Arianna 5 | |
Wyrzutnia kosmiczna | |
---|---|
Przeniesienie Ariane ES | |
Ogólne dane | |
Ojczyźnie | |
Budowniczy | Grupa Ariane |
Pierwszy lot | 4 czerwca 1996 |
Ostatni lot | Operacyjny (sierpień 2020) |
Uruchamia (niepowodzenia) | 109 (5) |
Wzrost | 55 m² |
Średnica | 5,4 m² |
Masa startowa | 780 t |
Piętro (a) | 2 |
Take-off pchnięciem | 15 120 kN |
Baza startowa (y) | Kourou |
Ładunek | |
Niska orbita |
G: 18 t ES: 21 t ECA: 21 t |
Transfer geostacjonarny (GTO) |
G: 6,9 t ES: 8 t ECA: 10,5 t |
Motoryzacja | |
Stery strumieniowe | 2 EAP |
1 st floor | EPC: 1 silnik Vulcain 160 ton paliw kriogenicznych LOX/LH2 |
2 e piętro | ESC: 1 silnik HM-7B, 14,4 tony paliw kriogenicznych LOX / LH2 (Ariane 5 ECA) EPS: 1 silnik Aestus , 9,7 tony paliw płynnych N 2 O 4/ UDMH (Ariane 5G i ES) |
Misje | |
Satelity telekomunikacyjne Tankowiec ATV (wycofany z eksploatacji) Satelita naukowy Sonda kosmiczna |
|
Ariane 5 to wyrzutnia z Europejskiej Agencji Kosmicznej (ESA), opracowany na miejsce satelitów na orbicie geostacjonarnej i ciężkich ładunków w niskiej orbicie . Jest częścią rodziny wyrzutni Ariane i został opracowany w celu zastąpienia Ariane 4 z 1995 roku , którego ograniczone możliwości nie pozwalały już na konkurencyjne wystrzeliwanie satelitów telekomunikacyjnych o coraz większych masach, podczas gdy ten sektor był poprzednio mocną europejską wyrzutnią.
Jeśli chodzi o poprzednią Ariane, wystrzelono ją z Gujańskiego Centrum Kosmicznego (CSG).
Decyzja o opracowaniu następcy rakiety Ariane 4 została podjęta w styczniu 1985 r., kiedy ta wersja jeszcze nie latała, a sukces rakiet Ariane w dziedzinie komercyjnych satelitów nie jest jeszcze oczywisty. Program został oficjalnie zatwierdzony podczas dorocznego spotkania europejskich ministrów ds. kosmicznych w 1987 roku, które odbyło się w tym samym roku w Hadze . Nowa wyrzutnia Ariane 5 jest jednym z trzech elementów programu załogowego kosmosu, który agencja kosmiczna planuje wdrożyć. Pozostałe dwa komponenty to 17-tonowy miniwahadłowiec kosmiczny Hermès oraz laboratorium kosmiczne Columbus . Podczas gdy Ariane 4 został zoptymalizowany pod kątem umieszczania satelitów na orbicie geostacjonarnej , architektura wybrana dla Ariane 5 ma na celu umożliwienie wystrzelenia tych bardzo ciężkich statków kosmicznych na niską orbitę: pierwszy stopień i silniki startowe są zwymiarowane w taki sposób, aby móc umieścić je na swojej orbicie bez dodatkowego stopnia (wahadłowiec Hermès, umieszczony na trajektorii suborbitalnej , musi jednak, podobnie jak amerykański prom kosmiczny , użyć swojego napędu, aby ustawić się na orbicie). Ariane 5 mając do wystrzelenia załóg, rakieta została zaprojektowana tak, aby osiągnąć wskaźnik sukcesu 99% (z dwoma etapami). Wersja trzystopniowa używana do satelitów geostacjonarnych musi mieć wskaźnik sukcesu 98,5% (przy konstrukcji wskaźnik sukcesu Ariane 4 wynosił 90%, ale w rzeczywistości osiągnie 97%). Aby poradzić sobie ze stałym wzrostem masy satelitów telekomunikacyjnych, wyrzutnia musiała być w stanie umieścić 6,8 tony na geostacjonarnej orbicie transferowej , o 60% więcej niż Ariane 44L , przy koszcie kilograma niższym o 44%.
Podczas szczegółowego projektowania masa wahadłowca Hermès stale rośnie i osiąga 21 ton. Aby wyrzutnia mogła spełnić swój cel, siła ciągu głównego silnika Vulcaina wzrosła z 1050 do 1150 kiloniutonów, a kilka elementów rakiety zostało odciążonych. W końcu w 1992 r. zarzucono rozwój promu Hermès, który był zbyt drogi. Prace nad launcherem są wtedy zbyt zaawansowane, by można było kwestionować jego architekturę.
W projekcie uczestniczy około 1100 przemysłowców. Pierwszy lot, który odbywa się w dniu4 czerwca 1996jest porażką . Miotacz miał trudny start, z dwoma całkowitymi awariami ( Vol 517 w 2002 roku) i dwoma częściowymi awariami podczas pierwszych czternastu startów. ale stopniowo powrócił do sukcesu Ariane 4 . W 2009 roku Ariane 5 posiadała ponad 60% światowego rynku komercyjnych wystrzeliwanych satelitów na orbitę geostacjonarną. wgrudzień 2016Oczekuje się, że ostatni start Ariane 5 odbędzie się w 2023 roku.
Sprzedawana przez firmę Arianespace rakieta wykonuje od pięciu do siedmiu startów rocznie, zazwyczaj dwukrotnie (dwa satelity), z centrum startowego w Kourou w Gujanie . W porównaniu do Ariane 4 , Ariane 5 jest w stanie przenosić szczególnie ciężkie ładunki na niskiej orbicie : najnowsza wersja ECA może umieścić do 10,73 ton ładunku na orbicie geostacjonarnej i 21 ton na niskiej orbicie okołoziemskiej . Ariane 5 jest budowany przez konsorcjum europejskich firm, znajdujące się pod zarządem projektu ArianeGroup.
Ariane 5 została opracowana, aby wykonać skok jakościowy w porównaniu z Ariane 4 . Na początku projektu zaplanowano, że może umieścić europejski wahadłowiec Hermès na orbicie i zapewnić starty co dwa tygodnie. Jest to zupełnie nowa wyrzutnia w swojej konstrukcji, o uproszczonej architekturze i zaprojektowana jako podstawa ewolucyjnej rodziny, której wydajność można stopniowo zwiększać, aby wyrzutnia pozostała w pełni sprawna, co najmniej do 2020 roku:
W zależności od modelu, o nośności Ariane 5 decydują Arianespace i jej klienci (na ogół duzi operatorzy satelitarni).
Zgodnie z terminologią producenta Ariane 5 obejmuje:
„Etapy przyspieszania proszku” (EAP lub P230) składają się z metalowej rurki zawierającej paliwo stałe (proszek) produkowanego w zakładzie REGULUS w Gujanie oraz dyszy . Oba EAP są identyczne, otaczają EPC („ kriogeniczna scena główna ”). Każdy z tych sterów strumieniowych ma 31 m wysokości i 3 m średnicy. Przy masie własnej 38 t przenoszą 237 t prochu i dostarczają 92% całkowitego ciągu wyrzutni podczas startu (średni ciąg: 5060 kN , maksymalny ciąg: 7080 kN ).
W porównaniu z silnikiem Vulcain w EPC, dwa EAP nie mogą być wyłączone po włączeniu, stąd ich niebezpieczeństwo w przypadku awarii. Zapewniają obsługę wyrzutni na ziemi, jej odseparowanie od wyrzutni, transmisję pomiarów w locie i ich neutralizację, w przypadku przedwczesnej separacji spowodowanej przez EAP lub EPC. Każdy EAP jest wyposażony w silnik MPS, który napędza booster, dostarczając 540 ton ciągu na ziemię . Krzywa ciągu jest obliczana tak, aby zminimalizować siły aerodynamiczne i zoptymalizować osiągi: jest maksymalna w ciągu pierwszych dwudziestu sekund przy długim plateau wynoszącym 80 s .
EAP składa się z trzech segmentów. Segment przedni S1 jest produkowany we Włoszech , natomiast pozostałe dwa, S2 i S3, są produkowane bezpośrednio w Gujanie w zakładzie UPG (Usine de Propergol de Guyane). Następnie są one transportowane drogą lądową na wywrotce (przyczepa wielokołowa przeznaczona do tego celu) z fabryki do budynku integracyjnego Thruster (BIP). Są do tego przygotowane, montowane w pozycji pionowej na paletach (do których pozostaną przymocowane przez całą fazę przygotowania aż do startu) i ciągnięte przez prom (180 t stół mobilny ). Te działania przygotowawcze są wykonywane przez francusko-włoską firmę Europropulsion. Najwyższy segment S1 ma 3,5 m długości i zawiera 23,4 t proszku. Segment centralny S2 ma 10,17 m długości i zawiera 107,4 t proszku. Ostatni odcinek S3 ma 11,1 m długości i zawiera 106,7 t proszku. Otwiera się bezpośrednio na dyszę za pośrednictwem silnika MPS.
Obudowa segmentów wykonana jest ze stali o grubości 8 mm , której wnętrze pokryte jest gumowym zabezpieczeniem termicznym. Są one oddzielone międzysegmentowymi liniami izolacji. Te uszczelki są umieszczane pomiędzy segmentami. Segmenty te są ładowane proszkiem na różne sposoby, z gwiaździstym wgłębieniem na górnym segmencie (S1) i quasi-cylindrycznym wgłębieniem na pozostałych dwóch segmentach. Segmenty miotające są ładowane pod próżnią. Zawarty proszek składa się z:
Dyszy na podstawie propelenta odpowiada odprowadzająca gazy materiału miotającego w ilości dwóch ton na sekundę. Przymocowany do segmentu n O 3, może przejść do 6 ° i co najwyżej 7,3 ° . Ma długość 3,78 m , średnicę 2,99 mi masę 6,4 t . Został zaprojektowany ze stopu metalu i kompozytu (z krzemionką), aby wytrzymać bardzo wysoką temperaturę. Ciśnienie spalania w EAP wynosi 61,34 bar. Na szczycie segmentów prochu znajduje się zapalnik o długości 1,25 m, średnicy 47 cm i masie 315 kg , w tym 65 kg prochu. Pozwoli to na zapalenie pomocniczego paliwa poprzez rozpoczęcie spalania proszku, co spowoduje stopniowe spalanie wszystkich segmentów. Zapalnik sam w sobie stanowi mały propelent. Wyzwalany ładunkiem pirotechnicznym zachowuje się jak ładunek przekaźnikowy, który zapala ładunek główny. Jest to gwiaździsty blok, który zapewnia znaczny przepływ gorących gazów przez pół sekundy.
Po wyczerpaniu się prochu, 129 do 132 s po ich zapłonie, oddzieliły się od wyrzutni na wysokości około 70 km, by spaść z powrotem do Oceanu Atlantyckiego . W tym celu inicjujemy osiem rakiet dystansowych rozmieszczonych w następujący sposób: 4 z przodu (na górze) i 4 z tyłu (na dole). Każda z tych rakiet zawiera 18,9 kg prochu i zapewnia ciąg od 66 do 73 kN przez pół sekundy. Chociaż te stery są czasem odzyskane, nigdy nie są ponownie wykorzystywane, w przeciwieństwie do tego, co zostało zrobione z SRBs z promu .
W przygotowaniu jest ulepszona wersja EAP. ten30 maja 2012 r.strzelanie próbne na stanowisku badawczym wykazało średni ciąg 7000 kN (700 t ) przez 135 s .
EPCPrzycisków „kriogeniczna główny etap (EPC)” składa się głównie z dwóch ciekłych propelentów zbiorników i Vulcain kriogenicznego silnika (Vulcain II dla Ariane 5 ewolucji (ETO)). Ten etap jest wystrzeliwany przy starcie i sam zapewnia napęd wyrzutni podczas drugiej fazy lotu wyrzutni, po zwolnieniu etapów przyspieszania prochu. Działa łącznie przez dziewięć minut, podczas których zapewnia ciąg 1350 kN przy łącznej masie 188,3 t .
O wysokości 30.525 m o średnicy 5.458 m i puste masie 12,3 t , zawiera 158,5 t propelentów, rozdzielone między ciekły wodór (LH2 - 26 T ), a , tlenu ciekłego (LOX - 132,5 t ). Zbiorniki te mają pojemność odpowiednio 391 m 3 i 123 m 3 . Przechowują one propelenty schłodzone odpowiednio do -253 °C i -183 °C . Grubość ich obudowy jest rzędu 4 mm , z zabezpieczeniem termicznym z ekspandowanego poliuretanu o grubości 2 cm .
Dwa zbiorniki są poddawane działaniu helu pod ciśnieniem około 4 godz. 30 min przed startem . Ten hel pochodzi z kuli znajdującej się obok silnika Vulcain. Jest izolowana termicznie kieszenią powietrzną. Zawiera 145 kg helu, pod ciśnieniem 19 barów na starcie, a następnie 17 podczas lotu. Ten hel zwiększy ciśnienie w zbiornikach do 3,5 bara dla tlenu i 2,15 bara dla wodoru. Podczas lotu ciśnienie tlenu wynosi 3,7, a następnie 3,45 bara. Średnie natężenie przepływu helu w zbiorniku jest rzędu 0,2 kg/s . Ciekły wodór jest utrzymywany pod ciśnieniem przez gazowy wodór. Ten gazowy wodór jest pobierany z dolnej części stopnia przed silnikiem, a następnie ponownie podgrzewany i przekształcany w gaz (w temperaturze około -170 ° C ), aby ostatecznie ponownie wtłoczony do zbiornika ciekłego wodoru. Średnio odpowiada to szybkości przepływu 0,4 kg/s . Istnieje zatem cały zestaw zaworów i zaworów do kontrolowania różnych ciśnień. Ten system nazywa się COPV .
Turbopompa wodorowa w kriogenicznym silniku Vulcaina pracuje z prędkością 33 000 obr./min , rozwijając moc 15 MW , czyli 21 000 KM (moc dwóch zespołów TGV). Jest przedmiotem bardzo szczegółowych badań wytrzymałości materiałów, a konstrukcja łożysk i centrowanie poruszających się mas muszą być jak najbardziej zbliżone do perfekcji. Turbopompa tlenowa obraca się z prędkością 13.000 obr/min i rozwija moc 3,7 MW . Jego konstrukcja opiera się zasadniczo na wykorzystaniu materiałów, które nie spalą się wraz z warzonym tlenem. Silnik Vulcain otrzymuje z tych pomp 200 l tlenu i 600 l wodoru na sekundę.
Kompozyt górny obejmuje komorę wyposażenia i, w zależności od przewożonego ładunku, górny stopień z chowanym silnikiem miotającym (w przypadku Ariane 5 z górnym stopniem EPS) lub z kriogenicznymi propelentami (w przypadku Ariane 5 z górny stopień ESC).
Górny kompozyt zapewnia napęd wyrzutni po zgaszeniu i zwolnieniu stopnia EPC. Działa podczas trzeciej fazy lotu, która trwa około 25 minut .
Skrzynka na sprzętW przedziale sprzętowym znajduje się system sterowania i naprowadzania wyrzutni. Znajduje się bezpośrednio nad EPC w przypadku Ariane 5 Generic lub w wersji A5E / S, a następnie otacza silnik Aestus EPS. W przypadku Ariane 5E/CA przedział sprzętowy znajduje się nad ESC. Skrzynia z wyposażeniem to prawdziwy kokpit wyrzutni. Kieruje wszystkimi kontrolami i poleceniami lotu, a polecenia pilota są wydawane przez komputery pokładowe za pośrednictwem sprzętu elektronicznego, w oparciu o informacje dostarczane przez systemy naprowadzania. Komputery te wysyłają również wyrzutni wszystkie polecenia niezbędne do jej działania, takie jak zapłon silników, separacja stopni i wyzwolenie satelitów pokładowych. Cały sprzęt jest podwojony ( redundancja ), dzięki czemu w przypadku awarii jednego z dwóch systemów misja może być kontynuowana.
Skrzynia z wyposażeniem ma średnicę 5,43 m u podstawy i 5,46 m u góry, aby umożliwić zamocowanie konstrukcji SPELTRA (zewnętrznej konstrukcji nośnej dla wielu wyrzutni) lub owiewki. Jego wysokość wynosi 1,56 m przy masie 1500 kg . Interfejs z EPS, który wsunie się w pierścień, ma górną średnicę 3,97 m . Pierścień nośny, na którym spoczywają instrumenty, ma wtedy szerokość 33,4 cm . Oto główne instrumenty, które zawiera:
W przedziale sprzętowym znajduje się również System Attitude Control (napęd), częściej określany inicjałami SCA, który obejmuje dwa bloki dysz zasilanych hydrazyną (N 2 H 4). Umożliwiają one w szczególności kontrolę przechyłu wyrzutni w fazie wyrzutu oraz kontrolę położenia górnego kompozytu w fazie wypuszczania ładunków. Określony maksymalny czas działania skrzynki jest rzędu 6900 sekund, przy czym ten maksymalny czas działania jest zwykle obserwowany podczas misji na niskiej orbicie. SCA umożliwia również pokonanie nieprawidłowości silnika Vulcain, a jednocześnie umożliwia pozycjonowanie satelitów w 3D. Składa się z dwóch sferycznych zbiorników tytanowych , z których każdy zawiera 38 litrów hydrazyny podczas startu , pod ciśnieniem 26 barów za pomocą azotu. W skład systemu wchodzą również dwa moduły trzystrumieniowe o ciągu 460 N (na poziomie morza).
W pierwszej fazie lotu obrotem wyrzutni sterują dwa EAP, których sterowane dysze umożliwiają sterowanie rakietą we wszystkich osiach. Dzbanek nie może się obracać, ponieważ traciłby energię, a to prowadziłoby do „poszycia” propelenta EPC na ich ściankach w wyniku działania siły odśrodkowej, która wtedy by się pojawiła. Ponieważ rury i sondy mierzące ilość pozostałego paliwa są umieszczone w środku zbiornika, może to spowodować przedwczesne zatrzymanie silników po wyłączeniu turbopomp. Ten scenariusz miał już miejsce podczas drugiego lotu kwalifikacyjnego rakiety (lot 502).
Po wypuszczeniu EAP pozostał tylko jeden silnik, Vulcain, i dlatego nie jest już możliwe dostosowanie nachylenia dysz, aby zatrzymać toczenie rakiety. W tym miejscu SCA znajduje swoje zastosowanie, ponieważ dzięki trzem pędnikom będzie w stanie zatrzymać ten obrót. Te trzy silniki są sterowane w następujący sposób: jeden w prawo, jeden w lewo i ostatni na dole. Po nieudanym locie 502 ustalono, że liczba silników odrzutowych jest niewystarczająca, aby przeciwdziałać temu zjawisku, a urzędnicy woleli podjąć środki ostrożności poprzez wzmocnienie systemu: od teraz system zawiera sześć kul i dziesięć silników, co również zapewnia całkowita masa schowka na sprzęt do 1730 kg .
EPSPrzeprowadzany pod nadzorem Astrium EADS „stopień magazynowalnego paliwa” (EPS, rzadziej nazywany L9) odpowiada za dostosowanie orbity ładunków zgodnie z docelową orbitą oraz zapewnienie ich orientacji i separacji. Umieszczony wewnątrz wyrzutni nie podlega ograniczeniom środowiska zewnętrznego. Jego konstrukcja jest bardzo prosta i ogranicza się do prostych zbiorników ciśnieniowych bez turbopomp. Składa się z konstrukcji plastra miodu , silnika, zbiorników, osprzętu, usztywnień ułożonych krzyżowo oraz dziesięciu ogniw podtrzymujących zbiorniki z helem do zwiększania ciśnienia w zbiornikach głównych.
Zwężający się kształt jest wsuwany między przedział sprzętowy a adapter ładunku i mierzy 3,356 m wysokości (z dyszą) przy średnicy 3,963 m na poziomie komory sprzętowej. W adapterze ładowności jego średnica wynosi 2,624 m . Z pustym masie 1200 kg , to jest wyposażone w cztery zbiorniki aluminiowe zawierający łącznie 9,7 ton propelentów, rozdzielono pomiędzy 3,200 kg na monometylohydrazyna (mmh) i 6,500 kg na nadtlenek azotu (N 2 O 4).
Pod ciśnieniem przez dwa włókna węglowego butelki napełnionej do 400 barów i zawierających 34 kg z helem , zbiorniki te dostarczyć aestus silnik (Daimler-Benz Aerospace), który rozwija się naciskowi 29 kN do 1100 s (18 min 30 s). Jego cechą szczególną jest to, że można go ponownie zapalić w locie dwukrotnie, aby zoptymalizować niektóre ładunki. Jego dysza jest przegubowa w dwóch osiach (9,5 °). W przypadku misji na niskiej orbicie zapłon EPS poprzedzony jest fazą lotu balistycznego, co umożliwia również uwolnienie orbity ładunku po jego oddzieleniu.
To urządzenie jest używane po raz ostatni w wersji Ariane 5ES
WYJŚCIE„Kriogeniczny stopień górny” (ESC) wykorzystuje, jak sama nazwa wskazuje, silnik kriogeniczny: HM-7B . Zapewnia ciąg 65 kN przez 970 s przy masie 15 t (4,5 t w stanie pustym) i wysokości 4,71 m .
Ładunek | ||||
---|---|---|---|---|
Wyrzutnia | Masa | Wzrost |
Niska orbita |
Orbita GTO |
Ariane 5 ECA | 777 tys | 53 mln | 21 tys | 10,5 t |
Długi spacer 5 | 867 ton | 57 m² | 23 tys | 13 ton |
Atlas V 551 | 587 ton | 62 m² | 18,5 t | 8,7 tony |
Delta IV ciężki | 733 ton | 71 m² | 29 tys | 14,2 t |
Sokół 9 FT | 549 ton | 70 m² | 23 tys | 8,3 tony |
Proton -M / Briz-M | 713 ton | 58,2 m² | 22 tys | 6 ton |
H-IIB | 531 tys | 56,6 m² | 19 tys | 8 t |
Sokół ciężki | 1421 ton | 70 m² | 64 tys | 27 t |
Ładunek składa się z satelitów, które muszą być umieszczone na orbicie. Aby umożliwić wystrzelenie kilku satelitów, umieszcza się je pod owiewką w module SPELTRA (zewnętrzna konstrukcja nośna dla wielu startów) lub SYLDA (podwójny system wystrzeliwania Ariane). Funkcjonując trochę jak półka, moduły te pozwalają na umieszczenie na orbicie dwóch oddzielnych satelitów, jeden za drugim: jeden z satelitów jest umieszczony na module SPELTRA / SYLDA, drugi wewnątrz.
Ładunki i separator są uwalniane podczas czwartej fazy lotu: fazy balistycznej. W zależności od charakterystyki misji, zrzuty można wykonać natychmiast lub kilkadziesiąt minut po rozpoczęciu tej fazy. Wykonywane czynności to obroty, odległości itp.
W przypadku jednorazowego startu satelita jest umieszczany bezpośrednio na EPS, natomiast w przypadku podwójnego startu satelita dolny jest instalowany pod dzwonem utworzonym przez SPELTRA lub SYLDA, a drugi satelita następnie zatrzymuje się na konstrukcja nośna. Wszystkie interfejsy ładunku mają średnicę 2,624 m , zarówno w module CPS, jak i modułach wielokrotnego uruchamiania. Instalacje satelitarne mogą zatem czasami wymagać użycia adapterów ładowności, jeśli nie mogą one bezpośrednio wykorzystać tej średnicy do zainstalowania w owiewce. W celu udoskonalenia oferty handlowej proponowanej przez wyrzutnię opracowane zostaną trzy adaptery, zawierające interfejsy o średnicy od 93,7 cm do 1,666 m oraz obsługujące udźwigi o masie od 2 do 4,5 ton. Obejmą one śruby mocujące, sprężyny do systemu separacji i system zasilania dla dotkniętego satelity.
SPELTRASPELTRA to cylindryczna struktura plastra miodu ze zwężającą się górną częścią (6 paneli). Zbudowany z kompozytu węglowo-żywicznego o grubości 3 cm , ma od jednego do sześciu drzwi dostępowych i gniazdo do podłączenia ładunku do masztu startowego. Jest używany od pierwszego lotu Ariane 5 .
W przeciwieństwie do SYLDY, która mieści się w owiewce, SPELTRA jest umieszczana między przedziałem sprzętowym a owiewką, tak jak miało to miejsce w przypadku Ariane 4 SPELTRA . Ma zatem średnicę zewnętrzną 5,435 m , przy średnicy wewnętrznej 5,375 m . Dolna część umieszczona jest na schowku sprzętowym, a cylindryczna część górna służy jako rama łącząca owiewkę. Część w kształcie stożka ściętego służy jako adapter do ładunków.
Występuje w dwóch wersjach: krótkiej i długiej. Pierwsza mierzy 4,16 m , do czego dodaje się 1,34 m wyciętej u góry części stożkowej, co daje całkowitą wysokość 5,50 m , przy masie 704 kg . Podobnie wersja duża ma 7 m wysokości i masę 820 kg .
SYLDAOd swojego prawdziwego oznaczenia SYLDA 5, ta konstrukcja jest wewnątrz owiewki i nie wspiera jej, w przeciwieństwie do SPELTRA. Zaprojektowany przez grupę przemysłową Daimler-Benz Aerospace, mierzy 4903 m wysokości przy masie 440 kg .
Dolny stożek ma grubość 59,2 cm przy średnicy podstawy 5,435 m . Zwieńczony jest cylindryczną konstrukcją o średnicy 4,561 m na wysokości 3,244 m , która z kolei jest zwieńczona stożkiem o długości 1,067 m i końcowej średnicy 2,624 m na poziomie strefy styku z ładunkiem.
SYLDA 5 zastosowano po raz pierwszy w czasie 5 p lotu Ariane 5 (V128 lotu), wmaj 2000( Satelity Insat 3B i AsiaStar).
CzapkaWyprodukowana w Szwajcarii przez RUAG Space owiewka chroni ładunek podczas lotu w atmosferze i jest wypuszczana, gdy tylko przestanie być przydatna, aby odciążyć wyrzutnię. To uwolnienie następuje wkrótce po wystrzeleniu EAP, na wysokości około 106 km , po pozostaniu na rakiecie przez 202,5 s .
Jest to konstrukcja o średnicy zewnętrznej 5,425 m przy użytecznej średnicy wewnętrznej 4,57 m . Występuje w dwóch długościach: „krótkiej” mierzącej 12,728 m wysokości przy masie 2027 kg oraz „długiej” mierzącej 17 m wysokości przy masie 2900 kg . Wyposażony jest w elektryczne gniazdo pępowinowe do podłączenia ładunku do masztu oraz gniazdo pneumatyczne zapewniające komfort satelity, drzwi dostępowe o średnicy 60 cm oraz ochronę akustyczną, polegającą na zespoleniu plastikowych rurek pochłaniających drgania. 1200 rezonatorów zainstalowanych na 74 panelach na bazie pianki poliamidowej pokrywa ścianę wewnętrzną na ponad 9,3 m . Hałas obecny we wnętrzu utrzymuje się jednak na bardzo wysokim poziomie, sięgającym ponad 140 decybeli, co przekracza maksymalne tolerowane przez ludzkie ucho. Hałas ten przejawia się głównie w niskich częstotliwościach.
Krótka czapka została wykorzystana od 1 st lotu i długo od 11 th , wMarzec 2002 (lot V145).
Powstało kilka wersji wyrzutni, z których część nie jest już produkowana.
Trzynaście wyrzutni Ariane 5 G ( ogólne ) zostało wystrzelonych pomiędzy10 grudnia 1999 r. i 27 września 2003 r.. Ta wersja nie jest już sprzedawana.
Ta wersja Ariane 5 G posiada ulepszony drugi stopień, z możliwym obciążeniem 6950 kg . Wystrzelono trzy takie wyrzutnie, pomiędzy2 marca i 18 grudnia 2004 r.. Ta wersja nie jest już sprzedawana.
Ta wersja ma te same EAP, co Ariane 5 ECA i pierwszy stopień zmodyfikowany silnikiem Vulcain 1B. Możliwe obciążenia 6100 kg na orbicie geostacjonarnej przenoszącego (GTO). Sześć strzałów miało miejsce między11 sierpnia 2005 i 18 grudnia 2009. Ta wersja nie jest już sprzedawana.
Ta wersja jest przeznaczona do umieszczania automatycznego statku towarowego ATV na niskiej orbicie w celu uzupełnienia paliwa na Międzynarodowej Stacji Kosmicznej . Na tej orbicie może wystrzelić do 21 ton ładunku. Ariane 5 ES zapewnia trzy zapłony górnego stopnia, aby sprostać bardzo specyficznym potrzebom misji. Ponadto jego konstrukcje zostały wzmocnione, aby wspierać imponującą masę ATV (20 ton).
Osiem strzałów miało miejsce między 9 marca 2008 a 25 lipca 2018. Ta wersja nie jest już sprzedawana.
Jego pierwsze uruchomienie odbyło się w dniu 9 marca 2008.
Aby przyspieszyć rozmieszczenie konstelacji Galileo , Arianespace ogłosił 20 sierpnia 2014 r. wystrzelenie 12 satelitów trzema strzałami z wyrzutni Ariane 5 ES . Będą one uruchomione przez cztery od 2015 roku. Program ten został zakończony w dniu25 lipca 2018 r..
Ariane 5 ECA , zwana także Ariane 5 „10 ton” , ze względu na jej pojemność wynoszącą blisko dziesięć ton geostacjonarnej orbity transferowej . Jego pierwszy stopień EPC jest napędzany silnikiem Vulcain 2, który jest potężniejszy niż Vulcain 1, a drugi stopień ESC wykorzystuje kriogeniczny silnik HM-7B , stosowany już w trzecim stopniu Ariane 4 .
Od końca 2009 roku jest to jedyna wersja wykorzystywana do wystrzeliwania komercyjnych satelitów. Na18 lutego 2020 r.Została postrzelona 75 razy i doświadczył awarii podczas lotu V157 ( 1 st shot)11 grudnia 2002 r..
26 listopada 2019 znaki, z 250 -tego lotu Ariane, na 40 lat funkcjonowania wyrzutni od 24 grudnia 1979 roku.
Granice wersji ECAAriane 5 może pozostać konkurencyjna, o ile będzie mogła wystrzelić na orbitę geostacjonarną dwa komercyjne satelity. Niestety rosnąca waga satelitów geostacjonarnych może podważyć ugruntowaną pozycję wyrzutni w tym segmencie. Terrestar-1 satelita (6,7 tony przy uruchomieniu) ustanowił nowy rekord masową, ale Ariane 5 wyrzutnia odpowiedzialny za umieszczenie go na orbicie nie mógł wykonać podwójną premierę, a cena o rozpoczęciu musiała być zapłacona przez jedynego operatora TerreStar-1. Gdyby ta sytuacja miała się upowszechnić, wyrzutnie o mniejszej pojemności zoptymalizowane pod kątem prostego startu, takie jak Proton-M firmy ILS i Zenit-3, mogłyby stać się bardziej konkurencyjne niż obecnie.
Drugiego stopnia Ariane 5 nie można ponownie odpalić, w przeciwieństwie do rosyjskich wyrzutni Zenit i Proton, które od kilkudziesięciu lat stosują tę technologię. Orbity niektórych satelitów wymagają tej zdolności. W ten sposób premiera,20 kwietnia 2009, włoskiego satelity wojskowego (Sicral-1B) powierzono rosyjsko-ukraińskiej wyrzutni Zenit-3 , a nie europejskiej rakiecie.
Aby przezwyciężyć te ograniczenia, zaplanowano opracowanie wersji ME, początkowo nazwanej Ariane 5 ECB . Miało to obejmować nowy kriogeniczny i ponownie zapalany górny stopień, który miał wykorzystywać nowy, mocniejszy silnik Vinci , opracowywany w Snecma ( Safran ). Dzięki temu etapowi Ariane 5 ME byłaby w stanie wynieść do 12 ton ładunku na orbitę geostacjonarną (GTO). Pierwszy lot zaplanowano na rok 2017 lub 2019.
O opracowaniu tej wersji, z dofinansowaniem na dwa lata do 2014 r., zadecydowano na ministerialnym posiedzeniu Rady ESA w listopad 2012, nie ma już znaczenia, zostaje zastąpiony przez przyszłą Ariane 6 .
Wersja | Ariane 5G | Ariane 5ECA | Ariane 5ME |
---|---|---|---|
Międzynarodowa Stacja Kosmiczna ( t ) | 19,7 | 18,3 | 23,2 |
Geostacjonarna orbita transferowa ( t ) | 6,6 | 10,5 | 12 |
Wtrysk na Księżyc ( t ) | 5 | 7,8 | 10.2 |
Orbita księżycowa ( t ) | 3,6 | 5.65 | 7.45 |
Sol księżycowy na równiku (masa ładunku) ( t ) | 1,8 (0,9) | 2,8 (1,4) | 3,7 (1,8) |
Ziemia księżycowa na biegunie (masa ładunku) ( t ) | 0,9 (0,4) | 1,4 (0,7) | 1,85 (0,9) |
Wtrysk na orbitę marsjańską ( t ) | 3,25 | 5.15 | 8 |
Orbita marsjańska ( t ) | 2,25 | 3,6 | 5,6 |
Wersja | Ariane 5G | Ariane 5G + | Ariane 5GS | Ariane 5ECA | Ariane 5ES | Ariane 5ME | |
---|---|---|---|---|---|---|---|
Masa startowa ( t ) | 740-750 | 740-750 | 740-750 | 760-780 | 780 | 790 | |
Wysokość (m) | 52 | 52 | 52 | 56 | 53 | ? | |
Nie strzelać | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | |
Ładowność ( niska orbita okołoziemska 400 km ) (tony) |
18 | ? | ? | 21 | 21 | 21 | |
Ładunek ( geostacjonarna orbita transferowa ) (t) |
6,9 | 7,1 | 6,6 | 9,6 | 8 | 12 | |
Ładunek ( geostacjonarny transfer na podwójnej orbicie ) (t) |
6,1 | 6,3 | 5,8 | 9,1 | 7 | 11 | |
Siła startowa ( kN ) | ~ 12.000 | ~ 12.000 | ~ 12.500 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | |
Maksymalny nacisk (kN) | ~ 14.400 | ~ 14.400 | ~ 15300 | ~ 15 500 | ~ 15 500 | ~ 15 500 | |
Pierwszy lot | 4 czerwca 1996 | 2 marca 2004 r. | 11 sierpnia 2005 | 11 grudnia 2002 r. | 9 marca 2008 | Anulowana wersja | |
Ostatni lot | 27 września 2003 r. | 18 grudnia 2004 r. | 18 grudnia 2009 | czynny | 25 lipca 2018 | Anulowana wersja | |
Niezwykłe ładunki | ENVISAT , XMM-Newton | Rozeta | Thaïcom 4-iPStar 1 , MSG 2 | Satmex 6 i Thaicom 5, Astra 1L i Galaxy 17, Kosmiczny Teleskop Plancka i Herschela | ATV , Galileo (2016) | - | |
Akcelerator proszkowy (EAP) | |||||||
Oznaczenie podłogi | EAP P238 | EAP P241 | |||||
Silnik | P238 | P241 | |||||
Długość (m) | 31 | 31 | |||||
Średnica (m) | 3 | 3 | |||||
Masa (w tonach) | 270 (pusty 33) | 273 (pusty 33) | |||||
Docisk (maks.) (KN) | 4400 (6650) | 5.060 (7.080) | |||||
Czas palenia (s) | 130 | 140 | |||||
Propelenty | NH 4 CIO 4/ Al , PBHT (materiały pędne stałe typu PCPA ) | ||||||
Piętro główne (EPC) | |||||||
Oznaczenie podłogi | EPC H158 | Zmodyfikowano EPC H158 | EPC H173 | ||||
Silnik | Wulkan 1 | Wulkan 1B | Wulkan 2 | ||||
Długość (m) | 30,5 | 30,5 | 30,5 | ||||
Średnica (m) | 5.4 | 5.4 | 5.4 | ||||
Masa (t) | 170,5 (pusty 12,2) | 170,5 (12,5 pusty) | 185,5 (pusty 14,1) | ||||
Napór gruntu (kN) | 815 | 815 | 960 | ||||
Docisk w próżni (kN) | 1180 | 1180 | 1350 | ||||
Czas palenia (s) | 605 | 605 | 540 | ||||
Propelenty | LOX / LH2 | LOX / lewy 2 | LOX / LH2 | ||||
Drugie piętro | |||||||
Oznaczenie podłogi | EPS L9,7 | EPS L10 | ESC-A H14,4 | EPS L10 | ESC-B H28,2 | ||
Silnik | Aestus | Aestus | HM-7B | Aestus | Vinci | ||
Długość (m) | 3.4 | 3.4 | 4,7 | 3.4 | ? | ||
Średnica (m) | 3,96 * | 3,96 * | 5.4 | 3,96 * | 5.4 | ||
Masa (t) | 10,9 (pusty 1,2) | 11.2 (pusty 1.2) | ok. 19,2 (pusty ok. 4,6) | 11.2 (pusty 1.2) | (Propelent 28,2) | ||
Maksymalny nacisk (kN) | 27 | 27 | 64,8 | 27 | 180 | ||
Czas palenia (s) | 1100 | 1 170 | 970 | 1 170 | ? | ||
Propelenty | N 2 O 4/ CH 6 N 2 | N 2 O 4/ CH 6 N 2 | LOX / LH2 | N 2 O 4/ CH 6 N 2 | LOX / LH2 | ||
Główna charakterystyka | Wersja podstawowa zoptymalizowana dla promu kosmicznego Hermes . | Ulepszony i ponownie zapalany drugi stopień. | Mniej potężna zmodyfikowana scena główna, zmodernizowane i mocniejsze pędniki prochu. | Nowy drugi stopień bez możliwości ponownego zapłonu, brak fazy lotu bez napędu. Opracowany jako rozwiązanie rezerwowe w porównaniu z Ariane ECB . Zoptymalizowany pod kątem orbitowania geostacjonarnego. | Wzmocniona konstrukcja podtrzymująca ciężar pojazdu ATV . Zoptymalizowany pod kątem dłuższych faz lotu i wielokrotnych ponownych zapłonów. | Nowy drugi stopień, nowocześniejszy silnik, długie fazy lotu bez napędu, możliwość ponownego zapłonu. |
* Znajduje się w pudełku ze sprzętem o średnicy 5,4 metra
Rakieta Ariane 5 zostaje wystrzelona z Gujany Space Center , zbudowanego przez CNES w Gujanie Francuskiej (Ameryka Południowa) w pobliżu miasta Kourou . Na tej podstawie zbudowano instalacje przystosowane do Ariane 5, które uruchomiły poprzednie wersje wyrzutni Ariane.
Zespół startowy rakiet Ariane 5 (ELA-3, akronim od Ariane 3 Launch Assembly), który zajmuje powierzchnię 21 km 2 , służy do wystrzeliwania rakiet Ariane 5 i był od 2003 do 2009 jedynym aktywnym miejscem po koniec premiery Ariane 4 . On rozumie :
Budynki montażowe (BIL, BAF) oraz obszar wyrzutni są połączone podwójnym torem, po którym krąży mobilny stół startowy z rakietą. Rozwój umożliwia osiem startów rocznie.
Część wyrzutni Ariane 5 jest produkowana na miejscu. Jednostka produkcyjna wytwarza i nalewa paliwo stałe do dwóch z trzech segmentów każdego paliwa rakietowego (EAP) (trzeci jest odlewany we Włoszech ). Witryna posiada stanowisko testowe dla EAP.
Centrum Jupiter to centrum kontroli, które kontroluje wszystkie operacje przygotowawcze i startowe.
Dokładna szybkość napełniania paliwem jest określana na podstawie masy ładunku, orbity docelowej i trajektorii, aby zoptymalizować prawdopodobieństwo powodzenia misji.
Podczas tej fazy układy hydrauliczne są również poddawane działaniu ciśnienia w celu przetestowania obwodu.
W modelu Ariane 5ES ATV ostatnia faza obejmuje trzy kolejne zapłony.
Początki Ariadny 5 charakteryzowały się kilkoma niepowodzeniami. Zwiększenie niezawodności wyrzutni wymagało znacznego nakładu finansowego, osiągniętego kosztem rozwoju mocniejszych wersji.
Pierwszy strzał odbył się dnia 4 czerwca 1996 r.w Kourou , ale wyrzutnia została zniszczona po 37 sekundach lotu. Awaria była spowodowana błędem komputera , który wystąpił w programie do zarządzania żyroskopem zaprojektowanym dla rakiety Ariane 4, a który nie był testowany w konfiguracji Ariane 5. Usterka komputera miała swoje źródło w błędzie transkrypcji specyfikacji. Podczas wymiany między ESA a producentem jednostki inercyjnej ( zwanej też IRS ) kilkakrotnie kopiowano specyfikacje funkcjonalne i to właśnie podczas tych kopiowania pojawił się błąd. Pierwotne specyfikacje określają maksymalny dopuszczalny czas 60 sekund na ustawienie żyroskopu. Czas wyrównania to czas, w którym żyroskop osiąga swoją roboczą prędkość obrotową, a tym samym umożliwia zlokalizowanie obiektu i jego orientacji w przestrzeni. Podczas kolejnych kopii ten czas trwania 60 sekund zwiększa się do 80 sekund błędna wartość powodująca nieprawidłowe działanie programu zarządzającego danymi żyroskopowymi.
Istniała metoda obsługi tego błędu, ale błąd został wyłączony, aby poprawić wydajność systemu na Ariane 4 , biorąc pod uwagę, że na tym modelu można było wykazać, że wystąpienie przekroczenia, które miało zostać wytworzone przez program, było zerowe, biorąc pod uwagę możliwe tory lotu. Jednak specyfikacje Ariane 5, szczególnie w fazie startu, różnią się znacznie od tych z Ariane 4. Program jednostki inercyjnej , choć zbędny, spowodował dwa przekroczenia trajektorii i zakończył się sygnalizacją awarii systemów żyroskopowych. Komputer pilotujący rakietę (opracowany specjalnie dla Ariane 5), interpretując wartości błędów (prawdopodobnie ujemne) dostarczone przez drugi żyroskop, wywnioskował, że rakieta zaczęła kierować się w dół. Reakcją komputera pilotującego było maksymalne skierowanie dysz w celu wyprostowania rakiety, co znacznie zwiększyło częstość występowania wyrzutni i wywołało siły aerodynamiczne, które ją zniszczyły. Jest to z pewnością jeden z najbardziej kosztownych błędów komputerowych w historii (500 milionów dolarów).
Zwrócono uwagę, że program zarządzania ustawieniem żyroskopowym, który był źródłem wypadku, był całkowicie zbędny. W rzeczywistości został zaprojektowany do szybkiej ponownej kalibracji żyroskopów w przypadku krótkiego opóźnienia zapłonu (rzędu kilku minut), aby umożliwić szybkie wznowienie odliczania - na przykład z powodu gwałtownych zmian warunków pogodowych w miejscu startu w Kourou . Jednak ten scenariusz, początkowo przewidziany dla Ariane 3 , przez długi czas był wyłączony z procedur strzelania.
Drugi lot odbył się dnia 30 października 1997 r..
Misja została zakończona, ale pożądana orbita nie została osiągnięta, ze względu na ruch obrotowy wyrzutni na samej sobie (ruch toczny , jak blat), co doprowadziło do przedwczesnego zatrzymania napędu pierwszego stopnia EPC. Po tym zakończeniu napędu pierwszego etapu i pomimo prawidłowego uruchomienia górnego stopnia EPS, nie był w stanie nadrobić całego deficytu ciągu z pierwszego etapu lotu, przez co prowadził misję w nieznacznym stopniu. zdegradowana orbita.
Ten ruch toczenia był spowodowany momentem obrotowym generowanym przez przepływ gazów w dyszy silnika Vulcain 1, którego intensywność była niedoszacowana. W konsekwencji, pomimo zastosowania systemu kontroli przechyłu SCA, wyrzutnia w trakcie pierwszego etapu lotu była nadmiernie obracana. To wirowanie mogło mieć niewiele konsekwencji, algorytmy lotu - stosunkowo wydajne - kontrolujące trajektorię mimo wszystko. Jednak pod koniec napędu i pod wpływem osiągniętej prędkości obrotu powierzchnia materiałów pędnych (ciekły tlen i wodór) w zbiornikach zakrzywiała się w swoim środku (jak syfon, gdy ciecz przywiera do ścian). Zjawisko to zostało zinterpretowane przez czujniki poziomu („wskaźniki” zbiorników) jako wskazówka zbliżającego się „głodu paliwa”, co skłoniło komputer pokładowy do polecenia przedwczesnego zatrzymania napędu silnika.
Moment obrotowy generowany przez silnik Vulcain 1 został opanowany od następnego lotu, instalując na końcu lekko pochylone, rozbieżne rury wydechowe, korygujące naturalne przechyły generowane przez silnik. Ludzie odpowiedzialni za projekt Ariane 5 nadal woleli podjąć środki ostrożności poprzez wzmocnienie systemu SCA: teraz zawiera on sześć kul miotających i dziesięć silników sterujących zamiast trzech na początku.
Problem ten dotyczył innych wyrzutni, w tym japońskiego H-IIA .
Trzeci test odbył się dnia 21 października 1998. To był całkowity sukces.
Misją niósł Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) atmosferyczny stożkach czołowych demonstracja kapsułka (European Apollo- typu kapsułka ), który wykonał doskonałą reentry atmosferycznego, a model technologiczny MAQSAT.
Oprócz dwóch pierwszych niepowodzeń w karierze, były też te w lotach komercyjnych, w 2001 , 2002 i 2018 roku .
W tym locie, wykonywane w dniu 12 lipca 2001, brak wyraźnej awarii lub błędu pilota. Problem tkwi w silniku ostatniego stopnia, który pracował krócej (o 1 minutę i 20 sekund mniej) iz mocą mniejszą niż 20 % niż planowano, nie pozwalając na osiągnięcie prędkości niezbędnych do wtrysku. cel (szczyt przy 18 000 km zamiast 36 000 km ). Ten lot jest połowiczną awarią, bo orbitowanie przebiegło pomyślnie, ale z parametrami wtrysku, które nie były optymalne.
Przyczyną wydaje się być obecność zalegającej wody w infrastrukturze silnika, wynikającej z testów przeprowadzonych na ziemi. Zmieszany z paliwem spowodowałby znaczny spadek mocy i nadmierne zużycie jednego z paliw, co mogłoby tłumaczyć utratę mocy i przedwczesne wyłączenie.
Aby zniwelować te różnice, satelita Artemis użył własnego napędu, aby osiągnąć docelową orbitę geostacjonarną. Został zdalnie przekonfigurowany, aby osiągnąć żądaną pozycję za pomocą nowej procedury. Najpierw przez serię pożarów, zużywających większość paliwa, aby umieścić go na wyższej orbicie kołowej. Następnie przez jego silniki jonowe , początkowo przeznaczone tylko do korygowania swojej orbity, dzięki trajektorii spiralnej, co sprawiło, że pokonywał 15 km dziennie i osiągnął w ciągu 18 miesięcy wysokość 36 000 km . Drugi satelita, BSAT 2B, został zdecydowanie utracony, ponieważ nie miał wystarczających zasobów, aby nadrobić tę różnicę na orbicie.
ten 11 grudnia 2002 r., ten inauguracyjny lot Ariane 5 w wersji ECA zakończył się na Oceanie Atlantyckim po awarii silnika Vulcain 2, stanowiącego wyposażenie głównego stopnia rakiety.
Wyciek w układzie chłodzenia spowodował wypaczenie dyszy, co spowodowało nierównowagę ciągu silnika i uniemożliwiło kierowanie wyrzutnią. W obliczu niemożliwej do pokonania utraty kontroli przez rakietę, kontrola naziemna podjęła środki ostrożności i nakazała zniszczenie rakiety w locie. Dwa francuskie satelity telekomunikacyjne na pokładzie Hot Bird 7 i Stentor zostały zniszczone. Niepowodzenie tego startu spowodowało utratę dwóch satelitów o łącznej wartości 640 mln euro.
Start odbył się zgodnie z planem 25 stycznia 2018na 22 godz 20 UTC , ale w 9 th minut, krótko po oddzieleniu 1 st podłodze , podczas gdy rakiety znajdował się w przestrzeni , różne stacje naziemne nie odbierać sygnały telemetryczne z drugiego etapu, który pozostał „silent " przez 28 minut, do końca misji.
Przyczyną incydentu jest błąd ludzki. W komputerze pokładowym rakiety zaprogramowano nieprawidłowe parametry lotu. Stacja naziemna Galliot, podążając za rakietą od startu, zauważyła odchylenie trajektorii. Kolejne stacje, kierując anteny na planowaną trajektorię, nie mogły nawiązać kontaktu. Misja trwała aż do jej zakończenia w pełni automatycznie.
Oba satelity zostały rozmieszczone, ale na złych orbitach. Rzeczywiście, jeśli perygeum (235 km ) i apogeum (43 150 km ) są zgodne z oczekiwaniami, uzyskane nachylenie orbity wynosi 21 ° zamiast docelowego 3 ° . Satelita SES 14 będzie w stanie dotrzeć na planowaną orbitę po miesiącu, bez znacznego skrócenia swojej żywotności, dzięki bardzo dobrej sprawności napędu elektrycznego . Satelita Al Yah 3 został uznany za stacjonujący i działający w dniu30 maja 2018 r.. Skrócenie jego żywotności ze względu na dodatkowe zużycie materiałów pędnych oszacowano na sześć lat, przy nominalnej długości życia wynoszącej piętnaście lat.
Znaczące odchylenie trajektorii rakiety wywołało wiele pytań dotyczących bezpieczeństwa lotu. Bo jeśli błąd w programowaniu teoretycznie nigdy nie powinien przejść przez szczeliny licznych kroków weryfikacyjnych podejmowanych przed startem, to inny fakt niepokoi różnych aktorów europejskiej eksploatacji kosmosu. Rzeczywiście, z powodu odchylenia o prawie 20 ° rakieta przeleciała nad gminą Kourou , co nigdy wcześniej nie miało miejsca. Gdyby w tym czasie doszło do poważnego incydentu, konsekwencje mogły być bardzo poważne dla mieszkańców zalanego przez rakietę miasta.
Zarząd śledcza ustaliła, że przyczyną odchylenia toru był błąd wyrównanie tych dwóch jednostek inercyjnych - w azymut wymagane specjalnie dla tego lotu do super synchronicznego geostacjonarnej orbicie transferowej będącego 70 ° zamiast zwykłej 90 ° . Zalecił wzmocnienie kontroli danych wykorzystywanych podczas przygotowywania misji. Wdrożenie tych działań naprawczych pozwoli na wznowienie lotów zgodnie z planowanym harmonogramem od miesiącamarzec 2018.
Pierwszy lot komercyjny odbył się w dniu 10 grudnia 1999 r., wraz z wystrzeleniem satelity obserwacyjnego rentgenowskiego XMM-Newton .
Częściowa awaria wystąpiła dnia 12 lipca 2001 : ponownie, dwa satelity nie mogły zostać umieszczone na pożądanej orbicie. Artemis , satelita komunikacyjny ESA, sam osiągnął ostateczną orbitę, wykorzystując swoje paliwo do korekcji orbity, a także jednostkę napędu jonowego , która nie była przeznaczona do tego celu. Wymagało to całkowitej modyfikacji programu pokładowego z ziemi i skróciło żywotność satelity.
Następny lot odbył się dopiero 1 st marzec 2002, z udanym orbitowaniem 8,5-tonowego satelity środowiskowego ENVISAT na wysokości 800 km .
W kolejnych latach Ariane 5 była w stanie utrzymać pozycję uzyskaną przez wersję Ariane 4 (udział w rynku ponad 50 % ) w segmencie wystrzeliwania komercyjnych satelitów na orbitę geostacjonarną, co stanowi od 20 do 25 satelitów rocznie ( na stu satelitach wystrzeliwanych rocznie). Konkurencję reprezentują wyrzutnie o znacznie mniejszej pojemności, ale korzystające ze znacznie niższej ceny za kilogram ładunku. Dwóch głównych obecnych konkurentów to:
Rok | 2006 | 2007 | 2008 | 2009 | 2010 | 2011 | 2012 | 2013 | 2014 | 2015 | 2016 | 2017 | 2018 | 2019 | 2020 | 2021 | Koszt uruchomienia Miliony $ |
Koszt / kg | ||||||||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Wyrzutnia | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | strzały | usiadł. | ||
Arianna 5 | 5 | 11 | 6 | 12 | 6 | 11 | 7 | 14 | 6 | 12 | 5 | 9 | 7 | 13 | 4 | 7 | 6 | 11 | 6 | 12 | 7 | 14 | 6 | 14 | 6 | 13 | 4 | 9 | 3 | 7 | 220 mln USD (ECA) | 22 917 zł | ||
Atlas V | 2 | 2 | 4 | 10 | 2 | 2 | 5 | 6 | 4 | 4 | 5 | 5 | 6 | 6 | 8 | 8 | 9 | 9 | 9 | 13 | 8 | 8 | 6 | 6 | 5 | 6 | 2 | 3 | 5 | 6 | 125 mln zł (501) | 25 000 $ $ | ||
Delta II | 6 | 9 | 8 | 8 | 5 | 5 | 8 | 9 | 1 | 1 | 3 | 4 | - | - | - | - | 1 | 1 | 1 | 1 | - | - | 1 | 1 | 1 | 1 | Wycofany ze służby | 65 mln USD (7920) | 36 011 zł | |||||
Delta IV | 3 | 3 | 1 | 1 | - | - | 3 | 3 | 3 | 3 | 3 | 3 | 4 | 4 | 3 | 3 | 4 | 6 | 2 | 2 | 4 | 5 | 1 | 1 | 2 | 2 | 3 | 3 | 1 | 1 | 170 mln USD (średnie) | 40,380 zł | ||
Sokół 9 | - | - | - | - | - | - | - | - | 2 | 2 | - | - | 2 | 3 | 3 | 5 | 6 | 11 | 6 | 17 | 9 | 9 | 18 | 54 | 21 | 64 | 13 | 41 | 24 | 28 | 56,5 mln USD | 11 770 zł | ||
H-IIA | 4 | 4 | 2 | 3 | 1 | 1 | 2 | 5 | 2 | 4 | 2 | 2 | 1 | 3 | 1 | 2 | 4 | 10 | 3 | 3 | 2 | 4 | 6 | 7 | 3 | 5 | - | - | 3 | 3 | 90 milionów dolarów | |||
Długi 3 marca | 3 | 3 | 6 | 6 | 4 | 4 | 2 | 2 | 8 | 8 | 9 | 9 | 9 | 11 | 3 | 3 | 2 | 2 | 9 | 10 | 7 | 7 | 5 | 6 | 14 | 22 | 11 | 15 | 8 | 7 | 60 mln USD (3A) | 23 177 zł | ||
Proton | 6 | 6 | 7 | 7 | 10 | 10 | 10 | 11 | 12 | 18 | 9 | 12 | 11 | 13 | 10 | 12 | 8 | 10 | 8 | 8 | 3 | 3 | 4 | 4 | 2 | 2 | 3 | 6 | 1 | 2 | 100 mln USD (M) | 18 182 zł | ||
Zenit | 5 | 5 | 1 | 1 | 6 | 6 | 4 | 4 | - | - | 5 | 6 | 3 | 3 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | - | - | 1 | 1 | - | - | - | - | - | - | 60 mln USD (GLS) | 16 666 zł |
Na 15 sie 2020, oddano 109 Ariane 5 strzałów, wszystkie wersje łącznie. 82 kolejne premiery zakończyły się sukcesem (w tym 63 z rzędu dla wersji ECA w12 grudnia 2017 r.), co jest rekordem wśród wyrzutni w rodzinie Ariane. Wskaźnik niezawodności wynosi 96,6% (dwie awarie całkowite i trzy awarie częściowe, traktowane w obliczeniach jako awarie połowiczne, na5 lutego 2019 r.). Ten wskaźnik niezawodności jest podzielony według wersji w następujący sposób:
Ariane 5 jest często używany do umieszczania na orbicie geostacjonarnej dla ciężkich satelitów komunikacyjnych : rekord jest utrzymywany przez TerreStar-1 (6,9 tony) wystrzelony1 st lipiec 2009 ; największy ładunek umieszczony na orbicie geostacjonarnej stanowią dwa satelity ViaSat-2 i Eutelsat 172B , wystrzelone na1 st czerwiec wykupu w 2017 rw locie VA237 i które reprezentowały całkowitą masę 10 865 kg w momencie startu. Na niskiej orbicie najcięższym ładunkiem wprowadzonym na orbitę przez Ariane 5 jest 20 060 kg europejski ładunek kosmiczny ATV Georges Lemaître , przeznaczony do zasilania międzynarodowej stacji kosmicznej (orbita 250 - 300 km ) i wystrzelony na30 lipca 2014lotem VA219. Satelita obserwacyjny Ziemi Envisat o masie 8200 kg , umieszczony na orbicie synchronicznej ze słońcem (800 km wysokości)1 st marzec 2002przez lot 145, jest największym satelitą obserwacyjnym umieszczonym na niskiej orbicie przez Ariane 5. Całkowita liczba satelitów wystrzelonych przez Ariane 5 wynosi 225 na dzień 15 sierpnia 2020 r.
Data i godzina ( UTC ) | Lot | Wersja | seryjny numer |
Ładunek | Wyniki | Operator (y) |
---|---|---|---|---|---|---|
4 czerwca 1996 r. o 12:34 | V-88 | 5G | 501 | Grupa | Awaria | ESA Unia Europejska |
Okt 30, 1997 o 13:43 | V-101 | 5G | 502 | MaqSat H i TEAMSAT, MaqSat B, TAK | Częściowa awaria | ESA Unia Europejska |
Okt 21, 1998 o 16:37 | V-112 | 5G | 503 | MaqSat 3, ARD | Sukces | ESA Unia Europejska / ARD Niemcy |
10 grudnia 1999 o 14:32 | V-119 | 5G | 504 | XMM-Newton | Sukces | ESA Unia Europejska |
21 marca 2000 r. o 23:28 | V-128 | 5G | 505 | INSAT 3B, AsiaStar | Sukces | ISRO Indie / Worldspace Stany Zjednoczone |
Sep 14, 2000 o 22:54 | V-130 | 5G | 506 | Astra 2B, GE 7 | Sukces | SES SA Luksemburg |
Nov 16, 2000 o 01:07 | V-135 | 5G | 507 | PAS 1R, Amsat P3D , STRV 1C, STRV 1D | Sukces | Intelsat Luksemburg i PanAmSat Stany Zjednoczone (PAS 1R) / AMSAT Stany Zjednoczone (Amsat P3D) / STRV Wielka Brytania (STRV 1C, STRV 1D) |
gru 20 2000 o 00:26 | V-138 | 5G | 508 | Astra 2D , GE 8 (Aurora 3), LDREX | Sukces | SES SA i SES ASTRA Luksemburg (ASTRA 2D) / SES World Skies Stany Zjednoczone i Holandia (GE 8) / NASDA Japonia (LDREX) |
8 marca 2001 o 22:51 | V-140 | 5G | 509 | Eurobird 1 , BSw 2a | Sukces | Eutelsat Francja / B-SAT Japonia |
12 lipca 2001 o 22:58 | V-142 | 5G | 510 | Artemida , BSat 2b | Częściowa awaria | ESA Unia Europejska / B-SAT Japonia |
1 st marzec 2002 o 01:07 | V-145 | 5G | 511 | Zapraszam | Sukces | ESA Unia Europejska |
5 lipca 2002 o 23:22 | V-153 | 5G | 512 | Stellat 5 , N-Gwiazda c | Sukces | Francja / NTT DoCoMo Japonia |
28 sierpnia 2002 r. o 22:45 | V-155 | 5G | 513 | Ptak Atlantyku 1 , MSG-1 , MFD | Sukces | Eutelsat France (Atlantic Bird 1) / EUMETSAT Unia Europejska (MSG-1) |
11 grudnia 2019 r. 2002 o 22:22 | V-157 | 5ECA | 517 | Hot Bird 7, Stentor, MFD A, MFD B | Awaria | Eutelsat France (Hot Bird 7) / CNES France (Stentor) |
Kwi 9, 2003 o 22:52 | V-160 | 5G | 514 | Insat 3A, Galaxy 12 | Sukces | ISRO Indie (Insat 3A) / PanAmSat Stany Zjednoczone (Galaxy 12) |
11 czerwca 2003 r. o 22:38 | V-161 | 5G | 515 | Optus C1, BSat 2c | Sukces | SingTel Optus Australia (Optus C1) / B-SAT Japonia (BSat 2c) |
Sep 27, 2003 o 23:14 | V-162 | 5G | 516 | Insat 3E, eBird 1, SMART-1 | Sukces | ISRO Indie (Insat 3E) / Eutelsat Francja (eBird 1) / ESA Unia Europejska (SMART-1) |
2 marca 2004 r. o 07:17 | V-158 | 5G+ | 518 | Rozeta | Sukces | ESA Unia Europejska |
18 lipca 2004 o 00:44 | V-163 | 5G+ | 519 | Anik-F2 | Sukces | Telesat Kanada Kanada |
18 grudnia 2004 o 16:26 | V-165 | 5G+ | 520 | Helios 2A , Essaim 1, 2, 3, 4 , PARASOL , Nanosat 01 | Sukces | Armia Francja Belgia Hiszpania Grecja (Helios 2A) / CNES Francja ( Essaim 1, 2, 3, 4 + PARASOL ) / INTA Hiszpania ( Nanosat 01 ) |
12 lutego 2005 o 21:03 | V-164 | 5ECA | 521 | XTAR-EUR , Maqsat B2, Sloshsat | Sukces | XTAR LLC Stany Zjednoczone (XTAR-EUR) / ESA Unia Europejska (Maqsat B2 i Sloshsat) |
11 sierpnia 2005 r. o 08:20 | V-166 | 5GS | 523 | Thaïcom 4-iPStar 1 | Sukces | Thaicom Tajlandia |
Okt 13, 2005 o 22:32 | V-168 | 5GS | 524 | Syrakuzy III- A, Galaxy 15 | Sukces | Francuskie Ministerstwo Obrony Francja (Syrakuzy III-A) / PanAmSat Stany Zjednoczone (Galaxy 15) |
Nov 16, 2005 o 23:46 | V-167 | 5ECA | 522 | Droga kosmiczna F2 , Telkom 2 | Sukces | DIRECTV USA (Spaceway F2) / PT Telkomunikasi Indonezja Indonezja (Telkom 2) |
21 grudnia 2005 o 22:33 | V-169 | 5GS | 525 | Insat 4A, MSG-2 | Sukces | ISRO Indie (Insat 4A) / ESA i Eumetsat Europa ( MSG-2 ) |
11 marca 2006 r. o 22:32 | V-170 | 5ECA | 527 | Spainsat , Hot Bird 7A | Sukces | HISDESAT Hiszpania ( Hiszpania ) / EUTELSAT Unia Europejska (Hot Bird 7A) |
26 maja 2006 r. o 21:08 | V-171 | 5ECA | 529 | Satmex 6, Thaicom 5 | Sukces | Satélites Mexicanos SA de CV Meksyk / Shin Satellite Plc Tajlandia |
11 sierpnia 2006 r. o 22:15 | V-172 | 5ECA | 531 | JCSat 10, Syrakuzy III- B | Sukces | JCSAT Corporation Japonia (JCSat 10) / Francuskie Ministerstwo Obrony Francji (Syracuse III-B) |
Okt 13, 2006 o 20:56 | V-173 | 5ECA | 533 | DirecTV-9S, Optus D1, LDREX-2 | Sukces | DIRECTV Inc. Stany Zjednoczone (DirecTV-9S) / Optus Australia (Optus D1) / JAXA Japonia (LDREX 2) |
8 grudnia 2006 o 22:08 | V-174 | 5ECA | 534 | WildBlue 1 , AMC 18 | Sukces | WildBlue USA (WildBlue 1) / SES Americom USA (AMC 18) |
11 marca 2007 r. o 22:03 | V-175 | 5ECA | 535 | Skynet-5A, Insat-4B | Sukces | EADS Astrium Europa (Skynet-5A) / ISRO Indie (Insat-4B) |
4 maja 2007 r. o 22:29 | V-176 | 5ECA | 536 | Astra 1L, Galaxy 17 (w) | Sukces | SES Astra Stany Zjednoczone (Astra 1L) / Intelsat Luxembourg (Galaxy 17) |
14 sierpnia 2007 r. o 23:44 | V-177 | 5ECA | 537 | KOSMOS 3, BSAT-3A | Sukces | Hughes Network Systems Stany Zjednoczone (SPACEWAY 3) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3A) |
Okt 5, 2007 o 21:28 | V-178 | 5GS | 526 | INTELSAT 11, OPTUS D2 | Sukces | Intelsat Luksemburg (INTELSAT 11) / Optus Australia (OPTUS D2) |
Nov 14, 2007 o 22:06 | V-179 | 5ECA | 538 | STAR ONE C1 i Skynet 5B | Sukces | Star One Brazylia (STAR ONE C1) / Astrium Paradigm Europe & UK Ministerstwo Obrony UK (Skynet 5B) |
21 grudnia 2007 o 21:42 | V-180 | 5GS | 530 | Horizons-2 i Rascom-QAF1 | Sukces | RASCOMSTAR-QAF (Rascom-QAF1) / Horizons Satellite LLC Stany Zjednoczone (Horizons-2) |
9 marca 2008 o 04:23 | V-181 | 5ES | 528 | ATV 1 "Jules Verne" ( ATV ) | Sukces | ESA Europa |
18 kwi 2008 o 22:17 | V-182 | 5ECA | 539 | Star One C2 i VINASAT-1 | Sukces | Star One Brazylia (Star One C2) / VNPT Wietnam (VINASAT-1) |
12 czerwca 2008 o 21:54 | V-183 | 5ECA | 540 | Skynet 5C i Turksat 3A | Sukces | Astrium Paradigm Europe & UK Ministerstwo Obrony Wielkiej Brytanii (Skynet 5C) / Turksat AS Turcja (Turksat 3A) |
7 lipca 2008 o 21:47 | V-184 | 5ECA | 541 | ProtoStar I i BADR-6 | Sukces | Protostar Ltd Stany Zjednoczone (ProtoStar I) / Arabsat Arabia Saudyjska (BADR-6) |
14 sierpnia 2008 o 20:44 | V-185 | 5ECA | 542 | Superbird-7 i AMC-21 | Sukces | SCC i Mitsubishi Electrik Corporation Japonia (Superbird-7) / SES Americom Stany Zjednoczone (AMC-21) |
gru 20 2008 o 22:35 | V-186 | 5ECA | 543 | Hot Bird 9 i W2M | Sukces | Eutelsat Francja |
12 lutego 2009 o 23:09 | V-187 | 5ECA | 545 | Hot Bird 10, SPIRALE 1 i 2 oraz NSS-9 | Sukces | Eutelsat Francja (Hot Bird 10) / SES Stany Zjednoczone (NSS-9) / CNES i DGA Francja (SPIRALE 1 i 2) |
14 maja 2009 r. o 13:12 | V-188 | 5ECA | 546 | Kosmiczny Teleskop Plancka i Herschela | Sukces | ESA i NASA Europe Stany Zjednoczone (Planck) / ESA Europe (Teleskop Kosmiczny Herschela) |
1 st lipca. 2009 o 17:52 | V-189 | 5ECA | 547 | ZiemiaGwiazda-I | Sukces | Sieci TerreStar Stany Zjednoczone |
21 sierpnia 2009 o 22:09 | V-190 | 5ECA | 548 | JCSat 12 i Optus D3 | Sukces | JSat Corporation Japonia (JCSat 12) / Optus Australia (Optus D3) |
1 st Oct. 2.009 o 21:59 | V-191 | 5ECA | 549 | Amazonas 2 i ComsatBw-1 | Sukces | Hispasat Hiszpania (Amazonas 2) / Niemieckie Federalne Siły Zbrojne Niemcy (ComsatBw-1) |
29 paź 2009 o 20:00 | V-192 | 5ECA | 550 | THOR 6 i NSS12 | Sukces | Telenor Satellite Briadcasting Norwegia (THOR 6) / SES Europe (NSS12) |
18 grudnia 2009 o 16:26 | V-193 | 5GS | 532 | Helios 2B | Sukces | Armia Francja Belgia Hiszpania Grecja |
21 maja 2010 o 22:01 | V-194 | 5ECA | 551 | ASTRA 3B i ComsatBw-2 | Sukces | SES SA i SES ASTRA Luksemburg (ASTRA 3B) / Niemieckie Federalne Siły Zbrojne Niemcy (ComsatBw-12) |
26 czerwca 2010 o 21:42 | V-195 | 5ECA | 552 | Arabsat-5A i COMS | Sukces | ArabSat Arabia Saudyjska / (Arabsat-5A) / KARI Korea Południowa (COMS-1) |
4 sierpnia 2010 o 20:59 | V-196 | 5ECA | 554 | RASCOM-QAF 1R i NILSAT 201 | Sukces | RASCOM (RASCOM-QAF 1R) / Nilesat Egipt (Nilesat 201) |
28 paź 2010 o 21:51 | V-197 | 5ECA | 555 | Eutelsat W3B i BSAT-3b | Sukces | Eutelsat Francja (Eutelsat W3B) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3b) |
Nov 26, 2010 o 15:39 | V-198 | 5ECA | 556 | HYLAS 1 I INTELSAT 17 | Sukces | Avanti Communications Group PLC UK (HYLAS 1) / Intelsat USA (INTELSAT 17) |
29 grudnia 2010 o 22:27 | V-199 | 5ECA | 557 | Hispasat 30W-5 (dawny Hispasat 1E) i Koreasat 6 | Sukces | Hispasat Hiszpania (Hispasat 30W-5) / KTSAT Korea Południowa (Koreasat 6) |
16 lutego 2011 o 21:50 | V-200 | 5ES | 544 | ATV 2 „Johannes Kepler” | Sukces | ESA Europa |
22 kwi 2011 o 20:17 | VA-201 | 5ECA | 558 | Yahsat 1A i Intelsat New Dawn | Sukces | Al Yah Satellite Communications Zjednoczone Emiraty Arabskie (Yahsat 1A) / New Dawn Satellite Company Ltd. Stany Zjednoczone (Intelsat New Dawn) |
20 maja 2011 o 20:38 | VA-202 | 5ECA | 559 | ST-2 i GSAT-8 | Sukces | Singapore Telecom Singapur i Chunghwa Telecom Tajwan (ST-2) / ISRO India (GSAT-8) |
6 sie 2011 o 22:52 | VA-203 | 5ECA | 560 | ASTRA 1N i BSAT-3c / JCSAT-110R | Sukces | SES SA & SES ASTRA Luksemburg (ASTRA 1N) / Broadcasting Satellite System Corporation & SKY Perfect JSAT Japan (BSAT-3c / JCSAT-110R) |
Sep 21, 2011 o 21:38 | VA-204 | 5ECA | 561 | Arabsat-5C i SES-2 | Sukces | ArabSat Arabia Saudyjska / (Arabsat-5C) / SES World Skies Holandia Stany Zjednoczone (SES-2) |
23 marca 2012 o 04:34 | VA-205 | 5ES | 553 | ATV 3 „Edoardo Amaldi” | Sukces | ESA Europa |
15 maja 2012 o 22:13 | VA-206 | 5ECA | 562 | JCSat-13 i VinaSob-2 | Sukces | JSat Corporation Japan (JCSat-13) / Wietnamska Grupa Poczty i Telekomunikacji Wietnam (VinaSat-2) |
5 lipca 2012 o 21:36 | VA-207 | 5ECA | 563 | MSG-3 i EchoStar XVII | Sukces | ESA & Eumetsat Europe ( MSG-3 ) / EchoStar & Hughes Network Systems USA (EchoStar XVII) |
2 sie 2012 o 20:54 | VA-208 | 5ECA | 564 | INTELSAT 20 & HYLAS 2 | Sukces | Intelsat Stany Zjednoczone (INTELSAT 20) / Avanti Communications Group PLC Wielka Brytania (HYLAS 2) |
Sep 28, 2012 o 21:18 | VA-209 | 5ECA | 565 | ASTRA 2F i GSAT 10 | Sukces | SES SA i SES ASTRA Luksemburg (ASTRA 2F) / ISRO Indie (GSAT-10) |
Nov 10, 2012 o 21:05 | VA-210 | 5ECA | 566 | Star One C3 i Eutelsat 21B (dawny W6A) | Sukces | Star One Brazylia (Star One C3) / Eutelsat Francja (Eutelsat 21B, ex W6A) |
19 grudnia 2012 o 21:49 | VA-211 | 5ECA | 567 | Skynet 5D i Mexsat 3 | Sukces | Astrium Paradigm Europe & United Kingdom Army (Skynet 5D) / Secretaria Communicaciones Transportes of México Mexico (Mexsat 3) |
7 lutego 2013 o 21:36 | VA-212 | 5ECA | 568 | Amazonas 3 i Azerspace / Africasat-1a | Sukces | Hispasat Hiszpania (Amazonas 3) / Azerkosmos Azerbejdżan (Azerspace / Africasat-1a) |
5 czerwca 2013 r. o 21:52 | VA-213 | 5ES | 592 | ATV 4 „Albert Einstein” | Sukces | ESA Europa |
25 lipca 2013 o 19:54 | VA-214 | 5ECA | 569 | INSAT-3D i Alphasat | Sukces | Inmarsat Wielka Brytania (Alphasat), Indyjska Organizacja Badań Kosmicznych (ISRO) Indie (INSAT-3D) |
29 sierpnia 2013 r. o 20:30 | VA-215 | 5ECA | 570 | EUTELSAT 25B / Es'hail 1 i GSAT-7 | Sukces | Eutelsat France i Es'hailSat Katar (Eutelsat 25B / Es'hail 1) / ISRO India (GSAT-7) |
6 lutego 2014 o 21:30 | VA-217 | 5ECA | 572 | ABS-2 i Athena-Fidus | Sukces | ABS-2, Telespazio Francja Włochy (Athena-Fidus) |
22 marca 2014 r. o 22:04 | VA-216 | 5ECA | 571 | ASTRA 5B (w) i Amazonas 4A | Sukces | SES SA i SES ASTRA Luksemburg (ASTRA 5B) / Hispasat Hiszpania (Amazonas 4A) |
29 lipca 2014 o 23:47 | VA-219 | 5ES | 593 | ATV 5 „Georges Lemaître” | Sukces | ESA Europa |
Sep 11, 2014 o 22:05 | VA-218 | 5ECA | 573 | OPTUS 10 I MEASAT-3b | Sukces | Optus Australia (OPTUS 10) / MEASAT Satellite Systems Malezja (MEASAT-3b) |
16 paź 2014 o 21:43 | VA-220 | 5ECA | 574 | Intelsat 30 i ARSAT-1 | Sukces | Intelsat Stany Zjednoczone (Intelsat 30) / ARSAT Argentyna (ARSAT-1) |
6 grudnia 2014 o 20:40 | VA-221 | 5ECA | 575 | DirecTV-14 i GSAT-16 | Sukces | DirecTV USA (DirecTV-14) / ISRO Indie (GSAT-16) |
26 kwi 2015 o 20:00 | VA-222 | 5ECA | 576 | THOR 7 I SICRAL 2 | Sukces | British Satellite Broadcasting Wielka Brytania (Thor 7) / Syrakuzy (satelita) Francja (SICRAL 2) |
27 maja 2015 r. o 21:16 | VA-223 | 5ECA | 577 | DirecTV-15 i SkyMexico-1 | Sukces | DirecTV Stany Zjednoczone (DirecTV-15) / DirecTV Ameryka Łacińska Stany Zjednoczone i Wielka Brytania i Meksyk (SkyMexico-1) |
15 lipca 2015 o 21:42 | VA-224 | 5ECA | 578 | Gwiazda 1 C4 i MSG-4 | Sukces | Star One Brazylia (Star One C4) / ESA i Eumetsat Europe ( MSG-4 ) |
20 sierpnia 2015 r. o 20:34 | VA-225 | 5ECA | 579 | Eutelsat 8 West B i Intelsat 34 | Sukces | Eutelsat Francja (Eutelsat 8 West B) / Intelsat Stany Zjednoczone (Intelsat 34) |
Sep 30, 2015 o 20:30 | VA-226 | 5ECA | 580 | Sky Muster™ i ARSAT-2 | Sukces | NBN Australia (Sky Muster™) / ARSAT Argentyna (ARSAT-2) |
Nov 10, 2015 o 21:34 | VA-227 | 5ECA | 581 | ARABSAT-6B i GSAT-15 | Sukces | Arabsat Arabia Saudyjska (ARABSAT-6B) / ISRO Indie (GSAT-15) |
Jan 27, 2016 o 23:20 | VA-228 | 5ECA | 583 | Intelsat 29 th | Sukces | Intelsat Stany Zjednoczone |
9 marca 2016 o 05:20 | VA-229 | 5ECA | 582 | Eutelsat 65 Zachód A West | Sukces | Eutelsat Francja |
18 czerwca 2016 o 21:38 | VA-230 | 5ECA | 584 | BRIsat i EchoStar XVIII | Sukces | Persero Indonesia (BRIsat) / Dish Network USA (EchoStar XVIII) |
24 sierpnia 2016 r. o 22:16 | VA-232 | 5ECA | 586 | Intelsat 33 E i 36 Intelsat | Sukces | Intelsat Stany Zjednoczone |
5 paź 2016 o 20:30 | VA-231 | 5ECA | 585 | Sky Muster™ II i GSAT-18 | Sukces | NBN Australia (Sky Muster™ II) / ISRO Indie (GSAT-18) |
Nov 17, 2016 o 13:06 | VA-233 | 5ES | 594 | Satelity Galileo FOC-M6 15, 16, 17, 18 | Sukces | Komisja Europejska Unia Europejska |
21 grudnia 2016 o 20:30 | VA-234 | 5ECA | 587 | Gwiazda Jeden D1 i JCSAT-15 | Sukces | Embratel Star One Brazylia (Star One D1) / SKY Perfect Japan (JCSAT-15) |
14 lutego 2017 o 21:39 | VA-235 | 5ECA | 588 | SKY Brazylia-1 i Telkom-3S | Sukces | DirecTV Ameryka Łacińska (Ameryka Łacińska) Stany Zjednoczone Brazylia (SKY Brazil-1) / PT Telkomunikasi Indonezja Indonezja (Telkom-3S) |
4 maja 2017 r. o 21:50 | VA-236 | 5ECA | 589 | SGDC i KOREASAT-7 | Sukces | Telebras SA Brazylia (SGDC) / KTSAT Korea Południowa (KOREASAT-7) |
1 st czerwiec wykupu w 2017 r o 23:45 | VA-237 | 5ECA | 590 | ViaSat-2 i Eutelsat 172B | Sukces | ViaSat Stany Zjednoczone (ViaSat-2) / Eutelsat Francja (EUTELSAT 17) |
28 czerwca 2017 o 21:15 | VA-238 | 5ECA | 591 | HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN (EuropaSat) i GSat 17 | Sukces | Inmarsat UK & Hellas Sat Cypr (HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN / EuropaSat) / ISRO India (GSat-17) |
Sep 29, wykupu w 2017 r o 21:56 | VA-239 | 5ECA | 5100 | Intelsat 37e i BSAT 4a | Sukces | Intelsat Stany Zjednoczone (Intelsat 37e) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT 4a) |
12 grudnia 2017 o 18:36 | VA-240 | 5ES | 595 | Satelity Galileo FOC-M7 19, 20, 21, 22 | Sukces | Komisja Europejska Unia Europejska |
25 sty 2018 o 22:20 | VA-241 | 5ECA | 5101 | SES 14 / ZŁOTO , Al Jah 3 | Częściowa awaria | SES Luxembourg , Al Yah Satellite Communications Company (pl) Zjednoczone Emiraty Arabskie |
5 kwi 2018 o 21:34 | VA-242 | 5ECA | 5102 | Superbird 8 / DSN 1, HYLAS 4 | Sukces | SKY Perfect JSAT Corporation Japonia , Ministerstwo Obrony Japonii Japonia , Avanti Communications (en) Wielka Brytania |
25 lipca 2018 o 11:25 | VA-244 | 5ES | 596 | Galileo , satelity FOC 23, 24, 25 i 26 | Sukces | Komisja Europejska Unia Europejska |
Sep 25, 2018 o 22:38 | VA-243 | 5ECA | 5103 | Horyzontów 3 e , Azerspace-2 / Intelsat 38 | Sukces | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , Intelsat Luksemburg , Ministerstwo Komunikacji i Technologii Informacyjnych Azerbejdżan , Intelsat Luksemburg |
20 paź 2018 o 01:45 | VA-245 | 5ECA | 5105 | BepiColombo-MPO , BepiColombo-MMO | Sukces | ESA Unia Europejska , JAXA Japonia |
4 grudnia 2018 o 20:37 | VA-246 | 5ECA | 5104a | GSat 11, GEO-KOMPSAT-2 A | Sukces | INSAT Indie , KARI Korea Południowa South |
5 lutego 2019 o 21:01 | VA-247 | 5ECA | 5106 | HellasSob 4 / SaudyjskaGeoSob 1, GSsb 31 | Sukces | Hellas Sat Grecja , ArabSat Arabia Saudyjska , INSAT Indie |
20 czerwca 2019 r. o 21:43 | VA-248 | 5ECA | 5107 | DirecTV 16, Eutelsat 7C | Sukces | DirecTV Stany Zjednoczone , Eutelsat Francja |
6 sie 2019 o 19:30 | VA-249 | 5ECA | 5109 | Intelsat 39, EDRS-C / HYLAS 3 | Sukces | Intelsat Luksemburg , ESA Europa |
26 lis 2019 o 21:23 | VA-250 | 5ECA | 5108 | TIBA-1, Inmarsat-5 F5 (GX 5) | Sukces | Rząd Egiptu Egipt , Inmarsat Wielka Brytania |
Jan 16, 2020 o 21:05 | VA-251 | 5ECA | 5110 | Eutelsat Konnect , GSat 30 | Sukces | Eutelsat Francja , INSAT Indie |
18 lutego 2020 o 22:18 | VA-252 | 5ECA | 5111 | JCSat 17, GEO-KOMPSAT 2B | Sukces | SKY Perfect JSAT Corporation Japonia , KARI Korea Południowa |
15 sie 2020 o 22:04 | VA-253 | 5ECA | 5112 | BSat 4b, Galaxy 30, MEV-2 | Sukces | B-SAT (en) Japonia , Northrop Grumman Innovation Systems Stany Zjednoczone |
Planowane premiery | ||||||
30 lipca 2021 | VA-254 | 5ECA | Star One D2, Eutelsat Quantum | Star One (en) Brazylia , Eutelsat Francja | ||
paź 2021 | VA-xxx | 5ECA | JWST | NASA Stany Zjednoczone , ESA Europa , ASC Kanada |
Liczba lotów Ariane 5 na wersję wyrzutni | Liczba lotów według ich sukcesu |
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016
2020
g G + GS Europejski Trybunał Obrachunkowy ES |
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016
2020
Sukces Awaria Częściowa awaria Zaplanowany |