Ariane 5

Ariane 5
Lanzador espacial
Ariane ES está siendo transferido
Ariane ES está siendo transferido
Datos generales
País de origen
22 estados de Europa Alemania Austria Bélgica Dinamarca España Estonia Finlandia Francia Grecia Hungría Irlanda Italia Luxemburgo Noruega Países Bajos Polonia Portugal República Checa Reino Unido Rumanía Suecia Suiza
Constructor ArianeGroup
Primer vuelo 4 de junio de 1996
Último vuelo Operacional (agosto de 2020)
Lanzamientos (fallas) 109 (5)
Altura 55  metros
Diámetro 5,4  metros
Peso al despegar 780  toneladas
Piso (s) 2
Despegue empuje 15 120  kN
Base (s) de lanzamiento Kourou
Carga útil
Órbita baja G: 18  t
ES: 21  t
ECA: 21  t
Transferencia geoestacionaria (GTO) G: 6,9  t
ES: 8  t
ECA: 10,5  t
Motorización
Propulsores de refuerzo 2 EAP
1 st piso EPC: 1 motor Vulcain
160 toneladas de propulsores criogénicos LOX / LH2
2 e piso ESC: 1 motor HM-7B, 14,4 toneladas de propulsores criogénicos LOX / LH2 (Ariane 5 ECA)

EPS: 1 motor Aestus , 9,7 toneladas de propulsores líquidos N 2 O 4/ UDMH (Ariane 5G y ES)

Misiones
Satélites de telecomunicaciones
Reabastecimiento de vehículos todo terreno (retirado del servicio)
Satélite científico
Sonda espacial

Ariane 5 es un lanzador de la Agencia Espacial Europea (ESA), desarrollado para colocar satélites en órbita geoestacionaria y cargas pesadas en órbita baja . Es parte de la familia de lanzadores Ariane y fue desarrollado para reemplazar al Ariane 4 de 1995 , cuyas capacidades limitadas ya no permitieron lanzar satélites de telecomunicaciones de masas crecientes demanera competitiva, mientras que este sector era anteriormente el lanzador europeo de punta fuerte.

Al igual que el Ariane anterior, se lanza desde el Centro Espacial de Guyana (CSG).

Historia y desarrollo

La decisión de desarrollar un sucesor del cohete Ariane 4 se tomó en enero de 1985 cuando esta versión aún no había volado y el éxito de los cohetes Ariane en el campo de los satélites comerciales aún no es obvio. El programa fue aprobado oficialmente durante la reunión anual de 1987 de ministros europeos de asuntos espaciales, que se celebró ese año en La Haya . El nuevo lanzador Ariane 5 es uno de los tres componentes del programa espacial tripulado que la agencia espacial planea implementar. Los otros dos componentes son un mini transbordador espacial de 17 toneladas, Hermès , y un laboratorio espacial Columbus . Si bien Ariane 4 se ha optimizado para colocar satélites en órbita geoestacionaria , la arquitectura elegida para Ariane 5 apunta a poder lanzar estas naves espaciales muy pesadas a una órbita baja: la primera etapa y los propulsores impulsores están dimensionados de tal manera que puedan colocarlos en su órbita sin una etapa adicional (el transbordador Hermès, colocado en una trayectoria suborbital , debe sin embargo, como el transbordador espacial estadounidense , utilizar su propulsión para colocarse en órbita). Ariane 5 tiene que lanzar tripulaciones, el cohete está diseñado para lograr una tasa de éxito del 99% (con dos etapas). La versión de tres etapas utilizada para los satélites geoestacionarios debe tener una tasa de éxito del 98,5% (por construcción, la tasa de éxito de Ariane 4 fue del 90%, pero de hecho alcanzará el 97%). Para hacer frente al crecimiento constante de la masa de satélites de telecomunicaciones, el lanzador tenía que poder colocar 6,8 toneladas en una órbita de transferencia geoestacionaria , un 60% más que Ariane 44L , con un coste por kilogramo reducido en un 44%.

Durante su diseño detallado, la masa de la lanzadera Hermès aumenta constantemente y alcanza las 21 toneladas. Para que el lanzador pueda cumplir su objetivo, el empuje del motor principal Vulcain va de 1050 a 1150 kilo newtons y se aligeran varios componentes del cohete. Finalmente, en 1992, se abandonó el desarrollo del transbordador Hermès, que era demasiado caro. El trabajo en el lanzador es demasiado avanzado para que se cuestione su arquitectura.

Cerca de 1.100 industriales participan en el proyecto. El primer vuelo, que tiene lugar en4 de junio de 1996es un fracaso . El lanzador tuvo un comienzo difícil, con dos fallas totales ( Vol 517 en 2002) y dos fallas parciales en los primeros catorce lanzamientos. pero gradualmente volvió al éxito de Ariane 4 . En 2009, Ariane 5 tenía más del 60% del mercado mundial de lanzamientos de satélites comerciales en órbita geoestacionaria. Endiciembre de 2016, se espera que el último lanzamiento de un Ariane 5 tenga lugar en 2023.

Características generales y rendimiento

Comercializado por la empresa Arianespace , el cohete realiza de cinco a siete lanzamientos al año, generalmente el doble (dos satélites), desde el centro de lanzamiento de Kourou , en Guyana . En comparación con Ariane 4 , Ariane 5 es capaz de transportar cargas particularmente pesadas en órbita baja  : la versión ECA, la más reciente, puede colocar hasta 10,73 toneladas de carga útil en órbita de transferencia geoestacionaria y 21 toneladas en órbita terrestre baja . Ariane 5 está construido por un consorcio de empresas europeas, bajo la dirección de proyectos de ArianeGroup.

Ariane 5 se ha desarrollado para dar un salto cualitativo en comparación con Ariane 4 . Se planeó al comienzo de su diseño que podría poner en órbita el transbordador europeo Hermès y garantizar lanzamientos cada dos semanas. Se trata de un lanzador completamente nuevo en su diseño, con una arquitectura simplificada, y diseñado para formar la base de una familia evolutiva, cuyo rendimiento se puede incrementar gradualmente para que el lanzador permanezca en pleno funcionamiento, al menos hasta 2020:

Dependiendo del modelo, la capacidad de carga de Ariane 5 se decide entre Arianespace y sus clientes (generalmente grandes operadores de satélites).

Funciones detalladas del lanzador

Componentes del lanzador

Según la terminología de su fabricante, Ariane 5 incluye:

Compuesto inferior

EAP

Las “etapas de aceleración del polvo” (EAP, o P230) están formadas por un tubo metálico que contiene el propulsor sólido (el polvo), producido en la planta de Guyana REGULUS, y una boquilla . Los dos EAP son idénticos, rodean el EPC (" escenario principal criogénico  "). Cada uno de estos propulsores mide 31 m de alto y 3  m de diámetro. Con una masa vacía de 38  t , transportan 237  t de pólvora y entregan el 92% del empuje total del lanzador en el despegue (empuje medio: 5.060  kN , empuje máximo: 7.080  kN ).

En comparación con el motor Vulcain en el EPC, los dos EAP no se pueden apagar cuando se encienden, de ahí su peligro en caso de falla. Brindan apoyo al lanzador en tierra, su separación del lanzador, la transmisión de medidas durante el vuelo y su neutralización, ante la separación intempestiva provocada por el EAP o el EPC. Cada EAP está equipado con un motor MPS, que impulsa el propulsor entregando 540 toneladas de empuje al suelo . La curva de empuje está calculada para minimizar las fuerzas aerodinámicas y optimizar el rendimiento: es máxima durante los primeros veinte segundos con una meseta larga de 80  s .

El EAP se compone de tres segmentos. El segmento delantero S1 se fabrica en Italia , mientras que los otros dos, S2 y S3, se fabrican directamente en Guyana en la planta de UPG (Usine de Propergol de Guyane). Luego se transportan por carretera en el camión volquete (un remolque de múltiples ruedas diseñado para este uso), desde la fábrica hasta el Edificio de Integración de Propulsores (BIP). Se preparan para ello, se montan en posición vertical sobre sus palets (a los que permanecerán sujetos durante toda la fase de preparación hasta el despegue), y se tiran de un ferry (mesa móvil de 180  t ). Estas operaciones de preparación son realizadas por la empresa franco-italiana Europropulsion. El segmento S1, el más alto, tiene 3,5  m de largo y contiene 23,4  t de polvo. El segmento central, S2, tiene 10,17  m de largo y contiene 107,4  t de polvo. El último segmento, S3, tiene 11,1  m de largo y contiene 106,7  t de polvo. Se abre directamente sobre la boquilla, a través del motor MPS.

La carcasa de los segmentos está fabricada en acero de 8  mm de espesor, cuyo interior está cubierto con una protección térmica a base de caucho. Están separados por líneas de aislamiento entre segmentos. Estas juntas se colocan entre los segmentos. Estos segmentos se cargan con polvo de diferentes formas, con un hueco en forma de estrella en el segmento superior (S1) y una muesca casi cilíndrica en los otros dos segmentos. Los segmentos propulsores se cargan al vacío. El polvo que contiene está compuesto por:

La boquilla , en la base del propulsor, se encarga de evacuar los gases propulsores a razón de dos toneladas por segundo. Unido al segmento n o  3, puede desplazarse a 6 ° y un máximo de 7,3 ° . Mide 3,78  m de largo, tiene un diámetro de 2,99  my una masa de 6,4  t . Está diseñado en una aleación de metal y compuesto (con sílice) para resistir las muy altas temperaturas liberadas. La presión de combustión en el EAP es de 61,34  bar. En la parte superior de los segmentos de pólvora se encuentra el encendedor, que mide 1,25  m de largo con un diámetro de 47  cm y una masa de 315  kg , incluidos 65  kg de pólvora. Permitirá que se encienda el propulsor auxiliar iniciando la combustión de la pólvora, lo que generará la combustión de todos los segmentos de forma paulatina. El encendedor constituye, en sí mismo, un pequeño propulsor. Activado por una carga pirotécnica, se comporta como una carga de relé que enciende la carga principal. Es un bloque de estrella que da un flujo significativo de gases calientes durante medio segundo.

Después del agotamiento de la pólvora, 129 a 132 s después de su ignición, se separaron del lanzador a una altitud de unos 70  km para volver a caer al Océano Atlántico . Para ello, iniciamos ocho cohetes de distancia distribuidos de la siguiente manera: 4 en la parte delantera (arriba) y 4 en la parte trasera (abajo). Estos cohetes contienen cada uno 18,9  kg de pólvora y proporcionan entre 66 y 73  kN de empuje durante medio segundo. Aunque estos propulsores a veces se recuperan, nunca se reutilizan, a diferencia de lo que se hizo con los SRB del transbordador espacial .

Se está preparando una versión mejorada de los EAP. la30 de mayo de 2012, un disparo de prueba en un banco de pruebas mostró un empuje promedio de 7.000  kN (700  t ) durante 135  s .

EPC

La "etapa criogénica principal" (EPC) se compone principalmente de los dos líquidos propulsores tanques y la Vulcain criogénico motor (Vulcain II para Ariane 5 evolución (ECA)). Esta etapa se dispara al despegar y por sí sola proporciona propulsión al lanzador durante la segunda fase de vuelo del lanzador, después de la liberación de las etapas de aceleración de la pólvora. Funciona durante un total de nueve minutos, durante los cuales proporciona un empuje de 1350  kN para un peso total de 188,3  t .

Con una altura de 30.525  m para un diámetro de 5.458  my una masa vacía de 12,3  t , contiene 158,5  t de propulsores, distribuidos entre hidrógeno líquido (LH2 - 26  t ) y oxígeno líquido (LOX - 132,5  t ). Estos embalses tienen una capacidad de 391  m 3 y 123  m 3 respectivamente . Almacenan los propulsores refrigerados a -253  ° C y -183  ° C respectivamente . El espesor de su carcasa es del orden de 4  mm , con protección térmica en poliuretano expandido de 2  cm de espesor.

Los dos tanques se presurizan aproximadamente 4 h 30 min antes del despegue con helio . Este helio proviene de una esfera ubicada junto al motor Vulcain. Está aislado térmicamente por una bolsa de aire. Contiene 145  kg de helio, presurizado a 19  bares en el despegue y luego a 17 durante el vuelo. Este helio presurizará los tanques a 3,5  bares de oxígeno y 2,15  bares de hidrógeno. Durante el vuelo, el oxígeno se presuriza a 3,7 y luego a 3,45  bares. El caudal medio de helio en el tanque es del orden de 0,2  kg / s . El hidrógeno líquido se mantiene bajo presión mediante gas hidrógeno. Este hidrógeno gaseoso se toma del fondo de la etapa antes del motor, luego se recalienta y se transforma en gas (alrededor de -170  ° C ), para finalmente ser reinyectado en el tanque de hidrógeno líquido. En promedio, esto representa un caudal de 0,4  kg / s . Por lo tanto, existe un conjunto completo de válvulas y válvulas para controlar las diferentes presiones. Este sistema se llama COPV .

La turbobomba de hidrógeno del motor criogénico Vulcain funciona a 33.000  rpm , desarrollando una potencia de 15  MW , o 21.000  CV (la potencia de dos trenes TGV). Es objeto de estudios muy detallados sobre la resistencia de los materiales, y el diseño de los cojinetes y el centrado de masas móviles debe estar lo más cerca posible de la perfección. La turbobomba de oxígeno gira a 13.000  rpm y desarrolla una potencia de 3,7  MW . Su diseño se basa esencialmente en el uso de materiales que no se queman con el oxígeno que elabora. El motor Vulcain recibe de estas bombas 200  l de oxígeno y 600  l de hidrógeno por segundo.

Compuesto superior

El compuesto superior incluye el compartimento del equipo y, dependiendo de la carga útil transportada, una etapa superior con un motor propulsor almacenable (en el caso de un Ariane 5 con una etapa superior EPS) o con propulsores criogénicos (en el caso de un Ariane 5 con ESC etapa superior).

El compuesto superior proporciona propulsión para el lanzador después de apagar y liberar la etapa EPC. Opera durante la tercera fase de vuelo, que dura aproximadamente 25 minutos .

Caja de equipo

El compartimiento del equipo alberga el sistema de control y guía del lanzador. Se encuentra directamente encima del EPC en el caso de un Ariane 5 Generic o en la versión A5E / S y luego rodea el motor Aestus del EPS. En el caso de un Ariane 5E / CA , el compartimiento del equipo está ubicado encima del ESC. La caja de equipamiento es la verdadera cabina del lanzador. Orquesta todos los mandos y mandos de vuelo, siendo las órdenes de pilotaje dadas por los ordenadores de a bordo a través de equipos electrónicos, basándose en la información suministrada por los sistemas de guiado. Estos ordenadores también envían al lanzador todos los comandos necesarios para su funcionamiento, como el encendido de los motores, la separación de etapas y la liberación de satélites a bordo. Todo el equipo se duplica ( redundancia ), de modo que en caso de falla de uno de los dos sistemas, la misión puede continuar.

La Caja de Equipamiento mide 5,43  m de diámetro en su base y 5,46  m en la parte superior, para permitir la fijación de la estructura SPELTRA (Estructura de Soporte Exterior para Múltiples Lanzamientos) o el carenado. Su altura es de 1,56  m , para una masa de 1500  kg . La interfaz con el EPS que se deslizará en el anillo mide en la parte superior 3,97  m de diámetro. El anillo de soporte sobre el que se apoyan los instrumentos tiene entonces 33,4  cm de ancho. Estos son los principales instrumentos que contiene:

  • Corrector de actitud  ;
  • Sistemas de referencia inercial (IRS): estas son partes clave del control de vuelo de Ariane 5 . Integran dos unidades inerciales , que dan la posición del lanzador en el espacio, así como cuatro acelerómetros , que dan la aceleración que sufre el lanzador;
  • OBC ( computadora a bordo ): utilizando información del IRS, controlan los motores del lanzador para lograr su objetivo. Calculan la trayectoria de vuelo;
  • Unidad central de telemetría: Unidad que procesa la información de todos los sensores, así como el espionaje del bus SDC, para ser enviada a tierra;
  • Antenas transmisoras y receptoras de telemetría con el radar en tierra;
  • Unidad de control de respaldo: Controla la destrucción del lanzador en caso de falla grave, o por orden de la sala de control de tierra;
  • Conexión eléctrica SPELTRA / Carenado: interfaz eléctrica al carenado o vía SPELTRA;
  • Interfaz eléctrica con EPS;
  • Electrónica secuencial: permite realizar las operaciones de disparo en el orden correcto y respetando los intervalos de tiempo prescritos;
  • Paso de la línea MMH: Orificio que permite el paso de la tubería que alimenta al EPS con monometilhidrazina (MMH), que es uno de los combustibles utilizados;
  • Unidad de conmutación: sistema que permite que el ordenador de a bordo cambie al otro sistema en caso de avería del primero;
  • Batería y baterías;
  • Orificios para el paso de cables al EPC, carga útil, ventilación;
  • Sistema de aire acondicionado: mantiene la electrónica de a bordo a una temperatura de funcionamiento correcta;
  • Electrónica de control eléctrico;
  • Válvulas de aislamiento SCA: se utilizan para controlar los motores del sistema SCA;
  • Depósitos esféricos de titanio , que contienen hidracina para SCA.

El compartimiento del equipo también alberga el Sistema de Control de Actitud (propulsión), más frecuentemente referido por sus siglas SCA, que incluye dos bloques de boquillas alimentadas con hidracina (N 2 H 4). Permiten en particular el control de balanceo del lanzador, durante las fases de propulsión, y el control de actitud del compuesto superior, durante la fase de liberación de las cargas útiles. El tiempo de funcionamiento máximo especificado de la caja es del orden de 6900 segundos, siendo este tiempo de funcionamiento máximo generalmente observado durante las misiones de órbita baja. El SCA también permite superar las irregularidades del motor Vulcain, al tiempo que permite posicionar satélites en 3D. Incorpora dos depósitos esféricos de titanio , cada uno de los cuales contiene 38  litros de hidracina en el despegue , presurizados a 26  bares por nitrógeno. El sistema también incluye dos módulos de tres propulsores de 460  N de empuje (a nivel del mar).

Durante la primera fase de vuelo, el balanceo del lanzador es gestionado por los dos EAP, cuyas boquillas orientables permiten dirigir el cohete en todos los ejes. La jarra no debe girar porque perdería energía y esto provocaría un "chapado" de propulsor EPC en sus paredes como resultado de la fuerza centrífuga que luego emergería. Dado que los tubos y las sondas que miden la cantidad de propulsante restante se colocan en el centro del tanque, esto podría provocar la parada prematura de los motores tras una desactivación de las turbobombas. Este escenario ya ocurrió en el segundo vuelo de calificación del cohete (vuelo 502).

Una vez que se han lanzado los EAP, solo queda un motor, el Vulcain, por lo que ya no es posible ajustar la inclinación de las boquillas para detener el balanceo del cohete. Aquí es donde el SCA encuentra todo su uso, porque con sus tres propulsores podrá detener esta rotación. Estos tres motores se dirigen de la siguiente manera: uno hacia la derecha, uno hacia la izquierda y el último hacia abajo. Tras la falla del vuelo 502, se determinó que la cantidad de propulsores no era suficiente para contrarrestar el fenómeno y los funcionarios prefirieron tomar sus precauciones fortaleciendo el sistema: a partir de ahora, el sistema contiene seis esferas y diez propulsores, lo que también trae consigo la masa total del compartimiento del equipo a 1.730  kg .

EPS

Realizada bajo la responsabilidad de Astrium EADS, la “etapa propulsora almacenable” (EPS, más raramente llamada L9) se encarga de ajustar la órbita de las cargas útiles según la órbita apuntada y asegurar su orientación y separación. Ubicado dentro del lanzador, no está sujeto a las limitaciones del entorno externo. Su diseño es muy básico, limitándose a simples tanques presurizados sin turbobombas. Consta de estructura alveolar , motor, tanques, equipamiento, refuerzos dispuestos en cruz y diez eslabones que soportan los tanques de helio para presurizar los tanques principales.

De forma cónica, se inserta entre el compartimiento del equipo y el adaptador de carga útil y mide 3.356  m de altura (con la boquilla) para un diámetro de 3.963  m al nivel del compartimiento del equipo. En el adaptador de carga útil, su diámetro es de 2.624  m . Con una masa vacía de 1.200  kg , está equipado con cuatro tanques de aluminio que contienen un total de 9,7 toneladas de propulsores, distribuidos entre 3.200  kg de monometilhidrazina (MMH) y 6.500  kg de peróxido de nitrógeno (N 2 O 4).

Presurizados por dos botellas de fibra de carbono infladas a 400  bares y que contienen 34  kg de helio , estos tanques alimentan un motor Aestus (Daimler-Benz Aerospace) que desarrolla un empuje de 29  kN durante 1.100  s (18 min 30 s). Su particularidad es que se puede volver a encender en vuelo dos veces, con el fin de optimizar determinadas cargas útiles. Su boquilla está articulada en dos ejes (9,5 °). En el caso de misiones en órbita baja , el encendido del EPS viene precedido de una fase de vuelo balístico, que también permite liberar la órbita de una carga útil tras su separación.

Este dispositivo se utiliza por última vez para la versión Ariane 5ES

ESC

La "etapa superior criogénica" (ESC) utiliza, como su nombre indica, un motor criogénico: el HM-7B . Proporciona un empuje de 65  kN durante 970  s , para un peso de 15  t (4,5  t en vacío) y una altura de 4,71  m .

Carga (s) útil

Ariane 5 comparado con ...
Carga útil
Lanzacohetes Masa Altura
Órbita baja 		Órbita
GTO
Ariane 5 ECA 777  toneladas 53  m 21  t 10,5  toneladas
Caminata larga 5 867  toneladas 57  metros 23  t 13  t
Atlas V 551 587  toneladas 62  metros 18,5  toneladas 8,7  toneladas
Delta IV pesado 733  toneladas 71  m 29  t 14,2  toneladas
Halcón 9 pies 549  toneladas 70  metros 23  t 8,3  toneladas
Protón -M / Briz-M 713  toneladas 58,2  m 22  t 6  t
H-IIB 531  toneladas 56,6  metros 19  t 8  t
Halcón pesado 1.421  toneladas 70  metros 64  toneladas 27  t

La carga útil consta de los satélites que deben ponerse en órbita. Para permitir los lanzamientos de varios satélites, se colocan bajo el carenado en un módulo SPELTRA (Estructura de soporte externo para lanzamientos múltiples) o SYLDA (Double Ariane Launch System). Funcionando un poco como una estantería, estos módulos permiten colocar en órbita dos satélites separados, uno tras otro: uno de los satélites se coloca en el módulo SPELTRA / SYLDA, el otro en el interior.

Las cargas útiles y el separador se liberan durante la cuarta fase del vuelo: la fase balística. Dependiendo de las características de la misión, las caídas se pueden realizar inmediatamente o varias decenas de minutos después del inicio de esta fase. Las acciones realizadas son rotaciones, distancias, etc.

En el caso de un solo lanzamiento, el satélite se coloca directamente sobre el EPS, pero en el caso de un doble lanzamiento, el satélite de fondo se instala debajo de la campana formada por el SPELTRA o el SYLDA y luego el segundo satélite se posa sobre la estructura de soporte. Todas las interfaces de carga útil utilizan un diámetro de 2.624  m , tanto en el CPS como en varios módulos de lanzamiento. Por lo tanto, las instalaciones de satélite a veces pueden requerir el uso de adaptadores de carga útil, si no pueden usar directamente este diámetro para instalarlo en el carenado. Con el fin de mejorar la oferta comercial propuesta por el lanzador, se desarrollarán tres adaptadores, que contendrán interfaces con un diámetro entre 93,7  cm y 1,666 m , y que soporten cargas útiles con una masa que oscile entre 2 y 4,5  toneladas. Incluirán pernos de montaje, resortes para el sistema de separación y un sistema de suministro de energía para el satélite afectado.

SPELTRA

El SPELTRA es una estructura de nido de abeja cilíndrica con una parte superior ahusada (6 paneles). Construido en un compuesto de resina de carbono de 3 cm de espesor  , tiene de una a seis puertas de acceso y un enchufe umbilical para conectar la carga útil al mástil de lanzamiento. Se ha utilizado desde el primer vuelo de Ariane 5 .

A diferencia del SYLDA, que está alojado en el carenado, el SPELTRA se coloca entre el compartimento del equipo y el carenado, como ya era el caso del Ariane 4 SPELTRA . Por tanto, tiene un diámetro exterior de 5.435  m , para un diámetro interior de 5.375  m . La parte inferior se coloca en el compartimento del equipo, mientras que la parte superior cilíndrica sirve como marco de conexión para el carenado. La parte troncocónica sirve como adaptador para las cargas útiles.

Viene en dos versiones: una corta y una larga. La primera mide 4,16  m , a la que se suman los 1,34  m de la parte cónica cortada en la parte superior, lo que da una altura total de 5,50  m , para una masa de 704  kg . Asimismo, la versión grande tiene 7  m de altura para una masa de 820  kg .

SYLDA

Desde su verdadera designación SYLDA 5, esta estructura es interna al carenado y no lo soporta, a diferencia del SPELTRA. Diseñado por el grupo industrial Daimler-Benz Aerospace, mide 4.903  m de altura con una masa de 440  kg .

El cono inferior tiene un grosor de 59,2  cm para un diámetro de base de 5,435  m . Está coronado por la estructura cilíndrica, con un diámetro de 4.561  m para una altura de 3.244  m , que a su vez está coronada por un cono de 1.067  m con un diámetro final de 2.624  m al nivel de la zona de interfaz con la carga útil.

El Sylda 5 se utilizó por primera vez durante el 5 °  vuelo de Ariane 5 (V128 vuelo) enMayo de 2000( Satélites Insat 3B y AsiaStar).

Gorra

Fabricado en Suiza por RUAG Space, el carenado protege las cargas útiles durante el vuelo en la atmósfera y se suelta tan pronto como deja de ser útil, para aligerar el lanzador. Esta liberación se lleva a cabo poco después de la liberación de los EAP, a una altitud de aproximadamente 106  km , después de haber permanecido 202,5  s en el cohete.

Es una estructura con un diámetro externo de 5.425  m para un diámetro interno útil de 4.57  m . Se presenta en dos longitudes: la “corta” , de 12.728  m de altura para una masa de 2.027  kg , y la “larga” , de 17  m de altura para una masa de 2.900  kg . Está equipado con un enchufe umbilical eléctrico para conectar la carga útil al mástil y un enchufe neumático para comodidad satélite, una puerta de acceso de 60  cm de diámetro y protección acústica, compuesta por un conjunto de tubos plásticos que absorben las vibraciones. 1.200 resonadores, instalados en 74 paneles de espuma de poliamida , cubren la pared interior de más de 9,3  m . Sin embargo, el ruido presente en el interior se mantiene en un nivel muy alto, llegando a más de 140 decibeles, que está más allá del máximo tolerable por un oído humano. Este ruido se manifiesta principalmente en las bajas frecuencias.

El tapón corto se ha utilizado desde la 1 st  vuelo y largo desde el 11 º , enMarzo de 2002 (vuelo V145).

Versiones de lanzador fabricadas

Se hicieron varias versiones del lanzador, algunas de las cuales ya no se producen.

Ariane 5 G

Se lanzaron trece lanzadores Ariane 5 G (para "genérico" ) entre los10 de diciembre de 1999 y el 27 de septiembre de 2003. Esta versión ya no se vende.

Ariane 5 G +

Esta versión del Ariane 5 G tiene una segunda etapa mejorada, con una carga posible de 6,950  kg . Se dispararon tres de estos lanzadores, entre los2 de Marzo y el 18 de diciembre de 2004. Esta versión ya no se vende.

Ariane 5 GS

Esta versión tiene los mismos EAP que el Ariane 5 ECA y una primera etapa modificada con un motor Vulcain 1B. Carga posible de 6.100  kg en órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). Seis disparos tuvieron lugar entre los11 de agosto de 2005 y el 18 de diciembre de 2009. Esta versión ya no se vende.

Ariane 5 ES

Esta versión está diseñada para colocar la nave de carga automática ATV en órbita baja , repostando la Estación Espacial Internacional . Puede lanzar hasta 21  t de carga útil en esta órbita. Ariane 5 ES proporciona tres encendidos de la etapa superior, para satisfacer las necesidades muy específicas de la misión. Además, sus estructuras se han reforzado para soportar la imponente masa del ATV (20 toneladas).

Se realizaron ocho disparos entre el 9 de marzo de 2008 y el 25 de julio de 2018. Esta versión ya no se vende.

Su primer lanzamiento tuvo lugar el 9 de marzo de 2008.

Con el fin de acelerar el despliegue de la constelación de Galileo , Arianespace anunció, el 20 de agosto de 2014, el lanzamiento de 12 satélites mediante 3 disparos desde el lanzador Ariane 5 ES . Serán lanzados por cuatro a partir de 2015. Este programa se completó el25 de julio de 2018.

Ariane 5 ECA

Ariane 5 ECA , también llamado Ariane 5 “10 toneladas” , en referencia a su capacidad de cerca de diez toneladas de órbita de transferencia geoestacionaria . Su primera etapa EPC está impulsada por el Vulcain 2, que es más potente que el Vulcain 1, y su segunda etapa ESC utiliza el motor criogénico HM-7B , ya utilizado para la tercera etapa de Ariane 4 .

Desde finales de 2009, es la única versión utilizada para lanzar satélites comerciales. A18 de febrero de 2020Le dispararon 75 veces y ha experimentado un fallo durante el vuelo V157 ( 1 st  tiro) la11 de diciembre de 2002.

26 de noviembre de 2019 marcas, con el 250 °  vuelo de Ariane, los 40 años de funcionamiento del lanzador desde diciembre 24., 1979

Los límites de la versión ECA

Ariane 5 puede seguir siendo competitivo siempre que pueda lanzar dos satélites comerciales a la órbita geoestacionaria. Desafortunadamente, el peso creciente de los satélites geoestacionarios podría poner en duda la posición bien establecida del lanzador en este segmento. El satélite TerreStar-1 (6,7 toneladas en el lanzamiento) estableció un nuevo récord de masa, pero el lanzador Ariane 5 encargado de ponerlo en órbita no pudo realizar un doble lanzamiento, y el precio del lanzamiento tuvo que ser pagado por el único operador de TerreStar-1. Si esta situación se generalizara, los lanzadores de menor capacidad optimizados para un lanzamiento simple, como Proton-M , de ILS y Zenit-3, podrían volverse más competitivos de lo que son actualmente.

La segunda etapa del Ariane 5 no se puede volver a encender, a diferencia de las de los lanzadores rusos Zenit y Proton, que utilizan esta tecnología desde hace varias décadas. Las órbitas de algunos satélites requieren esta capacidad. Así es como el lanzamiento, el20 de abril de 2009, de un satélite militar italiano (Sicral-1B) fue confiado al lanzador ruso-ucraniano Zenit-3 , y no a un cohete europeo.

Versión ME ( Midlife Evolution ) cancelada

Para superar estas limitaciones, se planeó desarrollar una versión ME, inicialmente llamada Ariane 5 ECB . Esto incluiría una nueva etapa superior criogénica y reencendida, que utilizaría un nuevo motor Vinci más potente, en desarrollo en Snecma ( Safran ). Gracias a esta etapa, Ariane 5 ME habría podido lanzar hasta 12 toneladas de carga útil a la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). El primer vuelo estaba programado para 2017 o 2019.

El desarrollo de esta versión, con financiación durante dos años hasta 2014, se decidió en la sesión ministerial del Consejo de la ESA en noviembre de 2012, ya no es relevante, es reemplazado por el futuro Ariane 6 .

Carga útil de las principales versiones según destino
Versión Ariane 5G Ariane 5ECA Ariane 5ME
Estación espacial internacional ( t ) 19,7 18,3 23,2
Órbita de transferencia geoestacionaria ( t ) 6.6 10,5 12
Inyección a la Luna ( t ) 5 7.8 10,2
Órbita lunar ( t ) 3.6 5,65 7,45
Sol lunar en el ecuador (masa de carga útil) ( t ) 1,8 (0,9) 2,8 (1,4) 3,7 (1,8)
Tierra lunar en el polo (masa de carga útil) ( t ) 0,9 (0,4) 1,4 (0,7) 1,85 (0,9)
Inyección a la órbita marciana ( t ) 3,25 5.15 8
Órbita marciana ( t ) 2,25 3.6 5,6

Características técnicas detalladas de las diferentes versiones del cohete Ariane 5

Características técnicas de las diferentes versiones del lanzador Ariane 5
Versión Ariane 5G Ariane 5G + Ariane 5GS Ariane 5ECA Ariane 5ES Ariane 5ME
Peso de despegue ( t ) 740-750 740-750 740-750 760-780 780 790
Altura (m) 52 52 52 56 53 ?
No disparar ELA-3 ELA-3 ELA-3 ELA-3 ELA-3 ELA-3
Carga útil
( órbita terrestre baja  400  km ) (toneladas) 		18 ? ? 21 21 21
Carga útil
( órbita de transferencia geoestacionaria ) (t) 		6,9 7.1 6.6 9,6 8 12
Carga útil (lanzamiento de
órbita dual de transferencia geoestacionaria ) (t) 		6.1 6.3 5.8 9.1 7 11
Empuje de despegue ( kN ) ~ 12.000 ~ 12.000 ~ 12,500 ~ 13.000 ~ 13.000 ~ 13.000
Empuje máximo (kN) ~ 14,400 ~ 14,400 ~ 15,300 ~ 15.500 ~ 15.500 ~ 15.500
Primer vuelo 4 de junio de 1996 2 de marzo de 2004 11 de agosto de 2005 11 de diciembre de 2002 9 de marzo de 2008 Versión cancelada
Último vuelo 27 de septiembre de 2003 18 de diciembre de 2004 18 de diciembre de 2009 en servicio 25 de julio de 2018 Versión cancelada
Cargas útiles notables ENVISAT , XMM-Newton Rosetta Thaïcom 4-iPStar 1 , MSG 2 Satmex 6 y Thaicom 5, Astra 1L y Galaxy 17, Telescopio espacial Planck y Herschel ATV , Galileo (2016) -
Acelerador de polvo (EAP)
Designación del piso EAP P238 EAP P241
Motor P238 P241
Longitud (m) 31 31
Diámetro (m) 3 3
Masa (tonelada) 270 (vacío 33) 273 (vacío 33)
Empuje (máx.) (KN) 4.400 (6.650) 5.060 (7.080)
Tiempo de combustión (s) 130 140
Propulsores NH 4 ClO 4/ Al , PBHT ( Propelentes sólidos del tipo PCPA )
Planta principal (EPC)
Designación del piso EPC H158 EPC H158 modificado EPC H173
Motor Vulcano 1 Vulcano 1B Vulcano 2
Longitud (m) 30,5 30,5 30,5
Diámetro (m) 5.4 5.4 5.4
Masa (t) 170,5 (vacío 12,2) 170,5 (12,5 vacío) 185.5 (vacío 14.1)
Empuje de tierra (kN) 815 815 960
Empuje en vacío (kN) 1180 1180 1350
Tiempo de combustión (s) 605 605 540
Propulsores LOX / LH2 LOX / LH 2 LOX / LH2
Segundo piso
Designación del piso EPS L9.7 EPS L10 ESC-A H14.4 EPS L10 ESC-B H28.2
Motor Aestus Aestus HM-7B Aestus Vinci
Longitud (m) 3.4 3.4 4,7 3.4 ?
Diámetro (m) 3,96 * 3,96 * 5.4 3,96 * 5.4
Masa (t) 10,9 (vacío 1,2) 11.2 (vacío 1.2) ca.19.2 (vacío ca. 4.6) 11.2 (vacío 1.2) (Propelente 28.2)
Empuje máximo (kN) 27 27 64,8 27 180
Tiempo de combustión (s) 1.100 1 170 970 1 170 ?
Propulsores 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
Características principales Versión básica optimizada para el transbordador espacial Hermes . Segunda etapa mejorada y reencendida. Escenario principal modificado menos potente, propulsores de polvo modernizados y más potentes. Nueva segunda etapa no reencendida, sin fase de vuelo sin propulsión. Desarrollado como una solución de reserva en comparación con Ariane ECB . Optimizado para órbita geoestacionaria. Estructura reforzada para soportar el peso del ATV . Optimizado para fases de vuelo más largas y múltiples reencendidos. Nueva segunda etapa, motor más moderno, largas fases de vuelo sin propulsión, reencendido.

* Ubicado en la caja del equipo de 5,4 metros de diámetro

 

Instalaciones de montaje y lanzamiento

El cohete Ariane 5 se lanza desde el Centro Espacial de Guyana , construido por CNES en la Guyana Francesa (América del Sur) cerca de la ciudad de Kourou . Sobre esta base se construyeron instalaciones adaptadas a Ariane 5, que lanzaron las versiones anteriores del lanzador Ariane.

El conjunto de lanzamiento de cohetes Ariane 5 (ELA-3, acrónimo de Ariane 3 Launch Assembly), que ocupa un área de 21  km 2 , se utiliza para lanzar los cohetes Ariane 5 y fue desde 2003 hasta 2009 el único sitio activo después de la final de los lanzamientos de Ariane 4 . El comprende :

  • Un edificio (S5) en el que se preparan los satélites (control y carga de propulsores);
  • El Edificio de Integración de Lanzadores (BIL), en el que los componentes de los lanzadores Ariane 5 (propulsores de cohetes sólidos (EAP), etapa principal criogénica (EPC), etapa superior (EPS o ESC) se ensamblan verticalmente sobre la mesa de lanzamiento así como el caja de equipo). Este último se mueve en doble vía, para ir de un lugar de montaje a otro, y está equipado con un mástil que lo conecta al cohete y mantiene el cohete durante sus movimientos. Los propulsores de pólvora provienen del Thruster Integration Building (BIP), en el que fueron ensamblados;
  • el Edificio de Montaje Final (BAF) de 90 metros de altura, en el que se montan los satélites, adaptador, carenado y cohete;
  • la Launch Zone (ZL), que se encuentra alejada de los edificios anteriores para limitar el impacto de una explosión del lanzador durante la fase de despegue;
  • El Centro de Lanzamiento (CDL 3), parcialmente blindado (especialmente en el techo):

Los edificios de reunión (BIL, BAF) así como la zona de lanzamiento están conectados por una doble vía por la que circula la mesa de lanzamiento móvil que transporta el cohete. El desarrollo permite ocho lanzamientos por año.

Parte del lanzador Ariane 5 se fabrica en el sitio. Una unidad de producción fabrica y vierte propulsor sólido para dos de los tres segmentos de cada propulsor de cohete (EAP) (el tercero se fabrica en Italia ). El sitio tiene un banco de pruebas para EAP.

El centro de Júpiter es el centro de control que controla todas las operaciones de preparación y lanzamiento.

Secuencia de un lanzamiento

  • Las diferentes etapas del cohete se ensamblan en el Edificio de Integración del Lanzador (BIL).
  • En J-2, después de una auditoría completa de los sistemas y la preparación de la transferencia que cumplen con el RAL (Aptitude Launch Review), el cohete se transporta verticalmente en el área de lanzamiento n o  3, a 2.8  km de distancia. El lanzador, colocado sobre una gran "mesa" , es remolcado por un vehículo especialmente diseñado, a una velocidad que varía entre 3 y 4  km / h .
  • Al llegar al sitio, el lanzador se conecta a la torre de lanzamiento, suministrando hidrógeno, oxígeno, electricidad, etc.
  • La línea de tiempo final comienza 9 horas antes de la H0 programada.
  • H0 - 7:30 am  : Control de los dispositivos de alimentación, medida y control. Comprobando la conexión entre la sala de control y el lanzador. Limpieza de tanques de propulsores e inicio de enfriamiento. (el tanque debe estar a la misma temperatura que la de la plataforma de lanzamiento)
  • H0 - 6h  : La zona de lanzamiento entra en configuración final. Las puertas están cerradas y bloqueadas (la sala de control es un búnker aislado). Control de circuitos de llenado. La parte de comunicación cohete / tierra se prueba y el programa de vuelo se carga en las dos computadoras a bordo .
  • H0 - 5h  : Para iniciar el llenado, todo el personal abandona la zona de lanzamiento. El relleno consta de 4 etapas;
    1. Presurización del vehículo de almacenamiento que transporta los propulsores
    2. Refrigeración del circuito del vehículo / lanzador
    3. Relleno
    4. Control: dado que los propulsores son volátiles , la presión se controla y regula constantemente.

La tasa exacta de llenado de propulsor se determina en función de la masa de carga útil, la órbita del objetivo y la trayectoria para optimizar la probabilidad de éxito de la misión.

Durante esta fase, los sistemas hidráulicos también se presurizan para probar el circuito.

  • H0 - 3h20  : Enfriamiento del motor Vulcain .
  • H0 - 30 minutos  : Control automático y luego manual de las instalaciones, desde el centro de control.
  • H0 - 6 min 30 s  : Inicio de la secuencia sincronizada. Esta secuencia es automática, pero el director de vuelo puede detenerla en cualquier momento. Se detuvo el llenado adicional de los tanques y se abrieron las válvulas de seguridad de los rociadores del puesto de tiro, provocando un diluvio de agua en el puesto de tiro para enfriarlo y amortiguar las vibraciones. Finalmente, armamos el sistema de destrucción de cohetes.
  • H0 - 4 min 30 s  : Presurización de los tanques, inyectando helio a alta presión en ellos para permitir un flujo óptimo del combustible. Purga del circuito de llenado de la plataforma de lanzamiento y desconexión del cohete / tierra.
  • H0 - 3 min 30 s  : Envío del tiempo de lanzamiento (H0) en los ordenadores de a bordo, el segundo ordenador entra en modo de espera activo. Así, si el 1 st  sistema tenía un problema, la conexión de la segunda sería prácticamente instantánea.
  • H0 - 2 min  : Suministro de combustible al motor Vulcain, se detiene el enfriamiento. El combustible mantiene naturalmente la temperatura en el reactor.
  • H0 - 1 min  : La fuente de alimentación EPC va a las baterías integradas.
  • H0 - 50 s  : La fuente de alimentación para todo el lanzador va a las baterías, la fuente de alimentación se corta desde el suelo. El cohete ahora está en plena autonomía.
  • H0 - 37 s  : Inicio de los registradores de vuelo (cajas negras de los cohetes). Armar el sistema de destrucción de cohetes y ponerlo en espera.
  • H0 - 30 s  : Control de las válvulas de tierra / cohete e inundación de la plataforma de lanzamiento desde la torre de agua de la plataforma de lanzamiento, con el fin de enfriarla y reducir las vibraciones.
  • H0 - 22 s  : Activación del sistema de pilotaje e inicio del procedimiento de corrección de trayectoria, el cohete es totalmente autocontrolado.
  • H0 - 12 s  : Verifique la presión en los tanques.
  • H0 - 10 s  : Inicio de la secuencia irreversible. A partir de ahora, el director de vuelo ya no podrá cancelar el disparo.
  • H0 - 6 s  : Se encendieron las cargas de encendido del motor Vulcain.
  • H0 - 5,5 s  : Se desconecta el sistema de comunicación terrestre / lanzador directo, cambiando al modo de radio.
  • H0 - 3 s  : Programa de vuelo activado, unidades inerciales en modo "vuelo" . Las computadoras controlan todos los actuadores del lanzador y sus parámetros de vuelo.
  • H0 - 2 s  : encendido del motor Vulcain.
  • H0 + 6,9 s  : Comprobación de avería del motor Vulcain. Si se detecta alguna anomalía, los EAP no se encenderán, ya que una vez realizada esta acción es irreversible.
  • H0 + 7.05 s  : Encendido de los 2 EAP.
  • Despegue .
  • Los EAP proporcionarán un empuje durante 1 minuto 30 a 2 minutos, lo que permitirá que el cohete se retire de la atmósfera de la Tierra . Luego se desprenderán del cuerpo principal gracias a sistemas pirotécnicos .
  • La tapa del cohete (protección para la cabeza) se desprende una vez que sale de la atmósfera. Ahora es inútil pero pesa de 2 a 3 toneladas. Por tanto, es útil aligerar el lanzador.
  • El motor Vulcain 2 continúa su empuje durante otros 6 minutos, luego se desprenderá a su vez así como sus tanques, dejando el rol en la segunda etapa.
  • La propulsión tiene lugar durante unos quince minutos antes de apagarse. El cohete, o más bien la carga útil, continúa su vuelo balístico y luego despliega los satélites en órbita geoestacionaria.

En el modelo Ariane 5ES ATV, la última fase incluye tres reencendidos sucesivos.

Desarrollo del lanzador Ariane 5

Los inicios de Ariadne 5 se caracterizaron por varios fracasos. Hacer el lanzador más confiable requirió un esfuerzo financiero significativo, logrado en detrimento del desarrollo de versiones más potentes.

Primer vuelo (vuelo 88/501)

El primer disparo tuvo lugar el 4 de junio de 1996en Kourou , pero el lanzador fue destruido después de 37 segundos de vuelo. La falla se debió a un error de computadora , que ocurrió en un programa de administración de giroscopio diseñado para el cohete Ariane 4, y que no había sido probado en la configuración de Ariane 5. La falla de la computadora tuvo su origen en un error de transcripción de especificación. Durante los intercambios entre la ESA y el fabricante de la unidad inercial ( también conocida como IRS ), las especificaciones funcionales se copiaron varias veces y fue durante estas copias cuando se introdujo un error. Las especificaciones originales establecen un tiempo máximo permitido de 60 segundos para la alineación del giroscopio. El tiempo de alineación es el tiempo que tarda un giroscopio en alcanzar su velocidad de rotación operativa y, por lo tanto, permitir que el objeto y su orientación se ubiquen en el espacio. Durante las sucesivas copias, esta duración de 60 segundos se incrementa a 80 segundos, valor erróneo que provoca un mal funcionamiento del programa responsable de la gestión de los datos giroscópicos.

Había un método para manejar este error, pero el error se había desactivado para mejorar el rendimiento del sistema en Ariane 4 , considerando que en este modelo se pudo demostrar que la ocurrencia del desbordamiento que iba a producir el programa era nula dadas las posibles trayectorias de vuelo. Sin embargo, las especificaciones del Ariane 5, particularmente durante la fase de despegue, difieren significativamente de las del Ariane 4. El programa de la unidad inercial , aunque redundante, produjo dos desbordamientos de trayectoria y terminó señalando la falla de los sistemas giroscópicos. La computadora de pilotaje de cohetes (desarrollada específicamente para Ariane 5), al interpretar los valores de error (probablemente negativos) proporcionados por el segundo giroscopio, dedujo que el cohete había comenzado a apuntar hacia abajo. La reacción del ordenador de pilotaje fue dirigir las toberas al máximo para enderezar el cohete, lo que aumentó considerablemente la incidencia del lanzador y provocó fuerzas aerodinámicas que lo destruyeron. Este es sin duda uno de los errores informáticos más costosos de la historia (500 millones de dólares).

Se señaló que el programa de gestión del alineamiento giroscópico, que fue el origen del accidente, era totalmente innecesario. De hecho, fue diseñado para reajustar rápidamente la calibración de los giroscopios en caso de una breve demora de disparo (del orden de unos minutos), para permitir una rápida reanudación de la cuenta regresiva, por ejemplo, debido a variaciones rápidas de las condiciones climáticas. en el sitio de lanzamiento en Kourou . Sin embargo, este escenario, inicialmente previsto para Ariane 3 , había sido excluido durante mucho tiempo de los procedimientos de disparo.

Segundo vuelo (vuelo 101/502)

El segundo vuelo tuvo lugar el 30 de octubre de 1997.

La misión se completó pero no se alcanzó la órbita deseada, debido a un movimiento de rotación del lanzador sobre sí mismo (movimiento rodante , como un trompo) que provocó una parada prematura de la propulsión de la primera etapa EPC. Tras este final de propulsión de la primera etapa, y a pesar de la correcta puesta en marcha del EPS de la etapa superior, no fue capaz de suplir la totalidad del déficit de empuje de la primera fase del vuelo, por lo que lideró la misión en una ligera órbita degradada.

Este movimiento de balanceo se debió a un par generado por el flujo de gases en la boquilla del motor Vulcain 1, un par cuya intensidad había sido subestimada. En consecuencia, ya pesar del uso del sistema de control de balanceo SCA, el lanzador sufrió una rotación excesiva durante la primera etapa de vuelo. Este giro pudo haber tenido pocas consecuencias, los algoritmos de vuelo - relativamente eficientes - controlando la trayectoria a pesar de todo. Sin embargo, al final de la propulsión, y bajo el efecto de la velocidad de balanceo alcanzada, la superficie de los propulsores (oxígeno líquido e hidrógeno) en los tanques se curvó en su centro (como un sifón, cuando el líquido se pega contra las paredes). Este fenómeno fue interpretado por los sensores de nivel (“manómetros” de los tanques) como un indicio de la inminencia de una “falta de combustible”, lo que llevó al ordenador de a bordo a ordenar la parada de propulsión del motor del EPC de forma prematura.

El par de rodadura generado por el motor Vulcain 1 se dominó a partir del siguiente vuelo instalando, al final, tubos de escape divergentes ligeramente inclinados corrigiendo el balanceo natural generado por el motor. Los responsables del diseño del Ariane 5 aún prefirieron tomar sus precauciones reforzando el sistema SCA: ahora contiene seis esferas de propulsor y diez propulsores de control, en lugar de los tres propulsores al principio.

Este problema afectó a otros lanzadores, incluido el japonés H-IIA .

Tercer vuelo (vuelo 112/503)

La tercera prueba tuvo lugar el 21 de octubre de 1998. Fue un exito total.

La misión llevaba la cápsula de demostración de reentrada atmosférica (cápsula europea tipo Apolo ) del Demostrador de reentrada atmosférica (ARD) , que realizaba una reentrada atmosférica perfecta, y el modelo tecnológico MAQSAT.

Fracasos

Además de los dos primeros fracasos iniciales de la carrera, hubo aquellos en vuelos comerciales, en 2001 , 2002 y 2018 .

Décimo vuelo (vuelo 142/510)

En este vuelo, realizado en 12 de julio de 2001, sin falla clara o error del piloto. El problema viene del motor de la última etapa que funcionó menos tiempo (1 minuto y 20 segundos menos) y con una potencia inferior al 20  % de la prevista, no permitiendo alcanzar la velocidad necesaria para la inyección. objetivo (pico a 18.000  km en lugar de 36.000  km ). Este vuelo es medio fallido, porque la órbita fue exitosa, pero con parámetros de inyección que no fueron óptimos.

La causa parece ser la presencia de agua residual en la infraestructura del motor, resultado de las pruebas realizadas en tierra. Mezclado con el combustible, habría provocado una notable caída de potencia y el sobreconsumo de uno de los propulsores, lo que podría explicar la pérdida de potencia y la parada prematura.

Para salvar estas diferencias, el satélite Artemis utilizó su propia propulsión para alcanzar su órbita geoestacionaria objetivo. Se ha reconfigurado de forma remota para alcanzar la posición deseada mediante un nuevo procedimiento. Primero por una serie de incendios, usando la mayor parte de su combustible, para ponerlo en una órbita circular más alta. Luego por sus motores iónicos , inicialmente destinados únicamente a corregir su órbita, gracias a una trayectoria en espiral, que le hizo ganar 15  km por día y alcanzar, en 18 meses, su altitud de 36.000  km . El segundo satélite, BSAT 2B, se perdió definitivamente porque no tenía suficientes recursos para compensar esta diferencia en órbita.

Decimoséptimo vuelo (vuelo 157/517)

la 11 de diciembre de 2002, este vuelo inaugural de la versión ECA del Ariane 5 finalizó en el Océano Atlántico, tras una avería del motor Vulcain 2, que equipaba el escenario principal del cohete.

Una fuga en el sistema de enfriamiento hizo que la boquilla se deforme, lo que creó un desequilibrio en el empuje del motor y volvió inmanejable al lanzador. Ante una insuperable pérdida de control por parte del cohete, el control de tierra tomó precauciones y ordenó la destrucción del cohete en vuelo. Los dos satélites de telecomunicaciones franceses a bordo, Hot Bird 7 y Stentor , fueron destruidos. El fracaso de este lanzamiento supuso la pérdida de dos satélites por un valor total de 640 millones de euros.

Nonagésimo séptimo vuelo (vuelo 241/5101)

El despegue tuvo lugar según lo previsto el 25 enero 2018a 22  h  20  UTC , pero en el 9 º  minutos, poco después de la separación del 1 er  piso , mientras que el cohete estaba en el espacio , las distintas estaciones terrestres no reciben las señales de telemetría de la segunda etapa, que se quedó "silenciosa "durante 28 minutos, hasta el final de la misión.

El origen del incidente es un error humano. Se programaron parámetros de vuelo incorrectos en la computadora de a bordo del cohete. La estación terrestre de Galliot, siguiendo el cohete desde el despegue, notó la desviación de la trayectoria. Las siguientes estaciones, apuntando sus antenas en la trayectoria planificada, no pudieron establecer contacto. La misión continuó hasta su finalización de forma totalmente automática.

Ambos satélites se desplegaron, pero en malas órbitas. De hecho, si el perigeo (235  km ) y el apogeo (43,150  km ) cumplen con las expectativas, la inclinación de la órbita obtenida es de 21 ° en lugar de los 3 ° previstos. El satélite SES 14 podrá alcanzar la órbita prevista al cabo de un mes, sin reducir significativamente su vida útil, gracias a la muy buena eficiencia de su propulsión eléctrica . El satélite Al Yah 3 fue declarado estacionado y operativo en30 de mayo de 2018. La reducción de su vida útil debido al consumo adicional de sus propulsores se ha estimado en seis años, durante una vida útil nominal de quince años.

La significativa desviación de trayectoria sufrida por el cohete planteó muchas preguntas sobre la seguridad del vuelo. Porque si el error de programación nunca debería haber pasado teóricamente por las grietas de los numerosos pasos de verificación realizados antes de un lanzamiento, otro hecho preocupa a los diversos actores de la explotación espacial europea. De hecho, debido a su desviación de casi 20 ° , el cohete voló sobre la comuna de Kourou , lo que nunca antes había sucedido. Si se hubiera producido un incidente grave en ese momento, las consecuencias podrían haber sido muy graves para los habitantes de la localidad sobrevolada por el cohete.

La Junta de Investigación determinó que la causa de la desviación de la derrota fue un error de alineación de las dos unidades inerciales : el acimut requerido específicamente para este vuelo a una órbita de transferencia geoestacionaria súper síncrona es de 70 ° en lugar de los 90 ° habituales. Recomendó fortalecer el control de los datos utilizados durante la preparación de las misiones. La implementación de estas medidas correctivas permitirá la reanudación de los vuelos según el horario previsto, a partir del mes demarzo 2018.

Uso comercial

El primer vuelo comercial tuvo lugar el 10 de diciembre de 1999, con el lanzamiento del satélite de observación de rayos X XMM-Newton .

Se produjo una falla parcial en 12 de julio de 2001 : de nuevo, dos satélites no pudieron colocarse en la órbita deseada. Artemis , el satélite de comunicaciones de la ESA, alcanzó su órbita final por sí solo, utilizando su combustible para correcciones de órbita, así como una unidad de propulsión de iones que no estaba destinada a este uso. Esto requirió una modificación completa del programa a bordo desde tierra y acortó la vida útil del satélite.

El siguiente vuelo no tuvo lugar hasta 1 st de marzo de de 2002, con la exitosa órbita del satélite ambiental ENVISAT de 8,5 toneladas , a una altitud de 800  km .

Durante los años siguientes, Ariane 5 logró mantener la posición adquirida por la versión Ariane 4 (cuota de mercado superior al 50  % ) en el segmento de lanzamiento de satélites comerciales en órbita geoestacionaria, que representa entre 20 y 25 satélites al año ( en cien satélites lanzados anualmente). La competencia está representada por lanzadores con una capacidad mucho menor, pero que se benefician de un precio por kilogramo de carga útil significativamente menor. Los dos principales competidores actuales son:

Número de lanzamientos exitosos o parcialmente exitosos, por año y tipo de lanzador.
(solo lanzadores medianos y pesados, excluidos los CubeSats )
Año 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 2016 2017 2018 2019 2020 2021 Costo de lanzamiento
Millones $ 		Costo / kg
Lanzacohetes disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó. disparos se sentó.
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 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 13 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 Retirado del servicio $ 65 millones (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 (Mediano) $ 40,380
Halcón 9 - - - - - - - - 2 2 - - 2 3 3 5 6 11 6 17 9 9 18 54 21 64 13 41 24 28 $ 56.5 Millones $ 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 millones
3 de marzo largo 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 millones (3A) $ 23.177
Protón 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 millones (millones) $ 18.182
Zenit 5 5 1 1 6 6 4 4 - - 5 6 3 3 1 1 1 1 1 1 - - 1 1 - - - - - - $ 60 millones (GLS) $ 16.666

Historial de lanzamiento

A 15 de agosto de 2020Se realizaron 109 disparos de Ariane 5, todas las versiones combinadas. 82 lanzamientos consecutivos fueron exitosos (incluidos 63 consecutivos para la versión ECA en12 de diciembre de 2017), que es un récord para los lanzadores de la familia Ariane. La tasa de confiabilidad es del 96,6% (dos fallas completas y tres fallas parciales, consideradas en el cálculo como medias fallas, en el5 de febrero de 2019). Este índice de fiabilidad se desglosa según las versiones de la siguiente manera:

  • Versión G, G + y GS: 92  % (1 falla completa y 2 fallas parciales, consideradas en el cálculo como medias fallas, para 25 disparos) a18 de diciembre de 2009, fecha de su último vuelo en esta versión.
  • Versión ECA: 97,9  % (1 fallo completo y 1 fallo parcial para 76 disparos) en15 de agosto de 2020
  • Versión ES: 100  % (sin falla para 8 disparos) en25 de julio de 2018, fecha de su último vuelo en esta versión.

Ariane 5 se utiliza a menudo para poner en órbita geoestacionaria para satélites de comunicaciones pesados: el récord lo tiene TerreStar-1 (6,9 toneladas) lanzado1 er de julio de 2009 ; la carga útil más grande colocada en la órbita de transferencia geoestacionaria está formada por los dos satélites ViaSat - 2 y Eutelsat 172B , lanzados en1 st de junio de 2017por vuelo VA237 y que representó una masa total de 10,865  kg en el lanzamiento. En órbita baja , la carga más pesada puesta en órbita por Ariane 5 es el ATV de carga espacial europeo de 20.060 kg Georges Lemaître , destinado a abastecer la estación espacial internacional (órbita  250-300  km ) y lanzado en 30 de julio de 2014por vuelo VA219. El satélite de observación de la Tierra Envisat de 8200  kg , colocado en una órbita síncrona con el sol (800  km de altitud)1 st de marzo de de 2002por el vuelo 145, es el satélite de observación más grande colocado en órbita baja por Ariane 5. El número total de satélites lanzados por Ariane 5 es de 225 al 15 de agosto de 2020

Lista de vuelos

Fallo parcial: el satélite está estacionario pero su vida útil es más corta de lo esperado o su órbita no es exactamente la deseada o solo uno de los dos satélites está funcionando
Fecha y hora ( UTC ) Vuelo Versión Número de
serie		 Carga útil Resultados Operador (es)
4 de junio de 1996 a las 12:34 V-88 5G 501 Grupo Falla ESA Unión Europea 
30 de octubre de 1997 a las 13:43 V-101 5G 502 MaqSat H y TEAMSAT, MaqSat B, SÍ Fallo parcial ESA Unión Europea 
21 de octubre de 1998 a las 16:37 V-112 5G 503 MaqSat 3, ARD Éxito ESA Unión Europea / ARD Alemania 
10 de diciembre 1999 a las 14:32 V-119 5G 504 XMM-Newton Éxito ESA Unión Europea 
21 de marzo de 2000 a las 23:28 V-128 5G 505 INSAT 3B, AsiaStar Éxito ISRO India / Worldspace Estados Unidos
14 de septiembre de 2000 a las 22:54 V-130 5G 506 Astra 2B, GE 7 Éxito SES SA Luxemburgo
16 de noviembre de 2000 a las 01:07 V-135 5G 507 PAS 1R, Amsat P3D , STRV 1C, STRV 1D Éxito Intelsat Luxemburgo y PanAmSat Estados Unidos (PAS 1R) / AMSAT Estados Unidos (Amsat P3D) / STRV Reino Unido (STRV 1C, STRV 1D)
20 de diciembre 2000 a las 00:26 V-138 5G 508 Astra 2D , GE 8 (Aurora 3), LDREX Éxito SES SA y SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 2D) / SES World Skies Estados Unidos y Países Bajos (GE 8) / NASDA Japón (LDREX)
8 de marzo de 2001 a las 22:51 V-140 5G 509 Eurobird 1 , BSat 2a Éxito Eutelsat Francia / B-SAT Japón
12 de julio 2001 a las 22:58 V-142 5G 510 Artemis , BSat 2b Fallo parcial ESA Unión Europea / B-SAT Japón 
1 st de marzo de de 2002 a las 01:07 V-145 5G 511 Envisat Éxito ESA Unión Europea 
5 de julio 2002 a las 23:22 V-153 5G 512 Stellat 5 , N-Star c Éxito Francia / NTT DoCoMo Japón
28 de agosto de 2002 a las 22:45 V-155 5G 513 Ave atlántica 1 , MSG-1 , MFD Éxito Eutelsat France (Atlantic Bird 1) / EUMETSAT Unión Europea (MSG-1)  
11 de diciembre de 2019 2002 a las 22:22 V-157 5ECA 517 Hot Bird 7, Stentor, MFD A, MFD B Falla Eutelsat Francia (Hot Bird 7) / CNES Francia (Stentor)
9 de abril de 2003 a las 22:52 V-160 5G 514 Insat 3A, Galaxy 12 Éxito ISRO India (Insat 3A) / PanAmSat Estados Unidos (Galaxy 12)
11 de junio de 2003 a las 22:38 V-161 5G 515 Optus C1, BSat 2c Éxito SingTel Optus Australia (Optus C1) / B-SAT Japón (BSat 2c)
27 de septiembre de 2003 a las 23:14 V-162 5G 516 Insat 3E, eBird 1, SMART-1 Éxito ISRO India (Insat 3E) / Eutelsat France (eBird 1) / ESA Unión Europea (SMART-1)  
2 de marzo de 2004 en 07:17 V-158 5G + 518 Rosetta Éxito ESA Unión Europea 
18 de julio 2004 a las 00:44 V-163 5G + 519 Anik-F2 Éxito Telesat Canadá Canadá
18 de diciembre 2004 a las 16:26 V-165 5G + 520 Helios 2A , Essaim 1, 2, 3, 4 , PARASOL , Nanosat 01 Éxito Ejército Francia Bélgica España Grecia (Helios 2A) / CNES Francia ( Essaim 1, 2, 3, 4 + PARASOL ) / INTA España ( Nanosat 01 )
12 de febrero. 2005 a las 21:03 V-164 5ECA 521 XTAR-EUR , Maqsat B2, Sloshsat Éxito XTAR LLC Estados Unidos (XTAR-EUR) / ESA Unión Europea (Maqsat B2 y Sloshsat)  
11 de agosto de 2005 a las 08:20 V-166 5GS 523 Thaïcom 4-iPStar 1 Éxito Thaicom Tailandia
13 de octubre de 2005 a las 22:32 V-168 5GS 524 Siracusa III -A, Galaxy 15 Éxito Ministerio de Defensa francés Francia (Siracusa III-A) / PanAmSat Estados Unidos (Galaxy 15)
16 de noviembre de 2005 a las 23:46 V-167 5ECA 522 Vía espacial F2 , Telkom 2 Éxito DIRECTV USA (Spaceway F2) / PT Telkomunikasi Indonesia Indonesia (Telkom 2)
21 de diciembre 2005 a las 22:33 V-169 5GS 525 Insat 4A, MSG-2 Éxito ISRO India (Insat 4A) / ESA y Eumetsat Europe ( MSG-2 )
11 de marzo de 2006 a las 22:32 V-170 5ECA 527 Spainsat , Hot Bird 7A Éxito HISDESAT España (Spainsat) / EUTELSAT Unión Europea (Hot Bird 7A)  
26 de mayo de 2006 a las 21:08 V-171 5ECA 529 Satmex 6, Thaicom 5 Éxito Satélites Mexicanos SA de CV México / Shin Satellite Plc Tailandia
11 de agosto de 2006 a las 22:15 V-172 5ECA 531 JCSat 10, Siracusa III -B Éxito JCSAT Corporation Japan (JCSat 10) / Ministerio de Defensa francés Francia (Siracusa III-B)
13 de octubre de 2006 a las 20:56 V-173 5ECA 533 DirecTV-9S, Optus D1, LDREX-2 Éxito DIRECTV Inc. Estados Unidos (DirecTV-9S) / Optus Australia (Optus D1) / JAXA Japón (LDREX 2)
8 de diciembre 2006 a las 22:08 V-174 5ECA 534 WildBlue 1 , AMC 18 Éxito WildBlue EE . UU. (WildBlue 1) / SES Americom EE . UU. (AMC 18)
11 de marzo de 2007 a las 22:03 V-175 5ECA 535 Skynet-5A, Insat-4B Éxito EADS Astrium Europe (Skynet-5A) / ISRO India (Insat-4B)
4 de mayo de 2007 a las 22:29 V-176 5ECA 536 Astra 1L, Galaxy 17  (pulgadas) Éxito SES Astra Estados Unidos (Astra 1L) / Intelsat Luxembourg (Galaxy 17)
14 de agosto de 2007 a las 23:44 V-177 5ECA 537 VÍA ESPACIAL 3, BSAT-3A Éxito Hughes Network Systems Estados Unidos (SPACEWAY 3) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3A)
5 de octubre de 2007 a las 21:28 V-178 5GS 526 INTELSAT 11, OPTUS D2 Éxito Intelsat Luxemburgo (INTELSAT 11) / Optus Australia (OPTUS D2)
14 de noviembre de 2007 a las 22:06 V-179 5ECA 538 STAR ONE C1 y Skynet 5B Éxito Star One Brasil (STAR ​​ONE C1) / Astrium Paradigm Europa y Reino Unido Ministerio de Defensa Reino Unido (Skynet 5B)
21 de diciembre 2007 a las 21:42 V-180 5GS 530 Horizons-2 y Rascom-QAF1 Éxito RASCOMSTAR-QAF (Rascom-QAF1) / Horizons Satellite LLC Estados Unidos (Horizons-2)
9 de marzo de 2008 a las 04:23 V-181 5ES 528 ATV 1 "Jules Verne" ( ATV ) Éxito ESA Europa
18 de abril de 2008 a las 22:17 V-182 5ECA 539 Star One C2 y VINASAT-1 Éxito Star One Brasil (Star One C2) / VNPT Vietnam (VINASAT-1)
12 de junio de 2008 a las 21:54 V-183 5ECA 540 Skynet 5C y Turksat 3A Éxito Astrium Paradigm Europa y Reino Unido Ministerio de Defensa Reino Unido (Skynet 5C) / Turksat AS Turquía (Turksat 3A)
7 de julio 2008 a las 21:47 V-184 5ECA 541 ProtoStar I y BADR-6 Éxito Protostar Ltd Estados Unidos (ProtoStar I) / Arabsat Arabia Saudita (BADR-6)
14 de agosto de 2008 a las 20:44 V-185 5ECA 542 Superbird-7 y AMC-21 Éxito SCC y Mitsubishi Electrik Corporation Japón (Superbird-7) / SES Americom Estados Unidos (AMC-21)
20 de diciembre 2008 a las 22:35 V-186 5ECA 543 Hot Bird 9 y W2M Éxito Eutelsat Francia
12 de febrero. 2009 a las 23:09 V-187 5ECA 545 Hot Bird 10, SPIRALE 1 y 2 y NSS-9 Éxito Eutelsat France (Hot Bird 10) / SES Estados Unidos (NSS-9) / CNES & DGA France (SPIRALE 1 & 2)
14 de mayo de 2009 a las 13:12 V-188 5ECA 546 Telescopio espacial Planck y Herschel Éxito ESA y NASA Europa Estados Unidos (Planck) / ESA Europa (Telescopio espacial Herschel)
1 st julio. 2009 a las 17:52 V-189 5ECA 547 EarthStar-I Éxito TerreStar Networks Estados Unidos
21 de agosto de 2009 a las 22:09 V-190 5ECA 548 JCSat 12 y Optus D3 Éxito JSat Corporation Japón (JCSat 12) / Optus Australia (Optus D3)
1 er de octubre 2009 a las 21:59 V-191 5ECA 549 Amazonas 2 y ComsatBw-1 Éxito Hispasat España (Amazonas 2) / Fuerzas Armadas Federales Alemanas Alemania (ComsatBw-1)
29 de octubre de 2009 a las 8:00 p.m. V-192 5ECA 550 THOR 6 y NSS12 Éxito TELENOR Satellite Briadcasting Norway (THOR 6) / SES Europe (NSS12)
18 de diciembre 2009 a las 16:26 V-193 5GS 532 Helios 2B Éxito Ejército Francia Bélgica España Grecia
21 de mayo de 2010 a las 22:01 V-194 5ECA 551 ASTRA 3B y ComsatBw-2 Éxito SES SA y SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 3B) / Fuerzas Armadas Federales Alemanas Alemania (ComsatBw-12)
26 de junio de 2010 a las 21:42 V-195 5ECA 552 Arabsat-5A y COMS Éxito ArabSat Arabia Saudita / (Arabsat-5A) / KARI Corea del Sur (COMS-1)
4 de agosto de 2010 a las 20:59 V-196 5ECA 554 RASCOM-QAF 1R y NILESAT 201 Éxito RASCOM (RASCOM-QAF 1R) / Nilesat Egypt (Nilesat 201)
28 de octubre de 2010 a las 21:51 V-197 5ECA 555 Eutelsat W3B y BSAT-3b Éxito Eutelsat France (Eutelsat W3B) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3b)
26 de noviembre de 2010 a las 15:39 V-198 5ECA 556 HYLAS 1 E INTELSAT 17 Éxito Avanti Communications Group PLC UK (HYLAS 1) / Intelsat USA (INTELSAT 17)
29 de diciembre 2010 a las 22:27 V-199 5ECA 557 Hispasat 30W-5 (ex Hispasat 1E) y Koreasat 6 Éxito Hispasat España (Hispasat 30W-5) / KTSAT Corea del Sur (Koreasat 6)
16 de feb. 2011 a las 21:50 V-200 5ES 544 ATV 2 "Johannes Kepler" Éxito ESA Europa
22 de abril de 2011 a las 20:17 VA-201 5ECA 558 Yahsat 1A e Intelsat New Dawn Éxito Al Yah Satellite Communications Emiratos Árabes Unidos (Yahsat 1A) / New Dawn Satellite Company Ltd. Estados Unidos (Intelsat New Dawn)
20 de mayo de 2011 a las 20:38 VA-202 5ECA 559 ST-2 y GSAT-8 Éxito Singapore Telecom Singapore y Chunghwa Telecom Taiwan (ST-2) / ISRO India (GSAT-8)
6 de agosto de 2011 a las 22:52 VA-203 5ECA 560 ASTRA 1N y BSAT-3c / JCSAT-110R Éxito SES SA y SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 1N) / Broadcasting Satellite System Corporation y SKY Perfect JSAT Japón (BSAT-3c / JCSAT-110R)
21 de septiembre de 2011 a las 21:38 VA-204 5ECA 561 Arabsat-5C y SES-2 Éxito ArabSat Arabia Saudita / (Arabsat-5C) / SES World Skies Países Bajos Estados Unidos (SES-2)
23 de marzo de 2012 a las 04:34 VA-205 5ES 553 ATV 3 "Edoardo Amaldi" Éxito ESA Europa
15 de mayo de 2012 a las 22:13 VA-206 5ECA 562 JCSat-13 y VinaSat-2 Éxito JSat Corporation Japan (JCSat-13) / Grupo de Correos y Telecomunicaciones de Vietnam (VinaSat-2)
5 de julio 2012 a las 21:36 VA-207 5ECA 563 MSG-3 y EchoStar XVII Éxito ESA y Eumetsat Europe ( MSG-3 ) / EchoStar & Hughes Network Systems USA (EchoStar XVII)
2 de agosto de 2012 a las 20:54 VA-208 5ECA 564 INTELSAT 20 Y HYLAS 2 Éxito Intelsat Estados Unidos (INTELSAT 20) / Avanti Communications Group PLC Reino Unido (HYLAS 2)
28 de septiembre de 2012 a las 21:18 VA-209 5ECA 565 ASTRA 2F y GSAT 10 Éxito SES SA y SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 2F) / ISRO India (GSAT-10)
10 de noviembre de 2012 a las 21:05 VA-210 5ECA 566 Star One C3 y Eutelsat 21B (ex W6A) Éxito Star One Brasil (Star One C3) / Eutelsat Francia (Eutelsat 21B, ex W6A)
19 de diciembre 2012 a las 21:49 VA-211 5ECA 567 Skynet 5D y Mexsat 3 Éxito Astrium Paradigm Europa y Ejército del Reino Unido (Skynet 5D) / Secretaría Comunicaciones Transportes de México México (Mexsat 3)
7 de febrero 2013 a las 21:36 VA-212 5ECA 568 Amazonas 3 y Azerspace / Africasat-1a Éxito Hispasat España (Amazonas 3) / Azercosmos Azerbaiyán (Azerspace / Africasat-1a)
5 de junio de 2013 a las 21:52 VA-213 5ES 592 ATV 4 "Albert Einstein" Éxito ESA Europa
25 de julio 2013 a las 19:54 VA-214 5ECA 569 INSAT-3D y Alphasat Éxito Inmarsat Reino Unido (Alphasat), Organización de Investigación Espacial de la India (ISRO) India (INSAT-3D)
29 de agosto de 2013 a las 8:30 p.m. VA-215 5ECA 570 EUTELSAT 25B / Es'hail 1 y GSAT-7 Éxito Eutelsat Francia y Es'hailSat Qatar (Eutelsat 25B / Es'hail 1) / ISRO India (GSAT-7)
6 de febrero 2014 a las 9:30 p.m. VA-217 5ECA 572 ABS-2 y Athena-Fidus Éxito ABS-2, Telespazio Francia Italia (Athena-Fidus)
22 de marzo de 2014 a las 22:04 VA-216 5ECA 571 ASTRA 5B  (en) y Amazonas 4A Éxito SES SA y SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 5B) / Hispasat España (Amazonas 4A)
29 de julio 2014 a las 23:47 VA-219 5ES 593 ATV 5 "Georges Lemaître" Éxito ESA Europa
11 de septiembre de 2014 a las 22:05 VA-218 5ECA 573 OPTUS 10 y MEASAT-3b Éxito Optus Australia (OPTUS 10) / MEASAT Satellite Systems Malaysia (MEASAT-3b)
16 de octubre de 2014 a las 21:43 VA-220 5ECA 574 Intelsat 30 y ARSAT-1 Éxito Intelsat Estados Unidos (Intelsat 30) / ARSAT Argentina (ARSAT-1)
6 de diciembre 2014 a las 20:40 VA-221 5ECA 575 DirecTV-14 y GSAT-16 Éxito DirecTV USA (DirecTV-14) / ISRO India (GSAT-16)
26 de abril de 2015 a las 8:00 p.m. VA-222 5ECA 576 THOR 7 Y SICRAL 2 Éxito British Satellite Broadcasting Reino Unido (Thor 7) / Siracusa (satélite) Francia (SICRAL 2)
27 de mayo de 2015 a las 21:16 VA-223 5ECA 577 DirecTV-15 y SkyMexico-1 Éxito DirecTV Estados Unidos (DirecTV-15) / DirecTV Latin America Estados Unidos y Reino Unido y México (SkyMexico-1)
15 de julio 2015 a las 21:42 VA-224 5ECA 578 Star One C4 y MSG-4 Éxito Star One Brazil (Star One C4) / ESA y Eumetsat Europe ( MSG-4 )
20 de agosto de 2015 a las 20:34 VA-225 5ECA 579 Eutelsat 8 West B e Intelsat 34 Éxito Eutelsat France (Eutelsat 8 West B) / Intelsat Estados Unidos (Intelsat 34)
30 de septiembre de 2015 a las 8:30 p.m. VA-226 5ECA 580 Sky Muster ™ y ARSAT-2 Éxito NBN Australia (Sky Muster ™) / ARSAT Argentina (ARSAT-2)
10 de noviembre de 2015 a las 21:34 VA-227 5ECA 581 ARABSAT-6B y GSAT-15 Éxito Arabsat Arabia Saudita (ARABSAT-6B) / ISRO India (GSAT-15)
27 de enero de 2016 a las 23:20 VA-228 5ECA 583 Intelsat 29 º Éxito Intelsat Estados Unidos
9 de marzo de 2016 a las 05:20 VA-229 5ECA 582 Eutelsat 65 Oeste A Éxito Eutelsat Francia
18 de junio de 2016 a las 21:38 VA-230 5ECA 584 BRIsat y EchoStar XVIII Éxito Persero Indonesia (BRIsat) / Dish Network EE . UU. (EchoStar XVIII)
24 de agosto de 2016 a las 22:16 VA-232 5ECA 586 Intelsat 33 e e Intelsat 36 Éxito Intelsat Estados Unidos
5 de octubre de 2016 a las 8:30 p.m. VA-231 5ECA 585 Sky Muster ™ II y GSAT-18 Éxito NBN Australia (Sky Muster ™ II) / ISRO India (GSAT-18)
17 de noviembre de 2016 a las 13:06 VA-233 5ES 594 Satélites Galileo FOC-M6 15, 16, 17, 18 Éxito Comisión Europea Unión Europea 
21 de diciembre 2016 a las 8:30 p.m. VA-234 5ECA 587 Star One D1 y JCSAT-15 Éxito Embratel Star One Brasil (Star One D1) / SKY Perfect Japan (JCSAT-15)
14 de feb. 2017 a las 21:39 VA-235 5ECA 588 SKY Brazil-1 y Telkom-3S Éxito DirecTV Latin America (Latinoamérica) Estados Unidos Brasil (SKY Brazil-1) / PT Telkomunikasi Indonesia Indonesia (Telkom-3S)
4 de mayo de 2017 a las 21:50 VA-236 5ECA 589 SGDC y KOREASAT-7 Éxito Telebras SA Brasil (SGDC) / KTSAT Corea del Sur (KOREASAT-7)
1 st de junio de 2017 a las 23:45 VA-237 5ECA 590 ViaSat-2 y Eutelsat 172B Éxito ViaSat Estados Unidos (ViaSat-2) / Eutelsat Francia (EUTELSAT 17)
28 de junio de 2017 a las 21:15 VA-238 5ECA 591 HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN (EuropaSat) y GSat 17 Éxito Inmarsat Reino Unido y Hellas Sat Chipre (HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN / EuropaSat) / ISRO India (GSat-17)
29 de septiembre de 2017 a las 21:56 VA-239 5ECA 5100 Intelsat 37e y BSAT 4a Éxito Intelsat Estados Unidos (Intelsat 37e) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT 4a)
12 de diciembre 2017 a las 18:36 VA-240 5ES 595 Satélites Galileo FOC-M7 19, 20, 21, 22 Éxito Comisión Europea Unión Europea 
25 de enero de 2018 a las 22:20 VA-241 5ECA 5101 SES 14 / ORO , Al Yah 3 Fallo parcial SES Luxembourg , Al Yah Satellite Communications Company (en) Emiratos Árabes Unidos  
5 de abril de 2018 a las 21:34 VA-242 5ECA 5102 Superbird 8 / DSN 1, HYLAS 4 Éxito SKY Perfect JSAT Corporation Japón , Ministerio de Defensa de Japón Japón , Avanti Communications (en) Reino Unido  
25 de julio 2018 a las 11:25 VA-244 5ES 596 Galileo , satélites FOC 23, 24, 25 y 26 Éxito Comisión Europea Unión Europea 
25 de septiembre de 2018 a las 22:38 VA-243 5ECA 5103 Horizontes 3 e , Azerspace-2 / Intelsat 38 Éxito SKY Perfect JSAT Corporation Japón , Intelsat Luxemburgo , Ministerio de Tecnologías de la Información y las Comunicaciones Azerbaiyán , Intelsat Luxemburgo
20 de octubre de 2018 a las 01:45 VA-245 5ECA 5105 BepiColombo-MPO , BepiColombo-MMO Éxito ESA Unión Europea , JAXA Japón 
4 de diciembre 2018 a las 20:37 VA-246 5ECA 5104a GSat 11, GEO-KOMPSAT-2 A Éxito INSAT India , KARI Corea del Sur
5 de febrero 2019 a las 21:01 VA-247 5ECA 5106 HellasSat 4 / SaudiGeoSat 1, GSat 31 Éxito Hellas Sat Grecia , ArabSat Arabia Saudita , INSAT India
20 de junio de 2019 a las 21:43 VA-248 5ECA 5107 DirecTV 16, Eutelsat 7C Éxito DirecTV Estados Unidos , Eutelsat Francia
6 de agosto de 2019 a las 19:30 VA-249 5ECA 5109 Intelsat 39, EDRS-C / HYLAS 3 Éxito Intelsat Luxemburgo , ESA Europa
26 de noviembre de 2019 a las 21:23 VA-250 5ECA 5108 TIBA-1, Inmarsat-5 F5 (GX 5) Éxito Gobierno de Egipto Egipto , Inmarsat Reino Unido
16 de enero de 2020 a las 21:05 VA-251 5ECA 5110 Eutelsat Konnect , GSat 30 Éxito Eutelsat Francia , INSAT India
18 de febrero 2020 a las 22:18 VA-252 5ECA 5111 JCSat 17, GEO-KOMPSAT 2B Éxito SKY Perfect JSAT Corporation Japón , KARI Corea del Sur
15 de agosto de 2020 a las 22:04 VA-253 5ECA 5112 BSat 4b, Galaxy 30, MEV-2 Éxito B-SAT  (en) Japón , Northrop Grumman Innovation Systems Estados Unidos
Lanzamientos planificados
30 de julio 2021 VA-254 5ECA Star One D2, Eutelsat Quantum Star One  (en) Brasil , Eutelsat Francia
Octubre de 2021 VA-xxx 5ECA JWST NASA Estados Unidos , ESA Europa , ASC Canadá
Número de vuelos de Ariane 5 por versión de lanzador Número de vuelos según su éxito
1 2 3 4 5 6 7 8 1996 2000 2004 2008 2012 2016 2020

 GRAMO   G +   GS   ECA   ES

1 2 3 4 5 6 7 8 1996 2000 2004 2008 2012 2016 2020

  Éxito    Falla    Fallo parcial   Planificado   

Notas y referencias

Notas

  1. Visible a 2 min 27 s en este video ( (en) Cámara a bordo: ATV "Albert Einstein" , Ariane 5ES).
  2. La acción de este sistema es muy claramente visible en este video , a partir de los 5 min 14 sy durante el minuto siguiente ( (en) Cámara a bordo: ATV "Albert Einstein" , Ariane 5ES ).
  3. Solo en configuración no recuperable. Si todas las etapas se recuperan para su reutilización, la carga útil del GTO es de aproximadamente ocho toneladas.

Referencias

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Apéndices

Bibliografía

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  • Instituto Francés de Historia del Espacio (IFHE), Los comienzos de la investigación espacial francesa: en la época de los cohetes sonoros, París, EDITE,27 de septiembre de 2007, 398  p. ( ISBN  978-2-84608-215-0 , aviso BnF n o  FRBNF41123797 )

Prensa escrita

  • (en) Glenis Moore , “  Aviones espaciales europeos: ¿Hermes, Sänger o Hotol?  » , Electrónica y Energía , Institución de Ingenieros Eléctricos, vol.  33, n o  4,Abril de 1987, p.  252-254.

Artículos relacionados

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