Atalet üst kademesi
 Ulysses'in Uzay Mekiğinden ayrılmasının bir görüntüsü. | |
| Üretici firma | Boeing United Technologies |
|---|---|
| Menşei ülke | ABD |
| Kullanılan | Space Shuttle Titan 34D Titan IV |
| Genel özellikler | |
| Yükseklik | 52 m (171 ft)[1] |
| Çap | 28 m (92 ft) |
| Brüt ağırlık | 14,700 kg (32,41 lb) |
| İlgili kademeler | |
| Türetilenler | TOS |
| Fırlatma geçmişi | |
| Durum | Sona erdi |
| Toplam fırlatmalar | 24 |
| Başarılar (sadece kademe) | 21 |
| Başarısızlık | 2 |
| Alt kademe başarısızlığı | 1 |
| İlk uçuş | 30 Ekim 1982 |
| Son uçuş | 14 Şubat 2004[2] |
| Kademe 1 | |
| Yükseklik | 315 m (1.033 ft)[3] |
| Çap | 234 m (768 ft)[3] |
| Brüt ağırlık | 10,400 kg (22,93 lb)[3] |
| Yakıt ağırlığı | 9,700 kg (21,38 lb)[1] |
| Gücünü veren | Orbus-21 |
| Maksimum itme kuvveti | 190 kN (43.000 lbf)[1] |
| Özgül itici kuvvet | 295,5 s[3] |
| Yanma süresi | 150 saniyeye kadar[1] |
| Yakıt | Katı |
| Kademe 2 | |
| Yükseklik | 198 m (650 ft)[3] |
| Çap | 160 m (520 ft)[3] |
| Brüt ağırlık | 3,000 kg (6,614 lb) |
| Yakıt ağırlığı | 2,700 kg (5,95 lb)[1] |
| Gücünü veren | Orbus-6 |
| Maksimum itme kuvveti | 80 kN (18.000 lbf)[1] |
| Özgül itici kuvvet | 289,1 s[3] |
| Yakıt | Katı |
Başlangıçta Geçici Üst Aşama olarak adlandırılan Atalet Üst Aşaması (IUS), Boeing tarafından 1976'dan itibaren Amerika Birleşik Devletleri Hava Kuvvetleri için geliştirilen iki aşamalı, katı yakıtlı bir uzay fırlatma sistemidir.[4] Üzerine yüklenmiş olan uzay görevi yüklerini alçak Dünya yörüngesinden yukarıya yükseltmek için kullanılmaktadır. Üst kademe olarak Titan 34D veya Titan IV roketleriyle veya uzay römorkörü olarak Uzay Mekiği'nin yük bölmesinden fırlatılmasının ardından daha yüksek yörüngelere veya gezegenler arası yörüngelere gönderilmesinde kullanılır.
Gelişimi
[değiştir | kaynağı değiştir]Uzay Mekiği geliştirme çalışmaları sırasında NASA, Hava Kuvvetlerinin de desteğiyle birlikte, uzaya çıkarılması planlanan yükleri alçak dünya yörüngesinden GTO veya GEO gibi daha yüksek enerjili yörüngelere taşımak veya gezegensel yörüngeler için kaçış hızından kurtulabilmek amacıyla uzay mekiği üzerinde kullanılabilecek bir üst aşamaya ihtiyaç duymuştur. Adaylar, sıvı hidrojen ve sıvı oksijenle hareket ettirilen Centaur ve hipergolik depolanabilir itici gazlar Aerozine-50 ve dinitrojen tetroksit ile hareket ettirilen Transtage ve katı yakıt kullanan Geçici Üst Aşamaydı. Savunma Bakanlığı, Transtage'in tüm savunma ihtiyaçlarını karşılayabildiğini ancak NASA'nın bilimsel gereksinimlerini karşılayamadığını, IUS'un çoğu savunma ihtiyacını ve bazı bilim görevlerini destekleyebildiğini, Centaur'un ise hem Hava Kuvvetlerinin hem de NASA'nın tüm ihtiyaçlarını karşılayabildiğini bildirmiştir. Hem Centaur hem de IUS'ta geliştirme çalışmalarına başlandı ve IUS tasarımına, yükleri doğrudan sabit yörüngeye yerleştirmek için bir apsis ateşleme motoru olarak veya kaçış hızına getirilen yük kütlesini artırmak için kullanılabilecek ikinci bir aşama eklendi.[5]
Boeing, IUS'un ana yüklenicisi olup,[6] United Technologies'in Kimyasal Sistemler Bölümü ise IUS katı roket motorlarını üretmiştir.[7]
IUS, Uzay Mekiğinden fırlatıldığında 2,270 kilogram (5,00 lb) doğrudan GEO'ya veya 4,940 kilogram (10,89 lb) kadar GTO'ya yük taşıması görevi gerçekleştirebilmekteydi.[3]
IUS'un ilk fırlatılışı 1982 yılında STS-6 Uzay Mekiği görevinden kısa bir süre önce, Cape Canaveral Hava Kuvvetleri İstasyonundan Titan 34D roketi kullanılarak gerçekleştirilmiştir.[8]
Centaur mekiğinin geliştirilme çalışmaları, Challenger felaketinden sonra durduruldu ve Geçici Üst Aşama, Atalet Üst Aşaması'na dönüştürüldü.
Tasarım
[değiştir | kaynağı değiştir]Her iki kademedeki katı roket motoru, itme vektörü sağlamak amacıyla yönlendirilebilir bir ağızlığa sahiptir. İkinci aşamada, seyir sırasında durum kontrolü ve yükten ayrılma sağlayabilmek için hidrazin reaksiyon kontrol jetleri bulunmaktadır.[9] Göreve bağlı olarak bir, iki veya üç 120 lb (54 kg) hidrazin tankı gövdeye takılabilmektedir.[9]
Uygulamalar
[değiştir | kaynağı değiştir].jpg)
Titan görevleri kapsamındaki fırlatmalarda, Titan iticisinin IUS'u fırlatacağı, yükü Titan'dan ayrıldığı alçak Dünya yörüngesine taşıması ve onu eliptik bir "transfer" yörüngesine daha yüksek bir irtifaya taşıyan ilk aşamayı ateşlemesi planlanmıştır.
Mekik fırlatıldığında, yörünge aracının yük bölmesi açılmış, IUS ve yükü (IUS Havadan Destek Ekipmanı (ASE) tarafından) 50-52° açıya yükseltilerek serbest bırakılmıştır.[9] Mekik yükten güvenli bir mesafeye kadar ayrıldıktan sonra ise, IUS'un ilk aşaması ateşlenerek Titan itici görevinde olduğu gibi bir "transfer yörüngesine" sokulmuştur.
Transfer yörüngesinde apsis noktasına ulaşıldığında, ilk aşama ve aşamalar arası yapı serbest bırakılmıştır. İkinci aşama daha sonra yörüngeyi dairesel hale getirmek için çalıştırılmış, ardından uyduyu serbest bırakarak konum kontrol jetlerini kullanmak suretiyle, yüküyle herhangi bir çarpışma olasılığını önlemek için daha düşük bir yörüngeye girmek üzere geriye dönük bir manevra başlatmıştır.
24 saatlik sabit bir yörüngeye yerleştirilebilen ve aynı zamanda yukarıda açıklanan iletişim ve keşif görevlerini yapabilen IUS, ek olarak uzay aracını gezegensel yörüngelere doğru itmek için de kullanılmıştır. Bu görevler için ikinci IUS aşaması ayrılarak ilk aşamanın tükenmesinin hemen ardından ateşlenmiştir. İkinci aşamanın düşük irtifada (ve dolayısıyla yüksek yörünge hızında) ateşlenmesi, uzay aracının Dünya yörüngesinden kaçmak için ihtiyaç duyduğu ekstra hızı sağlayabilmiştir. (bkz. Oberth etkisi ). IUS, taşıma yüküne Centaur kadar hız kazandırması mümkün değildir çünkü Centaur, Galileo'yu doğrudan Jüpiter'e doğru iki yıllık bir yolculuğa fırlatabilme yeteneğine sahipken, IUS, birden fazla yerçekimi desteğiyle altı yıllık bir yolculuğa ihtiyaç duymaktadır.[10]
IUS'un son uçuşu Şubat 2004'te gerçekleştirilmiştir.[3]
Uçuşlar
[değiştir | kaynağı değiştir]-
Uzay Mekiği Discovery'nin yük bölmesindeki TDRS-C -
TDRS-C'nin Yayınlanması -
Ulysses PAM-S ve IUS modellerini kullandı -
Seattle'daki Uçuş Müzesi'nde bir Atalet Üst Aşaması
| Seri numarası[11] | Kalkış tarihi | Kalkış aracı | Yükü | Açıklama | Görüntü |
|---|---|---|---|---|---|
| 2 | 30 Ekim 1982 | Titan 34D | DSCS II F-16/III A-1 | Uçuşun büyük bölümünde telemetri kaybı yaşanmasına rağmen görev başarılı olmuştur. | |
| 1 | 4 Nisan 1983 | Space Shuttle
(STS-6) |
TDRS-A (TDRS-1) | İkinci aşama bir itici motor sorunu nedeniyle devrilmiş ve yanlış bir yörüngeye oturmasına neden olmuştur. Uçuşu izleyen Boeing personeli yuvarlanmakta olan IUS'u uydudan ayırmayı başardı ve böylece uydu son yörüngesine manevra yapabildi. | 
|
| 11 | 24 Ocak 1985 | Space Shuttle
(STS-51-C) |
USA-8 (Magnum) | Gizli DoD yükü[12] | |
| 12 | 3 Ekim 1985 | Space Shuttle | USA-11/12 (DSCS) | DoD yükü. 1998'de gizliliği kaldırıldı.[13] | 
|
| 3 | 28 Ocak 1986 | Space Shuttle | TDRS-B | Kalkış esnasında patladı[14] | |
| 7 | 29 Eylül 1988 | Space Shuttle | TDRS-C (TDRS-3) | 
| |
| 9 | 13 Mart 1989 | Space Shuttle | TDRS-D (TDRS-4) | ||
| 18 | 4 Mayıs 1989 | Space Shuttle | Magellan | Venüs yörüngesine doğru. Yalnızca bir depo hidrazin. | 
|
| 8 | 14 Haziran 1989 | Titan IV (402) A | USA-39 (DSP) | ||
| 19 | 18 Ekim 1989 | Space Shuttle | Galileo | Jupiter uzay sondası | 
|
| 5 | 23 Kasım 1989 | Space Shuttle | USA-48 (Magnum) | Gizli DoD yükü[12] | |
| 17 | 6 Ekim 1990 | Space Shuttle | Ulysses on PAM-S | Güneş kutup noktalarına gönderilen sonda | 
|
| 6 | 13 Kasım 1990 | Titan IV (402) A | USA-65 (DSP) | ||
| 15 | 2 Ağustos 1991 | Space Shuttle | TDRS-E (TDRS-5) | 
| |
| 14 | 24 Kasım 1991 | Space Shuttle | USA-75 (DSP) | ||
| 13 | 13 Ocak 1993 | Space Shuttle | TDRS-F (TDRS-6) | 
| |
| 20 | 22 Aralık 1994 | Titan IV (402) A | USA-107 (DSP) | ||
| 26 | 13 Temmuz 1995 | Space Shuttle | TDRS-G (TDRS-7) | ||
| 4 | 23 Şubat 1997 | Titan IV (402) B | USA-130 (DSP) | ||
| 21 | 9 Nisan 1999 | Titan IV (402) B | USA-142 (DSP) | IUS birinci ve ikinci aşamaları ayrılamadı, faydalı yük işe yaramaz yörüngeye yerleştirildi | |
| 27 | 23 Temmuz 1999 | Space Shuttle | Chandra X ışını Gözlemevi | Bir Uzay Mekiği üzerinde IUS kullanan bir yükün son kez fırlatılması. | 
|
| 22 | 8 Mayıs 2000 | Titan IV (402) B | USA-149 (DSP) | ||
| 16 | 6 Ağustos 2001 | Titan IV (402) B | USA-159 (DSP) | ||
| 10 | 14 Şubat 2004 | Titan IV (402) B | USA-176 (DSP) |
Galeri
[değiştir | kaynağı değiştir]Kaynakça
[değiştir | kaynağı değiştir]- ^ a b c d e f "Inertial Upper Stage". 11 Mart 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Temmuz 2014.
- ^ "Inertial Upper Stage". Boeing. 16 Temmuz 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 21 Temmuz 2012.
- ^ a b c d e f g h i "Inertial Upper Stage". 12 Ağustos 2004 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 21 Temmuz 2012.
- ^ "Boeing launches two satellites". The Bulletin. UPI. 1 Kasım 1982. s. 3. 29 Mayıs 2024 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 23 Şubat 2014.
Boeing won the contract to develop the IUS in 1976...
- ^ Virginia Dawson; Mark Bowles. "Taming liquid hydrogen : the Centaur upper stage rocket" (PDF). nasa.gov. s. 172. 13 Aralık 2005 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 24 Temmuz 2014.
They argued that the IUS, which was designed by the Air Force, was a potentially better rocket. The first stage of the two-stage rocket was capable of launching medium-sized payloads at most. This limitation would be overcome by means of the addition of a second stage for larger payloads with destinations into deeper space. Specifically, the Air Force asked NASA to develop an additional stage that could be used for planetary missions such as a proposed probe to Jupiter called Galileo.
- ^ "Titan IV Inertial Upper Stage (IUS)". www.globalsecurity.org. 18 Nisan 2005 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 2 Şubat 2019.
- ^ "Space Transportation System Payloads". science.ksc.nasa.gov. 21 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 2 Şubat 2019.
- ^ "The Cape, Chapter 2, Section 6, TITAN 34D Military Space Operations and". www.globalsecurity.org. 30 Mart 2003 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 2 Şubat 2019.
- ^ a b c "Sts-30 Press Kit". April 1989. 28 Ağustos 2000 tarihinde kaynağından arşivlendi.
The IUS is 17 feet long and 9.25 ft. in diameter. It consists of an aft skirt; an aft stage solid rocket motor (SRM) containing approximately 21,400 lb. of propellant and generating approximately 42,000 lb. of thrust; an interstage; a forward stage SRM with 6,000 lb. of propellant generating approximately 18,000 lb. of thrust; and an equipment support section. - The equipment support section contains the avionics, which provide guidance, navigation, control, telemetry, command and data management, reaction control and electrical power. All mission-critical components of the avionics system, along with thrust vector actuators, reaction control thrusters, motor igniter and pyrotechnic stage separation equipment are redundant to assure better than 98 percent reliability. - The IUS two-stage vehicle uses both a large and small SRM. These motors employ movable nozzles for thrust vector control. The nozzles provide up to 4 degrees of steering on the large motor and 7 degrees on the small motor. The large motor is the longest thrusting duration SRM ever developed for space, with the capability to thrust as long as 150 seconds. Mission requirements and constraints (such as weight) can be met by tailoring the amount of propellant carried.
"STS-30 PRESS KIT" 16 Kasım 2021 tarihinde Wayback Machine sitesinde arşivlendi.. - ^ Virginia Dawson; Mark Bowles. "Taming liquid hydrogen : the Centaur upper stage rocket" (PDF). nasa.gov. s. 211. 13 Aralık 2005 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 24 Temmuz 2014.
- ^ Krebs, Gunter. "IUS". Gunter's Space Page. 15 Eylül 2004 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 21 Temmuz 2012.
- ^ a b Krebs, Gunter D. "Orion 1, 2 (Magnum 1, 2)". Gunter's Space Page. 30 Ağustos 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 5 Aralık 2022.
- ^ Mars, Kelli (2 Ekim 2020). "35 Years Ago: STS-51J – First Flight of Space Shuttle Atlantis". NASA. 25 Ekim 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Haziran 2022.
- ^ "Tracking and Data Relay Satellite System (TDRSS)". NASA Space Communications. 20 Mart 2009 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 25 Haziran 2009.
Dış bağlantılar
[değiştir | kaynağı değiştir]- Evolution of the Inertial Upper Stage Crosslink Winter 2003 Vol 4 Num 1 (published by The Aerospace Corporation), page 38
- Inertial Upper Stage at Federation of American Scientists