Ariane 5 | |
Rumstarter | |
---|---|
Ariane ES overføres | |
Generelle data | |
Oprindelses land | |
Bygger | ArianeGruppe |
Første fly | 4. juni 1996 |
Sidste flyvning | Operationel (august 2020) |
Lanceringer (fejl) | 109 (5) |
Højde | 55 m |
Diameter | 5,4 m |
Startvægt | 780 t |
Gulve) | 2 |
Take-off stak | 15 120 kN |
Start base (r) | Kourou |
Nyttelast | |
Lav bane |
G: 18 t ES: 21 t ECA: 21 t |
Geostationær overførsel (GTO) |
G: 6,9 t ES: 8 t ECA: 10,5 t |
Motorisering | |
Booster thrustere | 2 EAP |
1 st sal | EPC: 1 Vulkainmotor 160 ton kryogene drivmidler LOX / LH2 |
2 e etage | ESC: 1 HM-7B motor, 14,4 ton kryogene drivmidler LOX / LH2 (Ariane 5 ECA) EPS: 1 Aestus- motor , 9,7 tons N 2 O 4 flydende drivmidler/ UDMH (Ariane 5G og ES) |
Missioner | |
Telekommunikationssatellitter ATV-tankning (trukket tilbage fra drift) Videnskabelig satellitspace -probe |
|
Ariane 5 er en løfteraket fra Den Europæiske Rumorganisation (ESA), udviklet til at placere satellitter i geostationær bane og tunge belastninger i lav bane . Det er en del af Ariane- familien af bæreraketterog blev udviklet til at erstatte Ariane 4 fra 1995 , hvis begrænsede kapacitet ikke længere gjorde det muligt at lancere telekommunikationssatellitter med stigende masserpå en konkurrencedygtig måde, hvorimod denne sektor tidligere var den stærke europæiske launcher.
Hvad angår den tidligere Ariane, lanceres den fra Guyanese Space Center (CSG).
Beslutningen om at udvikle en efterfølger til Ariane 4- raketten blev taget i januar 1985, da denne version endnu ikke er fløjet, og Ariane- raketterne inden for kommercielle satellitter endnu ikke er indlysende. Programmet blev officielt godkendt under det årlige møde i 1987 for europæiske ministre for rumanliggender, som blev afholdt det år i Haag . Den nye Ariane 5- bærerakett er en af de tre komponenter i det bemandede rumprogram, som rumfartsorganisationen planlægger at gennemføre. De to andre komponenter er en 17-tons mini- rumfærge , Hermès og et Columbus- rumlaboratorium . Mens Ariane 4 er optimeret til at placere satellitter i geostationær bane , sigter arkitekturen valgt til Ariane 5 mod at være i stand til at lancere disse meget tunge rumfartøjer i lav bane: den første fase og booster thrusterne er dimensioneret på en sådan måde at være placere dem i deres bane uden yderligere etape (Hermès-shuttle, placeret på en suborbital bane , skal dog ligesom den amerikanske rumfærge bruge sin fremdrift til at placere sig i kredsløb). Ariane 5 skal lancere besætninger og raketten er designet til at opnå en succesrate på 99% (med to etaper). Tre-trinsversionen, der anvendes til geostationære satellitter, skal have en succesrate på 98,5% (ved konstruktion var Ariane 4 's succesrate 90%, men den vil faktisk nå 97%). For at klare den stadige vækst i massen af telekommunikationssatellitter måtte løfteraket være i stand til at placere 6,8 tons i en geostationær overførselsbane , 60% mere end Ariane 44L , med en omkostning pr. Kilogram reduceret med 44%.
Under det detaljerede design stiger Hermès-shuttle-massen støt og når 21 ton. For at løfteraket kan opfylde sit mål, går kraften i Vulcain- motoren fra 1050 til 1150 kilo newton, og flere raketkomponenter lyses. Endelig i 1992 blev udviklingen af Hermès-shuttle, som var for dyr, opgivet. Arbejdet med launcheren er så for avanceret til, at dets arkitektur kan drages i tvivl.
Omkring 1.100 industriister deltager i projektet. Den første flyvning, der finder sted den4. juni 1996er en fiasko . Kanden havde en vanskelig start med to samlede fiaskoer ( Vol 517 i 2002) og to delvise fiaskoer på de første fjorten lanceringer. men det vendte gradvist tilbage til Ariane 4 's succes . I 2009 havde Ariane 5 mere end 60% af det globale marked for kommercielle satellitlanceringer i geostationær bane. Idecember 2016, forventes det, at den sidste lancering af en Ariane 5 vil finde sted i 2023.
Markedsført af firmaet Arianespace udfører raketten fem til syv affyringer om året, generelt dobbelt (to satellitter), fra startcentret i Kourou i Guyana . Sammenlignet med Ariane 4 er Ariane 5 i stand til at transportere særligt tunge belastninger i lav kredsløb : ECA-versionen, den seneste, kan placere op til 10,73 ton nyttelast i geostationær overførselsbane og 21 tons i lav jordbane . Ariane 5 er bygget af et konsortium af europæiske virksomheder, der er under projektledelse af ArianeGroup.
Ariane 5 er udviklet til at tage et kvalitativt spring sammenlignet med Ariane 4 . Det var planlagt ved starten af designet, at det kunne sætte den europæiske shuttle Hermès i kredsløb og sikre lanceringer hver anden uge. Det er en helt ny launcher i sit design med en forenklet arkitektur og designet til at danne grundlaget for en evolutionær familie, hvis ydeevne gradvist kan øges, så launcheren forbliver fuldt operationel, i det mindste indtil 2020:
Afhængigt af modellen bestemmes Ariane 5s belastningskapacitet mellem Arianespace og dets kunder (generelt store satellitoperatører).
Ifølge producentens terminologi inkluderer Ariane 5 :
"Pulveraccelerationstrin" (EAP eller P230) består af et metalrør indeholdende det faste drivmiddel (pulveret), der er produceret i Guyaneanlægget REGULUS, og en dyse . De to EAP'er er identiske, de omgiver EPC (" kryogen hovedtrin "). Disse thrustere måler hver 31 m højt og 3 m i diameter. Med en tom masse på 38 t bærer de 237 t pulver og leverer 92% af løfterakettens samlede tryk ved start (gennemsnitlig tryk: 5.060 kN , maksimal tryk: 7.080 kN ).
Sammenlignet med Vulcain-motoren i EPC kan de to EAP'er ikke slukkes, når de er tændt, og dermed deres fare i tilfælde af svigt. De yder støtte til bæreraketten på jorden, deres adskillelse fra bæreraketten, transmission af målinger under flyvningen og deres neutralisering ved utidig adskillelse forårsaget af EAP eller EPC. Hver EAP er udstyret med en MPS-motor, der fremdriver boosteren ved at levere 540 ton tryk til jorden . Stødkurven beregnes for at minimere aerodynamiske kræfter og optimere ydeevnen: den er maksimal i løbet af de første tyve sekunder med et langt plateau på 80 s .
EAP består af tre segmenter. S1 front segmentet er fremstillet i Italien , mens de to andre, S2 og S3, fremstilles direkte i Guyana på UPG fabrikken (Usine de Propergol de Guyane). De transporteres derefter ad landevejen på dumperen (en flerhjulet trailer designet til denne anvendelse) fra fabrikken til Thruster Integration Building (BIP). De er forberedt på det, samlet i lodret position på deres paller (som de forbliver fastgjort i hele forberedelsesfasen indtil start) og trækkes af en færge (180 t mobilbord ). Disse forberedelsesoperationer udføres af det fransk-italienske firma Europropulsion. S1-segmentet, det højeste, er 3,5 m langt og indeholder 23,4 t pulver. Det centrale segment, S2, er 10,17 m langt og indeholder 107,4 t pulver. Det sidste segment, S3, er 11,1 m langt og indeholder 106,7 t pulver. Det åbner direkte på dysen via MPS-motoren.
Segmentets beklædning er lavet af 8 mm tykt stål , hvis indre er dækket af en gummibaseret termisk beskyttelse. De er adskilt af isoleringslinjer mellem segmenter. Disse pakninger er placeret mellem segmenterne. Disse segmenter er fyldt med pulver på forskellige måder med en stjerneformet hul på det øverste segment (S1) og en kvasi-cylindrisk fordybning på de to andre segmenter. Drivsegmenterne belastes under vakuum. Pulveret indeholdt består af:
Den dyse , ved foden af drivmidlet, er ansvarlig for at evakuere drivgasserne med en hastighed på to tons per sekund. Fastgjort til segment nr . 3 kan det bevæge sig til 6 ° og maksimalt 7,3 ° . Den måler 3,78 m lang, har en diameter på 2,99 m og en masse på 6,4 t . Det er designet i en metal- og kompositlegering (med silica) for at modstå den meget høje temperatur, der frigøres. Forbrændingstrykket i EAP er 61,34 bar. På toppen af pulversegmenterne er antænderen, der måler 1,25 m lang med en diameter på 47 cm og en masse på 315 kg , inklusive 65 kg pulver. Det gør det muligt at antænde hjælpedrivstoffet ved at starte forbrændingen af pulveret, hvilket gradvist vil generere forbrændingen af alle segmenterne. Tændingen udgør i sig selv et lille drivmiddel. Udløst af en pyroteknisk ladning opfører den sig som en relæladning, der antænder hovedladningen. Det er en stjerneblok, som giver en betydelig strøm af varme gasser i et halvt sekund.
Efter udtømning af pulveret, 129 til 132 s efter deres antændelse, adskiltes de fra løfteraket i en højde på ca. 70 km for at falde tilbage i Atlanterhavet . Til dette igangsætter vi otte afstandsraketter fordelt på følgende måde: 4 foran (øverst) og 4 bagpå (nederst). Disse raketter indeholder hver 18,9 kg pulver og giver mellem 66 og 73 kN tryk i et halvt sekund. Selv om disse styreraketter undertiden inddrives, er de aldrig genbrugt, i modsætning til hvad der blev gjort med SRBS af rumfærgen .
En forbedret version af EAP'erne er under udarbejdelse. det30. maj 2012viste en testafskydning på en testbænk et gennemsnitligt tryk på 7.000 kN (700 t ) i 135 s .
EPCDet "kryogene hovedtrin" (EPC) består hovedsageligt af de to flydende drivtanke og den Vulcain- kryogene motor (Vulcain II for Ariane 5 evolution (ECA)). Denne etape affyres ved start og alene giver fremdrivning til bæreraketten under bærerakettens anden flyvefase efter frigivelsen af pulveraccelerationstrinnene. Den fungerer i i alt ni minutter, hvor den giver et skub på 1350 kN til en totalvægt på 188,3 t .
Med en højde på 30,525 m til en diameter på 5,458 m og en tom masse på 12,3 t indeholder den 158,5 t drivmidler fordelt mellem flydende brint (LH2 - 26 t ) og ilt. Væske (LOX - 132,5 t ). Disse reservoirer har en kapacitet på henholdsvis 391 m 3 og 123 m 3 . De gemmer drivmidlerne afkølet til -253 ° C og -183 ° C hhv . Tykkelsen af deres kappe er i størrelsesordenen 4 mm med termisk beskyttelse i 2 cm tyk ekspanderet polyurethan .
De to tanke er under tryk ca. 4 timer 30 minutter før start med helium . Dette helium kommer fra en kugle placeret ved siden af Vulcain-motoren. Det er termisk isoleret af en luftlomme. Den indeholder 145 kg helium, under tryk til 19 bar ved start og derefter 17 under flyvningen. Dette helium vil sætte tankene under tryk på 3,5 bar for ilt og 2,15 bar for brint. Under flyvning sættes iltet under tryk til 3,7 og derefter 3,45 bar. Den gennemsnitlige strømningshastighed af helium i tanken er i størrelsesordenen 0,2 kg / s . Flydende brint holdes under tryk af hydrogengas. Dette gasformige brint tages fra bunden af scenen før motoren, opvarmes derefter og omdannes til gas (ved omkring -170 ° C ) for at blive endeligt injiceret i den flydende brintank. I gennemsnit repræsenterer dette en strømningshastighed på 0,4 kg / s . Der er derfor et helt sæt ventiler og ventiler til styring af de forskellige tryk. Dette system kaldes COPV .
Brintturbopumpen fra den Vulcain- kryogene motor kører ved 33.000 o / min og udvikler en effekt på 15 MW eller 21.000 hk (effekten af to TGV-togsæt). Det er genstand for meget detaljerede undersøgelser af materialers modstand, og design af lejer og centrering af bevægelige masser skal være så tæt som muligt på perfektion. Oxygen turbopumpen roterer ved 13.000 o / min og udvikler en effekt på 3,7 MW . Dens design er i det væsentlige baseret på brugen af materialer, der ikke brænder med det ilt, det brygger. Vulcain-motoren modtager fra disse pumper 200 l ilt og 600 l brint pr. Sekund.
Den øverste komposit inkluderer udstyrsrummet og, afhængigt af den bærede nyttelast, et øvre trin med en drivmotor, der kan lagres (i tilfælde af en Ariane 5 med et EPS-øvre trin) eller med kryogene drivmidler (i tilfælde af en Ariane 5 med ESC øverste trin).
Den øverste komposit giver fremdrivning til løfteraket efter slukning og frigivelse af EPC-scenen. Det fungerer i den tredje fase af flyvningen, der varer cirka 25 minutter .
UdstyrsboksDet udstyr rum huser løfteraket kontrol og styresystem. Det er placeret direkte over EPC i tilfælde af en Ariane 5 Generic eller i version A5E / S og omgiver derefter Aestus- motoren i EPS. I tilfælde af en Ariane 5E / CA er udstyrsrummet placeret over ESC. Udstyrsboksen er den virkelige cockpit til løfteraket. Det orkestrerer alle flykontroller og kommandoer, idet pilotordrer gives af indbyggede computere via elektronisk udstyr, baseret på information leveret af vejledningssystemerne. Disse computere sender også launcheren alle de kommandoer, der er nødvendige for dens drift, såsom tænding af motorerne, adskillelse af trin og frigivelse af indbyggede satellitter . Alt udstyr fordobles ( redundans ), så i tilfælde af fejl i et af de to systemer kan missionen fortsætte.
Udstyrsboksen måler 5,43 m i diameter ved sin base og 5,46 m øverst for at muliggøre fastgørelse af enten SPELTRA-strukturen (ekstern supportstruktur til flere udsendelser) eller kåbe. Dens højde er 1,56 m til en masse på 1.500 kg . Grænsefladen med EPS, der glider ind i ringen, måler øverst 3,97 m i diameter. Bæreringen, hvorpå instrumenterne hviler, er derefter 33,4 cm bred. Her er de vigtigste instrumenter, den indeholder:
Udstyrsrummet huser også Attitude Control (fremdrivningssystem), oftere omtalt i initialerne SCA, som inkluderer to blokke af dyser leveret med hydrazin (N 2 H 4). De tillader især rullestyring af løfteraket under de fremdrevne faser og holdningskontrol af den øvre komposit i løbet af frigivelsen af nyttelastene. Den specificerede maksimale driftstid for kassen er i størrelsesordenen 6.900 sekunder, hvor denne maksimale driftstid generelt observeres under missioner med lave kredsløb. SCA gør det også muligt at overvinde uregelmæssighederne i Vulcain-motoren, mens det gør det muligt at placere satellitter i 3D. Den indeholder to sfæriske titaniumtanke , der hver indeholder 38 liter hydrazin ved start , under tryk til 26 bar med nitrogen. Systemet indeholder også to tre-thruster-moduler med 460 N- tryk (ved havoverfladen).
I løbet af den første flyvefase styres løfteraket af de to EAP'er, hvis styrbare dyser gør det muligt at styre raketten på alle akser. Kanden må ikke rotere, fordi den ville miste energi, og dette ville føre til en "udpladning" af drivmiddel EPC på deres vægge som et resultat af den centrifugalkraft, som derefter ville dukke op. Da rørene og sonderne, der måler mængden af resterende drivmidler, placeres midt i tanken, kan dette få motorerne til at stoppe for tidligt efter deaktivering af turbopumperne. Dette scenarie er allerede sket på rakettens anden kvalifikationsflyvning (flyvning 502).
Når EAP'erne er frigivet, er der kun én motor tilbage, Vulcain, og det er derfor ikke længere muligt at justere dysernes hældning for at stoppe raketrullen. Det er her SCA finder al sin brug, fordi det med sine tre thrustere er i stand til at stoppe denne rotation. Disse tre motorer styres som følger: en til højre, en til venstre og den sidste til bunden. Efter svigt i flyvning 502 blev det bestemt, at antallet af thrustere ikke var tilstrækkeligt til at imødegå fænomenet, og embedsmænd foretrak at tage deres forholdsregler ved at styrke systemet: Fra nu af indeholder systemet seks kugler og ti thrustere, hvilket også bringer den samlede masse af udstyrsrummet til 1.730 kg .
EPSUdført under ansvar af Astrium EADS, er det "lagringsbare drivmiddel-trin" (EPS, mere sjældent kaldet L9) ansvarligt for at justere kredsløbet om nyttelastene i henhold til den målrettede bane og sikre deres orientering og adskillelse. Placeret inde i launcheren er den ikke underlagt begrænsningerne i det eksterne miljø. Dens design er meget grundlæggende og er begrænset til enkle tanke under tryk uden turbopumper. Den består af en bikagestruktur , motoren, tanke, udstyr, afstivere anbragt i et kryds og ti led, der understøtter heliumtanke til tryk på hovedtankene.
Tilspidset i form er den indsat mellem udstyrsrummet og nyttelastadapteren og måler 3,356 m høj (med dysen) til en diameter på 3,963 m på niveau med udstyrsrummet. Ved nytteladeadapteren er dens diameter 2,624 m . Med en tom masse på 1200 kg , er det udstyret med fire aluminium tanke indeholdende i alt 9,7 tons drivmidler, fordelt mellem 3.200 kg af monomethyl hydrazin (MMH) og 6.500 kg af kvælstof peroxid (N 2 O 4).
Tryk ved to kulfiber flasker oppumpet til 400 bar, og som indeholder 34 kg af helium , disse tanke levere et Aestus motor (Daimler-Benz Aerospace), som udvikler et tryk på 29 kN for 1.100 s (18 min 30 s). Dens særlige er, at den kan tændes igen under flyvning to gange for at optimere visse nyttelast. Dysen er ledd på to akser (9,5 °). I tilfælde af missioner i lav kredsløb er antændelsen af EPS forud for en fase af ballistisk flyvning, hvilket også gør det muligt at frigøre en nyttelastes bane efter adskillelsen.
Denne enhed bruges sidste gang til Ariane 5ES- versionen
ESCDet "kryogene øvre trin" (ESC) bruger, som navnet antyder, en kryogen motor: HM-7B . Det giver et tryk på 65 kN i 970 s , til en vægt på 15 t (4,5 t tom) og en højde på 4,71 m .
Nyttelast | ||||
---|---|---|---|---|
Launcher | Masse | Højde |
Lav bane |
GTO Orbit |
Ariane 5 ECA | 777 t | 53 m | 21 t | 10,5 t |
Lang gåtur 5 | 867 t | 57 m | 23 t | 13 t |
Atlas V 551 | 587 t | 62 m | 18,5 t | 8,7 t |
Delta IV Heavy | 733 t | 71 m | 29 t | 14,2 t |
Falcon 9 FT | 549 t | 70 m | 23 t | 8,3 t |
Proton -M / Briz-M | 713 t | 58,2 m | 22 t | 6 t |
H-IIB | 531 t | 56,6 m | 19 t | 8 t |
Falcon Heavy | 1.421 t | 70 m | 64 t | 27 t |
Nyttelasten består af de satellitter, der skal placeres i kredsløb. For at muliggøre lanceringer af flere satellitter placeres de under kåbe i et SPELTRA (ekstern supportstruktur til flere start) eller et SYLDA (Double Ariane Launch System) -modul. Disse moduler fungerer lidt som en hylde og tillader, at to separate satellitter placeres i kredsløb, den ene efter den anden: den ene af satellitterne er placeret på SPELTRA / SYLDA-modulet, den anden indeni.
Nyttelastene og separatoren frigøres i den fjerde fase af flyvningen: den ballistiske fase. Afhængigt af missionens karakteristika kan dråberne laves straks eller flere titalls minutter efter starten af denne fase. De udførte handlinger er rotationer, afstande osv.
I tilfælde af en enkelt affyring placeres satellitten direkte på EPS, men i tilfælde af dobbelt affyring installeres den nederste satellit under klokken dannet af SPELTRA eller SYLDA, og den anden satellit hviler derefter på den bærende struktur. Alle nyttelastgrænseflader bruger en diameter på 2,624 m , både på CPS eller flere startmoduler . Satellitinstallationer kan derfor undertiden kræve brug af nyttelastadaptere, hvis de ikke direkte kan bruge denne diameter til at blive installeret i kappen. For at forbedre det kommercielle tilbud, der er foreslået af løfteraket, vil der blive udviklet tre adaptere, der indeholder grænseflader med en diameter mellem 93,7 cm og 1,666 m og understøtter nyttelast med en masse på mellem 2 og 4, 5 tons. De inkluderer monteringsbolte, fjedre til separationssystemet og et strømforsyningssystem til den berørte satellit.
SPELTRASPELTRA er en cylindrisk bikagestruktur med en tilspidset overdel (6 paneler). Bygget i en 3 cm tyk kulstof-harpiks komposit , den har en til seks adgangsdøre og en navlestik til at forbinde nyttelasten til lanceringsmasten. Det er blevet brugt siden den første flyvning med Ariane 5 .
I modsætning til SYLDA, der er anbragt i kappen, er SPELTRA placeret mellem udstyrsrummet og kappen, som det allerede var tilfældet med Ariane 4 SPELTRA . Den har derfor en udvendig diameter på 5,435 m til en indvendig diameter på 5,375 m . Den nederste del er placeret på udstyrsrummet, mens den cylindriske øvre del fungerer som en forbindelsesramme til kappen. Den keglestubformede del fungerer som en adapter til nyttelastene.
Den kommer i to versioner: en kort og en lang. Den første måler 4,16 m , hvortil kommer 1,34 m af den koniske del, der er skåret øverst, hvilket giver en samlet højde på 5,50 m , til en masse på 704 kg . Ligeledes er den store version 7 m høj til en masse på 820 kg .
SYLDAFra sin ægte SYLDA 5-betegnelse er denne struktur intern i kappen og understøtter den ikke, i modsætning til SPELTRA. Designet af industrikoncernen Daimler-Benz Aerospace, måler den 4.903 m høj med en masse på 440 kg .
Bundkeglen er 59,2 cm tyk til en basisdiameter på 5,435 m . Den er overvundet af den cylindriske struktur med en diameter på 4,561 m i en højde på 3,244 m , som i sig selv er overvundet af en kegle på 1,067 m med en endelig diameter på 2,624 m på niveauet med grænsefladeszonen med nyttelast.
Den SYLDA 5 blev anvendt for første gang i løbet af 5 th flyvning af Ariane 5 (fly V128) iMaj 2000( Insat 3B og AsiaStar satellitter ).
KasketFremstillet i Schweiz af RUAG Space, den kåben beskytter nyttelast under flyvning i atmosfæren og er frigivet, så snart det ikke længere er hensigtsmæssigt, for at lysne løfteraket. Denne frigørelse udføres kort efter frigivelsen af EAP'erne i en højde af ca. 106 km efter at have været 202,5 s på raketten.
Det er en struktur med en udvendig diameter på 5,425 m til en nyttig indvendig diameter på 4,57 m . Den kommer i to længder: den “korte” , der måler 12,728 m høj for en masse på 2.027 kg , og den “lange” , der måler 17 m høj for en masse af 2.900 kg . Den er udstyret med en elektrisk navlestik til at forbinde nyttelasten til masten og en pneumatisk stikkontakt til satellitkomfort, en adgangsdør på 60 cm i diameter og akustisk beskyttelse, der består af en samling plastrør, der absorberer vibrationer. 1.200 resonatorer, installeret på 74 polyamid skum-baserede paneler , dækker den indvendige væg i løbet 9,3 m . Den støj, der findes indeni, forbliver dog på et meget højt niveau og når over 140 decibel, hvilket er ud over det maksimale, som et menneskeligt øre kan tåle. Denne støj manifesterer sig hovedsageligt i de lave frekvenser.
Den korte cap har været anvendt siden den 1. st flyvning og lang fra 11 th , iMarts 2002 (flyvning V145).
Flere versioner af løfteraket blev lavet, hvoraf nogle ikke længere produceres.
Tretten Ariane 5 G løfteraketter (til "generisk" ) blev lanceret mellem10. december 1999 og 27. september 2003. Denne version sælges ikke længere.
Denne version af Ariane 5 G har en forbedret anden etape med en mulig belastning på 6.950 kg . Tre sådanne løfteraketter blev fyret, mellem2. marts og 18. december 2004. Denne version sælges ikke længere.
Denne version har de samme EAP'er som Ariane 5 ECA og et første trin modificeret med en Vulcain 1B-motor. Mulig belastning på 6.100 kg i geostationær overførselsbane (GTO). Seks skud fandt sted mellem11. august 2005 og 18. december 2009. Denne version sælges ikke længere.
Denne version er designet til at placere det automatiske ATV- fragtskib i lav kredsløb og tanker den internationale rumstation . Det kan starte op til 21 ton nyttelast i denne bane. Ariane 5 ES leverer tre antændelser af det øverste trin for at imødekomme missionens meget specifikke behov. Derudover er dets strukturer blevet forstærket for at understøtte den imponerende masse af ATV (20 tons).
Otte skud fandt sted mellem 9. marts 2008 og 25. juli 2018. Denne version sælges ikke længere.
Dens første lancering fandt sted den 9. marts 2008.
For at fremskynde indsættelsen af Galileo- konstellationen annoncerede Arianespace den 20. august 2014 lanceringen af 12 satellitter med 3 skud fra Ariane 5 ES- affyringsskytten . De vil blive lanceret af fire fra 2015. Dette program blev afsluttet den25. juli 2018.
Ariane 5 ECA , også kaldet Ariane 5 "10 tons" , med henvisning til dens kapacitet på tæt på ti tons geostationær overførselsbane . Dens første EPC-fase er drevet af Vulcain 2, som er mere kraftfuld end Vulcain 1, og den anden ESC-fase bruger HM-7B kryogenmotoren , der allerede er brugt til den tredje fase af Ariane 4 .
Siden slutningen af 2009 er det den eneste version, der bruges til at lancere kommercielle satellitter. På18. februar 2020Hun blev skudt 75 gange og har oplevet en fejl under flyvningen V157 ( 1 st skud) den11. december 2002.
26. november 2019 mærker, med 250 th flyvning af en Ariane, de 40 års drift af den løfteraket siden december 24., 1979
Grænserne for ECA-versionenAriane 5 kan forblive konkurrencedygtig, så længe den kan lancere to kommercielle satellitter i en geostationær bane. Desværre kunne den stigende vægt af geostationære satellitter sætte spørgsmålstegn ved bærerens veletablerede position i dette segment. TerreStar-1- satellitten (6,7 tons ved lanceringen) satte en ny masserekord, men Ariane 5- bæreraketten, der var ansvarlig for at placere den i kredsløb, kunne ikke udføre en dobbeltopskytning, og prisen på lanceringen skulle betales af den eneste operatør af TerreStar-1. Hvis denne situation skulle blive udbredt, kunne bæreraketter med lavere kapacitet, der er optimeret til simpel lancering, såsom Proton-M , fra ILS, og Zenit-3 blive mere konkurrencedygtige, end de er i øjeblikket.
Den anden fase af Ariane 5 kan ikke genantændes i modsætning til de russiske bæreraketter Zenit og Proton, der har brugt denne teknologi i flere årtier. Kredsløbene til nogle satellitter kræver denne mulighed. Dette er, hvordan lanceringen, den20. april 2009af en italiensk militærsatellit (Sicral-1B) blev overdraget til den russisk-ukrainske løfteraket Zenit-3 og ikke til en europæisk raket.
For at overvinde disse begrænsninger var det planlagt at udvikle en ME-version, oprindeligt kaldet Ariane 5 ECB . Dette skulle omfatte et nyt kryogent og genantændeligt øvre trin, som skulle bruge en ny, mere kraftfuld Vinci- motor , der var under udvikling hos Snecma ( Safran ). Takket være dette trin ville Ariane 5 ME så have været i stand til at lancere op til 12 tons nyttelast i en geostationær overførselsbane (GTO). Den første flyvning var planlagt til 2017 eller 2019.
Udviklingen af denne version med finansiering i to år indtil 2014 besluttede på ESA - rådets ministermøde i november 2012, er ikke længere relevant, den erstattes af den fremtidige Ariane 6 .
Version | Ariane 5G | Ariane 5ECA | Ariane 5ME |
---|---|---|---|
International rumstation ( t ) | 19.7 | 18.3 | 23.2 |
Geostationær overførselsbane ( t ) | 6.6 | 10.5 | 12 |
Injektion til månen ( t ) | 5 | 7.8 | 10.2 |
Månebane ( t ) | 3.6 | 5.65 | 7.45 |
Månesol ved ækvator (nyttelastmasse) ( t ) | 1,8 (0,9) | 2,8 (1,4) | 3,7 (1,8) |
Månegrund ved pol (nyttelastmasse) ( t ) | 0,9 (0,4) | 1,4 (0,7) | 1,85 (0,9) |
Injektion til Mars-bane ( t ) | 3.25 | 5.15 | 8 |
Mars bane ( t ) | 2.25 | 3.6 | 5.6 |
Version | Ariane 5G | Ariane 5G + | Ariane 5GS | Ariane 5ECA | Ariane 5ES | Ariane 5ME | |
---|---|---|---|---|---|---|---|
Startvægt ( t ) | 740-750 | 740-750 | 740-750 | 760-780 | 780 | 790 | |
Højde (m) | 52 | 52 | 52 | 56 | 53 | ? | |
Ingen skyderi | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | |
Nyttelast ( lav jordbane 400 km ) (ton) |
18 | ? | ? | 21 | 21 | 21 | |
Nyttelast ( geostationær overførselsbane ) (t) |
6.9 | 7.1 | 6.6 | 9.6 | 8 | 12 | |
Nyttelast ( geostationær overførsel med dobbelt kredsløb ) (t) |
6.1 | 6.3 | 5.8 | 9.1 | 7 | 11 | |
Startkraft ( kN ) | ~ 12.000 | ~ 12.000 | ~ 12.500 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | |
Maksimal kraft (kN) | ~ 14.400 | ~ 14.400 | ~ 15.300 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | |
Første fly | 4. juni 1996 | 2. marts 2004 | 11. august 2005 | 11. december 2002 | 9. marts 2008 | Annulleret version | |
Sidste flyvning | 27. september 2003 | 18. december 2004 | 18. december 2009 | i drift | 25. juli 2018 | Annulleret version | |
Bemærkelsesværdige nyttelast | ENVISAT , XMM-Newton | Rosetta | Thaïcom 4-iPStar 1 , MSG 2 | Satmex 6 og Thaicom 5, Astra 1L og Galaxy 17, Planck og Herschel rumteleskop | ATV , Galileo (2016) | - | |
Pulveraccelerator (EAP) | |||||||
Gulvbetegnelse | EAP P238 | EAP P241 | |||||
Motor | P238 | P241 | |||||
Længde (m) | 31 | 31 | |||||
Diameter (m) | 3 | 3 | |||||
Masse (Ton) | 270 (tom 33) | 273 (tom 33) | |||||
Stødkraft (maks.) (KN) | 4.400 (6.650) | 5.060 (7.080) | |||||
Brændetid (er) | 130 | 140 | |||||
Drivmidler | NH 4 ClO 4/ Al , PBHT (faste drivstoffer af PCPA- typen ) | ||||||
Stueetage (EPC) | |||||||
Gulvbetegnelse | EPC H158 | EPC H158 modificeret | EPC H173 | ||||
Motor | Vulcan 1 | Vulcan 1B | Vulcan 2 | ||||
Længde (m) | 30.5 | 30.5 | 30.5 | ||||
Diameter (m) | 5.4 | 5.4 | 5.4 | ||||
Masse (t) | 170,5 (tom 12,2) | 170,5 (12,5 tom) | 185,5 (tom 14,1) | ||||
Jordtryk (kN) | 815 | 815 | 960 | ||||
Stød i vakuum (kN) | 1180 | 1180 | 1350 | ||||
Brændetid (er) | 605 | 605 | 540 | ||||
Drivmidler | LOX / LH2 | LOX / LH 2 | LOX / LH2 | ||||
Anden sal | |||||||
Gulvbetegnelse | EPS L9.7 | EPS L10 | ESC-A H14.4 | EPS L10 | ESC-B H28.2 | ||
Motor | Aestus | Aestus | HM-7B | Aestus | Vinci | ||
Længde (m) | 3.4 | 3.4 | 4.7 | 3.4 | ? | ||
Diameter (m) | 3,96 * | 3,96 * | 5.4 | 3,96 * | 5.4 | ||
Masse (t) | 10.9 (tom 1.2) | 11.2 (tom 1.2) | ca. 19,2 (tom ca. 4,6) | 11.2 (tom 1.2) | (Drivmiddel 28.2) | ||
Maksimal kraft (kN) | 27 | 27 | 64,8 | 27 | 180 | ||
Brændetid (er) | 1.100 | 1170 | 970 | 1170 | ? | ||
Drivmidler | 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 | ||
Hovedtræk | Basisversion optimeret til Hermes- rumfærgen . | Forbedret og genantændelig anden fase. | Mindre kraftfuld modificeret hovedfase, moderniserede og mere kraftfulde pulverpropeller. | Ny ikke-genantændelig anden fase, ingen ikke-drevet flyvning fase. Udviklet som en standby-løsning sammenlignet med Ariane ECB . Optimeret til geostationær kredsning. | Forstærket struktur til at understøtte vægten af ATV . Optimeret til længere flyvefaser og flere genantændelser. | Ny anden fase, mere moderne motor, lange ikke-fremdrevne flyfaser, genantændelig. |
* Placeret i udstyrskassen med en diameter på 5,4 meter
Ariane 5-raketten lanceres fra Guyanese Space Center , bygget af CNES i fransk Guyana (Sydamerika) nær byen Kourou . Installationer tilpasset Ariane 5 blev bygget på dette grundlag, som lancerede de tidligere versioner af Ariane launcher.
Ariane 5 raketlanceringsenheden (ELA-3, akronym for Ariane 3 Launch Assembly), der indtager et areal på 21 km 2 , bruges til at lancere Ariane 5-raketterne og var fra 2003 til 2009 det eneste aktive sted efter slutningen af Ariane 4 lanceringer . Han forstår :
Samlingsbygningerne (BIL, BAF) såvel som udsætningsområdet er forbundet med et dobbelt spor, hvorpå det mobile affyringsbord, der bærer raketten, cirkulerer. Udviklingen tillader otte lanceringer om året.
En del af Ariane 5-løfteraket er fremstillet på stedet. En produktionsenhed fremstiller og hælder fast drivmiddel til to af de tre segmenter af hvert raketdrivmiddel (det tredje er støbt i Italien ). Webstedet har en testbænk til EAP'er.
Jupiter-centret er kontrolcentret, der styrer alle forberedelses- og lanceringsoperationer.
Den nøjagtige drivstofpåfyldningshastighed bestemmes ud fra nyttelastmassen, målkredsen og banen for at optimere sandsynligheden for missionens succes.
I denne fase er de hydrauliske systemer også under tryk for at teste kredsløbet.
På Ariane 5ES ATV-modellen inkluderer den sidste fase tre på hinanden følgende genantændelser.
Begyndelsen af Ariadne 5 var præget af flere fejl. At gøre launcheren mere pålidelig krævede en betydelig økonomisk indsats, der blev opnået på bekostning af udviklingen af mere kraftfulde versioner.
Det første skud fandt sted den 4. juni 1996i Kourou , men løfteraket blev ødelagt efter 37 sekunders flyvning. Fejlen skyldtes en computerfejl , der opstod i et gyroskopstyringsprogram designet til Ariane 4-raketten, og som ikke var blevet testet i Ariane 5. -konfigurationen. Computefejlen havde sin kilde i en specifikationstranskriptionsfejl. Under udvekslingen mellem ESA og producenten af inertienheden ( også kendt som IRS ) blev de funktionelle specifikationer kopieret flere gange, og det var under denne kopiering, at der blev introduceret en fejl. De originale specifikationer indstiller en maksimalt tilladt tid på 60 sekunder til gyroskopjustering. Justeringstiden er den tid, det tager for et gyroskop at nå sin operationelle rotationshastighed og således lade objektet og dets retning være placeret i rummet. Under på hinanden følgende kopier øges denne varighed på 60 sekunder til 80 sekunder, fejlagtig værdi, der forårsager en funktionsfejl i programmet, der er ansvarligt for styring af gyroskopiske data.
Der var en metode til håndtering af denne fejl, men fejlen var blevet deaktiveret for at forbedre systemets ydeevne på Ariane 4 , i betragtning af at det på denne model var muligt at bevise, at forekomsten af overskridelsen, der skulle produceres af programmet, var nul i betragtning af de mulige flyveveje. Specifikationerne for Ariane 5, især under startfasen, adskiller sig imidlertid væsentligt fra Ariane 4. Det inertiale enhedsprogram , skønt det er overflødigt, frembragte to overskridelser af en bane og endte med at signalere fiaskoen i de gyroskopiske systemer. Den raketstyrende computer (specielt udviklet til Ariane 5), ved at fortolke fejlværdierne (sandsynligvis negative) fra det andet gyroskop, udledte, at raketten var begyndt at pege ned. Reaktionen fra pilotcomputeren var at dirigere dyserne maksimalt for at rette raketten, hvilket betydeligt øgede forekomsten af løfteraket og forårsagede aerodynamiske kræfter, der ødelagde den. Dette er bestemt en af de dyreste computerfejl i historien ($ 500 millioner).
Det blev påpeget, at det gyroskopiske tilpasningsstyringsprogram, som var kilden til ulykken, var totalt unødvendigt. Det var faktisk designet til hurtigt at justere kalibreringen af gyroskoperne i tilfælde af en kort affyringsforsinkelse (i størrelsesordenen et par minutter) for at muliggøre en hurtig genoptagelse af nedtællingen - for eksempel på grund af hurtige variationer vejrforhold ved lanceringsstedet i Kourou . Imidlertid var dette scenarie, oprindeligt planlagt for Ariane 3 , længe blevet udelukket fra affyringsprocedurer.
Den anden flyvning fandt sted den 30. oktober 1997.
Missionen blev afsluttet, men den ønskede bane blev ikke nået på grund af en roterende bevægelse af løfteraket på sig selv ( rullende bevægelse , som en top), hvilket førte til et for tidligt stop af fremdriften af EPC i første fase. Efter denne afslutning af fremdrift af første etape, og på trods af den korrekte opstart af det øvre trin EPS, var det ikke i stand til at udligne hele trykunderskuddet i den første fase af flyvningen og ledede derfor missionen i en lidt nedbrudt bane.
Denne rullende bevægelse skyldtes et drejningsmoment, der genereres af strømmen af gasser i dysen på Vulcain 1-motoren, et drejningsmoment, hvis intensitet var blevet undervurderet. Derfor og på trods af brugen af SCA-rullekontrolsystemet led launcheren overdreven rotation gennem den første etape. Denne spinning kunne have haft få konsekvenser, flyealgoritmerne - relativt effektive - kontrollerede banen på trods af alt. Imidlertid ved afslutningen af fremdrift og under virkningen af den opnåede rullehastighed krummer overfladen af drivmidlerne (flydende ilt og brint) i tankene i midten (som en sifon, når væsken klæber mod væggene). Dette fænomen blev fortolket af niveausensorerne ("målerne" i tankene) som en indikation af overhænget af en "brændstofsult", hvilket fik bordcomputeren til at beordre motorens fremdriftsstop. EPC for tidligt.
Det rullende drejningsmoment, der genereres af Vulcain 1-motoren, blev mestret fra næste flyvning ved at installere i slutningen let skrånende divergerende udstødningsrør, der korrigerede den naturlige rulle, der genereres af motoren. De mennesker, der var ansvarlige for designet af Ariane 5, foretrak stadig at tage deres forholdsregler ved at styrke SCA-systemet: det indeholder nu seks kugler med drivmiddel og ti kontrolpropeller, i stedet for de tre thrustere i starten.
Dette problem ramte andre bæreraketter, herunder den japanske H-IIA .
Den tredje test fandt sted den 21. oktober 1998. Det var en total succes.
Missionen bar Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) atmosfærisk reentry demonstrationskapsel (European Apollo- type capsule ), der udførte en perfekt atmosfærisk genindtræden og MAQSAT teknologiske model.
Ud over de første to tidlige karrierefejl var der dem, der var på kommercielle flyvninger i 2001 , 2002 og 2018 .
På denne flyvning, udført den 12. juli 2001, ingen klar fejl eller pilotfejl. Problemet kommer fra motoren fra sidste trin, som fungerede i kortere tid (1 minut og 20 sekunder mindre) og med en effekt mindre end 20 % end den, der var planlagt, hvilket ikke tillod at nå den nødvendige hastighed til injektionen. mål (peak på 18.000 km i stedet for 36.000 km ). Denne flyvning er en halv fiasko, fordi kredsløbet var vellykket, men med injektionsparametre, der ikke var optimale.
Årsagen ser ud til at være tilstedeværelsen af resterende vand i motorinfrastrukturen som følge af test udført på jorden. Blandet med brændstoffet ville det have forårsaget et bemærkelsesværdigt fald i kraft og overforbrug af et af drivstofferne, hvilket kunne forklare tabet af strøm og den for tidlige nedlukning.
For at bygge bro over disse forskelle brugte Artemis- satellitten sin egen fremdrift til at nå sin målgeostationære bane. Det er blevet fjernkonfigureret for at nå sin ønskede position gennem en ny procedure. Først ved en række brande, der bruger det meste af dets brændstof, for at placere det i en højere cirkulær bane. Derefter ved sine ioniske motorer , oprindeligt kun beregnet til at korrigere sin bane, takket være en spiralbane, der fik den til at vinde 15 km om dagen og nå op på 18.000 højder på 18.000 km . Den anden satellit, BSAT 2B, gik bestemt tabt, fordi den ikke havde tilstrækkelige ressourcer til at udgøre denne forskel i kredsløb.
det 11. december 2002, denne indledende flyvning af ECA-versionen af Ariane 5 sluttede i Atlanterhavet efter en fejl i Vulcain 2-motoren, der udstyrede raketens hovedtrin.
En lækage i kølesystemet fik dysen til at kæde sig, hvilket skabte en ubalance i motorkraften og gjorde bæreraketten uhåndterbar. Stødt på et uoverstigeligt tab af kontrol fra raketten, tog jordkontrol forholdsregler og beordrede ødelæggelsen af raketten under flyvning. De to franske telekommunikationssatellitter om bord, Hot Bird 7 og Stentor , blev ødelagt. Manglen ved denne lancering resulterede i tab af to satellitter med en samlet værdi på 640 millioner euro.
Start fandt sted som planlagt den 25. januar 2018ved 22 h 20 UTC , men i 9 th minut, kort efter adskillelsen af 1 st gulvet , mens raketten var i rummet , de forskellige jordstationer ikke modtog signaler telemetri fra det andet trin, som forblev "tavs "i 28 minutter, indtil missionen er slut.
Hændelsens oprindelse er menneskelig fejl. Forkerte flyparametre blev programmeret i raketens indbyggede computer. Galliot-jordstationen, der fulgte raketten siden start, bemærkede afvigelsen fra banen. De følgende stationer, der pegede deres antenner på den planlagte bane, kunne ikke skabe kontakt. Missionen fortsatte indtil dens fuldstændige afslutning.
Begge satellitter blev indsat, men i dårlige baner. Faktisk hvis perigee (235 km ) og Apogæum (43.150 km ) overholde forventning, hældning af kredsløbet opnåede 21 ° i stedet for 3 ° målrettet. SES 14- satellitten vil være i stand til at nå den planlagte bane efter en måned uden at reducere dens levetid markant takket være den meget gode effektivitet ved dens elektriske fremdrift . Al Yah 3-satellitten blev erklæret stationeret og operationel30. maj 2018. Reduktionen i dets levetid på grund af det ekstra forbrug af drivmidler er blevet anslået til seks år over en nominel levetid på femten år.
Den markante afvigelse af bane, som raketten led, rejste mange spørgsmål om flysikkerhed. For hvis programmeringsfejlen teoretisk aldrig skulle have passeret gennem de mange verifikationstrin, der blev foretaget før en lancering, bekymrer en anden kendsgerning de forskellige aktører i europæisk rumudnyttelse. Faktisk på grund af dens afvigelse på næsten 20 ° fløj raketten over kommunen Kourou , hvilket aldrig var sket før. Hvis en alvorlig hændelse havde fundet sted på det tidspunkt, kunne konsekvenserne have været meget alvorlige for indbyggerne i byen, der blev oversvømmet af raketten.
Undersøgelsesrådet fastslog, at årsagen til sporafvigelsen var en justeringsfejl af de to inerti-enheder - azimut, der kræves specifikt til denne flyvning til en supersynkron geostationær overføringsbane, er 70 ° i stedet for den sædvanlige 90 ° . Det anbefalede styrket kontrol af data, der blev brugt under forberedelsen af missioner. Gennemførelsen af disse korrigerende foranstaltninger vil gøre det muligt at genoptage flyvningerne i henhold til den planlagte tidsplan fra og med månedenmarts 2018.
Den første kommercielle flyvning fandt sted den 10. december 1999, med lanceringen af XMM-Newton røntgenobservationssatellit .
En delvis fejl opstod den 12. juli 2001 : igen kunne to satellitter ikke placeres i den ønskede bane. Artemis , ESAs kommunikationssatellit, nåede sin endelige bane alene ved hjælp af dens brændstof til kredsløbskorrigeringer samt en ionfremdrivningsenhed , der ikke var beregnet til denne anvendelse. Dette krævede en komplet ændring af det indbyggede program fra jorden og forkortede satellitens levetid.
Den næste flyvning fandt ikke sted før 1 st marts 2002, med en vellykket kredsning af 8,5 ton ENVISAT miljøsatellit i en højde af 800 km .
I løbet af de følgende år var Ariane 5 i stand til at opretholde den position, der blev erhvervet af Ariane 4-versionen (markedsandel på over 50 % ) i segmentet til lancering af kommercielle satellitter i geostationær bane, der repræsenterer mellem 20 og 25 satellitter om året ( på hundrede satellitter, der årligt sendes). Konkurrencen er repræsenteret af løfteraketter med en meget lavere kapacitet, men som drager fordel af en pris pr. Kg nyttelast betydeligt lavere. De to største nuværende konkurrenter er:
År | 2006 | 2007 | 2008 | 2009 | 2010 | 2011 | 2012 | 2013 | 2014 | 2015 | 2016 | 2017 | 2018 | 2019 | 2020 | 2021 | Startomkostninger Millioner $ |
Omkostninger / kg | ||||||||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Launcher | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | skud | sad. | ||
Ariane 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 mio. (ECA) | 22.917 $ | ||
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 mio. (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 | Trukket tilbage fra tjeneste | $ 65 mio. (7.920) | $ 36.011 | |||||
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 M (Medium) | $ 40.380 | ||
Falcon 9 | - | - | - | - | - | - | - | - | 2 | 2 | - | - | 2 | 3 | 3 | 5 | 6 | 11 | 6 | 17 | 9 | 9 | 18 | 54 | 21 | 64 | 13 | 41 | 24 | 28 | $ 56,5 mio | 11.770 $ | ||
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 millioner dollars | |||
Lang 3. marts | 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 mio. (3A) | $ 23.177 | ||
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 mio. (M) | $ 18.182 | ||
Zenit | 5 | 5 | 1 | 1 | 6 | 6 | 4 | 4 | - | - | 5 | 6 | 3 | 3 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | - | - | 1 | 1 | - | - | - | - | - | - | $ 60 mio. (GLS) | 16.666 $ |
På 15. august 2020, 109 Ariane 5 skud blev affyret, alle versioner kombineret. 82 på hinanden følgende lanceringer var vellykkede (inklusive 63 i træk til ECA-versionen i12. december 2017), som er en rekord for løfteraketter i Ariane-familien. Pålidelighedsprocenten er 96,6% (to komplette fejl og tre delvise fejl, der i beregningen betragtes som halvfejl, ved5. februar 2019). Denne pålidelighedsgrad er opdelt i følgende versioner:
Ariane 5 bruges ofte til at placere i geostationær bane for kommunikationssatellitter, der er tunge: rekorden holdes af TerreStar-1 (6,9 tons), der blev lanceret1 st juli 2009 ; den største nyttelast, der er placeret i en geostationær overførselsbane, består af de to ViaSat - 2 og Eutelsat 172B satellitter , der blev lanceret den1 st juni 2017med fly VA237, og som repræsenterede en samlet masse på 10.865 kg ved lanceringen. I lav bane er Ariane 5s tyngste belastning den 20.060 kg europæiske rumfarts ATV Georges Lemaître , beregnet til at levere den internationale rumstation (bane 250 - 300 km ) og lanceret den30. juli 2014med fly VA219. Jordobservationssatellitten Envisat på 8200 kg , placeret på en solsynkron bane (800 km højde)1 st marts 2002med flyvning 145 er den største observationssatellit, der er placeret i Ariane 5. i et lavt kredsløb. Det samlede antal satellitter, der er lanceret af Ariane 5, er 225 pr. 15. august 2020
Dato og tid ( UTC ) | Flyvningen | Version | Seriel nummer |
Nyttelast | Resultater | Operatør (er) |
---|---|---|---|---|---|---|
4. juni 1996 kl. 12:34 | V-88 | 5G | 501 | Klynge | Fiasko | ESA Den Europæiske Union |
Okt 30, 1997 kl. 13:43 | V-101 | 5G | 502 | MaqSat H og TEAMSAT, MaqSat B, JA | Delvis fiasko | ESA Den Europæiske Union |
Okt 21, 1998 kl. 16:37 | V-112 | 5G | 503 | MaqSat 3, ARD | Succes | ESA Den Europæiske Union / ARD Tyskland |
10. dec 1999 kl. 14:32 | V-119 | 5G | 504 | XMM-Newton | Succes | ESA Den Europæiske Union |
21. marts 2000 kl. 23:28 | V-128 | 5G | 505 | INSAT 3B, AsiaStar | Succes | ISRO Indien / Worldspace USA |
Sep 14, 2000 kl. 22:54 | V-130 | 5G | 506 | Astra 2B, GE 7 | Succes | SES SA Luxembourg |
Nov 16, 2000 kl. 01:07 | V-135 | 5G | 507 | PAS 1R, Amsat P3D , STRV 1C, STRV 1D | Succes | Intelsat Luxembourg og PanAmSat United States (PAS 1R) / AMSAT United States (Amsat P3D) / STRV United Kingdom (STRV 1C, STRV 1D) |
20. dec 2000 kl. 00:26 | V-138 | 5G | 508 | Astra 2D , GE 8 (Aurora 3), LDREX | Succes | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 2D) / SES World Skies USA og Holland (GE 8) / NASDA Japan (LDREX) |
8. marts 2001 kl. 22:51 | V-140 | 5G | 509 | Eurobird 1 , BSat 2a | Succes | Eutelsat Frankrig / B-SAT Japan |
12. juli 2001 kl. 22:58 | V-142 | 5G | 510 | Artemis , BSat 2b | Delvis fiasko | ESA European Union / B-SAT Japan |
1 st marts 2002 kl. 01:07 | V-145 | 5G | 511 | Envisat | Succes | ESA Den Europæiske Union |
5. juli 2002 kl. 23:22 | V-153 | 5G | 512 | Stellat 5 , N-Star c | Succes | Frankrig / NTT DoCoMo Japan |
28. august 2002 kl. 22.45 | V-155 | 5G | 513 | Atlantic Bird 1 , MSG-1 , MFD | Succes | Eutelsat Frankrig (Atlantic Bird 1) / EUMETSAT Den Europæiske Union (MSG-1) |
11. december 2019 2002 kl. 22:22 | V-157 | 5ECA | 517 | Hot Bird 7, Stentor, MFD A, MFD B | Fiasko | Eutelsat Frankrig (Hot Bird 7) / CNES Frankrig (Stentor) |
Apr 9, 2003 kl. 22:52 | V-160 | 5G | 514 | Insat 3A, Galaxy 12 | Succes | ISRO Indien (Insat 3A) / PanAmSat USA (Galaxy 12) |
11. juni 2003 kl. 22:38 | V-161 | 5G | 515 | Optus C1, BSat 2c | Succes | SingTel Optus Australia (Optus C1) / B-SAT Japan (BSat 2c) |
Sep 27, 2003 kl. 23:14 | V-162 | 5G | 516 | Insat 3E, eBird 1, SMART-1 | Succes | ISRO Indien (Insat 3E) / Eutelsat France (eBird 1) / ESA European Union (SMART-1) |
Marts 2 , 2004 kl. 07:17 | V-158 | 5G + | 518 | Rosetta | Succes | ESA Den Europæiske Union |
18. juli 2004 kl. 00:44 | V-163 | 5G + | 519 | Anik-F2 | Succes | Telesat Canada Canada |
18. dec 2004 kl. 16:26 | V-165 | 5G + | 520 | Helios 2A , Essaim 1, 2, 3, 4 , PARASOL , Nanosat 01 | Succes | Army Frankrig Belgien Spanien Grækenland (Helios 2A) / CNES Frankrig ( Essaim 1, 2, 3, 4 + PARASOL ) / INTA Spanien ( Nanosat 01 ) |
12. feb. 2005 kl. 21:03 | V-164 | 5ECA | 521 | XTAR-EUR , Maqsat B2, Sloshsat | Succes | XTAR LLC USA (XTAR-EUR) / ESA European Union (Maqsat B2 og Sloshsat) |
11. august 2005 kl. 08:20 | V-166 | 5GS | 523 | Thaïcom 4-iPStar 1 | Succes | Thaicom Thailand |
Okt 13, 2005 kl. 22:32 | V-168 | 5GS | 524 | Syracuse III -A, Galaxy 15 | Succes | Fransk forsvarsministerium Frankrig (Syracuse III-A) / PanAmSat USA (Galaxy 15) |
Nov 16, 2005 kl. 23:46 | V-167 | 5ECA | 522 | Spaceway F2 , Telkom 2 | Succes | DIRECTV USA (Spaceway F2) / PT Telkomunikasi Indonesien Indonesien (Telkom 2) |
21. dec 2005 kl. 22:33 | V-169 | 5GS | 525 | Insat 4A, MSG-2 | Succes | ISRO Indien (Insat 4A) / ESA & Eumetsat Europe ( MSG-2 ) |
11. marts, 2006 kl. 22:32 | V-170 | 5ECA | 527 | Spainsat , Hot Bird 7A | Succes | HISDESAT Spanien (Spainsat) / EUTELSAT Den Europæiske Union (Hot Bird 7A) |
26. maj 2006 kl. 21:08 | V-171 | 5ECA | 529 | Satmex 6, Thaicom 5 | Succes | Satélites Mexicanos SA de CV Mexico / Shin Satellite Plc Thailand |
11. august 2006 kl. 22:15 | V-172 | 5ECA | 531 | JCSat 10, Syracuse III -B | Succes | JCSAT Corporation Japan (JCSat 10) / det franske forsvarsministerium Frankrig (Syracuse III-B) |
Okt 13, 2006 kl. 20:56 | V-173 | 5ECA | 533 | DirecTV-9S, Optus D1, LDREX-2 | Succes | DIRECTV Inc. USA (DirecTV-9S) / Optus Australia (Optus D1) / JAXA Japan (LDREX 2) |
8. dec 2006 kl. 22:08 | V-174 | 5ECA | 534 | WildBlue 1 , AMC 18 | Succes | WildBlue USA (WildBlue 1) / SES Americom USA (AMC 18) |
11. marts 2007 kl. 22:03 | V-175 | 5ECA | 535 | Skynet-5A, Insat-4B | Succes | EADS Astrium Europe (Skynet-5A) / ISRO Indien (Insat-4B) |
4. maj 2007 kl. 22:29 | V-176 | 5ECA | 536 | Astra 1L, Galaxy 17 (in) | Succes | SES Astra United States (Astra 1L) / Intelsat Luxembourg (Galaxy 17) |
14. august 2007 kl. 23:44 | V-177 | 5ECA | 537 | SPACEWAY 3, BSAT-3A | Succes | Hughes Network Systems United States (SPACEWAY 3) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3A) |
Okt 5, 2007 kl. 21:28 | V-178 | 5GS | 526 | INTELSAT 11, OPTUS D2 | Succes | Intelsat Luxembourg (INTELSAT 11) / Optus Australia (OPTUS D2) |
Nov 14, 2007 kl. 22:06 | V-179 | 5ECA | 538 | STAR ONE C1 og Skynet 5B | Succes | Star One Brasilien (STAR ONE C1) / Astrium Paradigm Europe & UK Defense Ministry UK (Skynet 5B) |
21. dec 2007 kl. 21:42 | V-180 | 5GS | 530 | Horizons-2 og Rascom-QAF1 | Succes | RASCOMSTAR-QAF (Rascom-QAF1) / Horizons Satellite LLC USA (Horizons-2) |
9. marts 2008 kl. 04:23 | V-181 | 5ES | 528 | ATV 1 "Jules Verne" ( ATV ) | Succes | ESA Europa |
Apr 18, 2008 kl. 22:17 | V-182 | 5ECA | 539 | Star One C2 og VINASAT-1 | Succes | Star One Brasilien (Star One C2) / VNPT Vietnam (VINASAT-1) |
12. juni 2008 kl. 21:54 | V-183 | 5ECA | 540 | Skynet 5C og Turksat 3A | Succes | Astrium Paradigm Europe & UK Defense Ministry UK (Skynet 5C) / Turksat AS Turkey (Turksat 3A) |
7. juli 2008 kl. 21:47 | V-184 | 5ECA | 541 | ProtoStar I og BADR-6 | Succes | Protostar Ltd De Forenede Stater (ProtoStar I) / Arabsat Saudi-Arabien (BADR-6) |
14. august 2008 kl. 20:44 | V-185 | 5ECA | 542 | Superbird-7 og AMC-21 | Succes | SCC & Mitsubishi Electrik Corporation Japan (Superbird-7) / SES Americom USA (AMC-21) |
20. dec 2008 kl. 22:35 | V-186 | 5ECA | 543 | Hot Bird 9 og W2M | Succes | Eutelsat Frankrig |
12. feb. 2009 kl. 23:09 | V-187 | 5ECA | 545 | Hot Bird 10, SPIRALE 1 & 2 og NSS-9 | Succes | Eutelsat France (Hot Bird 10) / SES United States (NSS-9) / CNES & DGA France (SPIRALE 1 & 2) |
14. maj 2009 kl. 13:12 | V-188 | 5ECA | 546 | Planck og Herschel rumteleskop | Succes | ESA & NASA Europe United States (Planck) / ESA Europe (Herschel Space Telescope) |
1 st juli. 2009 kl. 17:52 | V-189 | 5ECA | 547 | EarthStar-I | Succes | TerreStar Networks USA |
21. august 2009 kl. 22:09 | V-190 | 5ECA | 548 | JCSat 12 og Optus D3 | Succes | JSat Corporation Japan (JCSat 12) / Optus Australia (Optus D3) |
1 st Oct. 2009 kl. 21:59 | V-191 | 5ECA | 549 | Amazonas 2 og ComsatBw-1 | Succes | Hispasat Spanien (Amazonas 2) / Tyske føderale styrker Tyskland (ComsatBw-1) |
Okt 29, 2009 kl. 20:00 | V-192 | 5ECA | 550 | THOR 6 og NSS12 | Succes | TELENOR Satellit Briadcasting Norge (THOR 6) / SES Europe (NSS12) |
18. dec 2009 kl. 16:26 | V-193 | 5GS | 532 | Helios 2B | Succes | Army Frankrig Belgien Spanien Grækenland |
21. maj 2010 kl. 22:01 | V-194 | 5ECA | 551 | ASTRA 3B og ComsatBw-2 | Succes | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 3B) / tyske forbundsstyrker Tyskland (ComsatBw-12) |
26. juni 2010 kl. 21:42 | V-195 | 5ECA | 552 | Arabsat-5A & COMS | Succes | ArabSat Saudi Arabien / (Arabsat-5A) / KARI Sydkorea (COMS-1) |
4. august 2010 kl. 20:59 | V-196 | 5ECA | 554 | RASCOM-QAF 1R & NILESAT 201 | Succes | RASCOM (RASCOM-QAF 1R) / Nilesat Egypten (Nilesat 201) |
Okt 28, 2010 kl. 21:51 | V-197 | 5ECA | 555 | Eutelsat W3B & BSAT-3b | Succes | Eutelsat Frankrig (Eutelsat W3B) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3b) |
26. nov . 2010 kl. 15:39 | V-198 | 5ECA | 556 | HYLAS 1 & INTELSAT 17 | Succes | Avanti Communications Group PLC UK (HYLAS 1) / Intelsat USA (INTELSAT 17) |
29. dec 2010 kl. 22:27 | V-199 | 5ECA | 557 | Hispasat 30W-5 (ex Hispasat 1E) & Koreasat 6 | Succes | Hispasat Spanien (Hispasat 30W-5) / KTSAT Sydkorea (Koreasat 6) |
16. feb. 2011 kl. 21:50 | V-200 | 5ES | 544 | ATV 2 "Johannes Kepler" | Succes | ESA Europa |
Apr 22, 2011 kl. 20:17 | VA-201 | 5ECA | 558 | Yahsat 1A & Intelsat New Dawn | Succes | Al Yah Satellite Communications Forenede Arabiske Emirater (Yahsat 1A) / New Dawn Satellite Company Ltd. USA (Intelsat New Dawn) |
20. maj 2011 kl. 20:38 | VA-202 | 5ECA | 559 | ST-2 & GSAT-8 | Succes | Singapore Telecom Singapore & Chunghwa Telecom Taiwan (ST-2) / ISRO Indien (GSAT-8) |
6. august 2011 kl. 22:52 | VA-203 | 5ECA | 560 | ASTRA 1N & BSAT-3c / JCSAT-110R | Succes | SES SA & SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 1N) / Broadcasting Satellite System Corporation & SKY Perfect JSAT Japan (BSAT-3c / JCSAT-110R) |
Sep 21, 2011 kl. 21:38 | VA-204 | 5ECA | 561 | Arabsat-5C & SES-2 | Succes | ArabSat Saudi Arabien / (Arabsat-5C) / SES World Skies Holland De Forenede Stater (SES-2) |
23. marts 2012 kl. 04:34 | VA-205 | 5ES | 553 | ATV 3 "Edoardo Amaldi" | Succes | ESA Europa |
15. maj 2012 kl. 22:13 | VA-206 | 5ECA | 562 | JCSat-13 & VinaSat-2 | Succes | JSat Corporation Japan (JCSat-13) / Vietnam Posts and Telecommunications Group Vietnam (VinaSat-2) |
5. juli 2012 kl. 21:36 | VA-207 | 5ECA | 563 | MSG-3 & EchoStar XVII | Succes | ESA & Eumetsat Europe ( MSG-3 ) / EchoStar & Hughes Network Systems USA (EchoStar XVII) |
2. august 2012 kl. 20:54 | VA-208 | 5ECA | 564 | INTELSAT 20 & HYLAS 2 | Succes | Intelsat USA (INTELSAT 20) / Avanti Communications Group PLC Storbritannien (HYLAS 2) |
Sep 28, 2012 kl. 21:18 | VA-209 | 5ECA | 565 | ASTRA 2F & GSAT 10 | Succes | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 2F) / ISRO Indien (GSAT-10) |
Nov 10, 2012 klokken 21:05 | VA-210 | 5ECA | 566 | Star One C3 & Eutelsat 21B (ex W6A) | Succes | Star One Brasilien (Star One C3) / Eutelsat Frankrig (Eutelsat 21B, ex W6A) |
19. dec 2012 kl. 21:49 | VA-211 | 5ECA | 567 | Skynet 5D & Mexsat 3 | Succes | Astrium Paradigm Europe & United Kingdom Army (Skynet 5D) / Secretaria Communicaciones Transportes of México Mexico (Mexsat 3) |
7. feb 2013 kl. 21:36 | VA-212 | 5ECA | 568 | Amazonas 3 & Azerspace / Africasat-1a | Succes | Hispasat Spanien (Amazonas 3) / Azercosmos Aserbajdsjan (Azerspace / Africasat-1a) |
5. juni 2013 kl. 21:52 | VA-213 | 5ES | 592 | ATV 4 "Albert Einstein" | Succes | ESA Europa |
25. juli 2013 kl. 19:54 | VA-214 | 5ECA | 569 | INSAT-3D & Alphasat | Succes | Inmarsat Storbritannien (Alphasat), Indian Space Research Organization (ISRO) Indien (INSAT-3D) |
29. august 2013 kl. 20.30 | VA-215 | 5ECA | 570 | EUTELSAT 25B / Es'hail 1 & GSAT-7 | Succes | Eutelsat Frankrig og Es'hailSat Qatar (Eutelsat 25B / Es'hail 1) / ISRO Indien (GSAT-7) |
6. feb 2014 kl. 21.30 | VA-217 | 5ECA | 572 | ABS-2 & Athena-Fidus | Succes | ABS-2, Telespazio Frankrig Italien (Athena-Fidus) |
22. marts 2014 kl. 22:04 | VA-216 | 5ECA | 571 | ASTRA 5B (in) og Amazonas 4A | Succes | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 5B) / Hispasat Spanien (Amazonas 4A) |
29. juli 2014 kl. 23:47 | VA-219 | 5ES | 593 | ATV 5 "Georges Lemaître" | Succes | ESA Europa |
Sep 11, 2014 kl. 22.05 | VA-218 | 5ECA | 573 | OPTUS 10 & MEASAT-3b | Succes | Optus Australia (OPTUS 10) / MEASAT Satellite Systems Malaysia (MEASAT-3b) |
Okt 16, 2014 kl. 21:43 | VA-220 | 5ECA | 574 | Intelsat 30 & ARSAT-1 | Succes | Intelsat USA (Intelsat 30) / ARSAT Argentina (ARSAT-1) |
6. dec 2014 kl. 20:40 | VA-221 | 5ECA | 575 | DirecTV-14 & GSAT-16 | Succes | DirecTV USA (DirecTV-14) / ISRO Indien (GSAT-16) |
Apr 26, 2015 kl. 20:00 | VA-222 | 5ECA | 576 | THOR 7 & SICRAL 2 | Succes | Britisk satellitudsendelse Storbritannien (Thor 7) / Syracuse (satellit) Frankrig (SICRAL 2) |
27. maj 2015 kl. 21:16 | VA-223 | 5ECA | 577 | DirecTV-15 & SkyMexico-1 | Succes | DirecTV USA (DirecTV-15) / DirecTV Latinamerika USA & Storbritannien & Mexico (SkyMexico-1) |
15. juli 2015 kl. 21:42 | VA-224 | 5ECA | 578 | Star One C4 & MSG-4 | Succes | Star One Brazil (Star One C4) / ESA & Eumetsat Europe ( MSG-4 ) |
20. august 2015 kl. 20:34 | VA-225 | 5ECA | 579 | Eutelsat 8 West B & Intelsat 34 | Succes | Eutelsat Frankrig (Eutelsat 8 West B) / Intelsat USA (Intelsat 34) |
Sep 30, 2015 kl. 20.30 | VA-226 | 5ECA | 580 | Sky Muster ™ & ARSAT-2 | Succes | NBN Australien (Sky Muster ™) / ARSAT Argentina (ARSAT-2) |
Nov 10, 2015 kl. 21:34 | VA-227 | 5ECA | 581 | ARABSAT-6B & GSAT-15 | Succes | Arabsat Saudi-Arabien (ARABSAT-6B) / ISRO Indien (GSAT-15) |
Jan 27, 2016 kl. 23:20 | VA-228 | 5ECA | 583 | Intelsat 29. th | Succes | Intelsat USA |
9. marts 2016 kl. 05.20 | VA-229 | 5ECA | 582 | Eutelsat 65 West A | Succes | Eutelsat Frankrig |
18. juni 2016 kl. 21:38 | VA-230 | 5ECA | 584 | BRIsat & EchoStar XVIII | Succes | Persero Indonesia (BRIsat) / Dish Network USA (EchoStar XVIII) |
24. august 2016 kl. 22:16 | VA-232 | 5ECA | 586 | Intelsat 33 e & Intelsat 36 | Succes | Intelsat USA |
Okt 5, 2016 kl. 20.30 | VA-231 | 5ECA | 585 | Sky Muster ™ II & GSAT-18 | Succes | NBN Australien (Sky Muster ™ II) / ISRO Indien (GSAT-18) |
Nov 17, 2016 kl. 13:06 | VA-233 | 5ES | 594 | Galileo FOC-M6 satellitter 15, 16, 17, 18 | Succes | Europa-Kommissionen Den Europæiske Union |
21. dec 2016 kl. 20.30 | VA-234 | 5ECA | 587 | Star One D1 & JCSAT-15 | Succes | Embratel Star One Brasilien (Star One D1) / SKY Perfect Japan (JCSAT-15) |
14. feb. 2017 kl. 21:39 | VA-235 | 5ECA | 588 | SKY Brazil-1 & Telkom-3S | Succes | DirecTV Latinamerika (Latinamerika) USA Brasilien (SKY Brazil-1) / PT Telkomunikasi Indonesien Indonesien (Telkom-3S) |
4. maj 2017 kl. 21:50 | VA-236 | 5ECA | 589 | SGDC og KOREASAT-7 | Succes | Telebras SA Brasilien (SGDC) / KTSAT Sydkorea (KOREASAT-7) |
1 st juni 2017 kl. 23.45 | VA-237 | 5ECA | 590 | ViaSat-2 & Eutelsat 172B | Succes | ViaSat USA (ViaSat-2) / Eutelsat Frankrig (EUTELSAT 17) |
28. juni 2017 kl. 21:15 | VA-238 | 5ECA | 591 | HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN (EuropaSat) & GSat 17 | Succes | Inmarsat UK & Hellas Sat Cypern (HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN / EuropaSat) / ISRO Indien (GSat-17) |
Sep 29, 2017 kl. 21:56 | VA-239 | 5ECA | 5100 | Intelsat 37e & BSAT 4a | Succes | Intelsat USA (Intelsat 37e) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT 4a) |
12. dec 2017 kl. 18:36 | VA-240 | 5ES | 595 | Galileo FOC-M7 satellitter 19, 20, 21, 22 | Succes | Europa-Kommissionen Den Europæiske Union |
Jan 25, 2018 kl. 22:20 | VA-241 | 5ECA | 5101 | SES 14 / GULD , Al Yah 3 | Delvis fiasko | SES Luxembourg , Al Yah Satellite Communications Company (en) De Forenede Arabiske Emirater |
Apr 5, 2018 kl. 21:34 | VA-242 | 5ECA | 5102 | Superbird 8 / DSN 1, HYLAS 4 | Succes | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , Forsvarsministeriet af Japan Japan , Avanti Communications (en) Storbritannien |
25. juli 2018 kl. 11:25 | VA-244 | 5ES | 596 | Galileo , FOC-satellitter 23, 24, 25 og 26 | Succes | Europa-Kommissionen Den Europæiske Union |
Sep 25, 2018 kl. 22:38 | VA-243 | 5ECA | 5103 | Horizons 3 e , Azerspace-2 / Intelsat 38 | Succes | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , Intelsat Luxembourg , Ministeriet for kommunikation og informationsteknologi Aserbajdsjan , Intelsat Luxembourg |
20. okt 2018 kl. 01:45 | VA-245 | 5ECA | 5105 | BepiColombo-MPO , BepiColombo-MMO | Succes | ESA European Union , JAXA Japan |
4. dec 2018 kl. 20:37 | VA-246 | 5ECA | 5104a | GSat 11, GEO-KOMPSAT-2 A | Succes | INSAT Indien , KARI Sydkorea |
5. feb 2019 kl. 21:01 | VA-247 | 5ECA | 5106 | HellasSat 4 / SaudiGeoSat 1, GSat 31 | Succes | Hellas Sat Grækenland , ArabSat Saudi Arabien , INSAT Indien |
20. juni 2019 kl. 21:43 | VA-248 | 5ECA | 5107 | DirecTV 16, Eutelsat 7C | Succes | DirecTV USA , Eutelsat Frankrig |
6. august 2019 kl. 19.30 | VA-249 | 5ECA | 5109 | Intelsat 39, EDRS-C / HYLAS 3 | Succes | Intelsat Luxembourg , ESA Europe |
26. nov . 2019 kl. 21:23 | VA-250 | 5ECA | 5108 | TIBA-1, Inmarsat-5 F5 (GX 5) | Succes | Regeringen i Egypten Egypten , Inmarsat Storbritannien |
16. jan 2020 klokken 21:05 | VA-251 | 5ECA | 5110 | Eutelsat Konnect , GSat 30 | Succes | Eutelsat Frankrig , INSAT Indien |
18. feb 2020 kl. 22:18 | VA-252 | 5ECA | 5111 | JCSat 17, GEO-KOMPSAT 2B | Succes | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , KARI Sydkorea |
15. august 2020 kl. 22:04 | VA-253 | 5ECA | 5112 | BSat 4b, Galaxy 30, MEV-2 | Succes | B-SAT (en) Japan , Northrop Grumman Innovation Systems USA |
Planlagte lanceringer | ||||||
30. juli 2021 | VA-254 | 5ECA | Star One D2, Eutelsat Quantum | Star One (en) Brasilien , Eutelsat Frankrig | ||
Okt 2021 | VA-xxx | 5ECA | JWST | NASA USA , ESA Europe , ASC Canada |
Antal Ariane 5-flyvninger pr. Launcher-version | Antal fly i henhold til deres succes |
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016
2020
G G + GS ECA ES |
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016
2020
Succes Fiasko Delvis fiasko Planlagt |