Ariane 5 | |
Romskjerm | |
---|---|
Ariane ES blir overført | |
Generell data | |
Hjemland | |
Bygger | ArianeGroup |
Første fly | 4. juni 1996 |
Siste flytur | Operasjonell (august 2020) |
Lanserer (feil) | 109 (5) |
Høyde | 55 m |
Diameter | 5,4 m |
Startvekt | 780 t |
Etasje (r) | 2 |
Take-off thrust | 15 120 kN |
Start base (r) | Kourou |
Nyttelast | |
Lav bane |
G: 18 t ES: 21 t ECA: 21 t |
Geostasjonær overføring (GTO) |
G: 6,9 t ES: 8 t ECA: 10,5 t |
Motorisering | |
Booster thrustere | 2 EAP |
1 st gulvet | EPC: 1 Vulcain-motor 160 tonn kryogene drivmidler LOX / LH2 |
2 e etasje | ESC: 1 HM-7B-motor, 14,4 tonn kryogene drivmidler LOX / LH2 (Ariane 5 ECA) EPS: 1 Aestus- motor , 9,7 tonn N 2 O 4 flytende drivmidler/ UDMH (Ariane 5G og ES) |
Oppdrag | |
Telekommunikasjonssatellitter ATV-tanker (trukket tilbake fra tjeneste) Vitenskapelig satellitt romføler |
|
Ariane 5 er en bærerakett for European Space Agency (ESA), utviklet for å plassere satellitter i geostasjonær bane og tunge belastninger i lav bane . Det er en del av Ariane- familien av bæreraketterog ble utviklet for å erstatte Ariane 4 fra 1995 , hvis begrensede kapasitet ikke lenger gjorde det mulig å lansere telekommunikasjonssatellitter med økende masserpå en konkurransedyktig måte, mens denne sektoren tidligere var det sterkeste europeiske bæreraketten.
Når det gjelder forrige Ariane, er den lansert fra Guyanese Space Center (CSG).
Beslutningen om å utvikle en etterfølger til Ariane 4- raketten ble tatt i januar 1985 da denne versjonen ennå ikke har fløyet og Ariane- rakettens suksess innen kommersielle satellitter ikke er åpenbar ennå. Programmet ble offisielt godkjent under det årlige møtet for europeiske ministre for romforhold 1987, som ble avholdt det året i Haag . Den nye Ariane 5- bæreraketten er en av de tre komponentene i det bemannede romfartsprogrammet som romfartsorganisasjonen planlegger å implementere. De to andre komponentene er en 17-tonns mini- romferge , Hermès og et Columbus- romlaboratorium . Mens Ariane 4 er optimalisert for å plassere satellitter i geostasjonær bane , tar arkitekturen valgt for Ariane 5 sikte på å kunne skyte disse svært tunge romfartøyene i lav bane: første trinn og booster thrustere er dimensjonert på en slik måte å kunne plasser dem i bane uten ytterligere etappe (Hermès-skytten, plassert på en suborbital bane , må imidlertid, i likhet med den amerikanske romfergen , bruke sin fremdrift for å plassere seg i bane). Ariane 5 må lansere mannskap, raketten er designet for å oppnå en suksessrate på 99% (med to trinn). Trestegsversjonen som brukes for geostasjonære satellitter, må ha en suksessrate på 98,5% (etter konstruksjon var suksessgraden på Ariane 4 90%, men den vil faktisk nå 97%). For å takle den jevne veksten i massen av telekommunikasjonssatellitter, måtte bæreraketten kunne plassere 6,8 tonn i en geostasjonær overføringsbane , 60% mer enn Ariane 44L , med en kostnad per kilo redusert med 44%.
I løpet av den detaljerte utformingen øker Hermès-skyttens masse jevnt og når 21 tonn. For at bæreraketten kan oppfylle sitt mål, går drivkraften til Vulcain- motoren fra 1050 til 1150 kilo newton, og flere rakettkomponenter blir lettere. Endelig i 1992 ble utviklingen av Hermès shuttle, som var for dyr, forlatt. Arbeidet med bæreraketten er da for avansert til at arkitekturen kan settes i tvil.
Rundt 1100 industriister deltar i prosjektet. Den første flyturen, som finner sted den4. juni 1996er en fiasko . Kannen hadde en vanskelig start, med to totale feil ( Vol 517 i 2002) og to delvis feil på de første fjorten lanseringene. men det gikk gradvis tilbake til suksessen til Ariane 4 . I 2009 holdt Ariane 5 mer enn 60% av det globale markedet for kommersielle satellittlanseringer i geostasjonær bane. Idesember 2016, forventes det at den siste lanseringen av en Ariane 5 vil finne sted i 2023.
Markedet markedsført av selskapet Arianespace , utfører raketten fem til syv oppskytninger per år, vanligvis doble (to satellitter), fra lanseringssenteret i Kourou , i Guyana . Sammenlignet med Ariane 4 er Ariane 5 i stand til å bære spesielt tunge laster i lav bane : ECA-versjonen, den siste, kan plassere opptil 10,73 tonn nyttelast i geostasjonær overføringsbane og 21 tonn i lav jordbane . Ariane 5 er bygget av et konsortium av europeiske selskaper, under prosjektledelse av ArianeGroup.
Ariane 5 er utviklet for å ta et kvalitativt sprang sammenlignet med Ariane 4 . Det var planlagt ved starten av designen at den kunne sette den europeiske skyttelbussen Hermès i bane og sikre lanseringer annenhver uke. Det er en helt ny bærerakett i designen, med en forenklet arkitektur, og designet for å danne grunnlaget for en evolusjonær familie, hvis ytelse gradvis kan økes slik at bæreraketten forblir fullt operativ, i hvert fall frem til 2020:
Avhengig av modell, bestemmes Ariane 5s lastekapasitet mellom Arianespace og kundene (generelt store satellittoperatører).
I henhold til terminologien til produsenten inkluderer Ariane 5 :
“Pulverakselerasjonstrinnene” (EAP, eller P230) består av et metallrør som inneholder det faste drivstoffet (pulveret), produsert i det Guyanesiske anlegget REGULUS, og en dyse . De to EAP-ene er identiske, de omgir EPC (“ kryogen hovedtrinn ”). Disse thrusterne måler hver 31 m høye og 3 m i diameter. Med en tom masse på 38 t , bærer de 237 t pulver og leverer 92% av løfterakettens totale skyvekraft ved start (gjennomsnittlig skyvekraft: 5,060 kN , maksimal skyvekraft: 7,080 kN ).
Sammenlignet med Vulcain-motoren i EPC, kan ikke de to EAP-ene slås av når de er slått på, derav deres fare i tilfelle feil. De gir støtte til bæreraketten på bakken, deres separasjon fra bæreraketten, overføring av målinger under flyturen og nøytralisering, ved utidig separasjon forårsaket av EAP eller EPC. Hver EAP er utstyrt med en MPS-motor, som driver boosteren ved å levere 540 tonn skyvekraft til bakken . Trykkkurven er beregnet for å minimere aerodynamiske krefter og optimalisere ytelsen: den er maksimal i løpet av de første tjue sekundene med et langt platå på 80 s .
EAP består av tre segmenter. S1 front segmentet er produsert i Italia , mens de to andre, S2 og S3, produseres direkte i Guyana på UPG anlegget (Usine de Propergol de Guyane). De blir deretter transportert på vei på dumperen (en tilhenger med flere hjul designet for denne bruken), fra fabrikken til Thruster Integration Building (BIP). De er forberedt på det, samlet i loddrett posisjon på pallene (som de vil være festet til i hele klargjøringsfasen til start), og dras av en ferge (180 t mobilbord ). Disse forberedelsesoperasjonene utføres av det fransk-italienske selskapet Europropulsion. S1-segmentet, det høyeste, er 3,5 m langt og inneholder 23,4 t pulver. Det sentrale segmentet, S2, er 10,17 m langt og inneholder 107,4 t pulver. Det siste segmentet, S3, er 11,1 m langt og inneholder 106,7 t pulver. Den åpnes direkte på dysen via MPS-motoren.
Segmentets foring er laget av 8 mm tykt stål , hvor det indre er dekket med en gummibasert termisk beskyttelse. De er atskilt med inter-segment isolasjonslinjer. Disse pakningene er plassert mellom segmentene. Disse segmentene er ladet med pulver på forskjellige måter, med en stjerneformet hul på det øvre segmentet (S1) og en kvasisylindrisk fordypning på de to andre segmentene. Drivstoffsegmentene lastes under vakuum. Pulveret inneholder:
Den dyse , ved foten av drivmidlet, er ansvarlig for evakuering av kruttgassene ved en hastighet på to tonn per sekund. Festet til segmentet nr . 3, kan det bevege seg 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 . Den er designet i en metall- og komposittlegering (med silisiumdioksyd) for å tåle den svært høye temperaturen som frigjøres. Forbrenningstrykket i EAP er 61,34 bar. På toppen av pulversegmentene er tenningen, som måler 1,25 m lang med en diameter på 47 cm og en masse på 315 kg , inkludert 65 kg pulver. Det vil tillate at hjelpedrivstoffet antennes ved å starte forbrenningen av pulveret, som vil generere forbrenningen av alle segmentene gradvis. Tenneren utgjør i seg selv et lite drivmiddel. Utløst av en pyroteknisk ladning, oppfører den seg som en reléladning som antenner hovedladningen. Det er en stjerneblokk som gir en betydelig strøm av varme gasser i et halvt sekund.
Etter utmattelse av pulveret, 129 til 132 s etter tenningen, skilte de seg fra bæreraketten i omtrent 70 km høyde for å falle tilbake i Atlanterhavet . For dette initierer vi åtte avstandsraketter fordelt på følgende måte: 4 foran (øverst) og 4 bak (nederst). Disse rakettene inneholder hver 18,9 kg pulver og gir mellom 66 og 73 kN skyvekraft i et halvt sekund. Selv om disse thrusterne noen ganger blir gjenopprettet, blir de aldri gjenbrukt, i motsetning til hva som ble gjort med SRB-ene til romfergen .
En forbedret versjon av EAP-ene er under utarbeidelse. de30. mai 2012, viste en testskyting på en testbenk en gjennomsnittlig skyvekraft på 7000 kN (700 t ) i 135 s .
EPCDen "kryogene hovedtrinnet" (EPC) består hovedsakelig av de to flytende drivstofftankene og den Vulcain kryogene motoren (Vulcain II for Ariane 5 evolusjon (ECA)). Denne fasen avfyres ved start og alene gir fremdrift for bæreraketten under bærerakettens andre flyfase etter frigjøring av pulverakselerasjonstrinnene. Den opererer i totalt ni minutter, hvor den gir en skyvekraft på 1350 kN for en totalvekt på 188,3 t .
Med en høyde på 30,525 m for en diameter på 5,458 m og en tom masse på 12,3 t , inneholder den 158,5 t drivmidler, fordelt mellom flytende hydrogen (LH2 - 26 t ) og oksygen. Væske (LOX - 132,5 t ). Disse magasinene har en kapasitet på henholdsvis 391 m 3 og 123 m 3 . De lagrer driv avkjølt til -253 ° C og -183 ° C henholdsvis . Tykkelsen på foringsrøret er i størrelsesorden 4 mm , med termisk beskyttelse i ekspandert polyuretan 2 cm tykk.
De to tankene er under trykk ca. 4 timer 30 minutter før start med helium . Dette heliumet kommer fra en kule som ligger ved siden av Vulcain-motoren. Den er termisk isolert av en luftlomme. Den inneholder 145 kg helium, under trykk til 19 bar ved start og deretter 17 under flyturen. Dette heliumet vil presse tankene til 3,5 bar for oksygen og 2,15 bar for hydrogen. Under flyturen blir oksygenet satt under trykk til 3,7 og deretter 3,45 bar. Gjennomsnittlig strømningshastighet for helium i tanken er i størrelsesorden 0,2 kg / s . Flytende hydrogen opprettholdes under trykk av hydrogengass. Dette gassformige hydrogenet blir tatt fra bunnen av scenen før motoren, deretter oppvarmet og omdannet til gass (ved rundt -170 ° C ), for til slutt å bli injisert i den flytende hydrogentanken. I gjennomsnitt representerer dette en strømningshastighet på 0,4 kg / s . Det er derfor et helt sett med ventiler og ventiler for å kontrollere de forskjellige trykkene. Dette systemet kalles COPV .
Hydrogen-turbopumpen til Vulcain- kryogenmotoren går ved 33 000 o / min og utvikler en effekt på 15 MW , eller 21 000 hk (effekten av to TGV-togsett). Det er gjenstand for veldig detaljerte studier av materialets motstand, og utformingen av lagre og sentrering av bevegelige masser må være så nær perfeksjon som mulig. Oksygen turbopumpen roterer ved 13 000 o / min og utvikler en effekt på 3,7 MW . Dens design er i hovedsak basert på bruk av materialer som ikke vil brenne med oksygenet det brygger. Vulcain-motoren mottar 200 liter oksygen og 600 liter hydrogen per sekund.
Den øvre kompositten inkluderer utstyrsrommet og, avhengig av den bærende nyttelasten, et øvre trinn med en lagringsbar drivmotor (i tilfelle en Ariane 5 med et EPS-øvre trinn) eller med kryogene drivmidler (når det gjelder en Ariane 5 med ESC øvre trinn).
Den øvre kompositten gir fremdrift for bæreraketten etter slukking og frigjøring av EPC-scenen. Den opererer i løpet av den tredje fasen av flyet, som varer omtrent 25 minutter .
UtstyrsboksDen utstyrsrommet huser rakett kontroll og veiledning system. Den er plassert rett over EPC i tilfelle Ariane 5 Generic eller i versjon A5E / S, og omgir deretter Aestus- motoren til EPS. Når det gjelder Ariane 5E / CA , er utstyrsrommet plassert over ESC. Utstyrsboksen er den virkelige cockpiten til bæreraketten. Den orkestrerer alle flykontrollene og kommandoene, pilotordrene blir gitt av datamaskiner ombord via elektronisk utstyr, basert på informasjon levert av veiledningssystemene. Disse datamaskinene sender også bæreraketten alle kommandoene som er nødvendige for drift, for eksempel tenning av motorene, separasjon av trinn og frigjøring av innebygde satellitter . Alt utstyr er doblet ( redundans ), slik at hvis et av de to systemene svikter, kan oppdraget fortsette.
Utstyrsboksen måler 5,43 m i diameter ved basen og 5,46 m øverst, for å tillate festing av enten SPELTRA-strukturen (Ekstern støttestruktur for flere utskytninger) eller kappen. Høyden er 1,56 m , for en masse på 1500 kg . Grensesnittet med EPS som vil gli inn i ringen måler på toppen 3,97 m i diameter. Bæreringen som instrumentene hviler på er da 33,4 cm bred. Her er hovedinstrumentene den inneholder:
Utstyrsrommet huser også Attitude Control (fremdrift) System, oftere referert til av initialene SCA, som inkluderer to dyseblokker som leveres med hydrazin (N 2 H 4). De tillater spesielt rullekontroll av bæreraketten, under de framdrevne fasene, og holdningskontrollen av den øvre kompositten under frigjøringsfasen av nyttelastene. Den angitte maksimale driftstiden for boksen er i størrelsesorden 6900 sekunder, og denne maksimale driftstiden blir vanligvis observert under oppdrag med lave bane. SCA gjør det også mulig å overvinne uregelmessighetene i Vulcain-motoren, mens det gjør det mulig å posisjonere satellitter i 3D. Den inneholder to sfæriske titantanker , som hver inneholder 38 liter hydrazin ved start , under trykk til 26 bar med nitrogen. Systemet inkluderer også to trepropellmoduler med 460 N skyvekraft (ved havnivå).
I løpet av den første fasen av flyet styres rullen av bæreraketten av de to EAP-ene, hvis styrbare dyser gjør det mulig å styre raketten på alle akser. Kannen må ikke rotere fordi den vil miste energi, og dette vil føre til en "plating" av drivmiddel EPC på veggene som et resultat av sentrifugalkraften som da vil dukke opp. Ettersom rørene og sonderne som måler mengden drivmidler som er igjen, er plassert midt i tanken, kan dette føre til at motorene stopper for tidlig etter deaktivering av turbopumpene. Dette scenariet har allerede skjedd på rakettens andre kvalifiseringsflyging (flytur 502).
Når EAP-ene er utgitt, er det bare én motor igjen, Vulcain, og det er derfor ikke lenger mulig å justere dysenes helling for å stoppe rakettrullen. Det er her SCA finner all sin bruk, for med sine tre thrustere vil den kunne stoppe denne rotasjonen. Disse tre motorene styres som følger: en til høyre, en til venstre og den siste mot bunnen. Etter svikt i fly 502 ble det bestemt at antall thrustere ikke var tilstrekkelig for å motvirke fenomenet, og tjenestemenn foretrakk å ta sine forholdsregler ved å styrke systemet: Fra nå av inneholder systemet seks sfærer og ti thrustere, som også bringer den totale massen av utstyrsrommet til 1730 kg .
EPSUtført under ansvar av Astrium EADS, er det "lagringsbare drivstoffstadiet" (EPS, mer sjelden kalt L9) ansvarlig for å justere kretsen av nyttelastene i henhold til bane som er målrettet og sikre orientering og separasjon. Ligger inne i bæreraketten, er det ikke underlagt begrensningene i det ytre miljøet. Dens design er veldig grunnleggende, og er begrenset til enkle tanker uten trykk uten turbopumper. Den består av en bikakestruktur , motoren, tankene, utstyret, avstivere anordnet i et kryss og ti ledd som støtter heliumtankene for å presse hovedtankene.
Konisk i form, er den satt inn mellom utstyrsrommet og nytteadapteren og måler 3,356 m høy (med dysen) for en diameter på 3,963 m på nivå med utstyrsrommet. På nytteladeadapteren er dens diameter 2,624 m . Med en tom masse på 1200 kg , er den forsynt med fire aluminium tanker inneholdende totalt 9,7 tonn drivmidler, fordelt mellom 3200 kg av monometyl- hydrazin (MMH) og 6500 kg av nitrogen peroksyd (N 2 O 4).
Trykksatt av to karbonfiber flasker oppblåst til 400 bar, og som inneholder 34 kg av helium , er disse tanker levere en aestus motor (Daimler-Benz Aerospace) som utvikler en skyvekraft på 29 kN for 1100 s (18 min 30 s). Det spesielle er at den kan antennes på nytt to ganger for å optimalisere visse nyttelaster. Dysen er ledd på to akser (9,5 °). Når det gjelder oppdrag i lav bane , blir tenningen av EPS innledet av en fase med ballistisk flyging, som også gjør det mulig å frigjøre en nyttelastes bane etter separasjonen.
Denne enheten brukes for siste gang for Ariane 5ES- versjonen
ESCDet "kryogene øvre trinnet" (ESC) bruker, som navnet antyder, en kryogen motor: HM-7B . Det gir en skyvekraft på 65 kN i 970 s , med en vekt på 15 t (4,5 t tom) og en høyde på 4,71 m .
Nyttelast | ||||
---|---|---|---|---|
Launcher | Masse | Høyde |
Lav bane |
GTO Orbit |
Ariane 5 ECA | 777 t | 53 m | 21 t | 10,5 t |
Lang tur 5 | 867 t | 57 moh | 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 moh | 22 t | 6 t |
H-IIB | 531 t | 56,6 moh | 19 t | 8 t |
Falcon Heavy | 1.421 t | 70 m | 64 t | 27 t |
Nyttelasten består av satellittene som må plasseres i bane. For å tillate lanseringer av flere satellitter, plasseres de under kåpen i en SPELTRA (ekstern støttestruktur for flere lanseringer) eller SYLDA (Double Ariane Launch System) -modul. Disse modulene fungerer som en hylle, og gjør det mulig å plassere to separate satellitter i bane, den ene etter den andre: den ene av satellittene er plassert på SPELTRA / SYLDA-modulen, den andre på innsiden.
Nyttelastene og separatoren frigjøres i løpet av den fjerde fasen av flyet: den ballistiske fasen. Avhengig av egenskapene til oppdraget, kan dråpene lages umiddelbart eller flere titalls minutter etter starten av denne fasen. Handlingene som utføres er rotasjoner, avstander osv.
I tilfelle av en enkelt lansering, plasseres satellitten direkte på EPS, men i tilfelle en dobbel lansering, er den nedre satellitten installert under klokken dannet av SPELTRA eller SYLDA, og den andre satellitten hviler deretter på bærestrukturen. Alle nyttelastgrensesnitt bruker en diameter på 2,624 m , både på CPS eller flere lanseringsmoduler. Satellittinstallasjoner kan derfor noen ganger kreve bruk av nyttelastadaptere, hvis de ikke direkte kan bruke denne diameteren for å installeres i kappen. For å forbedre det kommersielle tilbudet som lanseringsprogrammet foreslår, vil det utvikles tre adaptere som inneholder grensesnitt med en diameter mellom 93,7 cm og 1,666 m , og som støtter nyttelast med en masse som varierer fra 2 til 4, 5 tonn. De inkluderer monteringsbolter, fjærer for separasjonssystemet og et strømforsyningssystem for den berørte satellitten.
SPELTRASPELTRA er en sylindrisk bikakestruktur med en konisk øvre del (6 paneler). Bygget i en 3 cm tykk karbon-harpiks kompositt , har den en til seks inngangsdører og en navlestikk for å koble nyttelasten til lanseringsmasten. Den har blitt brukt siden den første flyvningen til Ariane 5 .
I motsetning til SYLDA, som er plassert i kappen, er SPELTRA plassert mellom utstyrsrommet og kappen, slik det allerede var tilfelle for Ariane 4 SPELTRA . Den har derfor en utvendig diameter på 5,435 m , for en innvendig diameter på 5,375 m . Den nedre delen er plassert på utstyrsrommet, mens den sylindriske øvre delen fungerer som en koblingsramme for kappen. Den frustokoniske delen fungerer som en adapter for nyttelastene.
Den kommer i to versjoner: en kort og en lang. Den første måler 4,16 m , til hvilken 1,34 m av den koniske delen er kuttet øverst, noe som gir en total høyde på 5,50 m , for en masse på 704 kg . Likeledes er den store versjonen 7 m høy for en masse på 820 kg .
SYLDAFra sin sanne SYLDA 5-betegnelse er denne strukturen intern i kappen, og støtter den ikke, i motsetning til SPELTRA. Designet av industrikonsernet Daimler-Benz Aerospace, måler den 4903 m høy med en masse på 440 kg .
Bunnkeglen er 59,2 cm tykk for en bunndiameter på 5,435 m . Den er overvunnet av den sylindriske strukturen, med en diameter på 4,561 m for en høyde på 3,244 m , som i seg selv er overvunnet av en kjegle på 1,067 m med en sluttdiameter på 2,624 m på nivået med grensesnittsonen med nyttelast.
Den SYLDA 5 ble brukt for første gang i løpet av 5 th uren av Ariane 5 (uren V128) iMai 2000( Insat 3B og AsiaStar- satellitter ).
LokkProdusert i Sveits etter RUAG Space, den kåpen beskytter nyttelast under flyging i atmosfæren og er utgitt så snart det ikke lenger er nyttig, for å lette launcher. Denne utgivelsen utføres kort tid etter frigjøringen av EAP-ene, i en høyde på omtrent 106 km , etter å ha ligget 202,5 s på raketten.
Det er en struktur med en ytre diameter på 5,425 m for en nyttig innvendig diameter på 4,57 m . Den kommer i to lengder: den “korte” , som måler 12,728 m høy for en masse på 2027 kg , og den “lange” , som måler 17 m høy for en masse på 2900 kg . Den er utstyrt med en elektrisk navlestikk for å koble nyttelasten til masten og en pneumatisk stikkontakt for satellittkomfort, en inngangsdør på 60 cm i diameter og akustisk beskyttelse, bestående av en samling plastrør som absorberer vibrasjoner. 1200 resonatorer, som er installert på 74 polyamid skumbaserte plater , dekker den indre veggen over 9,3 m . Støyen tilstede forblir imidlertid på et veldig høyt nivå og når over 140 desibel, noe som er utenfor det maksimale som et menneskelig øre tåler. Denne støyen manifesterer seg hovedsakelig i lave frekvenser.
Den korte hetten har blitt brukt siden en st flytur og lang fra 11 th , iMars 2002 (fly V145).
Det ble laget flere versjoner av bæreraketten, hvorav noen ikke lenger produseres.
Tretten Ariane 5 G bæreraketter (for "generisk" ) ble lansert mellom10. desember 1999 og 27. september 2003. Denne versjonen selges ikke lenger.
Denne versjonen av Ariane 5 G har en forbedret andre etappe, med en mulig belastning på 6950 kg . Tre slike bæreraketter ble avfyrt, mellom2. mars og 18. desember 2004. Denne versjonen selges ikke lenger.
Denne versjonen har de samme EAP-ene som Ariane 5 ECA og et første trinn modifisert med en Vulcain 1B-motor. Mulig belastning på 6.100 kg i geostasjonær overføringsbane (GTO). Seks skudd fant sted mellom11. august 2005 og 18. desember 2009. Denne versjonen selges ikke lenger.
Denne versjonen er designet for å plassere ATVs automatiske lasteskip i lav bane , og fylle drivstoff på den internasjonale romstasjonen . Den kan starte opptil 21 ton nyttelast i denne banen. Ariane 5 ES gir tre tenninger på øvre trinn for å møte oppdragets helt spesifikke behov. I tillegg er strukturene forsterket for å støtte den imponerende massen til ATV (20 tonn).
Åtte skudd fant sted mellom 9. mars 2008 og 25. juli 2018. Denne versjonen selges ikke lenger.
Den første lanseringen fant sted den 9. mars 2008.
For å akselerere utplasseringen av Galileo- konstellasjonen kunngjorde Arianespace 20. august 2014 lanseringen av 12 satellitter med 3 skudd fra Ariane 5 ES- bæreraketten . De vil bli lansert av fire fra 2015. Dette programmet ble fullført den25. juli 2018.
Ariane 5 ECA , også kalt Ariane 5 "10 tonn" , med referanse til kapasiteten på nærmere ti tonn geostasjonær overføringsbane . Det første EPC-trinnet er drevet av Vulcain 2, som er kraftigere enn Vulcain 1, og det andre ESC-trinnet bruker HM-7B kryogenmotoren , som allerede ble brukt til tredje trinn i Ariane 4 .
Siden slutten av 2009 er det den eneste versjonen som ble brukt til å lansere kommersielle satellitter. På18. februar 2020Hun ble skutt 75 ganger og har opplevd en svikt under flyturen V157 ( 1 st skudd) på11. desember 2002.
26. november 2019 merker, med 250 th fly av en Ariane, de 40 årene av driften av rakett siden 24 desember 1979.
Grensene for ECA-versjonenAriane 5 kan forbli konkurransedyktig så lenge den kan sende to kommersielle satellitter i en geostasjonær bane. Dessverre kan den økende vekten av geostasjonære satellitter sette spørsmålstegn ved bærerakettens veletablerte posisjon i dette segmentet. Den Terre-en satellitt (6,7 tonn ved lansering) satte ny masse rekord, men Ariane 5 rakett ansvarlig for å plassere den i bane kan ikke utføre en dobbel lansering, og prisen på lanseringen måtte betales av den eneste operatøren av TerreStar-1. Hvis denne situasjonen skulle bli utbredt, kan bæreraketter med lavere kapasitet optimalisert for enkel lansering, for eksempel Proton-M , fra ILS, og Zenit-3 bli mer konkurransedyktige enn de er i dag.
Den andre fasen av Ariane 5 kan ikke antennes på nytt, i motsetning til de russiske bærerakettene Zenit og Proton, som har brukt denne teknologien i flere tiår. Banene til noen satellitter krever denne muligheten. Dette er hvordan lanseringen, den20. april 2009, av en italiensk militærsatellitt (Sicral-1B) ble betrodd den russisk-ukrainske bæreraketten Zenit-3 , og ikke til en europeisk rakett.
For å overvinne disse begrensningene, var det planlagt å utvikle en ME-versjon, opprinnelig kalt Ariane 5 ECB . Dette skulle inkludere et nytt kryogent og gjenantennelig øvre trinn, som skulle bruke en ny, kraftigere Vinci- motor , under utvikling på Snecma ( Safran ). Takket være dette stadiet ville Ariane 5 ME da ha kunnet skyte opp til 12 tonn nyttelast i en geostasjonær overføringsbane (GTO). Den første flyvningen var planlagt til 2017 eller 2019.
Utviklingen av denne versjonen, med finansiering i to år frem til 2014, ble bestemt på ministersesjonen til ESA-rådet i november 2012, ikke lenger er relevant, erstattes den av den fremtidige Ariane 6 .
Versjon | Ariane 5G | Ariane 5ECA | Ariane 5ME |
---|---|---|---|
Internasjonal romstasjon ( t ) | 19.7 | 18.3 | 23.2 |
Geostasjonær overføringsbane ( t ) | 6.6 | 10.5 | 12 |
Injeksjon til månen ( t ) | 5 | 7.8 | 10.2 |
Månebane ( t ) | 3.6 | 5,65 | 7.45 |
Månesol ved ekvator (nyttelastmasse) ( t ) | 1,8 (0,9) | 2,8 (1,4) | 3,7 (1,8) |
Månegrunn ved pol (nyttelastmasse) ( t ) | 0,9 (0,4) | 1,4 (0,7) | 1,85 (0,9) |
Injeksjon til Mars-bane ( t ) | 3.25 | 5.15 | 8 |
Mars bane ( t ) | 2.25 | 3.6 | 5.6 |
Versjon | Ariane 5G | Ariane 5G + | Ariane 5GS | Ariane 5ECA | Ariane 5ES | Ariane 5ME | |
---|---|---|---|---|---|---|---|
Startvekt ( t ) | 740-750 | 740-750 | 740-750 | 760-780 | 780 | 790 | |
Høyde (m) | 52 | 52 | 52 | 56 | 53 | ? | |
Ingen skyting | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | |
Nyttelast ( lav jordbane 400 km ) (tonn) |
18 | ? | ? | 21 | 21 | 21 | |
Nyttelast ( geostasjonær overføringsbane ) (t) |
6.9 | 7.1 | 6.6 | 9.6 | 8 | 12 | |
Nyttelast ( geostasjonær overføring med dobbel baneoppstart ) (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 skyvekraft (kN) | ~ 14.400 | ~ 14.400 | ~ 15.300 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | |
Første fly | 4. juni 1996 | 2. mars 2004 | 11. august 2005 | 11. desember 2002 | 9. mars 2008 | Avbrutt versjon | |
Siste flytur | 27. september 2003 | 18. desember 2004 | 18. desember 2009 | i tjeneste | 25. juli 2018 | Avbrutt versjon | |
Bemerkelsesverdig nyttelast | ENVISAT , XMM-Newton | Rosetta | Thaïcom 4-iPStar 1 , MSG 2 | Satmex 6 og Thaicom 5, Astra 1L og Galaxy 17, Planck og Herschel romteleskop | ATV , Galileo (2016) | - | |
Pulverakselerator (EAP) | |||||||
Gulvbetegnelse | EAP P238 | EAP P241 | |||||
Motor | P238 | P241 | |||||
Lengde (m) | 31 | 31 | |||||
Diameter (m) | 3 | 3 | |||||
Masse (Ton) | 270 (tom 33) | 273 (tom 33) | |||||
Trykk (maks.) (KN) | 4400 (6650) | 5,060 (7,080) | |||||
Brenntid (er) | 130 | 140 | |||||
Drivmidler | NH 4 ClO 4/ Al , PBHT (faste drivmidler av PCPA- typen ) | ||||||
Hovedetasje (EPC) | |||||||
Gulvbetegnelse | EPC H158 | EPC H158 modifisert | EPC H173 | ||||
Motor | Vulcan 1 | Vulcan 1B | Vulcan 2 | ||||
Lengde (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) | ||||
Bakkraft (kN) | 815 | 815 | 960 | ||||
Trykk i vakuum (kN) | 1180 | 1180 | 1350 | ||||
Brenntid (er) | 605 | 605 | 540 | ||||
Drivmidler | LOX / LH2 | LOX / LH 2 | LOX / LH2 | ||||
Andre etasje | |||||||
Gulvbetegnelse | EPS L9.7 | EPS L10 | ESC-A H14.4 | EPS L10 | ESC-B H28.2 | ||
Motor | Aestus | Aestus | HM-7B | Aestus | Vinci | ||
Lengde (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) | (Drivstoff 28.2) | ||
Maksimal skyvekraft (kN) | 27 | 27 | 64.8 | 27 | 180 | ||
Brenntid (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 | ||
Hovedtrekk | Basisversjon optimalisert for Hermes- romfergen . | Forbedret og gjenantennelig andre etappe. | Mindre kraftig modifisert hovedscene, moderniserte og kraftigere pulverthrustere. | Ny ikke-antennelig andre etappe, ingen ikke-drivende flyfase. Utviklet som en standby-løsning sammenlignet med Ariane ECB . Optimalisert for geostasjonær bane. | Forsterket struktur for å støtte vekten til ATV . Optimalisert for lengre flyfaser og flere antennelser. | Ny andre etappe, mer moderne motor, lange ikke-drevne flyfaser, antennes på nytt. |
* Ligger i utstyrsboksen med en diameter på 5,4 meter
Ariane 5-raketten er sjøsatt fra Guyanese Space Center , bygget av CNES i Fransk Guyana (Sør-Amerika) nær byen Kourou . Installasjoner tilpasset Ariane 5 ble bygget på dette grunnlaget, som lanserte de tidligere versjonene av Ariane-bæreraketten.
Ariane 5 rakettoppskytningsenhet (ELA-3, akronym for Ariane 3 Launch Assembly), som opptar et område på 21 km 2 , brukes til å skyte Ariane 5-rakettene og var fra 2003 til 2009 det eneste aktive stedet etter slutten av Ariane 4 lanseringer . Han forstår :
Monteringsbygningene (BIL, BAF) samt utsettingsområdet er forbundet med et dobbelt spor som det mobile oppskytingsbordet som bærer raketten sirkulerer på. Utviklingen tillater åtte lanseringer per år.
En del av Ariane 5 bæreraketten er produsert på stedet. En produksjonsenhet produserer og helter fast drivstoff for to av de tre segmentene av hvert rakettdrivmiddel (EAP) (det tredje støpes i Italia ). Nettstedet har en testbenk for EAP-er.
Jupiter-senteret er kontrollsenteret som kontrollerer all klargjørings- og lanseringsoperasjon.
Den eksakte drivstoffpåfyllingshastigheten bestemmes ut fra nyttelastmassen, målbanen og banen for å optimalisere sannsynligheten for oppdragssuksess.
I løpet av denne fasen blir også hydraulikksystemene satt under trykk for å teste kretsen.
På Ariane 5ES ATV-modellen inkluderer den siste fasen tre påfølgende tenninger.
Begynnelsen til Ariadne 5 var preget av flere feil. Å gjøre bæreraketten mer pålitelig krevde en betydelig økonomisk innsats, oppnådd til skade for utviklingen av kraftigere versjoner.
Det første skuddet fant sted den 4. juni 1996i Kourou , men bæreraketten ble ødelagt etter 37 sekunders flytur. Feilen skyldtes en datamaskinfeil , som skjedde i et gyroskopadministrasjonsprogram designet for Ariane 4-raketten, og som ikke hadde blitt testet i Ariane 5. -konfigurasjonen. Datafeilen hadde sin kilde i en spesifikasjonstranskripsjonsfeil. Under utvekslingen mellom ESA og produsenten av treghetsenheten ( også kjent som IRS ) ble funksjonsspesifikasjonene kopiert flere ganger, og det var under denne kopieringen at en feil ble introdusert. De originale spesifikasjonene angir en maksimalt tillatt tid på 60 sekunder for gyroskopjustering. Justeringstiden er den tiden det tar for et gyroskop å nå sin operasjonelle rotasjonshastighet, og dermed tillate objektet og dets orientering å bli plassert i rommet. Under påfølgende kopier økes denne varigheten på 60 sekunder til 80 sekunder, feil verdi som forårsaker en funksjonsfeil i programmet som er ansvarlig for å administrere gyroskopiske data.
Det var en metode for å håndtere denne feilen, men feilen var deaktivert for å forbedre systemytelsen på Ariane 4 , med tanke på at på denne modellen var det mulig å bevise at forekomsten av overskridelsen som skulle produseres av programmet var null gitt mulige flyveier. Spesifikasjonene til Ariane 5, spesielt under startfasen, skiller seg imidlertid vesentlig fra Ariane 4. Inertial-enhetsprogrammet , selv om det var overflødig, produserte to overskridelser av banen og endte med å signalisere svikt i de gyroskopiske systemene. Rakettstyringscomputeren (spesielt utviklet for Ariane 5), ved å tolke feilverdiene (sannsynligvis negative) gitt av det andre gyroskopet, utledet at raketten hadde begynt å peke ned. Reaksjonen fra pilotcomputeren var å rette dysene maksimalt for å rette raketten, noe som betydelig økte forekomsten av bæreraketten og forårsaket aerodynamiske krefter som ødela den. Dette er absolutt en av de dyreste datafeilene i historien ($ 500 millioner).
Det ble påpekt at det gyroskopiske styringsprogrammet for justering, som var kilden til ulykken, var helt unødvendig. Den var faktisk designet for raskt å justere kalibreringen av gyroskopene i tilfelle en kort skyteforsinkelse (i størrelsesorden noen få minutter), for å tillate en rask gjenopptakelse av nedtellingen - for eksempel på grunn av raske variasjoner værforhold på lanseringsstedet i Kourou . Imidlertid hadde dette scenariet, opprinnelig tenkt for Ariane 3 , lenge vært ekskludert fra skyteprosedyrer.
Den andre flyvningen fant sted den 30. oktober 1997.
Oppdraget ble fullført, men ønsket bane ble ikke nådd på grunn av en rotasjonsbevegelse av bæreraketten på seg selv ( rullende bevegelse , som en topp) som førte til en for tidlig stopp av fremdriften av EPC i første trinn. Etter denne enden av fremdriften av første etappe, og til tross for riktig oppstart av øvre trinn EPS, var det ikke i stand til å utgjøre hele trykkunderskuddet i den første fasen av flyturen, og førte derfor oppdraget i en forringet bane.
Denne rullende bevegelsen skyldtes et dreiemoment generert av strømmen av gasser i dysen til Vulcain 1-motoren, et dreiemoment hvis intensitet var undervurdert. Følgelig, og til tross for bruken av SCA-rullekontrollsystemet, fikk bæreraketten overdreven rotasjon gjennom den første etappeflyet. Denne spinningen kunne ha hatt få konsekvenser, flyalgoritmene - relativt effektive - styrte banen til tross for alt. Imidlertid, på slutten av fremdriften, og under virkningen av rullehastigheten som er nådd, buet overflaten av drivmidlene (flytende oksygen og hydrogen) i tankene i midten (som en sifon når væsken stikker mot veggene). Dette fenomenet ble tolket av nivåsensorene ("målere" av tankene) som en indikasjon på nært forestående "drivstoffsult", som førte datamaskinen til å beordre motorens fremdriftsstopp. EPC for tidlig.
Det rullende dreiemomentet generert av Vulcain 1-motoren ble mestret fra neste flytur ved å installere, på slutten, litt skrånende divergerende eksosrør som korrigerer den naturlige rullen generert av motoren. De som var ansvarlige for utformingen av Ariane 5, foretrakk likevel å ta sine forholdsregler ved å styrke SCA-systemet: det inneholder nå seks kuler med drivmiddel og ti kontrollpropeller, i stedet for de tre thrustere i begynnelsen.
Dette problemet berørte andre bæreraketter, inkludert den japanske H-IIA .
Den tredje testen fant sted den 21. oktober 1998. Det var en total suksess.
Oppdraget bar Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) atmosfærisk reentry demonstrasjonskapsel (European Apollo- type capsule ), som utførte en perfekt atmosfærisk gjeninnføring, og MAQSAT teknologiske modell.
I tillegg til de to første tidlige karrierefeilene, var det de på kommersielle flyreiser, i 2001 , 2002 og 2018 .
På denne flyturen, utført på 12. juli 2001, ingen tydelig feil eller pilotfeil. Problemet kommer fra motoren fra siste trinn som fungerte i kortere tid (1 minutt og 20 sekunder mindre) og med en effekt mindre enn 20 % enn den som var planlagt, og som ikke tillot å nå den hastigheten som er nødvendig for injeksjonen. mål (topp 18.000 km i stedet for 36.000 km ). Denne flyturen er en halv feil, fordi bane var vellykket, men med injeksjonsparametere som ikke var optimale.
Årsaken ser ut til å være tilstedeværelsen av restvann i motorinfrastrukturen som følge av tester utført på bakken. Blandet med drivstoffet, ville det ha forårsaket et bemerkelsesverdig fall i kraft og overforbruk av et av drivstoffene, noe som kan forklare tapet av kraft og for tidlig stansing.
For å bygge bro over disse forskjellene, brukte Artemis- satellitten sin egen fremdrift for å nå sin geografiske bane. Den har blitt fjernkonfigurert for å nå ønsket posisjon gjennom en ny prosedyre. Først ved en serie branner, som bruker mesteparten av drivstoffet, for å sette den i en høyere sirkulær bane. Deretter med sine ioniske motorer , til å begynne med bare ment å korrigere bane, takket være en spiralbane, som fikk den til å vinne 15 km per dag og når 18 måneder sin høyde på 36.000 km . Den andre satellitten, BSAT 2B, gikk definitivt tapt fordi den ikke hadde tilstrekkelige ressurser til å utgjøre denne forskjellen i bane.
de 11. desember 2002, denne innledende flyturen av ECA-versjonen av Ariane 5 endte i Atlanterhavet, etter en svikt i Vulcain 2-motoren, og utstyrte hovedfasen av raketten.
En lekkasje i kjølesystemet fikk dysen til å vri seg, noe som skapte en ubalanse i motorkraften og gjorde løfteraket uhåndterlig. Stilt overfor et uoverstigelig tap av kontroll av raketten, tok bakkekontroll forholdsregler og beordret ødeleggelsen av raketten under flukt. De to franske telekommunikasjonssatellittene ombord, Hot Bird 7 og Stentor , ble ødelagt. Feilen ved denne lanseringen resulterte i tap av to satellitter med en totalverdi på 640 millioner euro.
Start skjedde som planlagt den 25. januar 2018på 22 h 20 UTC , men i 9 th minutt, kort tid etter separasjonen av en st gulvet , mens raketten var i plass , de ulike bakkestasjonene ikke mottar signaler telemetri fra den andre fasen, som forble "silent "i 28 minutter, til slutten av oppdraget.
Opprinnelsen til hendelsen er menneskelig feil. Feil flyparametere ble programmert i rakettens ombordcomputer. Galliot bakkestasjon, etter raketten siden start, bemerket avviket fra banen. Følgende stasjoner, som pekte antennene mot den planlagte banen, kunne ikke opprette kontakt. Oppdraget fortsatte til det ble fullført automatisk.
Begge satellittene ble utplassert, men i dårlige baner. Faktisk hvis perigee (235 km ) og apogee (43 150 km ) oppfyller forventningene, er hellingen til den oppnådde bane 21 ° i stedet for den 3 ° målrettet. SES 14- satellitten vil være i stand til å nå den planlagte bane etter en måned uten å redusere levetiden betydelig, takket være den meget gode effektiviteten til den elektriske fremdriften . Satellitten Al Yah 3 ble erklært stasjonert og operativ30. mai 2018. Reduksjonen i levetiden på grunn av det ekstra forbruket av drivstoffene har blitt estimert til seks år, over en nominell levetid på femten år.
Det vesentlige avviket på banen som raketten led av, reiste mange spørsmål om flysikkerhet. For hvis programmeringsfeilen teoretisk aldri hadde gått gjennom sprekker i de mange bekreftelsestegene som ble utført før en lansering, bekymrer et annet faktum de ulike aktørene for europeisk romutnyttelse. Faktisk, på grunn av avviket på nesten 20 ° , fløy raketten over kommunen Kourou , noe som aldri hadde skjedd før. Hvis en alvorlig hendelse hadde funnet sted på det tidspunktet, kunne konsekvensene ha vært veldig alvorlige for innbyggerne i byen som ble overflyttet av raketten.
Undersøkelsesstyret bestemte at årsaken til sporavviket var en justeringsfeil for de to treghetsenhetene - azimuten som kreves spesifikt for denne flyturen til en super-synkron geostasjonær overføringsbane er 70 ° i stedet for den vanlige 90 ° . Den anbefalte å styrke kontrollen av data som ble brukt under utarbeidelse av oppdrag. Implementeringen av disse korrigerende tiltakene vil gjøre det mulig å gjenoppta flyreiser i henhold til planlagt tidsplan fra og med månedenmars 2018.
Den første kommersielle flyvningen fant sted den 10. desember 1999, med lanseringen av XMM-Newton røntgenobservasjonssatellitt .
En delvis feil oppstod den 12. juli 2001 : igjen, to satellitter kunne ikke plasseres i ønsket bane. Artemis , ESAs kommunikasjonssatellitt, nådde sin endelige bane alene, ved å bruke drivstoffet til bane-korreksjoner, samt en ionedrivenhet som ikke var ment for denne bruken. Dette krevde en fullstendig modifisering av det innebygde programmet fra bakken og forkorter satellittens levetid.
Neste flytur fant ikke sted før 1 st mars 2002, med vellykket bane av 8,5 tonn ENVISAT miljøsatellitt , i 800 km høyde .
I løpet av de følgende årene klarte Ariane 5 å opprettholde posisjonen som ble oppnådd av Ariane 4-versjonen (markedsandel på over 50 % ) i segmentet for lansering av kommersielle satellitter i geostasjonær bane, som representerer mellom 20 og 25 satellitter per år ( på hundre satellitter som sendes ut årlig). Konkurransen er representert av bæreraketter med mye lavere kapasitet, men som drar nytte av en pris per kilo nyttelast betydelig lavere. De to viktigste nåværende konkurrentene er:
År | 2006 | 2007 | 2008 | 2009 | 2010 | 2011 | 2012 | 2013 | 2014 | 2015 | 2016 | 2017 | 2018 | 2019 | 2020 | 2021 | Lanseringskostnad Millioner $ |
Kostnad / kg | ||||||||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Launcher | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | skudd | satt. | ||
Ariane 5 | 5 | 11 | 6 | 12 | 6 | 11 | 7 | 14 | 6 | 12 | 5 | 9 | 7 | 1. 3 | 4 | 7 | 6 | 11 | 6 | 12 | 7 | 14 | 6 | 14 | 6 | 1. 3 | 4 | 9 | 3 | 7 | $ 220 M (ECA) | $ 22,917 | ||
Atlas V | 2 | 2 | 4 | 10 | 2 | 2 | 5 | 6 | 4 | 4 | 5 | 5 | 6 | 6 | 8 | 8 | 9 | 9 | 9 | 1. 3 | 8 | 8 | 6 | 6 | 5 | 6 | 2 | 3 | 5 | 6 | $ 125 M (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 | Tilbaketrukket fra tjeneste | $ 65 M (7920) | $ 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 | 1. 3 | 41 | 24 | 28 | $ 56,5 millioner | 11 770 dollar | ||
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 dollar | |||
Lang 3. mars | 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 millioner (3A) | $ 23 177 | ||
Proton | 6 | 6 | 7 | 7 | 10 | 10 | 10 | 11 | 12 | 18 | 9 | 12 | 11 | 1. 3 | 10 | 12 | 8 | 10 | 8 | 8 | 3 | 3 | 4 | 4 | 2 | 2 | 3 | 6 | 1 | 2 | $ 100 millioner (M) | $ 18182 | ||
Zenit | 5 | 5 | 1 | 1 | 6 | 6 | 4 | 4 | - | - | 5 | 6 | 3 | 3 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | - | - | 1 | 1 | - | - | - | - | - | - | $ 60 millioner (GLS) | $ 16,666 |
På 15. august 2020, 109 Ariane 5 skudd ble avfyrt, alle versjoner kombinert. 82 påfølgende lanseringer var vellykkede (inkludert 63 på rad for ECA-versjonen i12. desember 2017), som er en rekord for bæreraketter i Ariane-familien. Pålitelighetsgraden er 96,6% (to komplette feil og tre delvise feil, betraktet i beregningen som halvfeil, ved5. februar 2019). Denne pålitelighetsgraden er fordelt på følgende versjoner:
Ariane 5 brukes ofte til å legge i geostasjonær bane for kommunikasjonssatellitter som er tunge: rekorden holdes av TerreStar-1 (6,9 tonn) lansert1 st juli 2 009 ; den største nyttelasten som er plassert i en geostasjonær overføringsbane består av de to ViaSat - 2 og Eutelsat 172B-satellittene , som ble lansert den1 st juni 2017med fly VA237 og som representerte en total masse på 10865 kg ved sjøsetting. I lav bane , den tyngste last settes i omløp ved Ariane 5 er 20.060 kg europeiske plass last ATV Georges Lemaître , beregnet på å avgi den internasjonale plass stasjon (bane 250 til 300 km ) og lansert30. juli 2014med fly VA219. Jordobservasjonssatellitten Envisat på 8200 kg , plassert på en solsynkron bane (800 km høyde)1 st mars 2002med fly 145, er den største observasjonssatellitten plassert i lav bane av Ariane 5. Totalt antall satellitter som ble skutt ut av Ariane 5 er 225 per 15. august 2020
Dato og tid ( UTC ) | Flygning | Versjon | Serienummer |
Nyttelast | Resultater | Operatør (er) |
---|---|---|---|---|---|---|
4. juni 1996 klokka 12:34 | V-88 | 5G | 501 | Klynge | Feil | ESA European Union |
Oct 30, 1997 kl 13:43 | V-101 | 5G | 502 | MaqSat H og TEAMSAT, MaqSat B, JA | Delvis svikt | ESA European Union |
Oct 21, 1998 klokka 16:37 | V-112 | 5G | 503 | MaqSat 3, ARD | Suksess | ESA European Union / ARD Germany |
10. des 1999 klokka 14:32 | V-119 | 5G | 504 | XMM-Newton | Suksess | ESA European Union |
21. mars 2000 klokka 23:28 | V-128 | 5G | 505 | INSAT 3B, AsiaStar | Suksess | ISRO India / Worldspace USA |
Sep 14, 2000 klokka 22:54 | V-130 | 5G | 506 | Astra 2B, GE 7 | Suksess | SES SA Luxembourg |
16. nov 2000 klokka 01:07 | V-135 | 5G | 507 | PAS 1R, Amsat P3D , STRV 1C, 1D STRV | Suksess | Intelsat Luxembourg og PanAmSat USA (PAS 1R) / AMSAT USA (Amsat P3D) / STRV Storbritannia (STRV 1C, STRV 1D) |
20. des 2000 klokka 00:26 | V-138 | 5G | 508 | Astra 2D , GE 8 (Aurora 3), LDREX | Suksess | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 2D) / SES World Skies USA og Nederland (GE 8) / NASDA Japan (LDREX) |
8. mars 2001 klokka 22:51 | V-140 | 5G | 509 | Eurobird 1 , BSat 2a | Suksess | Eutelsat Frankrike / B-SAT Japan |
12. juli 2001 klokka 22:58 | V-142 | 5G | 510 | Artemis , BSat 2b | Delvis svikt | ESA European Union / B-SAT Japan |
1 st mars 2002 klokka 01:07 | V-145 | 5G | 511 | Se for deg | Suksess | ESA European Union |
5. juli 2002 klokka 23:22 | V-153 | 5G | 512 | Stellat 5 , N-Star c | Suksess | Frankrike / NTT DoCoMo Japan |
28. august 2002 klokka 22.45 | V-155 | 5G | 513 | Atlantic Bird 1 , MSG-1 , MFD | Suksess | Eutelsat Frankrike (Atlantic Bird 1) / EUMETSAT European Union (MSG-1) |
11. desember 2019 2002 klokka 22:22 | V-157 | 5ECA | 517 | Hot Bird 7, Stentor, MFD A, MFD B | Feil | Eutelsat Frankrike (Hot Bird 7) / CNES Frankrike (Stentor) |
Apr 9, 2003 klokka 22:52 | V-160 | 5G | 514 | Insat 3A, Galaxy 12 | Suksess | ISRO India (Insat 3A) / PanAmSat United States (Galaxy 12) |
11. juni 2003 klokka 22:38 | V-161 | 5G | 515 | Optus C1, BSat 2c | Suksess | SingTel Optus Australia (Optus C1) / B-SAT Japan (BSat 2c) |
Sep 27, 2003 klokka 23:14 | V-162 | 5G | 516 | Insat 3E, eBird 1, SMART-1 | Suksess | ISRO India (Insat 3E) / Eutelsat France (eBird 1) / ESA European Union (SMART-1) |
2. mars 2004 klokka 07:17 | V-158 | 5G + | 518 | Rosetta | Suksess | ESA European Union |
18. juli 2004 klokka 00:44 | V-163 | 5G + | 519 | Anik-F2 | Suksess | Telesat Canada Canada |
18. des 2004 klokka 16:26 | V-165 | 5G + | 520 | Helios 2A , Essaim 1, 2, 3, 4 , PARASOL , Nanosat 01 | Suksess | Army Frankrike Belgia Spania Hellas (Helios 2A) / CNES Frankrike ( Essaim 1, 2, 3, 4 + parasoll ) / INTA Spania ( Nanosat 01 ) |
12. feb. 2005 klokka 21:03 | V-164 | 5ECA | 521 | XTAR-EUR , Maqsat B2, Sloshsat | Suksess | XTAR LLC USA (XTAR-EUR) / ESA European Union (Maqsat B2 og Sloshsat) |
11. august 2005 klokka 08:20 | V-166 | 5GS | 523 | Thaïcom 4-iPStar 1 | Suksess | Thaicom Thailand |
Oct 13, 2005 klokka 22:32 | V-168 | 5GS | 524 | Syracuse III -A, Galaxy 15 | Suksess | Fransk forsvarsdepartement Frankrike (Syracuse III-A) / PanAmSat USA (Galaxy 15) |
16. nov 2005 klokka 23:46 | V-167 | 5ECA | 522 | Spaceway F2 , Telkom 2 | Suksess | DIRECTV USA (Spaceway F2) / PT Telkomunikasi Indonesia Indonesia (Telkom 2) |
21. des 2005 klokka 22:33 | V-169 | 5GS | 525 | Insat 4A, MSG-2 | Suksess | ISRO India (Insat 4A) / ESA & Eumetsat Europe ( MSG-2 ) |
11. mars 2006 klokka 22:32 | V-170 | 5ECA | 527 | Spainsat , Hot Bird 7A | Suksess | HISDESAT Spania (Spainsat) / EUTELSAT European Union (Hot Bird 7A) |
26. mai 2006 klokka 21:08 | V-171 | 5ECA | 529 | Satmex 6, Thaicom 5 | Suksess | Satélites Mexicanos SA de CV Mexico / Shin Satellite Plc Thailand |
11. august 2006 klokka 22:15 | V-172 | 5ECA | 531 | JCSat 10, Syracuse III -B | Suksess | JCSAT Corporation Japan (JCSat 10) / Fransk forsvarsdepartement Frankrike (Syracuse III-B) |
Oct 13, 2006 klokka 20:56 | V-173 | 5ECA | 533 | DirecTV-9S, Optus D1, LDREX-2 | Suksess | DIRECTV Inc. USA (DirecTV-9S) / Optus Australia (Optus D1) / JAXA Japan (LDREX 2) |
8. des 2006 klokka 22:08 | V-174 | 5ECA | 534 | WildBlue 1 , AMC 18 | Suksess | WildBlue USA (WildBlue 1) / SES Americom USA (AMC 18) |
11. mars 2007 klokka 22:03 | V-175 | 5ECA | 535 | Skynet-5A, Insat-4B | Suksess | EADS Astrium Europe (Skynet-5A) / ISRO India (Insat-4B) |
4. mai 2007 klokka 22:29 | V-176 | 5ECA | 536 | Astra 1L, Galaxy 17 (in) | Suksess | SES Astra USA (Astra 1L) / Intelsat Luxembourg (Galaxy 17) |
14. august 2007 klokka 23:44 | V-177 | 5ECA | 537 | SPACEWAY 3, BSAT-3A | Suksess | Hughes Network Systems United States (SPACEWAY 3) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3A) |
Oct 5, 2007 klokka 21:28 | V-178 | 5GS | 526 | INTELSAT 11, OPTUS D2 | Suksess | Intelsat Luxembourg (INTELSAT 11) / Optus Australia (OPTUS D2) |
14. nov 2007 klokka 22:06 | V-179 | 5ECA | 538 | STAR ONE C1 og Skynet 5B | Suksess | Star One Brazil (STAR ONE C1) / Astrium Paradigm Europe & UK Ministry of Defense UK (Skynet 5B) |
21. des 2007 klokka 21:42 | V-180 | 5GS | 530 | Horizons-2 og Rascom-QAF1 | Suksess | RASCOMSTAR-QAF (Rascom-QAF1) / Horizons Satellite LLC USA (Horizons-2) |
9. mars 2008 klokka 04:23 | V-181 | 5ES | 528 | ATV 1 "Jules Verne" ( ATV ) | Suksess | ESA Europe |
Apr 18, 2008 klokka 22:17 | V-182 | 5ECA | 539 | Star One C2 og VINASAT-1 | Suksess | Star One Brazil (Star One C2) / VNPT Vietnam (VINASAT-1) |
12. juni 2008 klokka 21:54 | V-183 | 5ECA | 540 | Skynet 5C og Turksat 3A | Suksess | Astrium Paradigm Europe & UK Defense Ministry UK (Skynet 5C) / Turksat AS Turkey (Turksat 3A) |
7. juli 2008 klokka 21:47 | V-184 | 5ECA | 541 | ProtoStar I og BADR-6 | Suksess | Protostar Ltd De forente stater (ProtoStar I) / Arabsat Saudi Arabia (BADR-6) |
14. august 2008 klokken 20:44 | V-185 | 5ECA | 542 | Superbird-7 og AMC-21 | Suksess | SCC og Mitsubishi Electrik Corporation Japan (Superbird-7) / SES Americom USA (AMC-21) |
20. des 2008 klokka 22.35 | V-186 | 5ECA | 543 | Hot Bird 9 og W2M | Suksess | Eutelsat Frankrike |
12. feb. 2009 klokka 23:09 | V-187 | 5ECA | 545 | Hot Bird 10, SPIRALE 1 & 2 og NSS-9 | Suksess | Eutelsat France (Hot Bird 10) / SES United States (NSS-9) / CNES & DGA France (SPIRALE 1 & 2) |
14. mai 2009 kl 13:12 | V-188 | 5ECA | 546 | Planck og Herschel romteleskop | Suksess | ESA og NASA Europe USA (Planck) / ESA Europe (Herschel Space Telescope) |
1 st juli. 2009 klokka 17:52 | V-189 | 5ECA | 547 | EarthStar-I | Suksess | TerreStar Networks USA |
21. august 2009 klokka 22:09 | V-190 | 5ECA | 548 | JCSat 12 og Optus D3 | Suksess | JSat Corporation Japan (JCSat 12) / Optus Australia (Optus D3) |
1 st Oct. 2 009 klokka 21:59 | V-191 | 5ECA | 549 | Amazonas 2 og ComsatBw-1 | Suksess | Hispasat Spania (Amazonas 2) / Tyske føderale styrker Tyskland (ComsatBw-1) |
Oct 29, 2009 klokka 20.00 | V-192 | 5ECA | 550 | THOR 6 og NSS12 | Suksess | TELENOR Satellite Briadcasting Norway (THOR 6) / SES Europe (NSS12) |
18. des 2009 klokka 16:26 | V-193 | 5GS | 532 | Helios 2B | Suksess | Hær Frankrike Frankrike Spania Hellas |
21. mai 2010 klokka 22:01 | V-194 | 5ECA | 551 | ASTRA 3B og ComsatBw-2 | Suksess | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 3B) / Tyske føderale styrker Tyskland (ComsatBw-12) |
26. juni 2010 klokka 21:42 | V-195 | 5ECA | 552 | Arabsat-5A & COMS | Suksess | ArabSat Saudi Arabia / (Arabsat-5A) / KARI South Korea (COMS-1) |
4. august 2010 klokka 20:59 | V-196 | 5ECA | 554 | RASCOM-QAF 1R & NILESAT 201 | Suksess | RASCOM (RASCOM-QAF 1R) / Nilesat Egypt (Nilesat 201) |
Oct 28, 2010 klokka 21:51 | V-197 | 5ECA | 555 | Eutelsat W3B & BSAT-3b | Suksess | Eutelsat Frankrike (Eutelsat W3B) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3b) |
26. nov . 2010 kl. 15:39 | V-198 | 5ECA | 556 | HYLAS 1 & INTELSAT 17 | Suksess | Avanti Communications Group PLC UK (HYLAS 1) / Intelsat USA (INTELSAT 17) |
29. des 2010 klokka 22:27 | V-199 | 5ECA | 557 | Hispasat 30W-5 (ex Hispasat 1E) & Koreasat 6 | Suksess | Hispasat Spania (Hispasat 30W-5) / KTSAT Sør-Korea (Koreasat 6) |
16. feb. 2011 klokka 21:50 | V-200 | 5ES | 544 | ATV 2 "Johannes Kepler" | Suksess | ESA Europe |
Apr 22, 2011 klokka 20:17 | VA-201 | 5ECA | 558 | Yahsat 1A & Intelsat New Dawn | Suksess | Al Yah Satellite Communications De forente arabiske emirater (Yahsat 1A) / New Dawn Satellite Company Ltd. USA (Intelsat New Dawn) |
20. mai 2011 klokka 20:38 | VA-202 | 5ECA | 559 | ST-2 og GSAT-8 | Suksess | Singapore Telecom Singapore & Chunghwa Telecom Taiwan (ST-2) / ISRO India (GSAT-8) |
6. august 2011 klokka 22:52 | VA-203 | 5ECA | 560 | ASTRA 1N & BSAT-3c / JCSAT-110R | Suksess | SES SA & SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 1N) / Broadcasting Satellite System Corporation & SKY Perfect JSAT Japan (BSAT-3c / JCSAT-110R) |
Sep 21, 2011 klokka 21:38 | VA-204 | 5ECA | 561 | Arabsat-5C & SES-2 | Suksess | ArabSat Saudi Arabia / (Arabsat-5C) / SES World Skies Nederland De forente stater (SES-2) |
23. mars 2012 klokka 04:34 | VA-205 | 5ES | 553 | ATV 3 "Edoardo Amaldi" | Suksess | ESA Europe |
15. mai 2012 klokka 22:13 | VA-206 | 5ECA | 562 | JCSat-13 og VinaSat-2 | Suksess | JSat Corporation Japan (JCSat-13) / Vietnam Posts and Telecommunications Group Vietnam (VinaSat-2) |
5. juli 2012 klokka 21:36 | VA-207 | 5ECA | 563 | MSG-3 og EchoStar XVII | Suksess | ESA & Eumetsat Europe ( MSG-3 ) / EchoStar & Hughes Network Systems USA (EchoStar XVII) |
2. august 2012 klokka 20:54 | VA-208 | 5ECA | 564 | INTELSAT 20 & HYLAS 2 | Suksess | Intelsat USA (INTELSAT 20) / Avanti Communications Group PLC Storbritannia (HYLAS 2) |
Sep 28, 2012 klokka 21:18 | VA-209 | 5ECA | 565 | ASTRA 2F & GSAT 10 | Suksess | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 2F) / ISRO India (GSAT-10) |
Nov 10, 2012 klokka 21.05 | VA-210 | 5ECA | 566 | Star One C3 & Eutelsat 21B (ex W6A) | Suksess | Star One Brazil (Star One C3) / Eutelsat Frankrike (Eutelsat 21B, ex W6A) |
19. des 2012 klokka 21:49 | VA-211 | 5ECA | 567 | Skynet 5D & Mexsat 3 | Suksess | Astrium Paradigm Europe & United Kingdom Army (Skynet 5D) / Secretaria Communicaciones Transportes of México Mexico (Mexsat 3) |
7. feb 2013 klokka 21:36 | VA-212 | 5ECA | 568 | Amazonas 3 & Azerspace / Africasat-1a | Suksess | Hispasat Spania (Amazonas 3) / Azercosmos Azerbaijan (Azerspace / Africasat-1a) |
5. juni 2013 klokka 21:52 | VA-213 | 5ES | 592 | ATV 4 "Albert Einstein" | Suksess | ESA Europe |
25. juli 2013 klokken 19:54 | VA-214 | 5ECA | 569 | INSAT-3D & Alphasat | Suksess | Inmarsat Storbritannia (Alphasat), Indian Space Research Organization (ISRO) India (INSAT-3D) |
29. august 2013 klokka 20:30 | VA-215 | 5ECA | 570 | EUTELSAT 25B / Es'hail 1 & GSAT-7 | Suksess | Eutelsat Frankrike og Es'hailSat Qatar (Eutelsat 25B / Es'hail 1) / ISRO India (GSAT-7) |
6. feb 2014 klokka 21.30 | VA-217 | 5ECA | 572 | ABS-2 og Athena-Fidus | Suksess | ABS-2, Telespazio Frankrike Italia (Athena-Fidus) |
22. mars 2014 klokken 22:04 | VA-216 | 5ECA | 571 | ASTRA 5B (in) og Amazonas 4A | Suksess | SES SA og SES ASTRA Luxembourg (ASTRA 5B) / Hispasat Spania (Amazonas 4A) |
29. juli 2014 klokken 23:47 | VA-219 | 5ES | 593 | ATV 5 "Georges Lemaître" | Suksess | ESA Europe |
Sep 11, 2014 klokka 22.05 | VA-218 | 5ECA | 573 | OPTUS 10 & MEASAT-3b | Suksess | Optus Australia (OPTUS 10) / MEASAT Satellite Systems Malaysia (MEASAT-3b) |
Oct 16, 2014 klokka 21:43 | VA-220 | 5ECA | 574 | Intelsat 30 & ARSAT-1 | Suksess | Intelsat USA (Intelsat 30) / ARSAT Argentina (ARSAT-1) |
6. des 2014 klokka 20:40 | VA-221 | 5ECA | 575 | DirecTV-14 og GSAT-16 | Suksess | DirecTV USA (DirecTV-14) / ISRO India (GSAT-16) |
Apr 26, 2015 klokka 20.00 | VA-222 | 5ECA | 576 | THOR 7 & SICRAL 2 | Suksess | Britisk satellitt kringkasting Storbritannia (Thor 7) / Syracuse (satellitt) Frankrike (SICRAL 2) |
27. mai 2015 klokka 21:16 | VA-223 | 5ECA | 577 | DirecTV-15 og SkyMexico-1 | Suksess | DirecTV USA (DirecTV-15) / DirecTV Latin America USA og Storbritannia og Mexico (SkyMexico-1) |
15. juli 2015 klokka 21:42 | VA-224 | 5ECA | 578 | Star One C4 og MSG-4 | Suksess | Star One Brazil (Star One C4) / ESA & Eumetsat Europe ( MSG-4 ) |
20. august 2015 klokka 20:34 | VA-225 | 5ECA | 579 | Eutelsat 8 West B & Intelsat 34 | Suksess | Eutelsat Frankrike (Eutelsat 8 West B) / Intelsat USA (Intelsat 34) |
Sep 30, 2015 klokka 20:30 | VA-226 | 5ECA | 580 | Sky Muster ™ & ARSAT-2 | Suksess | NBN Australia (Sky Muster ™) / ARSAT Argentina (ARSAT-2) |
10. nov 2015 klokka 21:34 | VA-227 | 5ECA | 581 | ARABSAT-6B & GSAT-15 | Suksess | Arabsat Saudi Arabia (ARABSAT-6B) / ISRO India (GSAT-15) |
Jan 27, 2016 klokka 23:20 | VA-228 | 5ECA | 583 | Intelsat 29. th | Suksess | Intelsat USA |
9. mars 2016 klokka 05:20 | VA-229 | 5ECA | 582 | Eutelsat 65 Vest A | Suksess | Eutelsat Frankrike |
18. juni 2016 klokka 21:38 | VA-230 | 5ECA | 584 | BRIsat & EchoStar XVIII | Suksess | Persero Indonesia (BRIsat) / Dish Network USA (EchoStar XVIII) |
24. august 2016 klokka 22:16 | VA-232 | 5ECA | 586 | Intelsat 33 e & Intelsat 36 | Suksess | Intelsat USA |
Oct 5, 2016 klokka 20:30 | VA-231 | 5ECA | 585 | Sky Muster ™ II & GSAT-18 | Suksess | NBN Australia (Sky Muster ™ II) / ISRO India (GSAT-18) |
17. nov 2016 klokka 13:06 | VA-233 | 5ES | 594 | Galileo FOC-M6 satellitter 15, 16, 17, 18 | Suksess | EU-kommisjonen EU |
21. des 2016 klokka 20:30 | VA-234 | 5ECA | 587 | Star One D1 og JCSAT-15 | Suksess | Embratel Star One Brazil (Star One D1) / SKY Perfect Japan (JCSAT-15) |
14. feb. 2017 klokka 21:39 | VA-235 | 5ECA | 588 | SKY Brazil-1 & Telkom-3S | Suksess | DirecTV Latin-Amerika (Latin-Amerika) USA Brasil (SKY Brazil-1) / PT Telkomunikasi Indonesia Indonesia (Telkom-3S) |
4. mai 2017 klokka 21:50 | VA-236 | 5ECA | 589 | SGDC og KOREASAT-7 | Suksess | Telebras SA Brazil (SGDC) / KTSAT Sør-Korea (KOREASAT-7) |
1 st juni 2017 klokka 23.45 | VA-237 | 5ECA | 590 | ViaSat-2 & Eutelsat 172B | Suksess | ViaSat USA (ViaSat-2) / Eutelsat Frankrike (EUTELSAT 17) |
28. juni 2017 klokka 21:15 | VA-238 | 5ECA | 591 | HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN (EuropaSat) & GSat 17 | Suksess | Inmarsat UK & Hellas Sat Cyprus (HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN / EuropaSat) / ISRO India (GSat-17) |
Sep 29, 2017 klokka 21:56 | VA-239 | 5ECA | 5100 | Intelsat 37e og BSAT 4a | Suksess | Intelsat USA (Intelsat 37e) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT 4a) |
12. des 2017 klokka 18:36 | VA-240 | 5ES | 595 | Galileo FOC-M7 satellitter 19, 20, 21, 22 | Suksess | EU-kommisjonen EU |
25. jan 2018 klokka 22:20 | VA-241 | 5ECA | 5101 | SES 14 / GULL , Al Yah 3 | Delvis svikt | SES Luxembourg , Al Yah Satellite Communications Company (en) De forente arabiske emirater |
Apr 5, 2018 klokka 21:34 | VA-242 | 5ECA | 5102 | Superbird 8 / DSN 1, HYLAS 4 | Suksess | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , Forsvarsdepartementet i Japan Japan , Avanti Communications (en) Storbritannia |
25. juli 2018 kl 11:25 | VA-244 | 5ES | 596 | Galileo , FOC-satellitter 23, 24, 25 og 26 | Suksess | EU-kommisjonen EU |
Sep 25, 2018 klokka 22:38 | VA-243 | 5ECA | 5103 | Horizons 3 e , Azerspace-2 / Intelsat 38 | Suksess | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , Intelsat Luxembourg , Ministry of Communication and Information Technologies Azerbaijan , Intelsat Luxembourg |
20. okt 2018 klokken 01:45 | VA-245 | 5ECA | 5105 | BepiColombo-MPO , BepiColombo-MMO | Suksess | ESA European Union , JAXA Japan |
4. des 2018 klokka 20:37 | VA-246 | 5ECA | 5104a | GSat 11, GEO-KOMPSAT-2 A | Suksess | INSAT India , KARI Sør-Korea |
5. feb 2019 klokka 21:01 | VA-247 | 5ECA | 5106 | HellasSat 4 / SaudiGeoSat 1, GSat 31 | Suksess | Hellas Sat Hellas , ArabSat Saudi Arabia , INSAT India |
20. juni 2019 klokka 21:43 | VA-248 | 5ECA | 5107 | DirecTV 16, Eutelsat 7C | Suksess | DirecTV De forente stater , Eutelsat Frankrike |
6. august 2019 klokka 19:30 | VA-249 | 5ECA | 5109 | Intelsat 39, EDRS-C / HYLAS 3 | Suksess | Intelsat Luxembourg , ESA Europe |
26. nov 2019 klokka 21:23 | VA-250 | 5ECA | 5108 | TIBA-1, Inmarsat-5 F5 (GX 5) | Suksess | Regjeringen i Egypt Egypt , Inmarsat Storbritannia |
16. jan 2020 klokka 21.05 | VA-251 | 5ECA | 5110 | Eutelsat Konnect , GSat 30 | Suksess | Eutelsat Frankrike , INSAT India |
18. feb 2020 klokka 22:18 | VA-252 | 5ECA | 5111 | JCSat 17, GEO-KOMPSAT 2B | Suksess | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , KARI Sør-Korea |
15. august 2020 klokken 22:04 | VA-253 | 5ECA | 5112 | BSat 4b, Galaxy 30, MEV-2 | Suksess | B-SAT (en) Japan , Northrop Grumman Innovation Systems USA |
Planlagte lanseringer | ||||||
30. juli 2021 | VA-254 | 5ECA | Star One D2, Eutelsat Quantum | Star One (en) Brasil , Eutelsat Frankrike | ||
Okt 2021 | VA-xxx | 5ECA | JWST | NASA USA , ESA Europe , ASC Canada |
Antall Ariane 5-flyreiser per lanseringsversjon | Antall flyreiser etter suksess |
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
Suksess Feil Delvis svikt Planlagt |