Ariane 5 | |
Weltraumwerfer | |
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Ariane ES wird übertragen | |
Allgemeine Daten | |
Heimatland | |
Baumeister | ArianeGruppe |
Erster Flug | 4. Juni 1996 |
Letzter Flug | Betriebsbereit (August 2020) |
Starts (Fehler) | 109 (5) |
Höhe | 55 m |
Durchmesser | 5,4 m |
Gewicht abnehmen | 780 t |
Etage(n) | 2 |
Take-off Schub | 15 120 kN |
Startbasis (n) | Kourou |
Nutzlast | |
Niedrige Umlaufbahn |
G: 18 t ES: 21 t ECA: 21 t |
Geostationäre Übertragung (GTO) |
G: 6,9 t ES: 8 t ECA: 10,5 t |
Motorisierung | |
Booster-Triebwerke | 2 EAP |
1 st Boden | EPC: 1 Vulcain-Triebwerk 160 Tonnen kryogene Treibstoffe LOX / LH2 |
2 e Etage | ESC: 1 HM-7B-Triebwerk, 14,4 Tonnen kryogene Treibstoffe LOX / LH2 (Ariane 5 ECA) EPS: 1 Aestus- Motor , 9,7 Tonnen N 2 O 4 Flüssigtreibstoffe/ UDMH (Ariane 5G und ES) |
Missionen | |
Telekommunikationssatelliten ATV-Tanker (aus dem Dienst genommen) Wissenschaftssatellit Raumsonde |
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Ariane 5 ist eine Trägerrakete der Europäischen Weltraumorganisation (ESA), die entwickelt wurde, um Satelliten in eine geostationäre Umlaufbahn und schwere Lasten in eine niedrige Umlaufbahn zu bringen . Sie gehört zur Ariane- Trägerfamilieund wurde entwickelt, um die Ariane 4 ab 1995 zu ersetzen, deren begrenzte Kapazitäten es nicht mehr ermöglichten, Telekommunikationssatelliten zunehmender Massewettbewerbsfähig zu starten, während dieser Sektor bisher die punktstarke europäische Trägerrakete war.
Wie die vorherige Ariane wird sie vom Guyanese Space Center (CSG) aus gestartet .
Die Entscheidung, einen Nachfolger der Ariane-4- Rakete zu entwickeln, wurde im Januar 1985 getroffen, als diese Version noch nicht geflogen war und der Erfolg der Ariane- Raketen im Bereich der kommerziellen Satelliten noch nicht offensichtlich ist. Das Programm wurde während des Jahrestreffens der europäischen Minister für Weltraumangelegenheiten 1987, das in diesem Jahr in Den Haag stattfand, offiziell genehmigt . Die neue Trägerrakete Ariane 5 ist eine der drei Komponenten des bemannten Raumfahrtprogramms, das die Raumfahrtbehörde umsetzen will. Die anderen beiden Komponenten sind ein 17 Tonnen schweres Mini- Space-Shuttle , Hermès , und ein Columbus- Weltraumlabor . Während die Ariane 4 optimiert wurde, um Satelliten in eine geostationäre Umlaufbahn zu bringen , zielt die für Ariane 5 gewählte Architektur darauf ab, diese sehr schweren Raumfahrzeuge in eine niedrige Umlaufbahn bringen zu können: Die erste Stufe und die Booster-Triebwerke sind so dimensioniert, dass sie sie ohne zusätzliche Stufe in ihre Umlaufbahn bringen (das Hermès-Shuttle, das auf einer suborbitalen Flugbahn platziert ist , muss jedoch wie das amerikanische Space Shuttle seinen Antrieb nutzen, um sich in die Umlaufbahn zu begeben). Ariane 5 muss Besatzungen starten, die Rakete ist darauf ausgelegt, eine Erfolgsquote von 99% (mit zwei Stufen) zu erreichen. Die dreistufige Version, die für geostationäre Satelliten verwendet wird, muss eine Erfolgsquote von 98,5 % haben (bei der Konstruktion lag die Erfolgsquote der Ariane 4 bei 90 %, wird aber tatsächlich 97 % erreichen). Um die stetig wachsende Masse von Telekommunikationssatelliten zu bewältigen , musste die Trägerrakete 6,8 Tonnen in eine geostationäre Transferbahn bringen , 60 % mehr als die Ariane 44L , bei um 44 % reduzierten Kosten pro Kilogramm.
Während der Detailkonstruktion nimmt die Masse des Hermès-Shuttles stetig zu und erreicht 21 Tonnen. Damit der Träger sein Ziel erfüllen kann, wird der Schub des Vulcain- Haupttriebwerks von 1050 auf 1150 Kilonewton erhöht und mehrere Komponenten der Rakete werden leichter. 1992 wurde schließlich die zu teure Entwicklung des Hermès-Shuttles eingestellt. Die Arbeit am Launcher ist dann zu weit fortgeschritten, als dass seine Architektur in Frage gestellt werden könnte.
An dem Projekt beteiligen sich rund 1.100 Industrielle. Der Erstflug, der am . stattfindet4. Juni 1996ist ein Misserfolg . Der Pitcher hatte einen schwierigen Start, mit zwei Totalausfällen ( Band 517 im Jahr 2002) und zwei Teilausfällen bei den ersten vierzehn Starts. aber es kehrte allmählich zum Erfolg von Ariane 4 zurück . Im Jahr 2009 hielt Ariane 5 mehr als 60 % des Weltmarktes für kommerzielle Satellitenstarts in geostationären Umlaufbahnen. InDezember 2016, wird der letzte Start einer Ariane 5 voraussichtlich im Jahr 2023 erfolgen.
Die von der Firma Arianespace vermarktete Rakete führt fünf bis sieben Starts pro Jahr durch, im Allgemeinen doppelt (zwei Satelliten), vom Startzentrum in Kourou in Guyana . Im Vergleich zur Ariane 4 ist die Ariane 5 in der Lage, besonders schwere Lasten im niedrigen Orbit zu tragen : Die neueste ECA-Version kann bis zu 10,73 Tonnen Nutzlast in einer geostationären Transferbahn und 21 Tonnen in einer niedrigen Erdumlaufbahn platzieren . Ariane 5 wird von einem Konsortium europäischer Unternehmen gebaut, das unter der Projektleitung der ArianeGroup steht.
Ariane 5 wurde entwickelt, um einen qualitativen Sprung gegenüber Ariane 4 zu machen . Zu Beginn seiner Entwicklung war geplant, das europäische Shuttle Hermès in die Umlaufbahn zu bringen und alle zwei Wochen für Starts zu sorgen. Es handelt sich um eine völlig neue Trägerrakete mit vereinfachter Architektur und als Basis für eine evolutionäre Familie, deren Leistung schrittweise gesteigert werden kann, damit die Trägerrakete mindestens bis 2020 voll funktionsfähig bleibt:
Die Tragfähigkeit der Ariane 5 wird je nach Modell zwischen Arianespace und ihren Kunden (in der Regel große Satellitenbetreiber) festgelegt.
Laut der Terminologie des Herstellers umfasst Ariane 5 :
Die „Pulver-Beschleunigungsstufen“ (EAP, oder P230) bestehen aus einem Metallrohr, das den im Guyanesischen Werk REGULUS hergestellten Festtreibstoff (das Pulver) und eine Düse enthält . Die beiden EAPs sind identisch, sie umgeben den EPC („ Kryogene Hauptstufe “). Diese Triebwerke sind jeweils 31 m hoch und haben einen Durchmesser von 3 m . Bei einer Leermasse von 38 t tragen sie 237 t Pulver und liefern beim Start 92 % des Gesamtschubs der Werfer (Durchschnittsschub: 5.060 kN , Maximalschub: 7.080 kN ).
Im Vergleich zur Vulcain-Engine im EPC können die beiden EAPs beim Einschalten nicht ausgeschaltet werden, daher ihre Gefahr im Fehlerfall. Sie unterstützen die Trägerrakete am Boden, ihre Trennung von der Trägerrakete, die Übertragung von Messwerten während des Fluges und deren Neutralisierung, bei vorzeitiger Trennung durch das EAP oder das EPC. Jedes EAP ist mit einem MPS-Triebwerk ausgestattet, das den Booster mit 540 Tonnen Schub auf den Boden antreibt . Die Schubkurve wird berechnet, um aerodynamische Kräfte zu minimieren und die Leistung zu optimieren: Sie ist während der ersten zwanzig Sekunden mit einem langen Plateau von 80 s maximal .
Der EAP besteht aus drei Segmenten. Das S1-Frontsegment wird in Italien hergestellt , während die anderen beiden, S2 und S3, direkt in Guyana im UPG-Werk (Usine de Propergol de Guyane) hergestellt werden. Anschließend werden sie mit dem Muldenkipper (ein für diesen Zweck konzipierter Mehrradanhänger) auf der Straße vom Werk zum Thruster Integration Building (BIP) transportiert. Sie werden darauf vorbereitet, auf ihren Paletten (an denen sie während der Vorbereitungsphase bis zum Abheben befestigt bleiben) in vertikaler Position montiert und von einer Fähre (180 t Rolltisch ) gezogen. Diese Vorbereitungen werden von der französisch-italienischen Firma Europropulsion durchgeführt. Das höchste Segment S1 ist 3,5 m lang und enthält 23,4 t Pulver. Das mittlere Segment S2 ist 10,17 m lang und enthält 107,4 t Pulver. Das letzte Segment S3 ist 11,1 m lang und enthält 106,7 t Pulver. Es öffnet sich direkt über den MPS-Motor auf die Düse.
Das Gehäuse der Segmente besteht aus 8 mm starkem Stahl , dessen Inneres mit einem Wärmeschutz auf Gummibasis überzogen ist. Sie sind durch Trennlinien zwischen den Segmenten getrennt. Diese Dichtungen werden zwischen den Segmenten platziert. Diese Segmente werden auf unterschiedliche Weise mit Pulver beschickt, mit einer sternförmigen Vertiefung am oberen Segment (S1) und einer quasi-zylindrischen Vertiefung an den beiden anderen Segmenten. Die Treibmittelsegmente werden unter Vakuum geladen. Das enthaltene Pulver besteht aus:
Die Düse , an der Basis des Treibmittels, ist dafür verantwortlich, die Treibgase mit einer Geschwindigkeit von zwei Tonnen pro Sekunde zu evakuieren. Am Segment Nr. 3 befestigt , darf es sich um 6 ° und maximal 7,3 ° bewegen . Er ist 3,78 m lang, hat einen Durchmesser von 2,99 m und eine Masse von 6,4 t . Es besteht aus einer Metall- und Verbundlegierung (mit Siliziumdioxid), um den sehr hohen freigesetzten Temperaturen standzuhalten. Der Verbrennungsdruck im EAP beträgt 61,34 bar. An der Spitze der Pulversegmente befindet sich der Anzünder mit einer Länge von 1,25 m, einem Durchmesser von 47 cm und einer Masse von 315 kg , davon 65 kg Pulver. Es ermöglicht die Zündung des Hilfstreibstoffs durch Starten der Verbrennung des Pulvers, wodurch die Verbrennung aller Segmente allmählich erzeugt wird. Der Zünder stellt selbst ein kleines Treibmittel dar. Ausgelöst durch eine pyrotechnische Ladung verhält sie sich wie eine Relaisladung, die die Hauptladung zündet. Es ist ein Sternblock, der eine halbe Sekunde lang einen erheblichen Strom heißer Gase erzeugt.
Nach Erschöpfung des Pulvers, 129 bis 132 s nach ihrer Zündung, trennten sie sich in etwa 70 km Höhe von der Trägerrakete, um in den Atlantik zurückzufallen . Dazu starten wir acht Distanzraketen, die wie folgt verteilt sind: 4 vorne (oben) und 4 hinten (unten). Diese Raketen enthalten jeweils 18,9 kg Pulver und liefern zwischen 66 und 73 kN Schub für eine halbe Sekunde. Obwohl diese Triebwerke manchmal geborgen werden, werden sie im Gegensatz zu den SRBs des Space Shuttles nie wiederverwendet .
Eine verbesserte Version der EAPs ist in Vorbereitung. das30. Mai 2012ein Probefeuer auf einem Prüfstand ergab einen durchschnittlichen Schub von 7.000 kN (700 t ) für 135 s .
EPCDie „kryogenen Hauptstufe“ (EPC) besteht hauptsächlich aus den beiden zusammengesetzt flüssigen Treibtanks und den Vulcain kryogenen Motor (Vulcain II für Ariane 5 Evolution (ECA)). Diese Stufe wird beim Start gezündet und allein sorgt für den Vortrieb der Trägerrakete während der zweiten Flugphase der Trägerrakete nach der Freigabe der Pulverbeschleunigungsstufen. Es arbeitet insgesamt neun Minuten und liefert dabei einen Schub von 1350 kN bei einem Gesamtgewicht von 188,3 t .
Bei einer Höhe von 30,525 m bei einem Durchmesser von 5,458 m und einer Leermasse von 12,3 t enthält er 158,5 t Treibmittel, verteilt auf flüssigen Wasserstoff (LH2 - 26 t ) und Sauerstoff flüssig (LOX - 132,5 t ). Diese Stauseen haben ein Fassungsvermögen von 391 m 3 bzw. 123 m 3 . Sie speichern die auf –253 °C bzw. –183 °C gekühlten Treibmittel . Die Dicke ihres Gehäuses liegt in der Größenordnung von 4 mm , mit Wärmeschutz aus 2 cm dickem Polyurethanschaum .
Die beiden Tanks werden ca. 4 h 30 min vor dem Start mit Helium beaufschlagt . Dieses Helium stammt aus einer Kugel, die sich neben dem Vulcain-Triebwerk befindet. Es ist durch eine Lufttasche wärmeisoliert. Es enthält 145 kg Helium, das beim Start auf 19 bar und während des Fluges auf 17 bar unter Druck gesetzt wird . Dieses Helium setzt die Tanks auf 3,5 bar für Sauerstoff und 2,15 bar für Wasserstoff unter Druck . Während des Fluges wird der Sauerstoff auf 3,7 und dann auf 3,45 bar unter Druck gesetzt . Der durchschnittliche Heliumdurchsatz im Tank liegt in der Größenordnung von 0,2 kg/s . Flüssiger Wasserstoff wird durch Wasserstoffgas unter Druck gehalten. Dieser gasförmige Wasserstoff wird am Boden der Stufe vor dem Motor entnommen, dann wieder erhitzt und in Gas umgewandelt (bei etwa -170 ° C ), um schließlich wieder in den Flüssigwasserstofftank eingespritzt zu werden. Im Durchschnitt entspricht dies einem Volumenstrom von 0,4 kg/s . Es gibt also eine ganze Reihe von Ventilen und Ventilen, um die unterschiedlichen Drücke zu steuern. Dieses System wird COPV genannt .
Die Wasserstoff-Turbopumpe des kryogenen Vulcain- Motors läuft mit 33.000 U/min und entwickelt eine Leistung von 15 MW oder 21.000 PS (die Leistung von zwei TGV-Triebzügen). Es ist Gegenstand sehr detaillierter Untersuchungen zur Beständigkeit von Werkstoffen, und die Auslegung von Lagern und die Zentrierung bewegter Massen muss möglichst perfekt sein. Die Sauerstoff-Turbopumpe rotiert mit 13.000 U/min und entwickelt eine Leistung von 3,7 MW . Sein Design basiert im Wesentlichen auf der Verwendung von Materialien, die mit dem Sauerstoff, den es braut, nicht verbrennen. Der Vulcain-Motor erhält von diesen Pumpen 200 l Sauerstoff und 600 l Wasserstoff pro Sekunde.
Der obere Verbund umfasst den Geräteraum und je nach beförderter Nutzlast eine Oberstufe mit speicherbarem Treibgasmotor (bei Ariane 5 mit EPS-Oberstufe) oder mit kryogenen Treibmitteln (bei Ariane 5 mit ESC-Oberstufe).
Der obere Verbundstoff sorgt nach dem Löschen und Freigeben der EPC-Stufe für den Vortrieb für den Werfer. Es wird während der dritten Flugphase betrieben, die ungefähr 25 Minuten dauert .
GeräteboxDer Geräteraum beherbergt das Steuer- und Leitsystem der Trägerrakete. Sie befindet sich bei einer Ariane 5 Generic oder in der Version A5E/S direkt über dem EPC und umschließt dann den Aestus- Motor der EPS. Bei einer Ariane 5E / CA befindet sich der Geräteraum über dem ESC. Die Gerätebox ist das eigentliche Cockpit der Trägerrakete. Es orchestriert alle Flugsteuerungen und -befehle, wobei die Pilotenbefehle von den Bordcomputern über elektronische Geräte auf Grundlage der Informationen der Leitsysteme erteilt werden. Diese Computer senden auch den Launcher alle Befehle , die für ihren Betrieb, wie Zündung der Triebwerke, die Trennung von Stufen und der Freisetzung von On- Board - Satelliten . Die gesamte Ausrüstung wird verdoppelt ( Redundanz ), sodass bei Ausfall eines der beiden Systeme die Mission fortgesetzt werden kann.
Die Equipment Box misst unten 5,43 m im Durchmesser und oben 5,46 m , um entweder die SPELTRA-Struktur (External Support Structure for Multiple Launches) oder die Verkleidung anbringen zu können. Seine Höhe beträgt 1,56 m bei einer Masse von 1.500 kg . Die Schnittstelle zur EPS, die in den Ring geschoben wird, misst oben 3,97 m im Durchmesser. Der Trägerring, auf dem die Instrumente ruhen, ist dann 33,4 cm breit. Hier sind die wichtigsten Instrumente, die es enthält:
Im Geräteraum befindet sich auch das Attitude Control (Propulsion) System, das häufiger mit dem Kürzel SCA bezeichnet wird und zwei Düsenblöcke umfasst, die mit Hydrazin (N 2 H 4). Sie ermöglichen insbesondere die Rollsteuerung des Werfers während der Vortriebsphasen und die Lagesteuerung des oberen Verbunds während der Phase der Freisetzung der Nutzlasten. Die angegebene maximale Betriebszeit der Box liegt in der Größenordnung von 6.900 Sekunden, wobei diese maximale Betriebszeit im Allgemeinen bei Missionen im niedrigen Orbit eingehalten wird. Der SCA ermöglicht es auch, die Unregelmäßigkeiten des Vulcain-Motors zu überwinden, während er die Positionierung von Satelliten in 3D ermöglicht. Es enthält zwei kugelförmige Titantanks , die beim Start jeweils 38 Liter Hydrazin enthalten und mit Stickstoff auf 26 bar unter Druck gesetzt werden. Das System umfasst auch zwei Drei-Thruster-Module mit 460 N Schub (auf Meereshöhe).
Während der ersten Flugphase wird das Rollen des Werfers von den beiden EAPs gesteuert, deren steuerbare Düsen es ermöglichen, die Rakete in allen Achsen zu steuern. Der Krug darf sich nicht drehen, da er Energie verlieren würde und dies durch die dann entstehende Zentrifugalkraft zu einem "Plattieren" des Treibmittels EPC an deren Wänden führen würde. Da die Rohre und die Sonden zur Messung der verbleibenden Treibgasmenge in der Mitte des Tanks angeordnet sind, kann dies zu einem vorzeitigen Stopp der Motoren nach Abschalten der Turbopumpen führen. Dieses Szenario ist bereits beim zweiten Qualifikationsflug der Rakete (Flug 502) aufgetreten.
Nach dem Auslösen der EAPs ist nur noch ein Triebwerk, die Vulcain, übrig, und es ist daher nicht mehr möglich, die Neigung der Düsen einzustellen, um das Rollen der Rakete zu stoppen. Hier kommt der SCA voll zum Einsatz, denn mit seinen drei Triebwerken kann er diese Rotation stoppen. Diese drei Motoren werden wie folgt gesteuert: einer nach rechts, einer nach links und der letzte nach unten. Nach dem Scheitern von Flug 502 wurde festgestellt, dass die Anzahl der Triebwerke nicht ausreichte, um dem Phänomen entgegenzuwirken, und die Beamten zogen es vor, ihre Vorkehrungen durch eine Verstärkung des Systems zu treffen: Von nun an enthält das System sechs Kugeln und zehn Triebwerke, was auch die Gesamtmasse des Geräteraums auf 1.730 kg .
EPSDie unter der Verantwortung von Astrium EADS durchgeführte „Storable Propellant Stage“ (EPS, seltener L9 genannt) ist dafür verantwortlich, die Umlaufbahn der Nutzlasten entsprechend der angestrebten Umlaufbahn anzupassen und deren Ausrichtung und Trennung sicherzustellen. Es befindet sich im Launcher und unterliegt nicht den Beschränkungen der äußeren Umgebung. Sein Design ist sehr einfach und beschränkt sich auf einfache Drucktanks ohne Turbopumpen. Es besteht aus einer Wabenstruktur , dem Motor, Tanks, Ausrüstung, kreuzförmig angeordneten Versteifungen und zehn Gliedern, die die Heliumtanks zur Druckbeaufschlagung der Haupttanks tragen.
Er wird spitz zulaufend zwischen Geräteraum und Nutzlastadapter eingesetzt und misst 3.356 m Höhe (mit der Düse) bei einem Durchmesser von 3.963 m auf Höhe des Geräteraums. Am Nutzlastadapter beträgt sein Durchmesser 2.624 m . Mit einer Leermasse von 1.200 kg wird , ausgestattet mit vier Aluminiumtanks insgesamt 9,7 Tonnen Treibmittel enthalten, verteilte zwischen 3.200 kg der Monomethylether Hydrazin (MMH) und 6,500 kg von Stickstoffperoxid (N 2 O 4).
Unter Druck durch zwei Kohlenstofffaser - Flaschen zu aufgeblasen 400 Bars und enthalten 34 kg von Helium , liefern diese Tanks einen Aestus Motor (Daimler-Benz Aerospace) , die einen Schub von 29 entwickelt kN für 1100 s (18 min 30 s). Seine Besonderheit ist, dass er im Flug zweimal nachgezündet werden kann, um bestimmte Nutzlasten zu optimieren. Seine Düse ist auf zwei Achsen angelenkt (9,5°). Bei Missionen im niedrigen Orbit geht der Zündung der EPS eine Phase des ballistischen Fluges voraus, die es auch ermöglicht, eine Nutzlast nach ihrer Trennung aus der Umlaufbahn zu befreien.
Dieses Gerät wird letztmalig für die Ariane 5ES- Version verwendet
ESCDie „kryogene Oberstufe“ (ESC) verwendet, wie der Name schon sagt, einen kryogenen Motor: den HM-7B . Es bietet eine Schubkraft von 65 kN für 970 s , bei einem Gewicht von 15 t (4,5 t leer) und einer Höhe von 4,71 m .
Nutzlast | ||||
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Startprogramm | Masse | Höhe |
Niedrige Umlaufbahn |
GTO- Umlauf |
Ariane 5 ECA | 777 t | 53 m | 21 t | 10,5 Tonnen |
Langer Spaziergang 5 | 867 t | 57 m | 23 t | 13 t |
Atlas V 551 | 587 t | 62 m | 18,5 Tonnen | 8,7 Tonnen |
Delta IV Schwer | 733 t | 71 m | 29 t | 14,2 t |
Falke 9 FT | 549 t | 70 m | 23 t | 8,3 t |
Proton -M / Bris-M | 713 t | 58,2 m | 22 t | 6 t |
H-IIB | 531 t | 56,6 m | 19 t | 8 t |
Falke Heavy | 1.421 t | 70 m | 64 t | 27 t |
Die Nutzlast besteht aus den Satelliten, die in die Umlaufbahn gebracht werden müssen. Um den Start mehrerer Satelliten zu ermöglichen, werden diese in einem SPELTRA- (External Support Structure for Multiple Launches) oder SYLDA (Double Ariane Launch System)-Modul unter der Verkleidung platziert. Diese Module funktionieren ein bisschen wie ein Regal und ermöglichen es, zwei separate Satelliten nacheinander in die Umlaufbahn zu bringen: Einer der Satelliten ist auf dem SPELTRA / SYLDA-Modul positioniert, der andere im Inneren.
Während der vierten Flugphase, der ballistischen Phase, werden die Nutzlasten und der Separator freigegeben. Abhängig von den Eigenschaften der Mission können die Drops sofort oder mehrere zehn Minuten nach Beginn dieser Phase erfolgen. Die ausgeführten Aktionen sind Drehungen, Entfernungen usw.
Bei einem Einzelstart wird der Satellit direkt auf der EPS platziert, bei einem Doppelstart wird der untere Satellit unter der von der SPELTRA oder der SYLDA gebildeten Glocke installiert und der zweite Satellit kommt dann auf die tragende Struktur. Alle Nutzlastschnittstellen verwenden einen Durchmesser von 2.624 m , sowohl am CPS als auch an mehreren Startmodulen. Satelliteninstallationen können daher manchmal die Verwendung von Nutzlastadaptern erfordern, wenn sie diesen Durchmesser nicht direkt für den Einbau in die Verkleidung verwenden können. Um das kommerzielle Angebot der Trägerrakete zu verbessern, werden drei Adapter entwickelt, die Schnittstellen mit einem Durchmesser zwischen 93,7 cm und 1.666 m enthalten und Nutzlasten mit einer Masse von 2 bis 4,5 Tonnen unterstützen. Dazu gehören Befestigungsschrauben, Federn für das Trennsystem und ein Stromversorgungssystem für den betroffenen Satelliten.
SPELTRADer SPELTRA ist eine zylindrische Wabenstruktur mit einem sich verjüngenden oberen Teil (6 Platten). Er ist aus einem 3 cm dicken Carbon-Harz- Verbundstoff gebaut und verfügt über eine bis sechs Zugangstüren und eine Nabelschnur, um die Nutzlast mit dem Startmast zu verbinden. Es wird seit dem Erstflug der Ariane 5 eingesetzt .
Anders als bei der SYLDA, die in der Verkleidung untergebracht ist, wird die SPELTRA wie schon bei der Ariane 4 SPELTRA zwischen Geräteraum und Verkleidung platziert . Es hat somit einen Außendurchmesser von 5,435 m , bei einem Innendurchmesser von 5,375 m . Das Unterteil wird auf den Geräteraum aufgesetzt, während das zylindrische Oberteil als Verbindungsrahmen für die Verkleidung dient. Der kegelstumpfförmige Teil dient als Adapter für die Nutzlasten.
Es kommt in zwei Versionen: eine kurze und eine lange. Der erste misst 4,16 m , dazu kommen die 1,34 m des konischen Teils, der oben abgeschnitten ist, was eine Gesamthöhe von 5,50 m bei einer Masse von 704 kg ergibt . Ebenso ist die große Version 7 m hoch für eine Masse von 820 kg .
SYLDANach seiner wahren SYLDA 5-Bezeichnung ist diese Struktur innerhalb der Verkleidung und unterstützt diese im Gegensatz zum SPELTRA nicht. Entworfen vom Industriekonzern Daimler-Benz Aerospace, misst sie 4.903 m Höhe bei einer Masse von 440 kg .
Der Bodenkegel ist 59,2 cm dick bei einem Basisdurchmesser von 5,435 m . Es wird von der zylindrischen Konstruktion mit einem Durchmesser von 4.561 m bei einer Höhe von 3.244 m überragt, die wiederum von einem Kegel von 1.067 m mit einem Enddurchmesser von 2.624 m auf Höhe der Schnittstellenzone mit Nutzlast überragt wird .
Die Sylda 5 wurde zum ersten Mal während der verwendeten 5 th Fluges von Ariane - 5 (Flug V128) inMai 2000( Insat 3B- und AsiaStar- Satelliten ).
DeckelDie von RUAG Space in der Schweiz hergestellte Verkleidung schützt die Nutzlasten während des Fluges in der Atmosphäre und wird freigegeben, sobald sie nicht mehr brauchbar ist, um die Trägerrakete zu erleichtern. Diese Freigabe erfolgt kurz nach der Freigabe der EAPs in einer Höhe von ca. 106 km , nachdem sie 202,5 s auf der Rakete geblieben ist.
Es handelt sich um ein Bauwerk mit einem Außendurchmesser von 5,425 m bei einem nutzbaren Innendurchmesser von 4,57 m . Es ist in zwei Längen erhältlich: die „kurze“ mit einer Höhe von 12,728 m für eine Masse von 2.027 kg und die „lange“ mit einer Höhe von 17 m für eine Masse von 2.900 kg . Es ist mit einer elektrischen Versorgungssteckdose zum Anschluss der Nutzlast an den Mast und einer pneumatischen Steckdose für den Satellitenkomfort, einer Zugangstür mit 60 cm Durchmesser und einem Schallschutz, bestehend aus einer Baugruppe aus schwingungsdämpfenden Kunststoffrohren, ausgestattet. 1,200 Resonatoren, installiert auf 74 Polyamids schaumbasierten Paneele , decken sie die Innenwand über 9,3 m . Der im Inneren vorhandene Lärm bleibt jedoch auf einem sehr hohen Niveau und erreicht über 140 Dezibel, was über dem für das menschliche Ohr maximal tolerierbaren Niveau liegt. Dieses Rauschen macht sich hauptsächlich in den tiefen Frequenzen bemerkbar.
Die kurze Kappe ist seit dem verwendet 1 st Flug und lange aus dem 11 - ten , inMärz 2002 (Flug V145).
Es wurden mehrere Versionen des Launchers hergestellt, von denen einige nicht mehr hergestellt werden.
Dreizehn Ariane 5 G- Trägerraketen (für „generisch“ ) wurden zwischen den10. Dezember 1999 und das 27. September 2003. Diese Version wird nicht mehr verkauft.
Diese Version der Ariane 5 G verfügt über eine verbesserte zweite Stufe mit einer möglichen Belastung von 6.950 kg . Drei solcher Trägerraketen wurden abgefeuert, zwischen den2. März und das 18. Dezember 2004. Diese Version wird nicht mehr verkauft.
Diese Version hat die gleichen EAPs wie die Ariane 5 ECA und eine erste Stufe, die mit einem Vulcain 1B-Motor modifiziert wurde. Mögliche Belastung von 6.100 kg im geostationären Transferorbit (GTO). Sechs Schüsse fanden zwischen den11. August 2005 und das 18. Dezember 2009. Diese Version wird nicht mehr verkauft.
Diese Version wurde entwickelt , um das automatische Frachtschiff ATV in eine niedrige Umlaufbahn zu bringen und die Internationale Raumstation zu betanken . Es kann in dieser Umlaufbahn bis zu 21 t Nutzlast starten . Ariane 5 ES bietet drei Zündungen der Oberstufe, um den ganz speziellen Anforderungen der Mission gerecht zu werden. Darüber hinaus wurden seine Strukturen verstärkt, um die imposante Masse des ATV (20 Tonnen) zu tragen.
Acht Aufnahmen fanden zwischen dem 9. März 2008 und dem 25. Juli 2018 statt. Diese Version wird nicht mehr verkauft.
Der erste Start erfolgte am 9. März 2008.
Um die Bereitstellung der Galileo- Konstellation zu beschleunigen , kündigte Arianespace am 20. August 2014 den Start von 12 Satelliten mit 3 Schüssen aus der Trägerrakete Ariane 5 ES an . Sie werden ab 2015 zu viert gestartet. Dieses Programm wurde am abgeschlossen completed25. Juli 2018.
Ariane 5 ECA , auch Ariane 5 „10 Tonnen“ genannt , in Bezug auf ihre Kapazität von fast zehn Tonnen auf einer geostationären Transferbahn . Seine erste EPC-Stufe wird vom Vulcain 2 angetrieben, der leistungsstärker als der Vulcain 1 ist, und seine zweite ESC-Stufe verwendet den kryogenen Motor HM-7B , der bereits für die dritte Stufe der Ariane 4 verwendet wird .
Seit Ende 2009 ist es die einzige Version, mit der kommerzielle Satelliten gestartet werden. Bei18. Februar 2020Sie wurde 75 - mal geschossen und hat einen Fehler während des Fluges V157 erlebt ( 1 st Schuss) die11. Dezember 2002.
26, November 2019 Mark, mit dem 250 - ten Flug einer Ariane, die 40 Jahre des Betriebs des Launchers seit 24. Dezember 1979.
Die Grenzen der ECA-VersionAriane 5 kann wettbewerbsfähig bleiben, solange sie zwei kommerzielle Satelliten in eine geostationäre Umlaufbahn bringen kann. Leider könnte das wachsende Gewicht geostationärer Satelliten die etablierte Position der Trägerrakete in diesem Segment in Frage stellen. Der Satellit TerreStar-1 (6,7 Tonnen beim Start) stellte einen neuen Massenrekord auf, aber die Trägerrakete Ariane 5 , die ihn in die Umlaufbahn brachte, konnte keinen Doppelstart durchführen, und der Preis für den Start musste vom einzigen Betreiber von . bezahlt werden TerreStar-1. Sollte sich diese Situation verbreiten, könnten Trägerraketen mit geringerer Kapazität, die für einen einfachen Start optimiert sind, wie Proton-M von ILS und Zenit-3 , wettbewerbsfähiger werden als sie es derzeit sind.
Die zweite Stufe der Ariane 5 kann nicht neu gezündet werden, im Gegensatz zu denen der russischen Trägerraketen Zenit und Proton, die diese Technologie seit mehreren Jahrzehnten verwenden. Die Umlaufbahnen einiger Satelliten erfordern diese Fähigkeit. So ist die Einführung, die20. April 2009, eines italienischen Militärsatelliten (Sicral-1B) wurde der russisch-ukrainischen Trägerrakete Zenit-3 anvertraut und nicht einer europäischen Rakete.
Um diese Einschränkungen zu überwinden, war geplant, eine ME-Version zu entwickeln, die zunächst Ariane 5 ECB hieß . Dazu gehörte eine neue kryogene und wiederzündbare Oberstufe, die einen neuen, leistungsstärkeren Vinci- Motor verwenden sollte , der bei Snecma ( Safran ) entwickelt wurde. Dank dieser Stufe hätte die Ariane 5 ME dann bis zu 12 Tonnen Nutzlast in eine geostationäre Transferbahn (GTO) bringen können. Der Erstflug war für 2017 oder 2019 geplant.
Die Entwicklung dieser Version, die für zwei Jahre bis 2014 gefördert wird, wurde auf der Ministertagung des ESA-Rates in . beschlossen November 2012, nicht mehr relevant ist, wird sie durch die künftige Ariane 6 ersetzt .
Ausführung | Ariane 5G | Ariane 5ECA | Ariane 5ME |
---|---|---|---|
Internationale Raumstation ( t ) | 19,7 | 18.3 | 23.2 |
Geostationäre Transferbahn ( t ) | 6.6 | 10,5 | 12 |
Injektion zum Mond ( t ) | 5 | 7.8 | 10,2 |
Mondumlaufbahn ( t ) | 3.6 | 5,65 | 7.45 |
Mondsol am Äquator (Nutzlastmasse) ( t ) | 1,8 (0,9) | 2,8 (1,4) | 3,7 (1,8) |
Mondboden am Pol (Nutzlastmasse) ( t ) | 0,9 (0,4) | 1,4 (0,7) | 1,85 (0,9) |
Injektion in die Marsbahn ( t ) | 3,25 | 5.15 | 8 |
Marsbahn ( t ) | 2,25 | 3.6 | 5,6 |
Ausführung | Ariane 5G | Ariane 5G + | Ariane 5GS | Ariane 5ECA | Ariane 5ES | Ariane 5ME | |
---|---|---|---|---|---|---|---|
Abfluggewicht ( t ) | 740-750 | 740-750 | 740-750 | 760-780 | 780 | 790 | |
Höhe (m) | 52 | 52 | 52 | 56 | 53 | ? | |
Kein Schießen | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | |
Nutzlast ( niedrige Erdumlaufbahn 400 km ) (Tonnen) |
18 | ? | ? | 21 | 21 | 21 | |
Nutzlast ( geostationäre Transferbahn ) (t) |
6.9 | 7.1 | 6.6 | 9,6 | 8 | 12 | |
Nutzlast ( Geostationärer Transfer Dual Orbit Launch ) (t) |
6.1 | 6.3 | 5,8 | 9.1 | 7 | 11 | |
Startschub ( kN ) | ~ 12.000 | ~ 12.000 | ~ 12.500 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | |
Maximaler Schub (kN) | ~ 14.400 | ~ 14.400 | ~ 15.300 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | |
Erster Flug | 4. Juni 1996 | 2. März 2004 | 11. August 2005 | 11. Dezember 2002 | 9. März 2008 | Abgebrochene Version | |
Letzter Flug | 27. September 2003 | 18. Dezember 2004 | 18. Dezember 2009 | im Dienst | 25. Juli 2018 | Abgebrochene Version | |
Bemerkenswerte Nutzlasten | ENVISAT , XMM-Newton | Rosetta | Thaïcom 4-iPStar 1 , MSG 2 | Satmex 6 und Thaicom 5, Astra 1L und Galaxy 17, Planck und Herschel Weltraumteleskop | ATV , Galileo (2016) | - | |
Pulverbeschleuniger (EAP) | |||||||
Bodenbezeichnung | EAP P238 | EAP P241 | |||||
Motor | P238 | P241 | |||||
Länge (m) | 31 | 31 | |||||
Durchmesser (m) | 3 | 3 | |||||
Masse (Tonne) | 270 (leer 33) | 273 (leer 33) | |||||
Schub (max.) (KN) | 4.400 (6.650) | 5.060 (7.080) | |||||
Brenndauer (s) | 130 | 140 | |||||
Treibmittel | NH 4 ClO 4/ Al , PBHT (Festtreibstoffe vom Typ PCPA ) | ||||||
Erdgeschoss (EPC) | |||||||
Bodenbezeichnung | EPK H158 | EPC H158 modifiziert | EPK H173 | ||||
Motor | Vulkan 1 | Vulkan 1B | Vulkan 2 | ||||
Länge (m) | 30,5 | 30,5 | 30,5 | ||||
Durchmesser (m) | 5,4 | 5,4 | 5,4 | ||||
Masse (t) | 170.5 (leer 12.2) | 170,5 (12,5 leer) | 185,5 (leer 14,1) | ||||
Bodenschub (kN) | 815 | 815 | 960 | ||||
Schubkraft im Vakuum (kN) | 1180 | 1180 | 1350 | ||||
Brenndauer (s) | 605 | 605 | 540 | ||||
Treibmittel | LOX / LH2 | LOX / LH 2 | LOX / LH2 | ||||
Zweiter Stock | |||||||
Bodenbezeichnung | EPS L9.7 | EPS L10 | Regler-A H14.4 | EPS L10 | Regler-B H28.2 | ||
Motor | Aestus | Aestus | HM-7B | Aestus | Vinci | ||
Länge (m) | 3.4 | 3.4 | 4.7 | 3.4 | ? | ||
Durchmesser (m) | 3,96 * | 3,96 * | 5,4 | 3,96 * | 5,4 | ||
Masse (t) | 10.9 (leer 1.2) | 11.2 (leer 1.2) | ca. 19.2 (leer ca. 4.6) | 11.2 (leer 1.2) | (Treibmittel 28,2) | ||
Maximaler Schub (kN) | 27 | 27 | 64.8 | 27 | 180 | ||
Brenndauer (s) | 1.100 | 1 170 | 970 | 1 170 | ? | ||
Treibmittel | 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 | ||
Hauptmerkmale | Basisversion optimiert für das Hermes Space Shuttle . | Verbesserte und wiederzündbare zweite Stufe. | Weniger leistungsstarke modifizierte Hauptstufe, modernisierte und stärkere Pulverstrahlruder. | Neue nicht wiederzündbare zweite Stufe, keine nicht angetriebene Flugphase. Entwickelt als Standby-Lösung im Vergleich zur Ariane EZB . Optimiert für geostationäre Umlaufbahnen. | Verstärkte Struktur, um das Gewicht des ATV zu tragen . Optimiert für längere Flugphasen und mehrfache Wiederzündungen. | Neue zweite Stufe, moderneres Triebwerk, lange nicht angetriebene Flugphasen, wiederzündbar. |
* Befindet sich in der Gerätebox mit einem Durchmesser von 5,4 Metern
Die Ariane-5-Rakete wird vom Guyanese Space Center aus gestartet , das von CNES in Französisch-Guayana (Südamerika) in der Nähe der Stadt Kourou gebaut wurde . Auf dieser Grundlage wurden an Ariane 5 angepasste Installationen gebaut, die die vorherigen Versionen der Ariane-Trägerrakete starteten.
Die Ariane-5-Raketenstartbaugruppe (ELA-3, Akronym für Ariane-3-Launch-Assembly), die eine Fläche von 21 km 2 einnimmt , dient dem Start der Ariane-5-Raketen und war von 2003 bis 2009 der einzige aktive Standort nach der Ende der Ariane-4- Starts . Er versteht :
Die Montagehallen (BIL, BAF) sowie der Abschussbereich sind durch eine Doppelspur verbunden, auf der der mobile Abschusstisch mit der Rakete umläuft. Die Entwicklung ermöglicht acht Markteinführungen pro Jahr.
Ein Teil der Trägerrakete Ariane 5 wird vor Ort hergestellt. Eine Produktionseinheit produziert und gießt Festtreibstoff für zwei der drei Segmente jedes Raketentreibstoffs (EAP) (der dritte wird in Italien gegossen ). Der Standort verfügt über einen Prüfstand für EAPs.
Das Jupiter-Zentrum ist das Kontrollzentrum, das alle Vorbereitungs- und Startvorgänge steuert.
Die genaue Treibstofffüllrate wird basierend auf der Nutzlastmasse, der Zielbahn und der Flugbahn bestimmt, um die Wahrscheinlichkeit eines Missionserfolgs zu optimieren.
Während dieser Phase werden auch die Hydrauliksysteme mit Druck beaufschlagt, um den Kreislauf zu testen.
Beim ATV-Modell Ariane 5ES umfasst die letzte Phase drei aufeinanderfolgende Wiederzündungen.
Die Anfänge von Ariadne 5 waren von mehreren Misserfolgen geprägt. Um den Launcher zuverlässiger zu machen, war ein erheblicher finanzieller Aufwand erforderlich, der zu Lasten der Entwicklung leistungsfähigerer Versionen ging.
Der erste Schuss erfolgte am 4. Juni 1996in Kourou , aber die Trägerrakete wurde nach 37 Sekunden Flug zerstört. Der Fehler war auf einen Computerfehler zurückzuführen , der in einem für die Ariane 4-Rakete entwickelten Gyroskop-Verwaltungsprogramm auftrat und der nicht in der Ariane 5-Konfiguration getestet wurde.Der Computerfehler hatte seine Ursache in einem Transkriptionsfehler der Spezifikation. Während des Austauschs zwischen der ESA und dem Hersteller der Trägheitseinheit ( auch als IRS bekannt ) wurden die Funktionsspezifikationen mehrmals kopiert und während dieser Kopien wurde ein Fehler eingeführt. Die ursprünglichen Spezifikationen legen eine maximal zulässige Zeit von 60 Sekunden für die Gyroskopausrichtung fest. Die Ausrichtzeit ist die Zeit, die ein Gyroskop benötigt, um seine Betriebsdrehzahl zu erreichen und damit das Objekt und seine Orientierung im Raum zu lokalisieren. Bei aufeinanderfolgenden Kopien wird diese Dauer von 60 Sekunden auf 80 Sekunden erhöht, fehlerhafter Wert, der eine Fehlfunktion des Programms verursacht, das für die Verwaltung der Kreiseldaten verantwortlich ist.
Es gab eine Methode zur Behandlung dieses Fehlers, aber der Fehler wurde deaktiviert , um die Systemleistung zu verbessern auf der Ariane 4 , wenn man bedenkt, dass auf diesem Modell nachgewiesen werden konnte, dass das Auftreten des Überlaufs, der durch das Programm erzeugt werden sollte, angesichts der möglichen Flugwege null war. Allerdings unterscheiden sich die Spezifikationen der Ariane 5, insbesondere während der Startphase, deutlich von denen der Ariane 4. Das Trägheitseinheitenprogramm , obwohl redundant, erzeugte zwei Bahnüberschreitungen und signalisierte schließlich den Ausfall der Kreiselsysteme. Der Raketensteuerungscomputer (speziell für Ariane 5 entwickelt) folgerte durch Interpretation der vom zweiten Gyroskop gelieferten Fehlerwerte (wahrscheinlich negativ), dass die Rakete begonnen hatte, nach unten zu zeigen. Die Reaktion des Steuercomputers bestand darin, die Düsen maximal auszurichten, um die Rakete zu begradigen, was den Aufprall des Werfers erheblich erhöhte und aerodynamische Kräfte verursachte, die ihn zerstörten. Dies ist sicherlich einer der teuersten Computerfehler der Geschichte (500 Millionen Dollar).
Es wurde darauf hingewiesen, dass das Programm zur gyroskopischen Ausrichtungsverwaltung, das die Ursache des Unfalls war, völlig unnötig war. Es wurde entwickelt, um die Kalibrierung der Gyroskope im Falle einer kurzen Zündverzögerung (in der Größenordnung von einigen Minuten) schnell nachzujustieren, um eine schnelle Wiederaufnahme des Countdowns zu ermöglichen - zum Beispiel aufgrund von schnellen Wetteränderungen. am Startplatz in Kourou . Dieses ursprünglich für die Ariane 3 vorgesehene Szenario war jedoch lange Zeit von den Schußverfahren ausgeschlossen.
Der zweite Flug fand am 30. Oktober 1997.
Die Mission wurde beendet, aber die gewünschte Umlaufbahn wurde nicht erreicht, da eine Drehbewegung der Trägerrakete auf sich selbst ( Rollbewegung , wie ein Kreisel) zu einem vorzeitigen Stopp des Vortriebs der EPC der ersten Stufe führte. Nach diesem Antriebsende der ersten Stufe und trotz korrekter Inbetriebnahme der Oberstufe EPS konnte sie das Schubdefizit der ersten Flugphase nicht vollständig ausgleichen und führte die Mission daher leicht verschlechterte Umlaufbahn.
Diese Rollbewegung war auf ein Drehmoment zurückzuführen, das durch den Gasstrom in der Düse des Vulcain-1-Triebwerks erzeugt wurde und dessen Intensität unterschätzt worden war. Folglich und trotz der Verwendung des SCA-Rollsteuerungssystems erlitt die Trägerrakete während des ersten Fluges eine übermäßige Rotation. Dieses Durchdrehen hätte wenig Folgen haben können, die Flugalgorithmen - relativ effizient - kontrollieren trotz allem die Flugbahn. Am Ende des Vortriebs und unter dem Einfluss der erreichten Walzengeschwindigkeit krümmte sich jedoch die Oberfläche der Treibmittel (flüssiger Sauerstoff und Wasserstoff) in den Tanks in der Mitte (wie ein Siphon, wenn die Flüssigkeit an den Wänden klebt). Dieses Phänomen wurde von den Füllstandssensoren („Manometern“ der Tanks) als Hinweis auf einen bevorstehenden „Kraftstoffmangel“ interpretiert, was den Bordcomputer veranlasste, den Vortriebsstopp des Motors vorzeitig anzuordnen.
Das vom Vulcain 1-Triebwerk erzeugte Rollmoment wurde ab dem nächsten Flug gemeistert, indem am Ende leicht geneigte, divergierende Auspuffrohre eingebaut wurden, die das vom Motor erzeugte natürliche Rollieren korrigierten. Die Verantwortlichen für das Design der Ariane 5 zogen es dennoch vor, ihre Vorkehrungen durch die Verstärkung des SCA-Systems zu treffen: Es enthält jetzt sechs Treibmittelkugeln und zehn Steuertriebwerke anstelle der drei Triebwerke zu Beginn.
Dieses Problem betraf andere Trägerraketen, einschließlich der japanischen H-IIA .
Der dritte Test fand am 21. Oktober 1998. Es war ein voller Erfolg.
Die Mission trug das Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) atmosphärische Reentry Demonstration Kapsel (Europäischen Apollo- Art Kapsel ), die einen perfekten atmosphärischen Wiedereintritt durchgeführt, und das MAQSAT technologische Modell.
Neben den ersten beiden frühen Karriereausfällen gab es 2001 , 2002 und 2018 solche auf kommerziellen Flügen .
Auf diesem Flug durchgeführt am 12. Juli 2001, kein eindeutiger Ausfall oder Pilotenfehler. Das Problem rührt vom Motor der letzten Stufe her, der für eine kürzere Zeit (1 Minute und 20 Sekunden weniger) und mit einer Leistung von weniger als 20 % als geplant lief, wodurch die für die Einspritzung erforderliche Geschwindigkeit nicht erreicht werden konnte. Ziel (Spitze bei 18.000 km statt 36.000 km ). Dieser Flug ist halb gescheitert, weil die Umlaufbahn erfolgreich war, aber mit nicht optimalen Injektionsparametern.
Die Ursache scheint das Vorhandensein von Restwasser in der Triebwerksinfrastruktur zu sein, das aus Tests am Boden resultierte. Vermischt mit dem Treibstoff hätte es einen deutlichen Leistungsabfall und einen übermäßigen Verbrauch eines der Treibstoffe verursacht, was den Leistungsverlust und die vorzeitige Abschaltung erklären könnte.
Um diese Unterschiede zu überbrücken, nutzte der Artemis- Satellit seinen eigenen Antrieb, um seine geostationäre Zielbahn zu erreichen. Es wurde durch ein neues Verfahren aus der Ferne rekonfiguriert, um seine gewünschte Position zu erreichen. Zuerst durch eine Reihe von Feuern, die den größten Teil ihres Treibstoffs verbrauchten, um sie in eine höhere Kreisbahn zu bringen. Dann durch seine Ionentriebwerke , die ursprünglich nur dazu gedacht waren, seine Umlaufbahn dank einer spiralförmigen Flugbahn zu korrigieren, die es ihm ermöglichte, 15 km pro Tag zu gewinnen und in 18 Monaten seine Höhe von 36.000 km zu erreichen . Der zweite Satellit, BSAT 2B, ging definitiv verloren, da er nicht über ausreichende Ressourcen verfügte, um diesen Bahnunterschied auszugleichen.
das 11. Dezember 2002, endete dieser Erstflug der ECA-Version der Ariane 5 im Atlantik nach einem Ausfall des Vulcain 2-Triebwerks, das die Hauptstufe der Rakete ausrüstete.
Ein Leck im Kühlsystem verursachte ein Verziehen der Düse, was zu einem Ungleichgewicht im Triebwerksschub führte und den Werfer unhandlich machte. Angesichts eines unüberwindbaren Kontrollverlusts durch die Rakete traf die Bodenkontrolle Vorkehrungen und ordnete die Zerstörung der Rakete im Flug an. Die beiden an Bord befindlichen französischen Telekommunikationssatelliten Hot Bird 7 und Stentor wurden zerstört. Das Scheitern dieses Starts führte zum Verlust von zwei Satelliten im Gesamtwert von 640 Millionen Euro.
Der Start erfolgte wie geplant am 25. Januar 2018bei 22 h 20 UTC , aber in der 9 th Minute, kurz nach der Trennung des 1 st Bodens , während die Rakete in der war Raum , die Stationen verschiedenen Böden nicht erhielten die Signale Telemetrie von der zweiten Stufe, die „geschwiegen " 28 Minuten lang, bis zum Ende der Mission.
Der Ursprung des Vorfalls ist menschliches Versagen. In den Bordcomputer der Rakete wurden falsche Flugparameter einprogrammiert. Die Bodenstation Galliot, die die Rakete seit dem Start verfolgte, bemerkte die Abweichung der Flugbahn. Die folgenden Stationen, die ihre Antennen auf die geplante Flugbahn ausrichten, konnten keinen Kontakt herstellen. Die Mission wurde bis zu ihrem Abschluss vollautomatisch fortgesetzt.
Beide Satelliten wurden eingesetzt, aber in schlechten Umlaufbahnen. Wenn das Perigäum (235 km ) und das Apogäum (43.150 km ) den Erwartungen entsprechen, beträgt die erhaltene Neigung der Umlaufbahn 21 ° statt der angestrebten 3 ° . Der Satellit SES 14 wird dank der sehr guten Effizienz seines elektrischen Antriebs die geplante Umlaufbahn nach einem Monat erreichen können, ohne seine Lebensdauer wesentlich zu verringern . Der Satellit Al Yah 3 wurde für stationiert und einsatzbereit erklärt30. Mai 2018. Die Verkürzung seiner Lebensdauer aufgrund des zusätzlichen Verbrauchs seiner Treibstoffe wurde auf sechs Jahre bei einer nominellen Lebensdauer von fünfzehn Jahren geschätzt.
Die erhebliche Abweichung der Flugbahn, die die Rakete erlitt, wirft viele Fragen zur Flugsicherheit auf. Denn sollte der Programmierfehler theoretisch nie durch die zahlreichen Verifikationsschritte vor einem Start durchgegangen sein, beunruhigt eine andere Tatsache die verschiedenen Akteure der europäischen Raumfahrtausbeutung. Tatsächlich flog die Rakete wegen ihrer Abweichung von fast 20 ° über die Gemeinde Kourou , was noch nie zuvor passiert war. Hätte sich damals ein schwerer Vorfall ereignet, hätten die Folgen für die von der Rakete überflogenen Einwohner der Stadt sehr schwerwiegend sein können.
Als Ursache für die Spurabweichung stellte die Untersuchungskommission einen Fluchtungsfehler der beiden Trägheitseinheiten fest – der speziell für diesen Flug zu einer supersynchronen geostationären Transferbahn erforderliche Azimut betrug 70 ° statt der üblichen 90 ° . Er empfahl, die Kontrolle der bei der Vorbereitung von Missionen verwendeten Daten zu verstärken. Die Umsetzung dieser Korrekturmaßnahmen ermöglicht die Wiederaufnahme der Flüge gemäß dem geplanten Flugplan ab dem Monat März 2018.
Der erste kommerzielle Flug fand am 10. Dezember 1999, mit dem Start des Röntgenbeobachtungssatelliten XMM-Newton .
Ein Teilfehler ist aufgetreten am 12. Juli 2001 : Auch hier konnten zwei Satelliten nicht in die gewünschte Umlaufbahn gebracht werden. Artemis , der Kommunikationssatellit der ESA, erreichte seine endgültige Umlaufbahn aus eigener Kraft und nutzte seinen Treibstoff für Bahnkorrekturen sowie einen Ionenantrieb , der nicht für diese Verwendung vorgesehen war. Dies erforderte eine komplette Modifikation des Bordprogramms vom Boden aus und verkürzte die Lebensdauer des Satelliten.
Der nächste Flug fand erst statt 1 st März Jahr 2002mit dem erfolgreichen Orbit des 8,5 Tonnen schweren Umweltsatelliten ENVISAT in 800 km Höhe .
In den folgenden Jahren konnte die Ariane 5 die von der Version Ariane 4 erworbene Position (Marktanteil von über 50 % ) im Segment für den Start kommerzieller Satelliten in geostationäre Umlaufbahnen halten, das zwischen 20 und 25 Satelliten pro Jahr repräsentiert ( auf hundert Satelliten, die jährlich gestartet werden). Die Konkurrenz stellen Trägerraketen mit deutlich geringerer Kapazität dar, die aber von einem deutlich niedrigeren Preis pro Kilogramm Nutzlast profitieren. Die beiden Hauptkonkurrenten sind:
Jahr | 2006 | 2007 | 2008 | 2009 | 2010 | 2011 | 2012 | 2013 | 2014 | 2015 | 2016 | 2017 | 2018 | 2019 | 2020 | 2021 | Startkosten Millionen $ |
Kosten / kg | ||||||||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Startprogramm | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | Schüsse | saß. | ||
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. USD (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 | Aus dem Dienst zurückgezogen | 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 Mio. $ (mittel) | $ 40.380 | ||
Falke 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 Millionen US-Dollar | |||
Langer März 3 | 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 | fünfzehn | 8 | 7 | 60 Mio. USD (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. $ (Mio.) | 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 $ |
Bei 15. August 2020, 109 Ariane-5-Schüsse wurden abgefeuert, alle Versionen zusammen. 82 Starts in Folge waren erfolgreich (davon 63 in Folge für die ECA-Version in version12. Dezember 2017), was ein Rekord für Trägerraketen in der Ariane-Familie ist. Die Zuverlässigkeitsrate beträgt 96,6 % (zwei Vollausfälle und drei Teilausfälle, in der Berechnung als Halbausfälle berücksichtigt, bei der5. Februar 2019). Diese Zuverlässigkeitsrate gliedert sich nach den Versionen wie folgt:
Ariane 5 wird oft verwendet, um schwere Kommunikationssatelliten in eine geostationäre Umlaufbahn zu bringen : Der Rekord wird vom gestarteten TerreStar-1 (6,9 Tonnen) gehalten1 st Juli 2009 ; die größte Nutzlast in einer geostationären Transferbahn besteht aus den beiden Satelliten ViaSat-2 und Eutelsat 172B , die am1 st Juni Jahr 2017durch Flug VA237 und die beim Start eine Gesamtmasse von 10.865 kg entsprachen . Im niedrigen Orbit ist die schwerste Last, die die Ariane 5 in die Umlaufbahn bringt, die 20.060 kg europäische Raumfracht ATV Georges Lemaître , die die internationale Raumstation (Umlauf 250-300 km ) versorgen soll und auf30. Juli 2014mit Flug VA219. Der Erdbeobachtungssatellit Envisat von 8200 kg , auf einer sonnensynchronen Umlaufbahn (800 km Höhe) die1 st März Jahr 2002mit Flug 145, ist der größte Beobachtungssatellit, der von der Ariane 5 in eine niedrige Umlaufbahn gebracht wurde. Die Gesamtzahl der von der Ariane 5 gestarteten Satelliten beträgt 225 am 15. August 2020
Datum und Uhrzeit ( UTC ) | Flug | Ausführung | Seriennummer |
Nutzlast | Ergebnisse | Betreiber (n) |
---|---|---|---|---|---|---|
4. Juni 1996 um 12:34 Uhr | V-88 | 5G | 501 | Cluster | Fehler | ESA Europäische Union |
Okt 30, 1997 um 13:43 | V-101 | 5G | 502 | MaqSat H und TEAMSAT, MaqSat B, JA | Teilausfall | ESA Europäische Union |
Okt 21, 1998 um 16:37 Uhr | V-112 | 5G | 503 | MaqSat 3, ARD | Erfolg | ESA Europäische Union / ARD Deutschland |
10. Dezember 1999 um 14:32 Uhr | V-119 | 5G | 504 | XMM-Newton | Erfolg | ESA Europäische Union |
21. März 2000 um 23:28 | V-128 | 5G | 505 | INSAT 3B, AsiaStar | Erfolg | ISRO Indien / Worldspace Vereinigte Staaten |
Sep 14, 2000 um 22:54 Uhr | V-130 | 5G | 506 | Astra 2B, GE 7 | Erfolg | SES SA Luxemburg |
Nov 16, 2000 um 01:07 | V-135 | 5G | 507 | PAS 1R, Amsat P3D , STRV 1C, STRV 1D | Erfolg | Intelsat Luxemburg und PanAmSat Vereinigte Staaten (PAS 1R) / AMSAT Vereinigte Staaten (Amsat P3D) / STRV Vereinigtes Königreich (STRV 1C, STRV 1D) |
20. Dezember 2000 um 00:26 | V-138 | 5G | 508 | Astra 2D , GE 8 (Aurora 3), LDREX | Erfolg | SES SA und SES ASTRA Luxemburg (ASTRA 2D) / SES World Skies USA und Niederlande (GE 8) / NASDA Japan (LDREX) |
8. März 2001 um 22:51 | V-140 | 5G | 509 | Eurobird 1 , BSat 2a | Erfolg | Eutelsat Frankreich / B-SAT Japan |
12. Juli 2001 um 22:58 Uhr | V-142 | 5G | 510 | Artemis , BSat 2b | Teilausfall | ESA Europäische Union / B-SAT Japan |
1 st März Jahr 2002 um 01:07 | V-145 | 5G | 511 | Envisat | Erfolg | ESA Europäische Union |
5. Juli 2002 um 23:22 Uhr | V-153 | 5G | 512 | Stellat 5 , N-Stern c | Erfolg | Frankreich / NTT DoCoMo Japan |
28. August 2002 um 22:45 Uhr | V-155 | 5G | 513 | Atlantic Bird 1 , MSG-1 , MFD | Erfolg | Eutelsat Frankreich (Atlantic Bird 1) / EUMETSAT Europäische Union (MSG-1) |
11. Dezember 2019 2002 um 22:22 Uhr | V-157 | 5ECA | 517 | Hot Bird 7, Stentor, MFD A, MFD B | Fehler | Eutelsat Frankreich (Hot Bird 7) / CNES Frankreich (Stentor) |
Apr 9, 2003 um 22:52 Uhr | V-160 | 5G | 514 | Insat 3A, Galaxy 12 | Erfolg | ISRO Indien (Insat 3A) / PanAmSat Vereinigte Staaten (Galaxy 12) |
11. Juni 2003 um 22:38 Uhr | V-161 | 5G | 515 | Optus C1, BSat 2c | Erfolg | SingTel Optus Australien (Optus C1) / B-SAT Japan (BSat 2c) |
Sep 27, 2003 um 23:14 Uhr | V-162 | 5G | 516 | Insat 3E, eBird 1, SMART-1 | Erfolg | ISRO Indien (Insat 3E) / Eutelsat Frankreich (eBird 1) / ESA Europäische Union (SMART-1) |
2. März 2004 um 07:17 | V-158 | 5G + | 518 | Rosetta | Erfolg | ESA Europäische Union |
18. Juli 2004 um 00:44 | V-163 | 5G + | 519 | Anik-F2 | Erfolg | Telesat Kanada Kanada |
18. Dezember 2004 um 16:26 Uhr | V-165 | 5G + | 520 | Helios 2A , Essaim 1, 2, 3, 4 , PARASOL , Nanosat 01 | Erfolg | Armee Frankreich Belgien Spanien Griechenland (Helios 2A) / CNES Frankreich ( Essaim 1, 2, 3, 4 + PARASOL ) / INTA Spanien ( Nanosat 01 ) |
12. Februar 2005 um 21:03 Uhr | V-164 | 5ECA | 521 | XTAR-EUR , Maqsat B2, Sloshsat | Erfolg | XTAR LLC Vereinigte Staaten (XTAR-EUR) / ESA Europäische Union (Maqsat B2 und Sloshsat) |
11. August 2005 um 08:20 | V-166 | 5GS | 523 | Thaïcom 4-iPStar 1 | Erfolg | Thaicom Thailand |
Okt 13, 2005 um 22:32 Uhr | V-168 | 5GS | 524 | Syrakus III-A , Galaxy 15 | Erfolg | Französisches Verteidigungsministerium Frankreich (Syracuse III-A) / PanAmSat USA (Galaxy 15) |
Nov 16, 2005 um 23:46 Uhr | V-167 | 5ECA | 522 | Raumweg F2 , Telekom 2 | Erfolg | DIRECTV USA (Spaceway F2) / PT Telkomunikasi Indonesien Indonesien (Telkom 2) |
21. Dezember 2005 um 22:33 | V-169 | 5GS | 525 | Insat 4A, MSG-2 | Erfolg | ISRO Indien (Insat 4A) / ESA & Eumetsat Europa ( MSG-2 ) |
11. März 2006 um 22:32 Uhr | V-170 | 5ECA | 527 | Spainsat , Hot Bird 7A | Erfolg | HISDESAT Spanien (Spanien) / EUTELSAT Europäische Union (Hot Bird 7A) |
26. Mai 2006 um 21:08 | V-171 | 5ECA | 529 | Satmex 6, Thaicom 5 | Erfolg | Satélites Mexicanos SA de CV Mexiko / Shin Satellite Plc Thailand |
11. August 2006 um 22:15 | V-172 | 5ECA | 531 | JCSat 10, Syrakus III -B | Erfolg | JCSAT Corporation Japan (JCSat 10) / Französisches Verteidigungsministerium Frankreich (Syrakus III-B) |
Okt 13, 2006 um 20:56 Uhr | V-173 | 5ECA | 533 | DirecTV-9S, Optus D1, LDREX-2 | Erfolg | DIRECTV Inc. USA (DirecTV-9S) / Optus Australien (Optus D1) / JAXA Japan (LDREX 2) |
8. Dezember 2006 um 22:08 | V-174 | 5ECA | 534 | WildBlue 1 , AMC 18 | Erfolg | WildBlue USA (WildBlue 1) / SES Americom USA (AMC 18) |
11. März 2007 um 22:03 | V-175 | 5ECA | 535 | Skynet-5A, Insat-4B | Erfolg | EADS Astrium Europe (Skynet-5A) / ISRO Indien (Insat-4B) |
4. Mai 2007 um 22:29 Uhr | V-176 | 5ECA | 536 | Astra 1L, Galaxy 17 ( Zoll ) | Erfolg | SES Astra Vereinigte Staaten (Astra 1L) / Intelsat Luxemburg (Galaxy 17) |
14. August 2007 um 23:44 Uhr | V-177 | 5ECA | 537 | RAUMWEG 3, BSAT-3A | Erfolg | Hughes Network Systems USA (SPACEWAY 3) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3A) |
Okt 5, 2007 um 21:28 Uhr | V-178 | 5GS | 526 | INTELSAT 11, OPTUS D2 | Erfolg | Intelsat Luxemburg (INTELSAT 11) / Optus Australien (OPTUS D2) |
Nov 14, 2007 um 22:06 | V-179 | 5ECA | 538 | STAR ONE C1 und Skynet 5B | Erfolg | Star One Brasilien (STAR ONE C1) / Astrium Paradigm Europe & UK Verteidigungsministerium UK (Skynet 5B) |
21. Dezember 2007 um 21:42 Uhr | V-180 | 5GS | 530 | Horizons-2 und Rascom-QAF1 | Erfolg | RASCOMSTAR-QAF (Rascom-QAF1) / Horizons Satellite LLC Vereinigte Staaten (Horizons-2) |
9. März 2008 um 04:23 | V-181 | 5ES | 528 | ATV 1 "Jules Verne" ( ATV ) | Erfolg | ESA Europa |
Apr 18, 2008 um 22:17 | V-182 | 5ECA | 539 | Star One C2 und VINASAT-1 | Erfolg | Star One Brasilien (Star One C2) / VNPT Vietnam (VINASAT-1) |
12. Juni 2008 um 21:54 Uhr | V-183 | 5ECA | 540 | Skynet 5C und Turksat 3A | Erfolg | Astrium Paradigm Europa & UK Verteidigungsministerium UK (Skynet 5C) / Turksat AS Türkei (Turksat 3A) |
7. Juli 2008 um 21:47 Uhr | V-184 | 5ECA | 541 | ProtoStar I und BADR-6 | Erfolg | Protostar Ltd Vereinigte Staaten (ProtoStar I) / Arabsat Saudi-Arabien (BADR-6) |
14. August 2008 um 20:44 Uhr | V-185 | 5ECA | 542 | Superbird-7 und AMC-21 | Erfolg | SCC & Mitsubishi Electrik Corporation Japan (Superbird-7) / SES Americom Vereinigte Staaten (AMC-21) |
20. Dezember 2008 um 22:35 Uhr | V-186 | 5ECA | 543 | Hot Bird 9 und W2M | Erfolg | Eutelsat Frankreich |
12. Februar 2009 um 23:09 | V-187 | 5ECA | 545 | Hot Bird 10, SPIRALE 1 & 2 und NSS-9 | Erfolg | Eutelsat Frankreich (Hot Bird 10) / SES Vereinigte Staaten (NSS-9) / CNES & DGA Frankreich (SPIRALE 1 & 2) |
14. Mai 2009 um 13:12 Uhr | V-188 | 5ECA | 546 | Weltraumteleskop Planck und Herschel | Erfolg | ESA & NASA Europe Vereinigte Staaten (Planck) / ESA Europe (Herschel-Weltraumteleskop) |
1 st Juli. 2009 um 17:52 Uhr | V-189 | 5ECA | 547 | EarthStar-I | Erfolg | TerreStar Networks USA |
21. August 2009 um 22:09 | V-190 | 5ECA | 548 | JCSat 12 und Optus D3 | Erfolg | JSat Corporation Japan (JCSat 12) / Optus Australien (Optus D3) |
1 st Oct. 2009 um 21:59 Uhr | V-191 | 5ECA | 549 | Amazonas 2 und ComsatBw-1 | Erfolg | Hispasat Spanien (Amazonas 2) / Bundeswehr Deutschland (ComsatBw-1) |
Okt 29, 2009 um 20:00 Uhr | V-192 | 5ECA | 550 | THOR 6 und NSS12 | Erfolg | TELENOR Satellite Briadcasting Norwegen (THOR 6) / SES Europe (NSS12) |
18. Dezember 2009 um 16:26 Uhr | V-193 | 5GS | 532 | Helios 2B | Erfolg | Armee Frankreich Belgien Spanien Griechenland |
21. Mai 2010 um 22:01 | V-194 | 5ECA | 551 | ASTRA 3B und ComsatBw-2 | Erfolg | SES SA und SES ASTRA Luxemburg (ASTRA 3B) / Bundeswehr Deutschland (ComsatBw-12) |
26. Juni 2010 um 21:42 Uhr | V-195 | 5ECA | 552 | Arabsat-5A & COMS | Erfolg | ArabSat Saudi-Arabien / (Arabsat-5A) / KARI Südkorea (COMS-1) |
4. August 2010 um 20:59 Uhr | V-196 | 5ECA | 554 | RASCOM-QAF 1R & NILESAT 201 | Erfolg | RASCOM (RASCOM-QAF 1R) / Nilesat Ägypten (Nilesat 201) |
Okt 28, 2010 um 21:51 Uhr | V-197 | 5ECA | 555 | Eutelsat W3B & BSAT-3b | Erfolg | Eutelsat Frankreich (Eutelsat W3B) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3b) |
Nov 26, 2010 um 15:39 Uhr | V-198 | 5ECA | 556 | HYLAS 1 & INTELSAT 17 | Erfolg | Avanti Communications Group PLC UK (HYLAS 1) / Intelsat USA (INTELSAT 17) |
29. Dezember 2010 um 22:27 | V-199 | 5ECA | 557 | Hispasat 30W-5 (ex Hispasat 1E) & Koreasat 6 | Erfolg | Hispasat Spanien (Hispasat 30W-5) / KTSAT Südkorea (Koreasat 6) |
16. Februar 2011 um 21:50 Uhr | V-200 | 5ES | 544 | ATV 2 "Johannes Kepler" | Erfolg | ESA Europa |
Apr 22, 2011 um 20:17 | VA-201 | 5ECA | 558 | Yahsat 1A & Intelsat New Dawn | Erfolg | Al Yah Satellite Communications Vereinigte Arabische Emirate (Yahsat 1A) / New Dawn Satellite Company Ltd. USA (Intelsat New Dawn) |
20. Mai 2011 um 20:38 Uhr | VA-202 | 5ECA | 559 | ST-2 & GSAT-8 | Erfolg | Singapore Telecom Singapur & Chunghwa Telecom Taiwan (ST-2) / ISRO India (GSAT-8) |
6. August 2011 um 22:52 Uhr | VA-203 | 5ECA | 560 | ASTRA 1N & BSAT-3c / JCSAT-110R | Erfolg | SES SA & SES ASTRA Luxemburg (ASTRA 1N) / Broadcasting Satellite System Corporation & SKY Perfect JSAT Japan (BSAT-3c / JCSAT-110R) |
Sep 21, 2011 um 21:38 Uhr | VA-204 | 5ECA | 561 | Arabsat-5C & SES-2 | Erfolg | ArabSat Saudi-Arabien / (Arabsat-5C) / SES World Skies Niederlande Vereinigte Staaten (SES-2) |
23. März 2012 um 04:34 | VA-205 | 5ES | 553 | ATV 3 "Edoardo Amaldi" | Erfolg | ESA Europa |
15. Mai 2012 um 22:13 | VA-206 | 5ECA | 562 | JCSat-13 & VinaSat-2 | Erfolg | JSat Corporation Japan (JCSat-13) / Vietnam Posts and Telecommunications Group Vietnam (VinaSat-2) |
5. Juli 2012 um 21:36 Uhr | VA-207 | 5ECA | 563 | MSG-3 & EchoStar XVII | Erfolg | ESA & Eumetsat Europe ( MSG-3 ) / EchoStar & Hughes Network Systems USA (EchoStar XVII) |
2. August 2012 um 20:54 Uhr | VA-208 | 5ECA | 564 | INTELSAT 20 & HYLAS 2 | Erfolg | Intelsat Vereinigte Staaten (INTELSAT 20) / Avanti Communications Group PLC Vereinigtes Königreich (HYLAS 2) |
Sep 28, 2012 um 21:18 Uhr | VA-209 | 5ECA | 565 | ASTRA 2F & GSAT 10 | Erfolg | SES SA und SES ASTRA Luxemburg (ASTRA 2F) / ISRO Indien (GSAT-10) |
Nov 10, 2012 um 21:05 Uhr | VA-210 | 5ECA | 566 | Star One C3 & Eutelsat 21B (ex W6A) | Erfolg | Star One Brasilien (Star One C3) / Eutelsat Frankreich (Eutelsat 21B, ex W6A) |
19. Dezember 2012 um 21:49 Uhr | VA-211 | 5ECA | 567 | Skynet 5D & Mexsat 3 | Erfolg | Astrium Paradigm Europe & United Kingdom Army (Skynet 5D) / Secretaria Communicaciones Transportes of México Mexico (Mexsat 3) |
7. Februar 2013 um 21:36 Uhr | VA-212 | 5ECA | 568 | Amazonas 3 & Azerspace / Africasat-1a | Erfolg | Hispasat Spanien (Amazonas 3) / Azerkosmos Aserbaidschan (Azerspace / Africasat-1a) |
5. Juni 2013 um 21:52 Uhr | VA-213 | 5ES | 592 | ATV 4 "Albert Einstein" | Erfolg | ESA Europa |
25. Juli 2013 um 19:54 | VA-214 | 5ECA | 569 | INSAT-3D & Alphasat | Erfolg | Inmarsat Vereinigtes Königreich (Alphasat), Indische Weltraumforschungsorganisation (ISRO) Indien (INSAT-3D) |
29. August 2013 um 20:30 Uhr | VA-215 | 5ECA | 570 | EUTELSAT 25B / Es'hail 1 & GSAT-7 | Erfolg | Eutelsat Frankreich und Es'hailSat Katar (Eutelsat 25B / Es'hail 1) / ISRO Indien (GSAT-7) |
6. Februar 2014 um 21:30 Uhr | VA-217 | 5ECA | 572 | ABS-2 & Athena-Fidus | Erfolg | ABS-2, Telespazio Frankreich Italien (Athena-Fidus) |
22. März 2014 um 22:04 | VA-216 | 5ECA | 571 | ASTRA 5B (in) & Amazonas 4A | Erfolg | SES SA und SES ASTRA Luxemburg (ASTRA 5B) / Hispasat Spanien (Amazonas 4A) |
29. Juli 2014 um 23:47 Uhr | VA-219 | 5ES | 593 | ATV 5 "Georges Lemaître" | Erfolg | ESA Europa |
Sep 11, Jahr 2014 um 22:05 | VA-218 | 5ECA | 573 | OPTUS 10 & MEASAT-3b | Erfolg | Optus Australien (OPTUS 10) / MEASAT Satellitensysteme Malaysia (MEASAT-3b) |
Okt 16, Jahr 2014 um 21:43 | VA-220 | 5ECA | 574 | Intelsat 30 & ARSAT-1 | Erfolg | Intelsat USA (Intelsat 30) / ARSAT Argentinien (ARSAT-1) |
6. Dezember 2014 um 20:40 Uhr | VA-221 | 5ECA | 575 | DirecTV-14 & GSAT-16 | Erfolg | DirecTV USA (DirecTV-14) / ISRO Indien (GSAT-16) |
Apr 26, zum Jahr 2015 um 20:00 Uhr | VA-222 | 5ECA | 576 | THOR 7 & SIKRAL 2 | Erfolg | Britischer Satellitenrundfunk Vereinigtes Königreich (Thor 7) / Syrakus (Satellit) Frankreich (SICRAL 2) |
27. Mai 2015 um 21:16 Uhr | VA-223 | 5ECA | 577 | DirecTV-15 & SkyMexico-1 | Erfolg | DirecTV Vereinigte Staaten (DirecTV-15) / DirecTV Lateinamerika Vereinigte Staaten & Vereinigtes Königreich & Mexiko (SkyMexico-1) |
15. Juli 2015 um 21:42 Uhr | VA-224 | 5ECA | 578 | Star One C4 & MSG-4 | Erfolg | Star One Brasilien (Star One C4) / ESA & Eumetsat Europe ( MSG-4 ) |
20. August 2015 um 20:34 Uhr | VA-225 | 5ECA | 579 | Eutelsat 8 West B & Intelsat 34 | Erfolg | Eutelsat Frankreich (Eutelsat 8 West B) / Intelsat USA (Intelsat 34) |
Sep 30, zum Jahr 2015 um 20:30 Uhr | VA-226 | 5ECA | 580 | Sky Muster ™ & ARSAT-2 | Erfolg | NBN Australien (Sky Muster ™) / ARSAT Argentinien (ARSAT-2) |
Nov 10, zum Jahr 2015 um 21:34 Uhr | VA-227 | 5ECA | 581 | ARABSAT-6B & GSAT-15 | Erfolg | Arabsat Saudi-Arabien (ARABSAT-6B) / ISRO Indien (GSAT-15) |
Jan 27, Jahr 2016 um 23:20 Uhr | VA-228 | 5ECA | 583 | Intelsat 29 th | Erfolg | Intelsat USA |
9. März 2016 um 05:20 | VA-229 | 5ECA | 582 | Eutelsat 65 West A | Erfolg | Eutelsat Frankreich |
18. Juni 2016 um 21:38 Uhr | VA-230 | 5ECA | 584 | BRIsat & EchoStar XVIII | Erfolg | Persero Indonesien (BRIsat) / Dish Network USA (EchoStar XVIII) |
Aug 24 , Jahr 2016 um 22:16 Uhr | VA-232 | 5ECA | 586 | Intelsat 33 e & Intelsat 36 | Erfolg | Intelsat USA |
Okt 5, Jahr 2016 um 20:30 Uhr | VA-231 | 5ECA | 585 | Sky Muster ™ II & GSAT-18 | Erfolg | NBN Australien (Sky Muster ™ II) / ISRO Indien (GSAT-18) |
Nov 17, Jahr 2016 um 13:06 Uhr | VA-233 | 5ES | 594 | Galileo FOC-M6 Satelliten 15, 16, 17, 18 | Erfolg | Europäische Kommission Europäische Union |
21. Dezember 2016 um 20:30 Uhr | VA-234 | 5ECA | 587 | Star One D1 & JCSAT-15 | Erfolg | Embratel Star One Brasilien (Star One D1) / SKY Perfect Japan (JCSAT-15) |
14. Februar 2017 um 21:39 Uhr | VA-235 | 5ECA | 588 | SKY Brasilien-1 & Telekom-3S | Erfolg | DirecTV Lateinamerika (Lateinamerika) Vereinigte Staaten Brasilien (SKY Brazil-1) / PT Telkomunikasi Indonesien Indonesien (Telkom-3S) |
4. Mai 2017 um 21:50 Uhr | VA-236 | 5ECA | 589 | SGDC und KOREASAT-7 | Erfolg | Telebras SA Brasilien (SGDC) / KTSAT Südkorea (KOREASAT-7) |
1 st Juni Jahr 2017 um 23:45 Uhr | VA-237 | 5ECA | 590 | ViaSat-2 & Eutelsat 172B | Erfolg | ViaSat USA (ViaSat-2) / Eutelsat Frankreich (EUTELSAT 17) |
28. Juni 2017 um 21:15 | VA-238 | 5ECA | 591 | HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN (EuropaSat) & GSat 17 | Erfolg | Inmarsat UK & Hellas Sat Zypern (HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN / EuropaSat) / ISRO Indien (GSat-17) |
Sep 29, Jahr 2017 um 21:56 Uhr | VA-239 | 5ECA | 5100 | Intelsat 37e & BSAT 4a | Erfolg | Intelsat USA (Intelsat 37e) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT 4a) |
12. Dezember 2017 um 18:36 Uhr | VA-240 | 5ES | 595 | Galileo FOC-M7 Satelliten 19, 20, 21, 22, | Erfolg | Europäische Kommission Europäische Union |
Jan 25, 2018 um 22:20 Uhr | VA-241 | 5ECA | 5101 | SES 14 / GOLD , Al Yah 3 | Teilausfall | SES Luxembourg , Al Yah Satellite Communications Company (en) Vereinigte Arabische Emirate |
Apr 5, 2018 um 21:34 Uhr | VA-242 | 5ECA | 5102 | Superbird 8 / DSN 1, HYLAS 4 | Erfolg | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , japanisches Verteidigungsministerium Japan , Avanti Communications (en) Vereinigtes Königreich |
25. Juli 2018 um 11:25 Uhr | VA-244 | 5ES | 596 | Galileo , FOC-Satelliten 23, 24, 25 und 26 | Erfolg | Europäische Kommission Europäische Union |
Sep 25, 2018 um 22:38 Uhr | VA-243 | 5ECA | 5103 | Horizons 3 e , Azerspace-2 / Intelsat 38 | Erfolg | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , Intelsat Luxemburg , Ministerium für Kommunikation und Informationstechnologien Aserbaidschan , Intelsat Luxemburg |
20. Okt. 2018 um 01:45 | VA-245 | 5ECA | 5105 | BepiColombo-MPO , BepiColombo-MMO | Erfolg | ESA Europäische Union , JAXA Japan |
4. Dezember 2018 um 20:37 Uhr | VA-246 | 5ECA | 5104a | GSat 11, GEO-KOMPSAT-2 A | Erfolg | INSAT Indien , KARI Südkorea |
5. Februar 2019 um 21:01 | VA-247 | 5ECA | 5106 | HellasSat 4 / SaudiGeoSat 1, GSat 31 | Erfolg | Hellas Sat Griechenland , ArabSat Saudi-Arabien , INSAT Indien |
20. Juni 2019 um 21:43 | VA-248 | 5ECA | 5107 | DirecTV 16, Eutelsat 7C | Erfolg | DirecTV USA , Eutelsat Frankreich |
6. August 2019 um 19:30 Uhr | VA-249 | 5ECA | 5109 | Intelsat 39, EDRS-C / HYLAS 3 | Erfolg | Intelsat Luxemburg , ESA Europa |
Nov 26, 2019 um 21:23 Uhr | VA-250 | 5ECA | 5108 | TIBA-1, Inmarsat-5 F5 (GX 5) | Erfolg | Regierung von Ägypten Ägypten , Inmarsat Vereinigtes Königreich |
Jan 16, - 2020 - um 21:05 Uhr | VA-251 | 5ECA | 5110 | Eutelsat Konnect , GSat 30 | Erfolg | Eutelsat Frankreich , INSAT Indien |
18. Februar 2020 um 22:18 Uhr | VA-252 | 5ECA | 5111 | JCSat 17, GEO-KOMPSAT 2B | Erfolg | SKY Perfect JSAT Corporation Japan , KARI Südkorea |
15. August 2020 um 22:04 | VA-253 | 5ECA | 5112 | BSat 4b, Galaxy 30, MEV-2 | Erfolg | B-SAT (en) Japan , Northrop Grumman Innovation Systems Vereinigte Staaten |
Geplante Markteinführungen | ||||||
30. Juli 2021 | VA-254 | 5ECA | Star One D2, Eutelsat Quantum | Star One (de) Brasilien , Eutelsat Frankreich | ||
Okt 2021 | VA-xxx | 5ECA | JWST | NASA USA , ESA Europa , ASC Kanada |
Anzahl der Ariane 5-Flüge pro Trägerraketenversion | Anzahl der Flüge nach ihrem Erfolg |
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016
2020
g G + GS ECA ES |
1
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1996
2000
2004
2008
2012
2016
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