Ariane 5 | |
Lançador espacial | |
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Ariane ES sendo transferida | |
Dados gerais | |
País nativo | |
Construtor | ArianeGroup |
Primeiro voo | 4 de junho de 1996 |
Último voo | Operacional (agosto de 2020) |
Lançamentos (falhas) | 109 (5) |
Altura | 55 m |
Diâmetro | 5,4 m |
Tirar peso | 780 t |
Andar (es) | 2 |
Take-off impulso | 15 120 kN |
Base (s) de lançamento | Kourou |
Carga útil | |
Órbita baixa |
G: 18 t ES: 21 t ECA: 21 t |
Transferência geoestacionária (GTO) |
G: 6,9 t ES: 8 t ECA: 10,5 t |
Motorização | |
Propulsores de reforço | 2 EAP |
1 st andar | EPC: 1 motor Vulcain 160 toneladas de propelentes criogênicos LOX / LH2 |
2 e andar | ESC: 1 motor HM-7B, 14,4 toneladas de propelentes criogênicos LOX / LH2 (Ariane 5 ECA) EPS: 1 motor Aestus , 9,7 toneladas de N 2 O 4 propelentes líquidos/ UDMH (Ariane 5G e ES) |
Missões | |
Reabastecedor de ATV de satélites de telecomunicações (retirado de serviço) Satélite científico Sonda espacial |
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Ariane 5 é um lançador da Agência Espacial Européia (ESA), desenvolvido para colocar satélites em órbita geoestacionária e cargas pesadas em órbita baixa . Faz parte da família de lançadores Ariane e foi desenvolvido para substituir o Ariane 4 a partir de 1995 , cujas limitadas capacidades já não permitiam lançar satélites de telecomunicações de massas crescentes deforma competitiva, sendo este setor anteriormente o ponto forte lançador europeu.
Já o Ariane anterior é lançado a partir do Centro Espacial da Guiana (CSG).
A decisão de desenvolver um sucessor para o foguete Ariane 4 foi tomada em janeiro de 1985, quando esta versão ainda não havia voado e o sucesso dos foguetes Ariane no campo dos satélites comerciais ainda não era óbvio. O programa foi oficialmente aprovado durante a reunião anual de 1987 dos ministros europeus para assuntos espaciais, que foi realizada naquele ano em Haia . O novo lançador Ariane 5 é um dos três componentes do programa espacial tripulado que a agência espacial planeja implementar. Os outros dois componentes são um mini ônibus espacial de 17 toneladas, Hermès , e um laboratório espacial Columbus . Enquanto o Ariane 4 foi otimizado para colocar satélites em órbita geoestacionária , a arquitetura escolhida para o Ariane 5 visa ser capaz de lançar essas espaçonaves muito pesadas em órbita baixa: o primeiro estágio e os propulsores de reforço são dimensionados de forma a poder colocá-los em sua órbita sem um estágio adicional (o ônibus espacial Hermès, colocado em uma trajetória suborbital , deve, entretanto, como o ônibus espacial americano , usar sua propulsão para se colocar em órbita). Tendo o Ariane 5 que lançar tripulações, o foguete é projetado para atingir uma taxa de sucesso de 99% (com duas etapas). A versão de três estágios usada para satélites geoestacionários deve ter uma taxa de sucesso de 98,5% (por construção, a taxa de sucesso do Ariane 4 foi de 90%, mas na verdade chegará a 97%). Para fazer frente ao crescimento constante da massa dos satélites de telecomunicações, o lançador precisava ser capaz de colocar 6,8 toneladas em uma órbita de transferência geoestacionária , 60% a mais que o Ariane 44L , com um custo por quilograma reduzido em 44%.
Durante seu projeto detalhado, a massa da nave Hermès aumenta continuamente e chega a 21 toneladas. Para que o lançador cumpra seu objetivo, o impulso do motor principal Vulcain vai de 1050 a 1150 quilo newtons e vários componentes do foguete são aliviados. Finalmente, em 1992, o desenvolvimento do ônibus espacial Hermès, que era muito caro, foi abandonado. O trabalho no iniciador é então muito avançado para que sua arquitetura seja questionada.
Cerca de 1.100 industriais participam do projeto. O primeiro voo, que ocorre em4 de junho de 1996é um fracasso . O arremessador teve um início difícil, com duas falhas totais ( Vol 517 em 2002) e duas falhas parciais nos primeiros quatorze lançamentos. mas gradualmente voltou ao sucesso do Ariane 4 . Em 2009, Ariane 5 detinha mais de 60% do mercado global de lançamentos de satélites comerciais em órbita geoestacionária. Emdezembro de 2016, espera-se que o último lançamento de um Ariane 5 ocorra em 2023.
Comercializado pela empresa Arianespace , o foguete realiza de cinco a sete lançamentos por ano, geralmente o dobro (dois satélites), a partir do centro de lançamento de Kourou , na Guiana . Comparado com o Ariane 4 , o Ariane 5 é capaz de transportar cargas particularmente pesadas em órbita baixa : a versão ECA, a mais recente, pode colocar até 10,73 toneladas de carga útil em órbita de transferência geoestacionária e 21 toneladas em órbita terrestre baixa . O Ariane 5 é construído por um consórcio de empresas europeias, colocado sob a gestão de projetos do ArianeGroup.
O Ariane 5 foi desenvolvido para dar um salto qualitativo em comparação com o Ariane 4 . Foi planejado no início de seu projeto que pudesse colocar o ônibus espacial europeu Hermès em órbita e garantir lançamentos a cada duas semanas. É um launcher totalmente novo em seu design, com uma arquitetura simplificada, e projetado para formar a base de uma família evolutiva, cujo desempenho pode ser aumentado gradativamente para que o launcher permaneça totalmente operacional, pelo menos até 2020:
Dependendo do modelo, a capacidade de carga do Ariane 5 é decidida entre a Arianespace e seus clientes (geralmente grandes operadores de satélite).
De acordo com a terminologia de seu fabricante, Ariane 5 inclui:
Os “estágios de aceleração do pó” (EAP, ou P230) são compostos por um tubo metálico contendo o propelente sólido (o pó), produzido na planta guianense REGULUS, e um bico injetor . Os dois EAPs são idênticos, eles circundam o EPC (“ estágio principal criogênico ”). Cada um desses propulsores mede 31 m de altura e 3 m de diâmetro. Com massa vazia de 38 t , eles carregam 237 t de pólvora e entregam 92% do empuxo total do lançador na decolagem (empuxo médio: 5.060 kN , empuxo máximo: 7.080 kN ).
Em comparação com o motor Vulcain no EPC, os dois EAPs não podem ser desligados quando ligados, daí o perigo em caso de falha. Eles fornecem suporte para o lançador no solo, sua separação do lançador, a transmissão das medições durante o vôo e sua neutralização, na separação intempestiva causada pelo EAP ou pelo EPC. Cada EAP é equipado com um motor MPS, que impulsiona o propulsor ao fornecer 540 toneladas de empuxo ao solo . A curva de empuxo é calculada para minimizar as forças aerodinâmicas e otimizar o desempenho: é máxima durante os primeiros vinte segundos com um longo platô de 80 s .
O EAP é composto por três segmentos. O segmento frontal S1 é feito na Itália , enquanto os outros dois, S2 e S3, são fabricados diretamente na Guiana na fábrica da UPG (Usine de Propergol de Guyane). Em seguida, são transportados por rodovia em caminhão basculante (reboque de várias rodas projetado para esse fim), da fábrica até o Edifício de Integração do Propulsor (BIP). São preparados para isso, montados em posição vertical sobre seus paletes (aos quais ficarão presos durante toda a fase de preparação até a decolagem), e puxados por uma balsa (mesa móvel de 180 t ). Estas operações de preparação são realizadas pela empresa franco-italiana Europropulsion. O segmento S1, o mais alto, tem 3,5 m de comprimento e 23,4 t de pó. O segmento central, S2, tem 10,17 m de comprimento e 107,4 t de pó. O último segmento, S3, tem 11,1 m de comprimento e contém 106,7 t de pó. Ele se abre diretamente para o bico, por meio do motor MPS.
O invólucro dos segmentos é feito de aço de 8 mm de espessura, cujo interior é coberto por uma proteção térmica à base de borracha. Eles são separados por linhas de isolamento entre segmentos. Essas juntas são colocadas entre os segmentos. Esses segmentos são carregados com pó de diferentes maneiras, com uma cavidade em forma de estrela no segmento superior (S1) e uma reentrância quase cilíndrica nos outros dois segmentos. Os segmentos de propulsor são carregados sob vácuo. O pó contido é composto por:
O bico , na base do propelente, é responsável por evacuar os gases propelentes a uma taxa de duas toneladas por segundo. Ligado ao segmento n o 3, ele pode mover-se para 6 ° e um máximo de 7,3 ° . Ele mede 3,78 m de comprimento, tem um diâmetro de 2,99 m e uma massa de 6,4 t . Ele é projetado em uma liga metálica e composta (com sílica) para suportar as altas temperaturas liberadas. A pressão de combustão no EAP é de 61,34 bar. No topo dos segmentos de pó está o dispositivo de ignição, medindo 1,25 m de comprimento, com um diâmetro de 47 cm e uma massa de 315 kg , incluindo 65 kg de pó. Isso permitirá que o propelente auxiliar seja aceso iniciando a combustão do pó, o que irá gerar a combustão de todos os segmentos gradativamente. O dispositivo de ignição constitui, em si mesmo, um pequeno propelente. Disparado por uma carga pirotécnica, ele se comporta como uma carga de relé que inflama a carga principal. É um bloco em estrela que fornece um fluxo significativo de gases quentes por meio segundo.
Após a exaustão da pólvora, 129 a 132 s após a ignição, eles se separaram do lançador a uma altitude de cerca de 70 km para cair de volta no Oceano Atlântico . Para isso, iniciamos oito foguetes de distância distribuídos da seguinte forma: 4 na parte frontal (superior) e 4 na parte traseira (inferior). Cada um desses foguetes contém 18,9 kg de pólvora e fornecem entre 66 e 73 kN de empuxo por meio segundo. Embora esses propulsores às vezes sejam recuperados, eles nunca são reutilizados, ao contrário do que foi feito com os SRBs do ônibus espacial .
Uma versão aprimorada dos EAPs está em preparação. a30 de maio de 2012, um teste de disparo em uma bancada de teste mostrou um empuxo médio de 7.000 kN (700 t ) por 135 s .
EPCA "fase principal criogénico" (EPC) é composta principalmente por um dos dois líquidos propulsores tanques e o Vulcain criogénico motor (Vulcain II para Ariane.5 evolução (ECA)). Este estágio é disparado na decolagem e sozinho fornece propulsão para o lançador durante a segunda fase de vôo do lançador, após a liberação dos estágios de aceleração da pólvora. Opera por um total de nove minutos, durante os quais fornece um empuxo de 1350 kN para um peso total de 188,3 t .
Com uma altura de 30,525 m para um diâmetro de 5,458 m e uma massa em vazio de 12,3 t , que contém 158,5 t de propulsores, distribuído entre hidrogénio líquido (LH2 - 26 t ) e . De oxigénio líquido (LOX - 132,5 t ). Esses reservatórios têm capacidade de 391 m 3 e 123 m 3, respectivamente . Eles armazenam os propelentes resfriados a −253 ° C e −183 ° C, respectivamente . A espessura de seu invólucro é da ordem de 4 mm , com proteção térmica em poliuretano expandido de 2 cm de espessura.
Os dois tanques são pressurizados aproximadamente 4 h 30 min antes da decolagem com hélio . Este hélio vem de uma esfera localizada próxima ao motor Vulcain. É isolado termicamente por uma bolsa de ar. Ele contém 145 kg de hélio, pressurizado a 19 bar na decolagem e depois a 17 durante o vôo. Este hélio pressurizará os tanques a 3,5 bar para oxigênio e 2,15 bar para hidrogênio. Durante o vôo, o oxigênio é pressurizado a 3,7 e então 3,45 bar. A vazão média de hélio no tanque é da ordem de 0,2 kg / s . O hidrogênio líquido é mantido sob pressão pelo gás hidrogênio. Esse hidrogênio gasoso é retirado do fundo do palco antes do motor, depois reaquecido e transformado em gás (por volta de -170 ° C ), para ser finalmente reinjetado no tanque de hidrogênio líquido. Em média, isso representa uma taxa de fluxo de 0,4 kg / s . Existe, portanto, todo um conjunto de válvulas e válvulas para controlar as diferentes pressões. Este sistema é denominado COPV .
A bomba turbo de hidrogênio do motor criogênico Vulcain funciona a 33.000 rpm , desenvolvendo uma potência de 15 MW , ou 21.000 hp (a potência de duas composições TGV). É objeto de estudos muito detalhados sobre a resistência dos materiais, e o projeto dos mancais e a centralização das massas móveis devem ser o mais próximo possível da perfeição. A turbobomba de oxigênio gira a 13.000 rpm e desenvolve uma potência de 3,7 MW . O seu design baseia-se essencialmente na utilização de materiais que não se queimam com o oxigénio que produz. O motor Vulcain recebe dessas bombas 200 litros de oxigênio e 600 litros de hidrogênio por segundo.
O composto superior inclui o compartimento do equipamento e, dependendo da carga transportada, um estágio superior com um motor propulsor armazenável (no caso de um Ariane 5 com um estágio superior EPS) ou com propelentes criogênicos (no caso de um Ariane 5 com ESC estágio superior).
O composto superior fornece propulsão para o lançador após a extinção e liberação do estágio EPC. Opera durante a terceira fase do vôo, que dura aproximadamente 25 minutos .
Caixa de equipamentosO compartimento do equipamento abriga o sistema de controle e orientação do lançador. Ele está localizado diretamente acima do EPC no caso de um Ariane 5 Genérico ou na versão A5E / S e, em seguida, envolve o motor Aestus do EPS. No caso de um Ariane 5E / CA , o compartimento do equipamento está localizado acima do ESC. A caixa do equipamento é o verdadeiro cockpit do lançador. Ele orquestra todos os controles e comandos de vôo, sendo as ordens de pilotagem dadas pelos computadores de bordo por meio de equipamentos eletrônicos, com base nas informações fornecidas pelos sistemas de orientação. Esses computadores também enviam ao lançador todos os comandos necessários ao seu funcionamento, como ignição dos motores, separação de etapas e liberação de satélites de bordo. Todo o equipamento é duplicado ( redundância ), de forma que em caso de falha de um dos dois sistemas, a missão pode continuar.
A Caixa de Equipamentos mede 5,43 m de diâmetro na base e 5,46 m na parte superior, para permitir a fixação tanto da estrutura SPELTRA (Estrutura de Suporte Externo para Lançamentos Múltiplos) quanto da carenagem. Sua altura é de 1,56 m , para uma massa de 1.500 kg . A interface com o EPS que deslizará para dentro do anel mede no topo 3,97 m de diâmetro. O anel transportador sobre o qual os instrumentos repousam tem então 33,4 cm de largura. Aqui estão os principais instrumentos que contém:
O compartimento do equipamento também abriga o Sistema de Controle de Atitude (propulsão), mais comumente referido por sua sigla SCA, que inclui dois blocos de bicos alimentados com hidrazina (N 2 H 4) Permitem em particular o controle de rolagem do lançador, durante as fases de propulsão, e o controle de atitude do compósito superior, durante a fase de lançamento das cargas úteis. O tempo máximo de operação especificado da caixa é da ordem de 6.900 segundos, sendo esse tempo máximo de operação geralmente observado durante as missões de órbita baixa. O SCA também permite contornar as irregularidades do motor Vulcain, ao mesmo tempo que possibilita o posicionamento de satélites em 3D. Ele incorpora dois tanques esféricos de titânio , cada um contendo 38 litros de hidrazina na decolagem , pressurizados a 26 bar pelo nitrogênio. O sistema também inclui dois módulos de três propulsores de 460 N de empuxo (ao nível do mar).
Durante a primeira fase de vôo, o rolamento do lançador é gerenciado pelos dois EAPs, cujos bicos direcionáveis permitem dirigir o foguete em todos os eixos. O jarro não deve girar porque perderia energia e isso levaria a um "revestimento" de propelente EPC em suas paredes como resultado da força centrífuga que então emergiria. Como os tubos e as sondas que medem a quantidade de propelentes remanescentes são colocados no meio do tanque, isso poderia causar a parada prematura dos motores, após a desativação das turbobombas. Este cenário já ocorreu no segundo vôo de qualificação do foguete (vôo 502).
Depois de liberados os EAPs, sobra apenas um motor, o Vulcain, não sendo mais possível ajustar a inclinação dos bicos para interromper o giro do foguete. É aqui que o SCA encontra toda a sua utilidade, pois com os seus três propulsores poderá travar esta rotação. Esses três motores são dirigidos da seguinte maneira: um para a direita, um para a esquerda e o último para baixo. Após a falha do vôo 502, foi apurado que o número de propulsores não era suficiente para conter o fenômeno e os funcionários preferiram se precaver reforçando o sistema: A partir de agora, o sistema contém seis esferas e dez propulsores, que também traz a massa total do compartimento do equipamento para 1.730 kg .
EPSExecutado sob a responsabilidade da Astrium EADS, o “estágio propelente armazenável” (EPS, mais raramente denominado L9) é responsável por ajustar a órbita das cargas de acordo com a órbita almejada e garantir sua orientação e separação. Localizado dentro do iniciador, ele não está sujeito às restrições do ambiente externo. Seu design é muito básico, limitando-se a simples tanques pressurizados sem turbobombas. É constituída por uma estrutura em favo de mel , o motor, tanques, equipamentos, reforços dispostos em cruz e dez elos que suportam os tanques de hélio para pressurizar os tanques principais.
De formato cônico, é inserido entre o compartimento do equipamento e o adaptador de carga útil e mede 3,356 m de altura (com o bico) por um diâmetro de 3,963 m ao nível do compartimento do equipamento. No adaptador de carga útil, seu diâmetro é de 2,624 m . Com massa vazia de 1.200 kg , é dotado de quatro tanques de alumínio contendo um total de 9,7 toneladas de propelentes, distribuídos entre 3.200 kg de monometil hidrazina (MMH) e 6.500 kg de peróxido de nitrogênio (N 2 O 4)
Pressurizados por duas garrafas de fibra de carbono infladas a 400 bars e contendo 34 kg de hélio , esses tanques abastecem um motor Aestus (Daimler-Benz Aerospace) que desenvolve um empuxo de 29 kN por 1.100 s (18 min 30 s). Sua particularidade é que ele pode ser reacendido duas vezes em vôo, a fim de otimizar determinadas cargas úteis. Seu bico é articulado em dois eixos (9,5 °). No caso de missões em órbita baixa , a ignição do EPS é precedida por uma fase de vôo balístico, que também permite liberar a órbita de uma carga após sua separação.
Este dispositivo é usado pela última vez para a versão Ariane 5ES
ESCO "estágio criogênico superior" (ESC) usa, como o nome sugere, um motor criogênico: o HM-7B . Ele fornece um empuxo de 65 kN por 970 s , para um peso de 15 t (4,5 t vazio) e uma altura de 4,71 m .
Carga útil | ||||
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Lançador | Massa | Altura |
Órbita baixa |
Órbita GTO |
Ariane 5 ECA | 777 t | 53 m | 21 t | 10,5 t |
Caminhada longa 5 | 867 t | 57 m | 23 t | 13 t |
Atlas V 551 | 587 t | 62 m | 18,5 t | 8,7 t |
Delta IV Pesado | 733 t | 71 m | 29 t | 14,2 t |
Falcon 9 FT | 549 t | 70 m | 23 t | 8,3 t |
Próton -M / Briz-M | 713 t | 58,2 m | 22 t | 6 t |
H-IIB | 531 t | 56,6 m | 19 t | 8 t |
Falcon Heavy | 1.421 t | 70 m | 64 t | 27 t |
A carga útil consiste nos satélites que devem ser colocados em órbita. Para permitir o lançamento de vários satélites, eles são colocados sob a carenagem em um módulo SPELTRA (Estrutura de Suporte Externo para Lançamentos Múltiplos) ou SYLDA (Double Ariane Launch System). Funcionando um pouco como uma prateleira, esses módulos permitem que dois satélites separados sejam colocados em órbita, um após o outro: um dos satélites é posicionado no módulo SPELTRA / SYLDA, o outro dentro.
As cargas úteis e o separador são liberados durante a quarta fase do vôo: a fase balística. Dependendo das características da missão, os lançamentos podem ser feitos imediatamente ou várias dezenas de minutos após o início desta fase. As ações realizadas são rotações, distâncias, etc.
No caso de um único lançamento, o satélite é colocado diretamente no EPS, mas no caso de um duplo lançamento, o satélite inferior é instalado sob o sino formado pelo SPELTRA ou o SYLDA e o segundo satélite passa então a pousar sobre a estrutura de suporte. Todas as interfaces de carga útil usam um diâmetro de 2,624 m , tanto no CPS quanto em vários módulos de lançamento. As instalações de satélite podem, portanto, às vezes exigir o uso de adaptadores de carga útil, se eles não puderem usar diretamente este diâmetro para ser instalado na carenagem. Para melhorar a oferta comercial proposta pelo lançador, serão desenvolvidos três adaptadores, contendo interfaces com diâmetro entre 93,7 cm e 1,666 m , e suportando cargas úteis com massa de 2 a 4,5 toneladas. Eles incluirão parafusos de montagem, molas para o sistema de separação e um sistema de alimentação para o satélite afetado.
SPELTRAO SPELTRA é uma estrutura cilíndrica em favo de mel com uma parte superior cônica (6 painéis). Construído em um composto de resina de carbono com 3 cm de espessura , tem de uma a seis portas de acesso e um soquete umbilical para conectar a carga ao mastro de lançamento. Ele tem sido usado desde o primeiro vôo do Ariane 5 .
Ao contrário do SYLDA, que fica alojado na carenagem, o SPELTRA é colocado entre o compartimento do equipamento e a carenagem, como já acontecia com o Ariane 4 SPELTRA . Portanto, tem um diâmetro externo de 5,435 m , para um diâmetro interno de 5,375 m . A parte inferior é colocada no compartimento do equipamento, enquanto a parte superior cilíndrica serve como moldura de conexão para a carenagem. A parte frustocônica serve como um adaptador para as cargas úteis.
Ele vem em duas versões: uma curta e uma longa. O primeiro mede 4,16 m , aos quais se somam os 1,34 m da parte cônica cortada no topo, o que dá uma altura total de 5,50 m , para uma massa de 704 kg . Da mesma forma, a versão grande tem 7 m de altura para uma massa de 820 kg .
SYLDAPela sua verdadeira designação SYLDA 5, esta estrutura é interna à carenagem e não a suporta, ao contrário do SPELTRA. Projetado pelo grupo industrial Daimler-Benz Aerospace, mede 4.903 m de altura e pesa 440 kg .
O cone inferior tem 59,2 cm de espessura para um diâmetro de base de 5,435 m . É encimada pela estrutura cilíndrica, com diâmetro de 4,561 m por uma altura de 3,244 m , a qual é encimada por um cone de 1,067 m com diâmetro final de 2,624 m ao nível da zona de interface com carga útil.
O Sylda 5 foi utilizado pela primeira vez durante o 5 th voo do Ariane 5 (V128 voo) emMaio de 2000(Satélites Insat 3B e AsiaStar).
BonéFabricado na Suíça pela RUAG Space, a carenagem protege as cargas durante o voo na atmosfera e é liberada assim que não tem mais utilidade, para iluminar o lançador. Este lançamento é realizado logo após o lançamento dos EAPs, a uma altitude de aproximadamente 106 km , após ter permanecido 202,5 s no foguete.
É uma estrutura com diâmetro externo de 5,425 m para um diâmetro interno útil de 4,57 m . Ele vem em dois comprimentos: o “curto” , medindo 12,728 m de altura para uma massa de 2.027 kg , e o “longo” , medindo 17 m de altura para uma massa de 2.900 kg . Está equipado com uma tomada elétrica umbilical para conectar a carga útil ao mastro e uma tomada pneumática para conforto do satélite, uma porta de acesso de 60 cm de diâmetro e proteção acústica, composta por um conjunto de tubos plásticos que absorvem as vibrações. 1.200 ressonadores, instalados em 74 painéis à base de espuma de poliamida , cobrem a parede interna com mais de 9,3 m . O ruído presente no interior permanece, porém, em um nível muito alto, atingindo mais de 140 decibéis, que está além do máximo tolerável por um ouvido humano. Este ruído se manifesta principalmente nas frequências baixas.
O curto cap tem sido usada desde o 1 st vôo e longa a partir do 11 º , emMarço de 2002 (vôo V145).
Várias versões do lançador foram feitas, algumas das quais não são mais produzidas.
Treze lançadores Ariane 5 G (para "genérico" ) foram lançados entre os10 de dezembro de 1999 e a 27 de setembro de 2003. Esta versão não é mais vendida.
Esta versão do Ariane 5 G possui um segundo estágio aprimorado, com uma carga possível de 6.950 kg . Três desses lançadores foram disparados, entre os2 de março e a 18 de dezembro de 2004. Esta versão não é mais vendida.
Esta versão possui os mesmos EAPs do Ariane 5 ECA e um primeiro estágio modificado com um motor Vulcain 1B. Carga possível de 6.100 kg em órbita de transferência geoestacionária (GTO). Seis tiros ocorreram entre os11 de agosto de 2005 e a 18 de dezembro de 2009. Esta versão não é mais vendida.
Esta versão foi projetada para colocar a nave de carga automática ATV em órbita baixa , reabastecendo a Estação Espacial Internacional . Ele pode lançar até 21 t de carga útil nesta órbita. Ariane 5 ES fornece três ignições do estágio superior, para atender às necessidades muito específicas da missão. Além disso, suas estruturas foram reforçadas para suportar a imponente massa do ATV (20 toneladas).
Oito fotos aconteceram entre 9 de março de 2008 e 25 de julho de 2018. Esta versão não é mais vendida.
Seu primeiro lançamento ocorreu em 9 de março de 2008.
A fim de acelerar a implantação da constelação Galileo , a Arianespace anunciou, em 20 de agosto de 2014, o lançamento de 12 satélites por 3 tiros do lançador Ariane 5 ES . Eles serão lançados por quatro a partir de 2015. Este programa foi concluído em25 de julho de 2018.
Ariane 5 ECA , também denominado Ariane 5 “10 toneladas” , em referência à sua capacidade de cerca de dez toneladas em órbita de transferência geoestacionária . Seu primeiro estágio EPC é movido pelo Vulcain 2, que é mais potente que o Vulcain 1, e seu segundo estágio ESC usa o motor criogênico HM-7B , já usado para o terceiro estágio do Ariane 4 .
Desde o final de 2009, é a única versão utilizada para o lançamento de satélites comerciais. No18 de fevereiro de 2020Ela foi baleado 75 vezes e possui uma falha durante o V157 vôo ( 1 st shot) do11 de dezembro de 2002.
26 de novembro de 2019 marcas, com o 250 º vôo de um Ariane, os 40 anos de funcionamento do lançador desde 24 dezembro de 1979.
Os limites da versão ECAO Ariane 5 pode permanecer competitivo desde que possa lançar dois satélites comerciais em órbita geoestacionária. Infelizmente, o peso crescente dos satélites geoestacionários pode colocar em questão a posição bem estabelecida do lançador neste segmento. O satélite TerreStar-1 (6,7 toneladas no lançamento) bateu um novo recorde de massa, mas o lançador Ariane 5 responsável por colocá-lo em órbita não conseguiu realizar um duplo lançamento, e o preço do lançamento teve que ser pago pela única operadora da TerreStar-1. Se essa situação se generalizar, os lançadores de menor capacidade otimizados para um lançamento simples, como o Proton-M , da ILS, e o Zenit-3, podem se tornar mais competitivos do que são atualmente.
O segundo estágio do Ariane 5 não pode ser reacendido, ao contrário dos lançadores russos Zenit e Proton, que usaram essa tecnologia por várias décadas. As órbitas de alguns satélites requerem essa capacidade. É assim que o lançamento, o20 de abril de 2009, de um satélite militar italiano (Sicral-1B) foi confiado ao lançador russo-ucraniano Zenit-3 , e não a um foguete europeu.
Para superar essas limitações, foi planejado o desenvolvimento de uma versão de ME, inicialmente chamada de Ariane 5 ECB . Isso incluiria um novo estágio superior criogênico e re-inflamado, que deveria usar um novo motor Vinci mais potente, em desenvolvimento em Snecma ( Safran ). Graças a esta fase, o Ariane 5 ME teria sido capaz de lançar até 12 toneladas de carga útil em órbita de transferência geoestacionária (GTO). O primeiro voo estava programado para 2017 ou 2019.
O desenvolvimento desta versão, com financiamento de dois anos até 2014, foi decidido na sessão ministerial do Conselho da ESA em novembro de 2012, não é mais relevante, é substituído pelo futuro Ariane 6 .
Versão | Ariane 5G | Ariane 5ECA | Ariane 5ME |
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Estação Espacial Internacional ( t ) | 19,7 | 18,3 | 23,2 |
Órbita de transferência geoestacionária ( t ) | 6,6 | 10,5 | 12 |
Injeção para a Lua ( t ) | 5 | 7,8 | 10,2 |
Órbita lunar ( t ) | 3,6 | 5,65 | 7,45 |
Sol lunar no equador (massa da carga útil) ( t ) | 1,8 (0,9) | 2,8 (1,4) | 3,7 (1,8) |
Terreno lunar no pólo (massa de carga útil) ( t ) | 0,9 (0,4) | 1,4 (0,7) | 1,85 (0,9) |
Injeção na órbita marciana ( t ) | 3,25 | 5,15 | 8 |
Órbita marciana ( t ) | 2,25 | 3,6 | 5,6 |
Versão | Ariane 5G | Ariane 5G + | Ariane 5GS | Ariane 5ECA | Ariane 5ES | Ariane 5ME | |
---|---|---|---|---|---|---|---|
Peso de decolagem ( t ) | 740-750 | 740-750 | 740-750 | 760-780 | 780 | 790 | |
Altura (m) | 52 | 52 | 52 | 56 | 53 | ? | |
Sem tiro | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | ELA-3 | |
Carga útil ( baixa órbita terrestre 400 km ) (toneladas) |
18 | ? | ? | 21 | 21 | 21 | |
Carga útil ( órbita de transferência geoestacionária ) (t) |
6,9 | 7,1 | 6,6 | 9,6 | 8 | 12 | |
Carga útil (lançamento em órbita dupla de transferência geoestacionária ) (t) |
6,1 | 6,3 | 5,8 | 9,1 | 7 | 11 | |
Empuxo de decolagem ( kN ) | ~ 12.000 | ~ 12.000 | ~ 12.500 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | ~ 13.000 | |
Empuxo máximo (kN) | ~ 14.400 | ~ 14.400 | ~ 15.300 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | ~ 15.500 | |
Primeiro voo | 4 de junho de 1996 | 2 de março de 2004 | 11 de agosto de 2005 | 11 de dezembro de 2002 | 9 de março de 2008 | Versão cancelada | |
Último voo | 27 de setembro de 2003 | 18 de dezembro de 2004 | 18 de dezembro de 2009 | em serviço | 25 de julho de 2018 | Versão cancelada | |
Cargas úteis notáveis | ENVISAT , XMM-Newton | Rosetta | Thaïcom 4-iPStar 1 , MSG 2 | Satmex 6 e Thaicom 5, Astra 1L e Galaxy 17, Planck e Herschel Space Telescope | ATV , Galileo (2016) | - | |
Acelerador de pó (EAP) | |||||||
Designação de piso | EAP P238 | EAP P241 | |||||
Motor | P238 | P241 | |||||
Comprimento (m) | 31 | 31 | |||||
Diâmetro (m) | 3 | 3 | |||||
Massa (Ton) | 270 (vazio 33) | 273 (vazio 33) | |||||
Empuxo (máx.) (KN) | 4.400 (6.650) | 5.060 (7.080) | |||||
Tempo (s) de queima | 130 | 140 | |||||
Propelentes | NH 4 ClO 4/ Al , PBHT (propelentes sólidos do tipo PCPA ) | ||||||
Andar principal (EPC) | |||||||
Designação de piso | EPC H158 | EPC H158 modificado | EPC H173 | ||||
Motor | Vulcan 1 | Vulcan 1B | Vulcan 2 | ||||
Comprimento (m) | 30,5 | 30,5 | 30,5 | ||||
Diâmetro (m) | 5,4 | 5,4 | 5,4 | ||||
Massa (t) | 170,5 (vazio 12,2) | 170,5 (12,5 vazio) | 185,5 (vazio 14,1) | ||||
Impulso no solo (kN) | 815 | 815 | 960 | ||||
Empuxo no vácuo (kN) | 1180 | 1180 | 1350 | ||||
Tempo (s) de queima | 605 | 605 | 540 | ||||
Propelentes | LOX / LH2 | LOX / LH 2 | LOX / LH2 | ||||
Segundo andar | |||||||
Designação de piso | EPS L9.7 | EPS L10 | ESC-A H14.4 | EPS L10 | ESC-B H28.2 | ||
Motor | Aestus | Aestus | HM-7B | Aestus | Vinci | ||
Comprimento (m) | 3,4 | 3,4 | 4,7 | 3,4 | ? | ||
Diâmetro (m) | 3,96 * | 3,96 * | 5,4 | 3,96 * | 5,4 | ||
Massa (t) | 10,9 (vazio 1,2) | 11.2 (vazio 1.2) | ca.19.2 (vazio ca. 4.6) | 11.2 (vazio 1.2) | (Propelente 28.2) | ||
Empuxo máximo (kN) | 27 | 27 | 64,8 | 27 | 180 | ||
Tempo (s) de queima | 1.100 | 1 170 | 970 | 1 170 | ? | ||
Propelentes | 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 principais | Versão base otimizada para o ônibus espacial Hermes . | Segundo estágio melhorado e reacendível. | Estágio principal modificado menos potente, propulsores de pó modernizados e mais potentes. | Novo segundo estágio não reacendível, sem fase de vôo não propulsionado. Desenvolvido como uma solução standby em comparação com o Ariane ECB . Otimizado para órbita geoestacionária. | Estrutura reforçada para suportar o peso do ATV . Otimizado para fases de voo mais longas e múltiplas re-ignições. | Novo segundo estágio, motor mais moderno, longas fases de vôo sem propulsão, re-ignição. |
* Localizado na caixa do equipamento de 5,4 metros de diâmetro
O foguete Ariane 5 é lançado do Centro Espacial da Guiana , construído pelo CNES na Guiana Francesa (América do Sul), próximo à cidade de Kourou . As instalações adaptadas para Ariane 5 foram construídas com base nisso, o que lançou as versões anteriores do lançador Ariane.
O conjunto de lançamento do foguete Ariane 5 (ELA-3, sigla para Ariane 3 Launch Assembly), que ocupa uma área de 21 km 2 , é utilizado para o lançamento dos foguetes Ariane 5 e foi de 2003 a 2009 o único local ativo após o final dos lançamentos do Ariane 4 . Ele entende :
Os edifícios de montagem (BIL, BAF), bem como a área de lançamento estão ligados por uma via dupla na qual circula a mesa de lançamento móvel que transporta o foguete. O empreendimento permite oito lançamentos por ano.
Parte do lançador Ariane 5 é fabricada no local. Uma unidade de produção fabrica e derrama propelente sólido para dois dos três segmentos de cada propelente de foguete (EAP) (o terceiro é fundido na Itália ). O site possui uma bancada de testes para EAPs.
O centro de Júpiter é o centro de controle que controla todas as operações de preparação e lançamento.
A taxa exata de preenchimento do propelente é determinada com base na massa da carga útil, órbita do alvo e trajetória para otimizar a probabilidade de sucesso da missão.
Nessa fase, os sistemas hidráulicos também são pressurizados para testar o circuito.
No modelo ATV Ariane 5ES, a última fase inclui três re-ignições sucessivas.
O início de Ariadne 5 foi caracterizado por vários fracassos. Tornar o lançador mais confiável exigiu um esforço financeiro significativo, conseguido em detrimento do desenvolvimento de versões mais potentes.
O primeiro tiro ocorreu em 4 de junho de 1996em Kourou , mas o lançador foi destruído após 37 segundos de vôo. A falha ocorreu devido a um erro do computador , que ocorreu em um programa de gerenciamento de giroscópio projetado para o foguete Ariane 4 e que não havia sido testado na configuração do Ariane 5. A falha do computador teve sua origem em um erro de transcrição de especificação. Durante as trocas entre a ESA e o fabricante da unidade inercial ( também conhecida como IRS ), as especificações funcionais foram copiadas várias vezes e foi durante essas cópias que ocorreu um erro. As especificações originais definem um tempo máximo permitido de 60 segundos para o alinhamento do giroscópio. O tempo de alinhamento é o tempo que leva para um giroscópio atingir sua velocidade de rotação operacional e, assim, permitir que o objeto e sua orientação sejam localizados no espaço. Durante cópias sucessivas, esta duração de 60 segundos é aumentada para 80 segundos, valor incorreto causando um mau funcionamento do programa responsável por gerenciar os dados giroscópicos.
Havia um método para lidar com esse erro, mas o erro foi desabilitado para melhorar o desempenho do sistema no Ariane 4 , visto que neste modelo foi possível comprovar que a ocorrência do overrun que ia ser produzido pelo programa era zero dadas as possíveis trajetórias de vôo. Porém, as especificações do Ariane 5, principalmente durante a fase de decolagem, diferem significativamente das do Ariane 4. O programa da unidade inercial , embora redundante, produziu dois overruns de trajetória e acabou sinalizando a falha dos sistemas giroscópicos. O computador de pilotagem do foguete (desenvolvido especificamente para o Ariane 5), ao interpretar os valores de erro (provavelmente negativos) fornecidos pelo segundo giroscópio, deduziu que o foguete havia começado a apontar para baixo. A reação do computador piloto foi direcionar os bicos ao máximo para endireitar o foguete, o que aumentou consideravelmente a incidência do lançador e causou forças aerodinâmicas que o destruíram. Este é certamente um dos erros de computador mais caros da história (US $ 500 milhões).
Destacou-se que o programa de gerenciamento do alinhamento giroscópico, que deu origem ao acidente, era totalmente desnecessário. Na verdade, foi projetado para reajustar rapidamente a calibração dos giroscópios no caso de um pequeno atraso de disparo (da ordem de alguns minutos), a fim de permitir uma rápida retomada da contagem regressiva - por exemplo, devido às rápidas variações das condições meteorológicas no local de lançamento em Kourou . No entanto, este cenário, inicialmente previsto para Ariane 3 , há muito foi excluído dos procedimentos de disparo.
O segundo voo ocorreu em 30 de outubro de 1997.
A missão foi completada mas a órbita desejada não foi alcançada, devido a um movimento rotacional do lançador sobre si mesmo (movimento de rolamento , como um pião) que levou a uma parada prematura da propulsão do primeiro estágio EPC. Após este final de propulsão da primeira fase, e apesar do correto start-up do EPS do estágio superior, ele não foi capaz de suprir todo o déficit de empuxo da primeira fase do vôo, levando a missão a um ligeiro órbita degradada.
Esse movimento de rolamento deveu-se a um torque gerado pelo fluxo de gases no bico do motor Vulcain 1, torque cuja intensidade foi subestimada. Conseqüentemente, e apesar do uso do sistema de controle de rotação SCA, o lançador sofreu rotação excessiva durante o voo do primeiro estágio. Esse giro poderia ter tido poucas consequências, os algoritmos de vôo - relativamente eficientes - controlando a trajetória apesar de tudo. Porém, ao final da propulsão, e sob o efeito da velocidade de roll atingida, a superfície dos propelentes (oxigênio líquido e hidrogênio) nos tanques curvou-se em seu centro (como um sifão, quando o líquido gruda nas paredes). Este fenômeno foi interpretado pelos sensores de nível (“medidores” dos tanques) como um indício da iminência de uma “fome de combustível”, o que levou o computador de bordo a ordenar a parada da propulsão do motor. O EPC prematuramente.
O torque de rolamento gerado pelo motor Vulcain 1 foi dominado a partir do vôo seguinte com a instalação, ao final, de escapamentos divergentes, ligeiramente inclinados, corrigindo o roll natural gerado pelo motor. Os responsáveis pelo projeto do Ariane 5 ainda preferiram se precaver com o fortalecimento do sistema SCA: ele agora contém seis esferas de propulsor e dez propulsores de controle, em vez dos três propulsores iniciais.
Este problema afetou outros lançadores, incluindo o H-IIA japonês.
O terceiro teste ocorreu em 21 de outubro de 1998. Foi um sucesso total.
A missão transportou a cápsula de demonstração de reentrada atmosférica do Demonstrador de Reentrada Atmosférica (ARD) (cápsula do tipo Apollo Europeia ), que realizou uma reentrada atmosférica perfeita, e o modelo tecnológico MAQSAT.
Além dos dois primeiros fracassos no início da carreira, houve aqueles em voos comerciais, em 2001 , 2002 e 2018 .
Neste vôo, realizado em 12 de julho de 2001, nenhuma falha clara ou erro do piloto. O problema vem do motor da última etapa que funcionou por um tempo menor (1 minuto e 20 segundos a menos) e com uma potência inferior a 20 % da que havia sido planejada, não permitindo atingir a velocidade necessária para a injeção. alvo (pico em 18.000 km em vez de 36.000 km ). Este vôo é uma meia falha, porque a órbita foi bem-sucedida, mas com parâmetros de injeção que não eram ótimos.
A causa parece ser a presença de água residual na infraestrutura do motor, resultante de testes realizados no terreno. Misturado ao combustível, teria causado notável queda de potência e consumo excessivo de um dos propelentes, o que poderia explicar a perda de potência e o desligamento prematuro.
Para superar essas diferenças, o satélite Artemis usou sua própria propulsão para alcançar sua órbita geoestacionária alvo. Ele foi reconfigurado remotamente para chegar à posição desejada, por meio de um novo procedimento. Primeiro por uma série de incêndios, usando a maior parte de seu combustível, para colocá-lo em uma órbita circular superior. Em seguida, pelos seus motores iônicos , inicialmente destinados apenas a corrigir sua órbita, graças a uma trajetória em espiral, que o fazia ganhar 15 km por dia e atingir, em 18 meses, sua altitude de 36.000 km . O segundo satélite, o BSAT 2B, foi definitivamente perdido porque não tinha recursos suficientes para compensar essa diferença em órbita.
a 11 de dezembro de 2002, este voo inaugural da versão ECA do Ariane 5 terminou no Oceano Atlântico, na sequência de uma falha do motor Vulcain 2, equipando o palco principal do foguete.
Um vazamento no sistema de arrefecimento fez com que o bico entortasse, o que criou um desequilíbrio no empuxo do motor e tornou o lançador incontrolável. Diante de uma perda insuperável de controle do foguete, o controle de solo tomou precauções e ordenou a destruição do foguete em vôo. Os dois satélites franceses de telecomunicações a bordo, Hot Bird 7 e Stentor , foram destruídos. O insucesso deste lançamento resultou na perda de dois satélites no valor total de 640 milhões de euros.
A decolagem ocorreu conforme planejado em 25 de janeiro de 2018em 22 h 20 UTC , mas no 9 º minuto, logo após a separação do 1 st andar , enquanto o foguete estava no espaço , as várias estações terrestres não receber os sinais de telemetria a partir da segunda fase, que permaneceu "silenciosa "por 28 minutos, até o final da missão.
A origem do incidente é erro humano. Parâmetros de vôo errados foram programados no computador de bordo do foguete. A estação terrestre Galliot, acompanhando o foguete desde a decolagem, notou o desvio da trajetória. As estações seguintes, apontando suas antenas na trajetória planejada, não conseguiram estabelecer contato. A missão continuou até sua conclusão totalmente automática.
Ambos os satélites foram implantados, mas em órbitas ruins. Com efeito, se o perigeu (235 km ) e o apogeu (43.150 km ) cumprem as expectativas, a inclinação da órbita obtida é de 21 ° em vez dos 3 ° visados. O satélite SES 14 poderá atingir a órbita planejada após um mês, sem reduzir significativamente sua vida útil, graças à excelente eficiência de sua propulsão elétrica . O satélite Al Yah 3 foi declarado estacionado e operacional em30 de maio de 2018. A redução em sua vida útil devido ao consumo adicional de seus propelentes foi estimada em seis anos, ao longo de uma vida útil nominal de quinze anos.
O desvio significativo de trajetória sofrido pelo foguete levantou muitas questões sobre a segurança de vôo. Porque se o erro de programação não deveria, teoricamente, ter passado pelas brechas das inúmeras etapas de verificação realizadas antes de um lançamento, outro fato preocupa os diversos atores da exploração espacial europeia. Com efeito, devido ao seu desvio de quase 20 ° , o foguete sobrevoou a comuna de Kourou , o que nunca havia acontecido antes. Se um incidente grave tivesse ocorrido naquela época, as consequências poderiam ter sido muito graves para os habitantes da cidade sobrevoada pelo foguete.
O Conselho de Inquérito determinou que a causa do desvio de trajetória foi um erro de alinhamento das duas unidades inerciais - o azimute necessário especificamente para este voo para uma órbita de transferência geoestacionária super-síncrona sendo 70 ° em vez dos 90 ° usuais. Recomendou o fortalecimento do controle dos dados usados durante a preparação das missões. A implantação dessas medidas corretivas permitirá a retomada dos voos de acordo com o cronograma planejado, a partir do mês demarço de 2018.
O primeiro voo comercial ocorreu em 10 de dezembro de 1999, com o lançamento do satélite de observação de raios X XMM-Newton .
Uma falha parcial ocorreu em 12 de julho de 2001 : novamente, dois satélites não puderam ser colocados na órbita desejada. O Artemis , o satélite de comunicações da ESA, atingiu a sua órbita final sozinho, utilizando o seu combustível para as correcções da órbita, bem como uma unidade de propulsão iónica que não se destinava a este uso. Isso exigiu uma modificação completa do programa de bordo a partir do solo e encurtou a vida útil do satélite.
O próximo vôo não aconteceu até 1 st de Março de de 2002, com a orbitação bem-sucedida do satélite ambiental ENVISAT de 8,5 toneladas , a uma altitude de 800 km .
Nos anos seguintes, o Ariane 5 conseguiu manter a posição adquirida pela versão Ariane 4 (market share de mais de 50 % ) no segmento de lançamento de satélites comerciais em órbita geoestacionária, que representa entre 20 e 25 satélites por ano ( em uma centena de satélites lançados anualmente). A competição é representada por lançadores com capacidade muito menor, mas que se beneficiam de um preço por quilograma de carga significativamente menor. Os dois principais concorrentes atuais são:
Ano | 2006 | 2007 | 2008 | 2009 | 2010 | 2011 | 2012 | 2013 | 2014 | 2015 | 2016 | 2017 | 2018 | 2019 | 2020 | 2021 | Custo de lançamento em milhões de $ |
Custo / kg | ||||||||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Lançador | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | tiros | sentado. | ||
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 milhões (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 do serviço | $ 65 M (7.920) | $ 36.011 | |||||
Delta IV | 3 | 3 | 1 | 1 | - | - | 3 | 3 | 3 | 3 | 3 | 3 | 4 | 4 | 3 | 3 | 4 | 6 | 2 | 2 | 4 | 5 | 1 | 1 | 2 | 2 | 3 | 3 | 1 | 1 | $ 170 M (médio) | $ 40.380 | ||
Falcon 9 | - | - | - | - | - | - | - | - | 2 | 2 | - | - | 2 | 3 | 3 | 5 | 6 | 11 | 6 | 17 | 9 | 9 | 18 | 54 | 21 | 64 | 13 | 41 | 24 | 28 | $ 56,5M | $ 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 milhões | |||
Longo 3 de março | 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 | $ 60M (3A) | $ 23.177 | ||
Próton | 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 | $ 100M (M) | $ 18.182 | ||
Zenit | 5 | 5 | 1 | 1 | 6 | 6 | 4 | 4 | - | - | 5 | 6 | 3 | 3 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | - | - | 1 | 1 | - | - | - | - | - | - | $ 60M (GLS) | $ 16.666 |
No 15 de agosto de 2020, 109 Ariane 5 tiros foram disparados, todas as versões combinadas. 82 lançamentos consecutivos foram bem-sucedidos (incluindo 63 consecutivos para a versão ECA em12 de dezembro de 2017), que é um recorde para lançadores da família Ariane. O índice de confiabilidade é de 96,6% (duas falhas completas e três falhas parciais, consideradas no cálculo como meias falhas, no5 de fevereiro de 2019) Esta taxa de confiabilidade é dividida de acordo com as versões da seguinte forma:
Ariane 5 é frequentemente usado para colocar em órbita geoestacionária para satélites de comunicação pesados: o recorde é detido pelo TerreStar-1 (6,9 toneladas) lançado1 ° de julho de 2009 ; a maior carga útil colocada em órbita de transferência geoestacionária é composta pelos dois satélites ViaSat - 2 e Eutelsat 172B , lançados em1 st de Junho de 2017pelo vôo VA237 e que representou uma massa total de 10.865 kg no lançamento. Em órbita baixa , a carga mais pesada colocada em órbita pelo Ariane 5 é o ATV de carga espacial europeu de 20.060 kg Georges Lemaître , destinado a abastecer a estação espacial internacional (órbita 250 - 300 km ) e lançado em 30 de julho de 2014pelo vôo VA219. O satélite de observação da Terra Envisat de 8200 kg , colocado em uma órbita sincronizada com o Sol (800 km de altitude) o1 st de Março de de 2002pelo vôo 145, é o maior satélite de observação colocado em órbita baixa pelo Ariane 5. O número total de satélites lançados pelo Ariane 5 é de 225 em 15 de agosto de 2020
Data e hora ( UTC ) | Voar | Versão | Número de série |
Carga útil | Resultados | Operador (es) |
---|---|---|---|---|---|---|
4 de junho de 1996 às 12h34 | V-88 | 5G | 501 | Agrupar | Falha | ESA União Europeia |
30 de outubro de 1997 às 13:43 | V-101 | 5G | 502 | MaqSat H e TEAMSAT, MaqSat B, YES | Falha parcial | ESA União Europeia |
21 de outubro de 1998 às 16:37 | V-112 | 5G | 503 | MaqSat 3, ARD | Sucesso | ESA União Europeia / ARD Alemanha |
10 de dezembro 1999 às 14h32 | V-119 | 5G | 504 | XMM-Newton | Sucesso | ESA União Europeia |
21 de março de 2000 às 23:28 | V-128 | 5G | 505 | INSAT 3B, AsiaStar | Sucesso | ISRO Índia / Worldspace Estados Unidos |
14 de setembro de 2000 às 22:54 | V-130 | 5G | 506 | Astra 2B, GE 7 | Sucesso | SES SA Luxemburgo |
16 de novembro de 2000 às 01:07 | V-135 | 5G | 507 | PAS 1R, Amsat P3D , STRV 1C, STRV 1D | Sucesso | Intelsat Luxembourg e PanAmSat Estados Unidos (PAS 1R) / AMSAT Estados Unidos (Amsat P3D) / STRV Reino Unido (STRV 1C, STRV 1D) |
20 de dezembro 2000 às 00:26 | V-138 | 5G | 508 | Astra 2D , GE 8 (Aurora 3), LDREX | Sucesso | SES SA e SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 2D) / SES World Skies Estados Unidos e Holanda (GE 8) / NASDA Japão (LDREX) |
8 de março de 2001 às 22:51 | V-140 | 5G | 509 | Eurobird 1 , BSat 2a | Sucesso | Eutelsat França / B-SAT Japão |
12 de julho 2001 às 22:58 | V-142 | 5G | 510 | Artemis , BSat 2b | Falha parcial | ESA União Europeia / B-SAT Japão |
1 st de Março de de 2002 às 01:07 | V-145 | 5G | 511 | Envisat | Sucesso | ESA União Europeia |
5 de julho 2002 às 23:22 | V-153 | 5G | 512 | Stellat 5 , N-Star c | Sucesso | França / NTT DoCoMo Japão |
28 de agosto de 2002 às 22:45 | V-155 | 5G | 513 | Atlantic Bird 1 , MSG-1 , MFD | Sucesso | Eutelsat França (Atlantic Bird 1) / EUMETSAT União Europeia (MSG-1) |
11 de dezembro de 2019 2002 às 22:22 | V-157 | 5ECA | 517 | Hot Bird 7, Stentor, MFD A, MFD B | Falha | Eutelsat França (Hot Bird 7) / CNES França (Stentor) |
9 de abril de 2003 às 22:52 | V-160 | 5G | 514 | Insat 3A, Galaxy 12 | Sucesso | ISRO Índia (Insat 3A) / PanAmSat Estados Unidos (Galaxy 12) |
11 de junho de 2003 às 22:38 | V-161 | 5G | 515 | Optus C1, BSat 2c | Sucesso | SingTel Optus Austrália (Optus C1) / B-SAT Japão (BSat 2c) |
27 de setembro de 2003 às 23:14 | V-162 | 5G | 516 | Insat 3E, eBird 1, SMART-1 | Sucesso | ISRO Índia (Insat 3E) / Eutelsat França (eBird 1) / ESA União Europeia (SMART-1) |
2 de março de 2004 às 07:17 | V-158 | 5G + | 518 | Rosetta | Sucesso | ESA União Europeia |
18 de julho 2004 às 00:44 | V-163 | 5G + | 519 | Anik-F2 | Sucesso | Telesat Canada Canada |
18 de dezembro 2004 às 16:26 | V-165 | 5G + | 520 | Helios 2A , Essaim 1, 2, 3, 4 , PARASOL , Nanosat 01 | Sucesso | Exército França Bélgica Espanha Grécia (Helios 2A) / CNES França ( Essaim 1, 2, 3, 4 + PARASOL ) / INTA Espanha ( Nanosat 01 ) |
12 de fevereiro 2005 às 21:03 | V-164 | 5ECA | 521 | XTAR-EUR , Maqsat B2, Sloshsat | Sucesso | XTAR LLC Estados Unidos (XTAR-EUR) / ESA União Europeia (Maqsat B2 e Sloshsat) |
11 de agosto de 2005 às 08:20 | V-166 | 5GS | 523 | Thaïcom 4-iPStar 1 | Sucesso | Thaicom Tailândia |
13 de outubro de 2005 às 22:32 | V-168 | 5GS | 524 | Syracuse III -A, Galaxy 15 | Sucesso | Ministério da Defesa da França (Syracuse III-A) / PanAmSat dos Estados Unidos (Galaxy 15) |
16 de novembro de 2005 às 23:46 | V-167 | 5ECA | 522 | Spaceway F2 , Telkom 2 | Sucesso | DIRECTV EUA (Spaceway F2) / PT Telkomunikasi Indonésia Indonésia (Telkom 2) |
21 de dezembro 2005 às 22:33 | V-169 | 5GS | 525 | Insat 4A, MSG-2 | Sucesso | ISRO Índia (Insat 4A) / ESA e Eumetsat Europa ( MSG-2 ) |
11 de março de 2006 às 22:32 | V-170 | 5ECA | 527 | Spainsat , Hot Bird 7A | Sucesso | HISDESAT Espanha (Spainsat) / EUTELSAT União Europeia (Hot Bird 7A) |
26 de maio de 2006 às 21:08 | V-171 | 5ECA | 529 | Satmex 6, Thaicom 5 | Sucesso | Satélites Mexicanos SA de CV México / Shin Satellite Plc Tailândia |
11 de agosto de 2006 às 22:15 | V-172 | 5ECA | 531 | JCSat 10, Syracuse III -B | Sucesso | JCSAT Corporation Japan (JCSat 10) / Ministério da Defesa da França (Syracuse III-B) |
13 de outubro de 2006 às 20:56 | V-173 | 5ECA | 533 | DirecTV-9S, Optus D1, LDREX-2 | Sucesso | DIRECTV Inc. Estados Unidos (DirecTV-9S) / Optus Austrália (Optus D1) / JAXA Japão (LDREX 2) |
8 de dezembro 2006 às 22:08 | V-174 | 5ECA | 534 | WildBlue 1 , AMC 18 | Sucesso | WildBlue EUA (WildBlue 1) / SES Americom EUA (AMC 18) |
11 de março de 2007 às 22:03 | V-175 | 5ECA | 535 | Skynet-5A, Insat-4B | Sucesso | EADS Astrium Europe (Skynet-5A) / ISRO Índia (Insat-4B) |
4 de maio de 2007 às 22:29 | V-176 | 5ECA | 536 | Astra 1L, Galaxy 17 (pol.) | Sucesso | SES Astra Estados Unidos (Astra 1L) / Intelsat Luxembourg (Galaxy 17) |
14 de agosto de 2007 às 23:44 | V-177 | 5ECA | 537 | SPACEWAY 3, BSAT-3A | Sucesso | Hughes Network Systems Estados Unidos (SPACEWAY 3) / Broadcasting Satellite System Corporation Japão (BSAT-3A) |
5 de outubro de 2007 às 21:28 | V-178 | 5GS | 526 | INTELSAT 11, OPTUS D2 | Sucesso | Intelsat Luxemburgo (INTELSAT 11) / Optus Austrália (OPTUS D2) |
14 de novembro de 2007 às 22:06 | V-179 | 5ECA | 538 | STAR ONE C1 e Skynet 5B | Sucesso | Star One Brasil (STAR ONE C1) / Astrium Paradigm Europe e UK Ministry of Defense UK (Skynet 5B) |
21 de dezembro 2007 às 21:42 | V-180 | 5GS | 530 | Horizons-2 e Rascom-QAF1 | Sucesso | RASCOMSTAR-QAF (Rascom-QAF1) / Horizons Satellite LLC Estados Unidos (Horizons-2) |
9 de março de 2008 às 04:23 | V-181 | 5ES | 528 | ATV 1 "Júlio Verne" ( ATV ) | Sucesso | ESA Europa |
18 de abril de 2008 às 22:17 | V-182 | 5ECA | 539 | Star One C2 e VINASAT-1 | Sucesso | Star One Brasil (Star One C2) / VNPT Vietnã (VINASAT-1) |
12 de junho de 2008 às 21:54 | V-183 | 5ECA | 540 | Skynet 5C e Turksat 3A | Sucesso | Astrium Paradigm Europe & UK Ministry of Defense UK (Skynet 5C) / Turksat AS Turkey (Turksat 3A) |
7 de julho 2008 às 21:47 | V-184 | 5ECA | 541 | ProtoStar I e BADR-6 | Sucesso | Protostar Ltd Estados Unidos (ProtoStar I) / Arabsat Saudi Arabia (BADR-6) |
14 de agosto de 2008 às 20:44 | V-185 | 5ECA | 542 | Superbird-7 e AMC-21 | Sucesso | SCC e Mitsubishi Electrik Corporation Japão (Superbird-7) / SES Americom Estados Unidos (AMC-21) |
20 de dezembro 2008 às 22:35 | V-186 | 5ECA | 543 | Hot Bird 9 e W2M | Sucesso | Eutelsat França |
12 de fevereiro 2009 às 23:09 | V-187 | 5ECA | 545 | Hot Bird 10, SPIRALE 1 e 2 e NSS-9 | Sucesso | Eutelsat França (Hot Bird 10) / SES Estados Unidos (NSS-9) / CNES e DGA França (SPIRALE 1 e 2) |
14 de maio de 2009 às 13:12 | V-188 | 5ECA | 546 | Telescópio Espacial Planck e Herschel | Sucesso | ESA e NASA Europa Estados Unidos (Planck) / ESA Europa (Telescópio Espacial Herschel) |
1 ° de julho. 2009 às 17:52 | V-189 | 5ECA | 547 | EarthStar-I | Sucesso | TerreStar Networks Estados Unidos |
21 de agosto de 2009 às 22:09 | V-190 | 5ECA | 548 | JCSat 12 e Optus D3 | Sucesso | JSat Corporation Japan (JCSat 12) / Optus Australia (Optus D3) |
1 ° de outubro de 2009 às 21:59 | V-191 | 5ECA | 549 | Amazonas 2 e ComsatBw-1 | Sucesso | Hispasat Espanha (Amazonas 2) / Forças Armadas Federais Alemãs, Alemanha (ComsatBw-1) |
29 de outubro de 2009 às 20h00 | V-192 | 5ECA | 550 | THOR 6 e NSS12 | Sucesso | TELENOR Satellite Briadcasting Noruega (THOR 6) / SES Europa (NSS12) |
18 de dezembro 2009 às 16:26 | V-193 | 5GS | 532 | Helios 2B | Sucesso | Exército França Bélgica Espanha Grécia |
21 de maio de 2010 às 22:01 | V-194 | 5ECA | 551 | ASTRA 3B e ComsatBw-2 | Sucesso | SES SA e SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 3B) / Forças Armadas Federais Alemãs, Alemanha (ComsatBw-12) |
26 de junho de 2010 às 21:42 | V-195 | 5ECA | 552 | Arabsat-5A e COMS | Sucesso | ArabSat Arábia Saudita / (Arabsat-5A) / KARI Coreia do Sul (COMS-1) |
4 de agosto de 2010 às 20:59 | V-196 | 5ECA | 554 | RASCOM-QAF 1R & NILESAT 201 | Sucesso | RASCOM (RASCOM-QAF 1R) / Nilesat Egito (Nilesat 201) |
28 de outubro de 2010 às 21:51 | V-197 | 5ECA | 555 | Eutelsat W3B e BSAT-3b | Sucesso | Eutelsat França (Eutelsat W3B) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT-3b) |
26 de novembro de 2010 às 15:39 | V-198 | 5ECA | 556 | HYLAS 1 e INTELSAT 17 | Sucesso | Avanti Communications Group PLC Reino Unido (HYLAS 1) / Intelsat EUA (INTELSAT 17) |
29 de dezembro 2010 às 22:27 | V-199 | 5ECA | 557 | Hispasat 30W-5 (ex Hispasat 1E) e Koreasat 6 | Sucesso | Hispasat Espanha (Hispasat 30W-5) / KTSAT Coreia do Sul (Koreasat 6) |
16 de fevereiro 2011 às 21:50 | V-200 | 5ES | 544 | ATV 2 "Johannes Kepler" | Sucesso | ESA Europa |
22 de abril de 2011 às 20:17 | VA-201 | 5ECA | 558 | Yahsat 1A e Intelsat New Dawn | Sucesso | Al Yah Satellite Communications Emirados Árabes Unidos (Yahsat 1A) / New Dawn Satellite Company Ltd. Estados Unidos (Intelsat New Dawn) |
20 de maio de 2011 às 20:38 | VA-202 | 5ECA | 559 | ST-2 e GSAT-8 | Sucesso | Singapore Telecom Singapore e Chunghwa Telecom Taiwan (ST-2) / ISRO Índia (GSAT-8) |
6 de agosto de 2011 às 22:52 | VA-203 | 5ECA | 560 | ASTRA 1N & BSAT-3c / JCSAT-110R | Sucesso | SES SA & SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 1N) / Broadcasting Satellite System Corporation e SKY Perfect JSAT Japan (BSAT-3c / JCSAT-110R) |
21 de setembro de 2011 às 21:38 | VA-204 | 5ECA | 561 | Arabsat-5C e SES-2 | Sucesso | ArabSat Arábia Saudita / (Arabsat-5C) / SES World Skies Holanda Estados Unidos (SES-2) |
23 de março de 2012 às 04:34 | VA-205 | 5ES | 553 | ATV 3 "Edoardo Amaldi" | Sucesso | ESA Europa |
15 de maio de 2012 às 22:13 | VA-206 | 5ECA | 562 | JCSat-13 e VinaSat-2 | Sucesso | JSat Corporation Japan (JCSat-13) / Vietnam Post and Telecommunications Group Vietnam (VinaSat-2) |
5 de julho 2012 às 21:36 | VA-207 | 5ECA | 563 | MSG-3 e EchoStar XVII | Sucesso | ESA & Eumetsat Europe ( MSG-3 ) / EchoStar & Hughes Network Systems USA (EchoStar XVII) |
2 de agosto de 2012 às 20:54 | VA-208 | 5ECA | 564 | INTELSAT 20 e HYLAS 2 | Sucesso | Intelsat Estados Unidos (INTELSAT 20) / Avanti Communications Group PLC Reino Unido (HYLAS 2) |
28 de setembro de 2012 às 21:18 | VA-209 | 5ECA | 565 | ASTRA 2F e GSAT 10 | Sucesso | SES SA e SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 2F) / ISRO Índia (GSAT-10) |
10 de novembro de 2012 às 21:05 | VA-210 | 5ECA | 566 | Star One C3 e Eutelsat 21B (ex W6A) | Sucesso | Star One Brasil (Star One C3) / Eutelsat França (Eutelsat 21B, ex W6A) |
19 de dezembro 2012 às 21:49 | VA-211 | 5ECA | 567 | Skynet 5D e Mexsat 3 | Sucesso | Astrium Paradigm Europe & United Kingdom Army (Skynet 5D) / Secretaria Communicaciones Transportes do México México (Mexsat 3) |
7 de fevereiro 2013 às 21:36 | VA-212 | 5ECA | 568 | Amazonas 3 e Azerspace / Africasat-1a | Sucesso | Hispasat Espanha (Amazonas 3) / Azercosmos Azerbaijão (Azerspace / Africasat-1a) |
5 de junho de 2013 às 21:52 | VA-213 | 5ES | 592 | ATV 4 "Albert Einstein" | Sucesso | ESA Europa |
25 de julho 2013 às 19:54 | VA-214 | 5ECA | 569 | INSAT-3D e Alphasat | Sucesso | Inmarsat Reino Unido (Alphasat), Organização de Pesquisa Espacial Indiana (ISRO) Índia (INSAT-3D) |
29 de agosto de 2013 às 20h30 | VA-215 | 5ECA | 570 | EUTELSAT 25B / Es'hail 1 e GSAT-7 | Sucesso | Eutelsat França e Es'hailSat Qatar (Eutelsat 25B / Es'hail 1) / ISRO Índia (GSAT-7) |
6 de fevereiro 2014 às 21h30 | VA-217 | 5ECA | 572 | ABS-2 e Athena-Fidus | Sucesso | ABS-2, Telespazio França Itália (Athena-Fidus) |
22 de março de 2014 às 22:04 | VA-216 | 5ECA | 571 | ASTRA 5B (em) e Amazonas 4A | Sucesso | SES SA e SES ASTRA Luxemburgo (ASTRA 5B) / Hispasat Espanha (Amazonas 4A) |
29 de julho 2014 às 23:47 | VA-219 | 5ES | 593 | ATV 5 "Georges Lemaître" | Sucesso | ESA Europa |
11 de setembro de 2014 às 22:05 | VA-218 | 5ECA | 573 | OPTUS 10 e MEASAT-3b | Sucesso | Optus Austrália (OPTUS 10) / MEASAT Satellite Systems Malaysia (MEASAT-3b) |
16 de outubro de 2014 às 21:43 | VA-220 | 5ECA | 574 | Intelsat 30 e ARSAT-1 | Sucesso | Intelsat Estados Unidos (Intelsat 30) / ARSAT Argentina (ARSAT-1) |
6 de dezembro 2014 às 20:40 | VA-221 | 5ECA | 575 | DirecTV-14 e GSAT-16 | Sucesso | DirecTV EUA (DirecTV-14) / ISRO Índia (GSAT-16) |
26 de abril de 2015 às 20h00 | VA-222 | 5ECA | 576 | THOR 7 e SICRAL 2 | Sucesso | British Satellite Broadcasting Reino Unido (Thor 7) / Syracuse (satélite) França (SICRAL 2) |
27 de maio de 2015 às 21:16 | VA-223 | 5ECA | 577 | DirecTV-15 e SkyMexico-1 | Sucesso | DirecTV Estados Unidos (DirecTV-15) / DirecTV América Latina Estados Unidos e Reino Unido e México (SkyMexico-1) |
15 de julho 2015 às 21:42 | VA-224 | 5ECA | 578 | Star One C4 e MSG-4 | Sucesso | Star One Brasil (Star One C4) / ESA e Eumetsat Europa ( MSG-4 ) |
20 de agosto de 2015 às 20:34 | VA-225 | 5ECA | 579 | Eutelsat 8 West B & Intelsat 34 | Sucesso | Eutelsat França (Eutelsat 8 West B) / Intelsat Estados Unidos (Intelsat 34) |
30 de setembro de 2015 às 20h30 | VA-226 | 5ECA | 580 | Sky Muster ™ e ARSAT-2 | Sucesso | NBN Austrália (Sky Muster ™) / ARSAT Argentina (ARSAT-2) |
10 de novembro de 2015 às 21:34 | VA-227 | 5ECA | 581 | ARABSAT-6B e GSAT-15 | Sucesso | Arabsat Arábia Saudita (ARABSAT-6B) / ISRO Índia (GSAT-15) |
27 de janeiro de 2016 às 23:20 | VA-228 | 5ECA | 583 | Intelsat 29 th | Sucesso | Intelsat Estados Unidos |
9 de março de 2016 às 05:20 | VA-229 | 5ECA | 582 | Eutelsat 65 West A | Sucesso | Eutelsat França |
18 de junho de 2016 às 21:38 | VA-230 | 5ECA | 584 | BRIsat e EchoStar XVIII | Sucesso | Persero Indonésia (BRIsat) / Dish Network EUA (EchoStar XVIII) |
24 de agosto de 2016 às 22:16 | VA-232 | 5ECA | 586 | Intelsat 33 e & Intelsat 36 | Sucesso | Intelsat Estados Unidos |
5 de outubro de 2016 às 20h30 | VA-231 | 5ECA | 585 | Sky Muster ™ II e GSAT-18 | Sucesso | NBN Austrália (Sky Muster ™ II) / ISRO Índia (GSAT-18) |
17 de novembro de 2016 às 13:06 | VA-233 | 5ES | 594 | Satélites Galileo FOC-M6 15, 16, 17, 18 | Sucesso | Comissão Europeia União Europeia |
21 de dezembro 2016 às 20h30 | VA-234 | 5ECA | 587 | Star One D1 e JCSAT-15 | Sucesso | Embratel Star One Brasil (Star One D1) / SKY Perfect Japan (JCSAT-15) |
14 de fevereiro 2017 às 21:39 | VA-235 | 5ECA | 588 | SKY Brasil-1 e Telkom-3S | Sucesso | DirecTV América Latina (América Latina) Estados Unidos Brasil (SKY Brasil-1) / PT Telkomunikasi Indonésia Indonésia (Telkom-3S) |
4 de maio de 2017 às 21:50 | VA-236 | 5ECA | 589 | SGDC e KOREASAT-7 | Sucesso | Telebras SA Brasil (SGDC) / KTSAT Coreia do Sul (KOREASAT-7) |
1 st de Junho de 2017 às 23:45 | VA-237 | 5ECA | 590 | ViaSat-2 e Eutelsat 172B | Sucesso | ViaSat Estados Unidos (ViaSat-2) / Eutelsat França (EUTELSAT 17) |
28 de junho de 2017 às 21:15 | VA-238 | 5ECA | 591 | HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN (EuropaSat) e GSat 17 | Sucesso | Inmarsat Reino Unido e Hellas Sat Chipre (HellasSat 3 / Inmarsat-S-EAN / EuropaSat) / ISRO Índia (GSat-17) |
29 de setembro de 2017 às 21:56 | VA-239 | 5ECA | 5100 | Intelsat 37e e BSAT 4a | Sucesso | Intelsat Estados Unidos (Intelsat 37e) / Broadcasting Satellite System Corporation Japan (BSAT 4a) |
12 de dezembro 2017 às 18:36 | VA-240 | 5ES | 595 | Satélites Galileo FOC-M7 19, 20, 21, 22 | Sucesso | Comissão Europeia União Europeia |
25 de janeiro de 2018 às 22:20 | VA-241 | 5ECA | 5101 | SES 14 / GOLD , Al Yah 3 | Falha parcial | SES Luxembourg , Al Yah Satellite Communications Company (en) Emirados Árabes Unidos |
5 de abril de 2018 às 21:34 | VA-242 | 5ECA | 5102 | Superbird 8 / DSN 1, HYLAS 4 | Sucesso | SKY Perfect JSAT Corporation Japão , Ministério da Defesa do Japão Japão , Avanti Communications (en) Reino Unido |
25 de julho 2018 às 11h25 | VA-244 | 5ES | 596 | Galileo , satélites FOC 23, 24, 25 e 26 | Sucesso | Comissão Europeia União Europeia |
25 de setembro de 2018 às 22:38 | VA-243 | 5ECA | 5103 | Horizons 3 e , Azerspace-2 / Intelsat 38 | Sucesso | SKY Perfect JSAT Corporation Japão , Intelsat Luxembourg , Ministério da Comunicação e Tecnologias da Informação Azerbaijão , Intelsat Luxembourg |
20 de outubro de 2018 às 01:45 | VA-245 | 5ECA | 5105 | BepiColombo-MPO , BepiColombo-MMO | Sucesso | ESA União Europeia , JAXA Japão |
4 de dezembro 2018 às 20:37 | VA-246 | 5ECA | 5104a | GSat 11, GEO-KOMPSAT-2 A | Sucesso | INSAT Índia , KARI Coreia do Sul |
5 de fevereiro 2019 às 21:01 | VA-247 | 5ECA | 5106 | HellasSat 4 / SaudiGeoSat 1, GSat 31 | Sucesso | Hellas Sat Grécia , ArabSat Arábia Saudita , INSAT Índia |
20 de junho de 2019 às 21:43 | VA-248 | 5ECA | 5107 | DirecTV 16, Eutelsat 7C | Sucesso | DirecTV Estados Unidos , Eutelsat França |
6 de agosto de 2019 às 19:30 | VA-249 | 5ECA | 5109 | Intelsat 39, EDRS-C / HYLAS 3 | Sucesso | Intelsat Luxemburgo , ESA Europa |
26 de novembro de 2019 às 21:23 | VA-250 | 5ECA | 5108 | TIBA-1, Inmarsat-5 F5 (GX 5) | Sucesso | Governo do Egito Egito , Inmarsat Reino Unido |
16 de janeiro de 2020 às 21:05 | VA-251 | 5ECA | 5110 | Eutelsat Konnect , GSat 30 | Sucesso | Eutelsat França , INSAT Índia |
18 de fevereiro 2020 às 22:18 | VA-252 | 5ECA | 5111 | JCSat 17, GEO-KOMPSAT 2B | Sucesso | SKY Perfect JSAT Corporation Japão , KARI Coreia do Sul |
15 de agosto de 2020 às 22:04 | VA-253 | 5ECA | 5112 | BSat 4b, Galaxy 30, MEV-2 | Sucesso | B-SAT (en) Japão , Northrop Grumman Innovation Systems Estados Unidos |
Lançamentos planejados | ||||||
30 de julho 2021 | VA-254 | 5ECA | Star One D2, Eutelsat Quantum | Star One (en) Brazil , Eutelsat France | ||
Outubro de 2021 | VA-xxx | 5ECA | JWST | NASA Estados Unidos , ESA Europa , ASC Canadá |
Número de voos do Ariane 5 por versão do lançador | Número de voos de acordo com seu sucesso |
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016
2020
G G + GS ECA ES |
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016
2020
Sucesso Falha Falha parcial Planejado |