Inerciální horní fáze - Inertial Upper Stage
 Malování Ulysses nasazení z raketoplánu | |
| Výrobce | Boeing United Technologies |
|---|---|
| Země původu | Spojené státy |
| Používá se na | Raketoplán Titan 34D Titan IV |
| Obecná charakteristika | |
| Výška | 5,2 m (17 stop)[1] |
| Průměr | 2,8 m (9 ft 2 v) |
| Hrubá hmotnost | 14 700 kg (32 400 lb) |
| Přidružené fáze | |
| Deriváty | TOS |
| Historie spuštění | |
| Postavení | V důchodu |
| Celkový počet spuštění | 24 |
| Úspěchy (pouze fáze) | 21 |
| Selhalo | 2 |
| Dolní jeviště selhalo | 1 |
| První let | 30. října 1982 |
| Poslední let | 14. února 2004[2] |
| Fáze 1 | |
| Délka | 3,15 m (10,3 ft)[3] |
| Průměr | 2,34 m (7 ft 8 v)[3] |
| Hrubá hmotnost | 10 400 kg (22 900 lb)[3] |
| Hmota hnacího plynu | 9 700 kg (21 400 lb)[1] |
| Motory | Orbus-21 |
| Tah | 190 kN (43 000 lb.F)[1] |
| Specifický impuls | 295,5 s[3] |
| Doba hoření | až 150 sekund[1] |
| Palivo | Pevný |
| Fáze 2 | |
| Délka | 1,98 m (6 ft 6 v)[3] |
| Průměr | 1,60 m (5 ft 3 v)[3] |
| Hrubá hmotnost | 3 000 kg (6600 lb) |
| Hmota hnacího plynu | 2700 kg (6000 lb)[1] |
| Motory | Orbus-6 |
| Tah | 80 kN (18 000 lbF)[1] |
| Specifický impuls | 289,1 s[3] |
| Palivo | Pevný |
The Inerciální horní fáze (IUS), původně označený jako Prozatímní horní fáze, byl dvoustupňový, na tuhá paliva systém vypouštění do vesmíru vyvinutý společností Boeing pro United States Air Force začátek v roce 1976[4] pro zvýšení užitečného zatížení z nízká oběžná dráha Země na vyšší oběžné dráhy nebo meziplanetární dráhy po startu na palubu a Titan 34D nebo Titan IV raketa nebo z nákladového prostoru letadla Raketoplán.
Rozvoj
Během vývoje raketoplánu NASA s podporou letectva chtěla horní stupeň, který by mohl být použit na raketoplánu k dodání nákladu z nízké oběžné dráhy Země na vyšší energetické dráhy, jako je GTO nebo GEO nebo uniknout z rychlosti planetových sond. Kandidáti byli Kentaur, poháněný kapalným vodíkem a kapalným kyslíkem, Transtage, poháněn hypergolický skladovatelná paliva Aerozin-50 a N
2Ó
4a prozatímní horní stupeň s použitím tuhého paliva. The DOD uvedl, že Transtage mohl podporovat všechny obranné potřeby, ale nemohl splnit vědecké požadavky NASA, IUS mohl podporovat většinu obranných potřeb a některé vědecké mise, zatímco Centaur mohl uspokojit všechny potřeby jak letectva, tak NASA. Vývoj začal na Centauru i na IUS a do konstrukce IUS byla přidána druhá fáze, kterou bylo možné použít buď jako apogee kick motor pro vkládání užitečných zatížení přímo na geostacionární oběžnou dráhu nebo pro zvýšení hmotnosti užitečného zatížení přivedeného k únikové rychlosti.[5]
Boeing byl hlavním dodavatelem IUS[6] zatímco divize chemických systémů v United Technologies postavil IUS pevné raketové motory.[7]
Při startu z raketoplánu mohl IUS dodat přímo do GEO až 2270 kilogramů (5 000 lb) nebo až 4 940 kilogramů (10 890 lb) do GTO.[3]
První start IUS byl v roce 1982 na raketě Titan 34D z Stanice vzdušných sil Cape Canaveral krátce před STS-6 Raketoplánová mise.[8]
Vývoj Shuttle-Centaur byl zastaven po Katastrofa vyzyvatele a z prozatímní horní fáze se stala setrvačná horní fáze.
Design
Tuhý raketový motor na obou stupních měl řiditelnou trysku pro vektorování tahu. 2. etapa měla hydrazin reakční trysky pro kontrolu nadmořské výšky při dojezdu a pro oddělení od užitečného zatížení.[9] V závislosti na misi mohly být namontovány jeden, dva nebo tři 120 lb nádrže hydrazinu.[9]
Aplikace
Při startu Titanu by posilovač Titanu spustil IUS a přenesl náklad na nízkou oběžnou dráhu Země, kde byl oddělen od Titanu, a zapálil svůj první stupeň, který jej přenesl na eliptickou „přenosovou“ oběžnou dráhu do vyšší nadmořské výšky.
Při startu raketoplánu byla otevřena pozice nákladu na orbitě, zvýšen IUS a jeho užitečné zatížení ( IUS Airborne Support Equipment (ASE)) do úhlu 50-52 ° a uvolněno.[9] Poté, co se raketoplán oddělil od užitečného nákladu do bezpečné vzdálenosti, zapálil se první stupeň IUS a jako na pomocné misi Titanu vstoupil na „přenosovou dráhu“.
Po dosažení apogee na oběžné dráze byla první fáze a mezistupňová struktura upuštěna. Druhá etapa poté vypálila, aby oběžnou dráhu obehla, poté vypustila satelit a pomocí svých tryskových řídicích systémů zahájila retrográdní manévr, aby vstoupila na nižší oběžnou dráhu, aby zabránila možnosti kolize s jejím užitečným zatížením.
Kromě výše popsaných komunikačních a průzkumných misí, které umístily užitečné zatížení na stacionární (24hodinovou) oběžnou dráhu, byl IUS také použit k urychlení kosmických lodí směrem k planetárním trajektoriím. U těchto misí byla druhá fáze IUS oddělena a zapálena bezprostředně po vyhoření první fáze. Zapálení druhého stupně v malé nadmořské výšce (a tedy vysoké orbitální rychlosti) poskytlo mimořádnou rychlost, kterou kosmická loď potřebovala k úniku z oběžné dráhy Země (viz Oberth účinek ). IUS nemohl propůjčit svému nákladu tolik rychlosti, kolik by dokázal Centaur: zatímco Centaur mohl spustit Galileo přímo na dvouletou cestu k Jupiteru, IUS vyžadoval šestiletou cestu s několika gravitačními asistencemi.[10]
Ke konečnému letu IUS došlo v únoru 2004.[2]
Lety
| S / N[11] | Datum spuštění | Spusťte vozidlo | Užitečné zatížení | Poznámky | obraz |
|---|---|---|---|---|---|
| 2 | 1982-10-30 | Titan 34D | DSCS II F-16 /III A-1 | Mise úspěšná navzdory ztrátě telemetrie po většinu letu. | |
| 1 | 1983-04-04 | Raketoplán Vyzývatel (STS-6 ) | TDRS-A (TDRS-1) | Druhá fáze se zhroutila kvůli problému s motorem propeleru, což mělo za následek nesprávnou oběžnou dráhu. Zaměstnanci Boeingu, kteří let sledovali, dokázali oddělit padající IUS od satelitu, aby jej bylo možné manévrovat na jeho poslední oběžnou dráhu. |  |
| 11 | 1985-01-24 | Raketoplán Objev (STS-51-C ) | USA-8 (Magnum ) | Utajované užitečné zatížení DoD[Citace je zapotřebí ] | |
| 12 | 1985-10-03 | Raketoplán Atlantis (STS-51-J ) | USA-11 /12 (DSCS ) | Utajované užitečné zatížení DoD | |
| 3 | 1986-01-28 | Raketoplán Vyzývatel (STS-51-L ) | TDRS-B | Zničeno během startu[12] | |
| 7 | 1988-09-29 | Raketoplán Objev (STS-26 ) | TDRS-C (TDRS-3) |  | |
| 9 | 1989-03-13 | Raketoplán Objev (STS-29 ) | TDRS-D (TDRS-4) | ||
| 18 | 1989-05-04 | Raketoplán Atlantis (STS-30 ) | Magellan | Sondujte do Venuše. Pouze jedna nádrž hydrazinu.[9] |  |
| 8 | 1989-06-14 | Titan IV (402) A | USA-39 (DSP ) | ||
| 19 | 1989-10-18 | Raketoplán Atlantis (STS-34 ) | Galileo | Sondujte do Jupiter |  |
| 5 | 1989-11-23 | Raketoplán Objev (STS-33 ) | USA-48 (Magnum ) | Utajované užitečné zatížení DoD | |
| 17 | 1990-10-06 | Raketoplán Objev (STS-41 ) | Ulysses | Sonda do polárních oblastí slunce |  |
| 6 | 1990-11-13 | Titan IV (402) A | USA-65 (DSP ) | ||
| 15 | 1991-08-02 | Raketoplán Atlantis (STS-43 ) | TDRS-E (TDRS-5) |  | |
| 14 | 1991-11-24 | Raketoplán Atlantis (STS-44 ) | USA-75 (DSP ) | ||
| 13 | 1993-01-13 | Raketoplán Usilovat (STS-54 ) | TDRS-F (TDRS-6) |  | |
| 20 | 1994-12-22 | Titan IV (402) A | USA-107 (DSP ) | ||
| 26 | 1995-07-13 | Raketoplán Objev (STS-70 ) | TDRS-G (TDRS-7) | ||
| 4 | 1997-02-23 | Titan IV (402) B | USA-130 (DSP ) | ||
| 21 | 1999-04-09 | Titan IV (402) B | USA-142 (DSP ) | První a druhý stupeň IUS se nepodařilo oddělit, užitečné zatížení bylo umístěno na zbytečnou oběžnou dráhu | |
| 27 | 1999-07-23 | Raketoplán Columbia (STS-93 ) | Rentgenová observatoř Chandra | Poslední spuštění užitečného zatížení pomocí IUS na raketoplánu. |  |
| 22 | 2000-05-08 | Titan IV (402) B | USA-149 (DSP ) | ||
| 16 | 2001-08-06 | Titan IV (402) B | USA-159 (DSP ) | ||
| 10 | 2004-02-14 | Titan IV (402) B | USA-176 (DSP ) |
Galerie
TDRS-C v raketoplánu Objevnákladového prostoru
Nakloňte stůl v pozici nasazení
Vydání TDRS-C
Ulysses použili kombinaci PAM-S a IUS
Setrvačná horní fáze u Muzeum letu v Seattlu
Reference
- ^ A b C d E F „Inerciální horní fáze“. Citováno 13. července 2014.
- ^ A b „Setrvačná horní fáze“. Boeing. Archivovány od originál dne 21. července 2012. Citováno 21. července 2012.
- ^ A b C d E F G h „Setrvačná horní fáze“. Citováno 21. července 2012.
- ^ „Boeing vypouští dva satelity“. Bulletin. UPI. 1. listopadu 1982. str. 3. Citováno 23. února 2014.
Boeing získal zakázku na vývoj IUS v roce 1976 ...
- ^ Virginia Dawsonová; Mark Bowles. „Zkrocení tekutého vodíku: raketa horního stupně Kentaura“ (PDF). nasa.gov. str. 172. Citováno 24. července 2014.
Tvrdili, že IUS, který byl navržen letectvem, byla potenciálně lepší raketa. První stupeň dvoustupňové rakety byl schopen nést maximálně střední užitečné zatížení. Toto omezení by bylo překonáno přidáním druhého stupně pro větší užitečné zatížení s cíli do hlubšího prostoru. Konkrétně letectvo požádalo NASA, aby vyvinulo další stupeň, který by mohl být použit pro planetární mise, jako je navrhovaná sonda k Jupiteru zvaná Galileo.
- ^ „Inerciální horní fáze Titanu IV (IUS)“. www.globalsecurity.org. Citováno 2. února 2019.
- ^ „VESMÍRNÁ DOPRAVNÍ SYSTÉM VÝPLATY“. science.ksc.nasa.gov. Citováno 2. února 2019.
- ^ „Cape, kapitola 2, oddíl 6, vojenské vesmírné operace TITAN 34D a“. www.globalsecurity.org. Citováno 2. února 2019.
- ^ A b C d "TISKOVÁ SADA STS-30". Dubna 1989.
IUS je 17 stop dlouhý a 9,25 ft. V průměru. Skládá se ze zadní sukně; zadní raketový motor na tuhá paliva (SRM) obsahující přibližně 21 400 lb. hnacího plynu a generující přibližně 42 000 lb. tahu; mezistupeň; přední stupeň SRM s hnacím prostředkem o hmotnosti 6 000 lb, který generuje tah přibližně 18 000 lb; a část podpory zařízení. - Sekce podpory zařízení obsahuje avioniku, která poskytuje vedení, navigaci, řízení, telemetrii, správu příkazů a dat, řízení reakce a elektrickou energii. Všechny kritické součásti systému avioniky spolu s akčními vektorovými akčními členy, reakčními tryskami, motorovým zapalovačem a pyrotechnickým separačním zařízením jsou nadbytečné, aby byla zajištěna lepší než 98% spolehlivost. - Dvoustupňové vozidlo IUS používá velké i malé SRM. Tyto motory používají pro řízení vektoru tahu pohyblivé trysky. Trysky zajišťují až 4 stupně řízení u velkého motoru a 7 stupňů u malého motoru. Velký motor je nejdelší dobou tahu, jakou kdy SRM vyvinulo pro vesmír, se schopností táhnout až 150 sekund. Požadavky a omezení mise (například hmotnost) lze splnit přizpůsobením množství přepravovaného paliva.
- ^ Virginia Dawsonová; Mark Bowles. „Zkrocení tekutého vodíku: raketa horního stupně Kentaura“ (PDF). nasa.gov. str. 211. Citováno 24. července 2014.
- ^ Krebs, Gunter. "IUS". Gunterova vesmírná stránka. Citováno 21. července 2012.
- ^ „Satelitní systém pro sledování a přenos dat (TDRSS)“. Vesmírná komunikace NASA. Citováno 2009-06-25.
externí odkazy
- Vývoj setrvačné horní fáze Crosslink Zima 2003, svazek 4, číslo 1 (publikováno společností Aerospace Corporation), strana 38
- Inerciální horní fáze na Federaci amerických vědců
| Součásti |    | |
|---|---|---|
| Orbiters | ||
| Doplňky | ||
| Weby | ||
| Operace a školení | ||
| Testování | ||
| Katastrofy | ||
| Podpěra, podpora | ||
| Speciální | ||
| Vesmírné obleky | ||
| Experimenty | ||
| Deriváty | ||
| Repliky | ||
| Příbuzný |
| |