для космоса, с возможностью тяги до 150 секунд. Требования и ограничения миссии (например, вес) могут быть выполнены путем адаптации количества перевозимого топлива.
