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Ariane 5
Maquette à l'échelle 1:1 d'Ariane 5 au Bourget
Maquette à l'échelle 1:1 d'Ariane 5 au Bourget
Données générales
Pays d’origine
Constructeur ArianeGroup
Premier vol (23 ans)
Dernier vol Opérationnel (2019)
Lancements (échecs) 105 (5)
Hauteur 55 m
Diamètre 5,4 m
Masse au décollage 750 t
Étage(s) 2
Poussée au décollage 12 000 kN
Poussée maximum 14 400 kN
Base(s) de lancement Kourou
Charge utile
Orbite basse G : 18 t
ES : 21 t
ECA : 21 t
Transfert géostationnaire (GTO) G : 6,9 t
ES :t
ECA : 10,5 t
Motorisation
Propulseurs d'appoint 2 EAP
1er étage EPC : 1 moteur Vulcain
160 tonnes d'ergols cryogéniques LOX/LH2
2e étage ESC : 1 moteur HM-7B, 14,4 tonnes d'ergols cryogéniques LOX/LH2 (Ariane 5 ECA)

EPS : 1 moteur Aestus, 9,7 tonnes d'ergols liquides N2O4/UDMH (Ariane 5G et ES)

Missions
Satellites de télécommunications
Ravitailleur ATV (retiré du service)
Satellite scientifique
Sonde spatiale

Ariane 5 est un lanceur de l'Agence spatiale européenne (ESA), développé pour placer des satellites sur orbite géostationnaire et des charges lourdes en orbite basse. Il fait partie de la famille des lanceurs Ariane et a été développé à compter de 1995 pour remplacer Ariane 4, dont les capacités limitées ne permettaient plus de lancer de manière concurrentielle les satellites de télécommunications de masses croissantes, alors que ce secteur était auparavant le point fort du lanceur européen[1].

Comme pour les Ariane précédentes, il est lancé depuis le Centre spatial guyanais (CSG).

Historique et développementModifier

Article détaillé : Ariane (fusée).

La décision de développer un successeur à la fusée Ariane 4 est prise dès janvier 1985 alors que cette version n'a pas encore volé et que le succès des fusées Ariane dans le domaine des satellites commerciaux n'est pas encore évident. Le programme est officiellement approuvé au cours de la réunion annuelle des ministres européens des affaires spatiales de 1987 qui a lieu cette année là à La Haye. Le nouveau lanceur Ariane 5 est un des trois composants du programme spatial habité que l'agence spatiale prévoit d'implémenter. Les deux autres composants sont une mini-navette spatiale de 17 tonnes, Hermès, et un laboratoire spatial Colombus. Alors que Ariane 4 a été optimisée pour placer des satellites en orbite géostationnaire, l'architecture retenue pour Ariane 5 a pour objectif de pouvoir lancer ces engins spatiaux très lourds en orbite basse : le premier étage et les propulseurs d'appoint sont dimensionnés de manière à pouvoir les placer sur leur orbite sans étage supplémentaire (la navette Hermes, placée sur une trajectoire suborbitale, doit toutefois, tout comme la navette spatiale américaine, utiliser sa propulsion pour se placer en orbite). Ariane 5 devant lancer des équipages, la fusée est conçue pour obtenir un taux de succès de 99 % (avec deux étages). La version tri-étages utilisée pour les satellites géostationnaires doit avoir un taux de succès 98,5 % (par construction le taux de succès d'Ariane 4 était de 90 % mais il atteindra en fait 97 %)[2]. Pour faire face à la croissance régulière de la masse des satellites de télécommunications le lanceur devait pouvoir placer sur une orbite de transfert géostationnaire 6,8 tonnes, soit 60 % de plus que Ariane 44L, avec un cout au kilogramme réduit de 44 %.

Durant sa conception détaillée la masse de la navette Hermes augmente régulièrement et atteint 21 tonnes. Pour que le lanceur puisse remplir son objectif la poussée du moteur principal Vulcain passe de 1050 à 1150 kilonewtons et plusieurs composants de la fusée sont allégés. Finalement en 1992 le développement de la navette Hermes, trop couteux, est abandonné. Les travaux sur le lanceur sont alors trop avancés pour que son architecture soit remise en cause[2].

Environ 1 100 industriels participent au projet. Le premier vol, qui a lieu le est un échec. Le lanceur connait de débuts difficiles, avec deux échecs (Vol 517 en 2002) totaux et deux échecs partiels sur les quatorze premiers lancements. mais il renoue progressivement avec les succès d'Ariane 4 En 2009, Ariane 5 détient plus de 60 % du marché mondial des lancements des satellites commerciaux en orbite géostationnaire. En décembre 2016, il est prévu que le dernier tir d'une Ariane 5 ait lieu en 2023[3].

Caractéristiques et performances généralesModifier

Commercialisée par la société Arianespace, la fusée effectue de cinq à sept lancements par an, en général doubles (deux satellites), depuis le centre de lancement de Kourou, en Guyane. Par rapport à Ariane 4, Ariane 5 est capable d’emporter des charges particulièrement lourdes en orbite basse : la version ECA, la plus récente, peut placer jusqu'à 10,73 tonnes[4] de charge utile en orbite de transfert géostationnaire et 20 tonnes en orbite terrestre basse. Ariane 5 est construite par un consortium d'entreprises européennes, placées sous la maîtrise d’œuvre d'Airbus Defence and Space[5].

Ariane 5 a été développée pour franchir un saut qualitatif par rapport à Ariane 4. Il était prévu au début de sa conception qu'elle puisse mettre en orbite la navette européenne Hermès et assurer des lancements tous les quinze jours. C'est un lanceur complètement nouveau dans sa conception, à l'architecture simplifiée, et conçu pour constituer la base d'une famille évolutive, dont les performances pourront être augmentées progressivement de façon que le lanceur reste pleinement opérationnel, au moins jusqu'en 2020[6] :

  • Ariane 5 G : (Générique) Plus puissante qu'Ariane 4, elle peut placer jusqu'à 6 tonnes de charge utile en orbite de transfert géostationnaire. Entre le moteur Viking d'Ariane 4 et le moteur Vulcain d'Ariane 5, la poussée dans le vide est passée de 80 à 110 tonnes ;
  • Ariane 5 ECA : Peut placer 10,5 tonnes en orbite de transfert géostationnaire. Elle est équipée avec le moteur Vulcain 2 et un nouvel « étage supérieur cryotechnique A » ;
  • Ariane 5 G+ ;
  • Ariane 5 ES : Ariane 5 générique équipée d'un étage supérieur réallumable à propergol stockable (EPS).

Suivant les modèles, la capacité d’emport d’Ariane 5 se décide entre Arianespace et ses clients (en général des grands opérateurs satellites).

Caractéristiques détaillées du lanceurModifier

 
Moteur Vulcain 2
  • Hauteur : de 47 à 52 mètres[7] ;
  • Diamètre : environ 5,40 m ;
  • Poids : environ 750 tonnes au moment du décollage, soit un dixième de la Tour Eiffel ;
  • Carburant :
    • Propulseurs d'appoint (EAP) : 480 tonnes de poudre (propergol solide), répartis dans les deux étages d'accélération à poudre mis en place dans le bâtiment d'intégration lanceur. Les EAP consomment chacun 2 tonnes de poudre par seconde pendant environ 2 minutes.
    • Étage principal cryogénique (EPC) : 220 tonnes d'ergols liquides (hydrogène et oxygène). Il est rempli juste avant le décollage ;
  • Vitesse : supérieure à 8 000 km/h deux minutes après le décollage ;
  • Vitesse à la séparation de la charge utile GTO (finale) : 10 km/s ;
  • Vitesse maximale à la séparation de l'EPS (ESC) : 17,3 km/s (ECA).

Composants du lanceurModifier

Selon la terminologie de son constructeur, Ariane 5 comprend :

  • le composite inférieur, partie du lanceur mise à feu avant le décollage,
  • le composite supérieur, qui regroupe la case à équipements et le deuxième étage,
  • et enfin la charge utile avec sa coiffe.

Composite inférieurModifier

EAPModifier

Les « étages d'accélération à poudre » (EAP, ou P230) sont composés d'un tube métallique contenant le propergol solide (la poudre), réalisé dans l'usine Guyanaise REGULUS, et d'une tuyère. Les deux EAP sont identiques, ils entourent l'EPC (« étage principal cryogénique »). Ces propulseurs mesurent chacun 31 m de haut pour 3 m de diamètre. D'une masse à vide de 38 tonnes, ils embarquent 237 tonnes de poudre et délivrent 92 % de la poussée totale du lanceur au décollage (poussée moyenne : 5 060 kN, poussée maximale : 7 080 kN).

Comparés au moteur Vulcain de l'EPC, les deux EAP ne peuvent être éteints une fois allumés, d'où leur danger en cas de défaillance. Ils assurent le support du lanceur au sol, leur séparation du lanceur, la transmission des mesures pendant le vol et leur neutralisation, sur séparation intempestive provoquée par l'EAP ou l'EPC. Chaque EAP est équipé d'un moteur MPS, qui assure la propulsion du booster en délivrant au sol une poussée de 540 tonnes. La courbe de poussée est calculée pour minimiser les efforts aérodynamiques et optimiser les performances : elle est maximale durant les vingt premières secondes avec un long palier de 80 secondes[8].

L'EAP est composé de trois segments. Le segment avant S1 est fabriqué en Italie, tandis que les deux autres, S2 et S3, sont directement fabriqués en Guyane dans l'usine UPG (Usine de Propergol de Guyane)[9]. Ils sont ensuite acheminés par la route sur le fardier (une remorque à roues multiples conçue pour cet usage), depuis l'usine jusqu'au Bâtiment d'Intégration Propulseurs (BIP). Ils y sont préparés, assemblés en position verticale sur leurs palettes (dont ils resteront solidaires pendant toute la phase de préparation jusqu'au décollage), et tirés par un transbordeur (table mobile de 180 tonnes)[8]. Ces opérations de préparation sont réalisées par la société franco-italienne Europropulsion. Le segment S1, le plus haut, mesure 3,5 m de long et contient 23,4 tonnes de poudre. Le segment central, S2, mesure 10,17 m de long et contient 107,4 tonnes de poudre. Le dernier segment, S3, mesure 11,1 m de long et contient 106,7 tonnes de poudre. Il donne directement sur la tuyère, par l'intermédiaire du moteur MPS.

L'enveloppe des segments est en acier de 8 mm d'épaisseur, dont l'intérieur est recouvert d'une protection thermique à base de caoutchouc. Ils sont séparés par des lignes inter-segments d'isolation. Ces joints sont placés entre les segments[8]. Ces segments sont chargés en poudre de manières différentes, avec un creux en forme d'étoile sur le segment supérieur (S1) et une empreinte quasi cylindrique sur les deux autres segments[10]. Le chargement des segments en propergol est réalisé sous vide. La poudre contenue est composée de :

La tuyère, à la base du propulseur, est chargée d'évacuer les gaz de propulsion à raison de deux tonnes par seconde. Fixée sur le segment no 3, elle peut s'orienter à 6° et au maximum 7,3°. Elle mesure 3,78 m de long pour un diamètre de 2,99 m et une masse de 6,4 tonnes. Elle est conçue dans un alliage métallique et composite (avec de la silice) pour résister à la très haute température dégagée. La pression de combustion dans l'EAP est de 61,34 bars[8]. Au sommet des segments de poudre se trouve l'allumeur, mesurant 1,25 m de long pour un diamètre de 47 cm et une masse de 315 kg, dont 65 kg de poudre. Il va permettre d'allumer le booster en amorçant la combustion de la poudre, qui va générer la combustion de tous les segments de manière progressive[8]. L'allumeur constitue, en lui-même, un petit propulseur. Déclenché par une charge pyrotechnique, il se comporte comme une charge relais qui allume la charge principale[10]. C'est un bloc étoilé qui donne un débit important de gaz chauds pendant une demi-seconde.

Après épuisement de la poudre, 129 à 132 s après leur allumage, ils sont séparés du lanceur à environ 70 kilomètres d'altitude pour retomber dans l'Océan Atlantique. Pour cela, on amorce 8 fusées d'éloignement réparties ainsi : 4 à l'avant (en haut) et 4 à l'arrière (en bas). Ces fusées contiennent chacune 18,9 kg de poudre et fournissent entre 66 et 73 kN de poussée pendant une demi-seconde[8],[Note 1]. Si ces propulseurs sont parfois récupérés, ils ne sont toutefois jamais réutilisés, contrairement à ce qui se faisait avec les SRB de la navette spatiale.

Une version améliorée des EAP est en cours de préparation. Le , un tir d'essai sur banc de test a montré une poussée moyenne de 7 000 kN (700 t) durant 135 secondes[11].

EPCModifier

L'« étage principal cryogénique » (EPC) est composé principalement des deux réservoirs d'ergols liquides et du moteur cryogénique Vulcain (Vulcain II pour Ariane 5 évolution (ECA)). Cet étage est mis à feu dès le décollage et assure seul la propulsion du lanceur durant la deuxième phase de vol du lanceur, après le largage des étages d'accélération à poudre. Il fonctionne en tout durant neuf minutes, pendant lesquelles il fournit une poussée de 1 350 kN pour un poids total de 188,3 t.

D'une hauteur de 30,525 m pour un diamètre de 5,458 m et une masse à vide de 12,3 t, il contient 158,5 tonnes d'ergols, répartis entre l'hydrogène liquide (LH2 - 26 tonnes) et l'oxygène liquide (LOX - 132,5 tonnes). Ces réservoirs sont respectivement d'une capacité de 391 m3 et 123 m3. Ils stockent les ergols refroidis respectivement à −253 °C et −183 °C. L'épaisseur de leur enveloppe est de l'ordre de 4 mm, avec une protection thermique en polyuréthane expansé de 2 cm d'épaisseur[8].

Les deux réservoirs sont mis sous pression environ 4 h 30 min avant le décollage avec de l'hélium. Cet hélium provient d'une sphère située à côté du moteur Vulcain. Elle est isolée thermiquement par une poche d'air. Elle contient 145 kg d'hélium, pressurisé à 19 bars au décollage puis 17 au cours du vol[8]. Cet hélium va pressuriser les réservoirs à 3,5 bars pour l'oxygène et 2,15 bars pour l'hydrogène. Au cours du vol, l'oxygène sera pressurisé à 3,7 puis 3,45 bars. Le débit moyen d'hélium dans le réservoir est de l'ordre de 0,2 kg/s. L'hydrogène liquide sera maintenu sous pression par de l'hydrogène gazeux. Cet hydrogène gazeux est prélevé en bas de l'étage avant le moteur, puis réchauffé et transformé en gaz (à environ −170 °C), pour être finalement réinjecté dans le réservoir d'hydrogène liquide[8]. En moyenne, cela représente un débit de 0,4 kg/s. Il y a donc tout un jeu de valves et de vannes pour commander les différentes pressions.

La turbopompe à hydrogène du moteur cryogénique Vulcain tourne à 33 000 tr/min, développant une puissance de 15 MW, soit 21 000 ch (la puissance de deux rames de TGV)[12]. Elle fait l'objet d'études très poussées sur la résistance des matériaux, et la conception des roulements et le centrage des masses en mouvement se doivent d'être les plus proches possible de la perfection. La turbopompe à oxygène tourne à 13 000 tr/min et développe une puissance de 3,7 MW. Sa conception est essentiellement axée sur l'emploi de matériaux qui n'entreront pas en combustion avec l'oxygène qu'elle brasse[12]. Le moteur Vulcain reçoit de ces pompes 200 l d'oxygène et 600 l d'hydrogène par seconde.

Composite supérieurModifier

Le composite supérieur comprend la case à équipements et, en fonction de la charge utile emportée, un étage supérieur à moteur à ergols stockables (dans le cas d’une Ariane 5 avec étage supérieur EPS) ou à ergols cryogéniques (dans le cas d’une Ariane 5 avec étage supérieur ESC).

Le composite supérieur assure la propulsion du lanceur après l'extinction et le largage de l'étage EPC. Il fonctionne durant la troisième phase de vol, qui dure environ 25 minutes.

Case à équipementsModifier

La case à équipements accueille le système de contrôle et de guidage du lanceur. Elle est située directement au-dessus de l'EPC dans le cas d'une Ariane 5 Générique ou en version A5E/S et entoure alors le moteur Aestus de l'EPS. Dans le cas d'une Ariane 5E/CA, la case à équipements est située au-dessus de l'ESC. La case à équipements est le véritable poste de pilotage du lanceur. Il orchestre l'ensemble des contrôles et des commandes de vol, les ordres de pilotage étant donnés par les calculateurs de bord via des équipements électroniques, à partir des informations fournies par les centrales de guidage. Ces calculateurs envoient également au lanceur tous les ordres nécessaires à son fonctionnement, tels que l'allumage des moteurs, la séparation des étages et le largage des satellites embarqués. Tous les équipements sont doublés (redondance), pour qu'en cas de défaillance de l'un des deux systèmes, la mission puisse se poursuivre.

La Case à équipements mesure 5,43 m de diamètre à sa base et 5,46 m au sommet, pour permettre d'y fixer soit la structure SPELTRA (Structure Porteuse Externe pour Lancements Multiples), soit la coiffe. Sa hauteur est 1,56 m, pour une masse de 1 500 kg. L'interface avec l'EPS qui va se glisser dans l'anneau mesure au sommet 3,97 m de diamètre. L'anneau porteur sur lequel reposent les instruments mesure alors 33,4 cm de large. Voici les principaux instruments qu'il contient[8] :

  • Correcteur d'attitude ;
  • Systèmes de Référence Inertielle (SRI) : Ce sont des pièces maîtresses du contrôle du vol d’Ariane 5. Elles intègrent deux centrales inertielles, qui donnent la position du lanceur dans l'espace, ainsi que quatre accéléromètres, qui donnent l'accélération que subit le lanceur ;
  • Calculateurs OBC (On Board Computer) : En utilisant les informations des SRI, ils commandent les moteurs du lanceur pour qu’il atteigne son objectif. Ils calculent la trajectoire de vol ;
  • Unité de centrale télémesure : Unité qui traite les informations de l'ensemble des capteurs, ainsi que l'espionnage des bus SDC, à envoyer au sol[13] ;
  • Antennes émettrice et réceptrice de télémesure avec les radars au sol ;
  • Boîtier de commande de sauvegarde : Il commande la destruction du lanceur en cas de défaillance grave, ou sur commande de la salle de contrôle au sol ;
  • Connexion électrique SPELTRA / Coiffe : interface électrique vers la coiffe ou via la SPELTRA ;
  • Interface électrique avec l'EPS ;
  • Électronique séquentielle : Elle permet de bien exécuter les opérations de tir dans le bon ordre et en respectant les intervalles de temps prévus ;
  • Passage ligne MMH : Trou permettant de faire passer la canalisation alimentant l'EPS en monométhylhydrazine (MMH), qui est un des combustibles utilisés ;
  • Centrale de commutation : Système qui permet au calculateur de bord de basculer sur l'autre système en cas de défaillance du premier ;
  • Pile et batteries ;
  • Trous pour le passage de câbles vers l'EPC, la charge utile, la ventilation ;
  • Système de conditionnement d'air : Permet de maintenir l'électronique de bord à une température correcte de fonctionnement ;
  • Électronique de pilotage électrique ;
  • Vannes d'isolement SCA : Permettent de contrôler les moteurs du système SCA ;
  • Réservoirs sphériques en titane, contenant l'hydrazine pour le SCA.

La case à équipements abrite également le Système (propulsif) de Contrôle d'Attitude, plus fréquemment désigné par ses initiales SCA, qui comprend deux blocs de tuyères alimentées en hydrazine (N2H4)[8]. Elles permettent notamment le contrôle en roulis du lanceur, pendant les phases propulsées, et le contrôle d'attitude du composite supérieur, pendant la phase de largage des charges utiles[Note 2]. La durée de fonctionnement maximale spécifiée de la case est de l'ordre de 6 900 secondes, cette durée d'utilisation maximale étant généralement observée lors des missions en orbite basse. Le SCA permet également de pallier les irrégularités du moteur Vulcain, tandis qu'il permet de positionner des satellites en 3D. Il intègre deux réservoirs sphériques en titane, contenant chacun au décollage 38 litres d'hydrazine, pressurisée à 26 bars par de l'azote. Le système inclut également deux modules à trois propulseurs de 460 N de poussée (au niveau de la mer)[8].

Durant la première phase du vol, le roulis du lanceur est géré par les deux EAP, dont les tuyères orientables permettent de diriger la fusée sur tous les axes. Le lanceur ne doit pas se mettre en rotation, car il perdrait alors de l'énergie et cela entraînerait un « plaquage » des ergols de l'EPC sur leurs parois, conséquence de la force centrifuge qui ferait alors apparition. Comme les canalisations et les sondes qui mesurent la quantité d'ergols restants sont placées au milieu du réservoir, cela pourrait occasionner un arrêt prématuré des moteurs, à la suite d'un désamorçage des turbopompes. Ce cas de figure s'est déjà produit sur le deuxième vol de qualification de la fusée (vol 502)[8].

Une fois les EAP largués, il ne reste plus qu'un seul moteur, le Vulcain, et il n'est donc alors plus possible de jouer sur l'inclinaison des tuyères pour stopper le roulis de la fusée. C'est là que le SCA trouve toute son utilité, car avec ses trois propulseurs il va pouvoir stopper cette rotation. Ces trois moteurs sont braqués de la manière suivante : un vers la droite, un vers la gauche, et le dernier vers le bas. À la suite de l'échec du vol 502, il fut déterminé que le nombre de propulseurs n'était pas suffisant pour contrer le phénomène et les responsables ont préféré prendre leurs précautions en renforçant le système : Dorénavant, le système contient six sphères et dix propulseurs, ce qui porte par-ailleurs la masse totale de la case à équipements à 1 730 kg[8].

EPSModifier

 
Schéma de lancement d'une Ariane 5 ECA, ici le vol no 183. On distingue bien la phase de vol balistique.

Réalisé sous la responsabilité d'Astrium EADS, l'« étage à propergols stockables » (EPS, appelé plus rarement L9) a pour mission d'ajuster la satellisation des charges utiles selon l'orbite visée et d'assurer leur orientation et leur séparation. Situé à l'intérieur du lanceur, il ne subit pas les contraintes de l'environnement extérieur. Sa conception est très basique, se limitant à de simples réservoirs pressurisés dépourvus de turbopompes. Il est constitué d'une structure en nid d'abeilles, du moteur, des réservoirs, des équipements, de raidisseurs disposés en croix et de dix biellettes supportant les réservoirs d'hélium de mise en pression des réservoirs principaux.

De forme tronconique, il s'intercale entre la case à équipements et l'adaptateur de charge utile et mesure 3,356 m de haut (avec la tuyère) pour un diamètre de 3,963 m au niveau de la case à équipements. Au niveau de l'adaptateur de la charge utile, son diamètre est de 2,624 m. D'une masse à vide de 1 200 kg, il est doté de quatre réservoirs en aluminium contenant au total 9,7 tonnes d'ergols, répartis entre 3 200 kg de monométhylhydrazine (MMH) et 6 500 kg de peroxyde d'azote (N2O4).

Pressurisés par deux bouteilles en fibre de carbone gonflées à 400 bars et contenant 34 kg d'hélium, ces réservoirs alimentent un moteur Aestus (Daimler-Benz Aerospace) qui développe une poussée de 29 kN pendant 1 100 s (18 min 30 s). Sa particularité est d'être ré-allumable en vol deux fois, afin d'optimiser certaines charges utiles[8]. Sa tuyère est articulée sur deux axes (9.5°). Dans le cas de missions en orbite basse, l'allumage de l'EPS est précédé d'une phase de vol balistique, qui permet également de libérer l'orbite d'une charge utile après sa séparation.

Ce dispositif est utilisée pour la dernière fois pour la version Ariane 5ES[14]

ESCModifier

L’« étage supérieur cryogénique » (ESC) utilise, comme son nom l’indique, un moteur cryogénique : le HM-7B. Il fournit une poussée de 65 kN pendant 970 s, pour un poids de 15 t (4,5 t à vide) et une hauteur de 4,71 m.

Charge(s) utile(s)Modifier

Ariane 5 comparée à[15],[16],[17],[18],[19],[20],[21]...
Charge utile
Lanceur Masse Hauteur Orbite
basse
Orbite
GTO
  Ariane 5 ECA 777 t 53 m 21 t 10,5 t
  Longue Marche 5 867 t 57 m 23 t 13 t
  Atlas V 551 587 t 62 m 18,5 t 8,7 t
  Delta IV Heavy 733 t 71 m 29 t 14,2 t
  Falcon 9 FT 549 t 70 m 23 t 8,3 t
  Proton-M/Briz-M 713 t 58,2 m 22 t t
  H-IIB 531 t 56,6 m 19 t t
  Falcon Heavy 1 421 t 70 m 64 t 27 t[Note 3]

La charge utile est constituée des satellites qui doivent être placés sur orbite. Pour permettre les lancements de plusieurs satellites, ceux-ci sont disposés sous la coiffe dans un module SPELTRA (Structure Porteuse Externe pour Lancements Multiples) ou SYLDA (SYstème de Lancement Double Ariane). Fonctionnant un peu comme une étagère, ces modules permettent de placer en orbite deux satellites distincts, l'un après l’autre : un des satellites est positionné sur le module SPELTRA/SYLDA, l'autre à l'intérieur.

Les charges utiles et le séparateur sont largués durant la quatrième phase de vol : la phase balistique. Selon les caractéristiques de la mission, les largages peuvent être faits immédiatement ou plusieurs dizaines de minutes après le début de cette phase. Les actions effectuées sont des mises en rotation, des éloignements, etc.

Dans le cas d'un lancement simple, le satellite est directement placé sur l'EPS, mais lorsqu'il s'agit d'un lancement double, le satellite du bas est installé sous la cloche formée par la SPELTRA ou le SYLDA et le deuxième satellite vient ensuite prendre appui sur la structure porteuse. Toutes les interfaces de charge utile utilisent un diamètre de 2,624 m, qu'elles soient sur l'EPC ou les modules de lancement multiples. Les installations de satellites peuvent donc parfois nécessiter l'emploi d'adaptateurs de charge utile, s'ils ne peuvent pas utiliser directement ce diamètre pour être installés dans la coiffe. Afin d'améliorer l'offre commerciale proposée par le lanceur, trois adaptateurs seront développés, contenant des interfaces d'un diamètre compris entre 93,7 cm et 1,666 m, et supportant des charges utiles d'un masse allant de 2 à 4,5 tonnes. Ils incluront les boulons de fixation, les ressorts du système de séparation et un système d'alimentation électrique pour le satellite concerné[8].

SPELTRAModifier

 
Représentation en coupe de la partie supérieure d'une fusée Ariane 5. En bas, sous les deux satellites, l'étage supérieur cryotechnique (ESC) et son moteur HM-7 (en vert). La partie noire en forme de cloche qui sépare les deux satellites est la structure SYLDA.

La SPELTRA est une structure en nid d'abeilles de forme cylindrique avec une partie supérieure tronconique (6 panneaux). Construite en composite de type « carbone-résine » d'une épaisseur de 3 cm, elle comporte de une à six portes d'accès et une prise ombilicale pour relier la charge utile au mât de lancement. Elle est utilisée depuis le premier vol d'Ariane 5.

Contrairement au SYLDA, qui est logé dans la coiffe, la SPELTRA se place entre la case à équipements et la coiffe, comme c'était déjà le cas pour la SPELTRA d'Ariane 4. Elle a donc un diamètre extérieur de 5,435 m, pour un diamètre intérieur de 5,375 m. La partie inférieure se pose sur la case à équipements, tandis que la partie supérieure cylindrique sert de cadre de liaison pour la coiffe. La partie tronconique sert d'adaptateur pour les charges utiles.

Elle existe en deux versions[8] : une courte et une longue. La première mesure 4,16 m, auxquels s'ajoutent les 1,34 m de la partie conique coupée en haut, ce qui donne une hauteur totale de 5,50 m, pour une masse de 704 kg. De la même manière, la grande version mesure 7 m de haut pour une masse de 820 kg.

SYLDAModifier

De sa vraie désignation SYLDA 5, cette structure est interne à la coiffe, et ne la soutient pas, contrairement à la SPELTRA. Conçue par le groupe industriel Daimler-Benz Aerospace, elle mesure 4,903 m de haut pour une masse de 440 kg.

Le cône du bas mesure 59,2 cm d'épaisseur pour un diamètre à la base de 5,435 m. Il est surmonté par la structure cylindrique, d'un diamètre de 4,561 m pour une hauteur de 3,244 m, qui est elle-même surmonté par un cône de 1,067 m avec un diamètre final de 2,624 m au niveau de la zone d'interface avec la charge utile.

Le SYLDA 5 a été utilisé pour la première fois lors du 5e vol d'Ariane 5 (vol V128) en (satellites Insat 3B et AsiaStar)[8],[22].

CoiffeModifier

Fabriquée en Suisse par Contraves Space, la coiffe protège les charges utiles durant le vol dans l'atmosphère et est larguée dès qu'elle n'est plus utile, afin d'alléger le lanceur. Ce largage est effectué peu après le largage des EAP, à une altitude d'environ 106 km, après être restée 202,5 s sur la fusée[8].

C'est une structure d'un diamètre extérieur de 5,425 m pour un diamètre intérieur utile de 4,57 m. Elle existe en deux longueurs : la « courte », mesurant 12,728 m de haut pour une masse de 2 027 kg, et la « longue », mesurant 17 m de haut pour une masse de 2 900 kg[8]. Elle est équipée d'une prise ombilicale électrique pour relier la charge utile au mât et d'une prise pneumatique pour le confort satellite, d'une porte d'accès de 60 cm de diamètre et d'une protection acoustique, constituée d'un assemblage de boudins en plastique absorbant les vibrations. 1 200 résonateurs, installés sur 74 panneaux à base de mousse polyamide, recouvrent la paroi interne sur 9,3 m. Le bruit présent à l'intérieur reste toutefois d'un niveau très élevé, atteignant plus de 140 décibels, ce qui est au-delà du maximum supportable par une oreille humaine. Ce bruit se manifeste essentiellement dans les basses fréquences.

la coiffe courte a été utilisé depuis le 1er vol et la longue à partir du 11e, en (vol V145).

Versions du lanceur fabriquéesModifier

Plusieurs versions du lanceur ont été fabriquées, dont certaines ne sont plus produites.

Ariane 5 GModifier

 
Coupe verticale de la fusée Ariane 5 GS.

Treize lanceurs Ariane 5 G (pour « Générique ») ont été lancés entre le et le . Cette version n'est plus commercialisée.

Ariane 5 G+Modifier

Cette version d'Ariane 5 G a un second étage amélioré, avec une charge possible de 6 950 kg. Trois lanceurs de ce type ont été tirés, entre le et le . Cette version n'est plus commercialisée.

Ariane 5 GSModifier

Cette version dispose des mêmes EAP que l'Ariane 5 ECA et d'un premier étage modifié avec un moteur Vulcain 1B. Charge possible de 6 100 kg en orbite de transfert géostationnaire (GTO). Six tirs ont eu lieu entre le et le . Cette version n'est plus commercialisée.

Ariane 5 ESModifier

Cette version est conçue pour placer en orbite basse le vaisseau cargo automatique ATV, ravitaillant la Station spatiale internationale. Elle peut lancer jusqu'à 21 tonnes de charge utile sur cette orbite.

Ariane 5 ES assure trois allumages de l'étage supérieur, pour répondre aux besoins très spécifiques de la mission[23]. Par ailleurs, ses structures ont été renforcées pour soutenir la masse imposante de l'ATV (20 tonnes)[24].

Huit tirs ont eu lieu entre le 9 mars 2008 et le 25 juillet 2018. Cette version n'est plus commercialisée.

Son premier lancement a eu lieu le .

Afin d'accélérer le déploiement de la constellation Galileo, Arianespace annonce, le 20 août 2014, le lancement de 12 satellites par 3 tirs du lanceur Ariane 5 ES. Ils seront lancés par quatre à partir de 2015[30],[31]. Ce programme a été achevé le .

  •  : Vol 233, Satellites Galileo FOC-M6 no 15, 16, 17 et 18[32].
  •  : Vol 240 Satellites Galileo FOC-M7 no 19, 20, 21 et 22
  •  : Vol 244 Satellites Galileo FOC-M8 no 23, 24, 25 et 28

Ariane 5 ECAModifier

 
Coupe verticale de la fusée Ariane 5 ECA.

Ariane 5 ECA, aussi appelée Ariane 5 « 10 tonnes », en référence à sa capacité proche de 10 tonnes de mise en orbite de transfert géostationnaire. Son premier étage EPC est motorisé par le Vulcain 2, plus puissant que le Vulcain 1, et son second étage ESC utilise le moteur cryotechnique HM-7B, déjà utilisé pour le troisième étage d'Ariane 4.

Depuis fin 2009, c'est la seule version utilisée pour lancer des satellites commerciaux. Au , elle a été tirée 72 fois[33] et n'a connu qu'une défaillance, lors du vol V157 (1er tir) le [34],[35].

Les limites de la version ECAModifier

Ariane 5 peut rester concurrentielle tant qu'elle peut lancer deux satellites commerciaux en orbite géostationnaire. Malheureusement, la croissance du poids des satellites géostationnaires pourrait remettre en question la position bien établie du lanceur sur ce segment. Le satellite TerreStar-1 (6,7 tonnes au lancement) a établi un nouveau record de masse, mais le lanceur Ariane 5 chargé de le placer en orbite n'a pu effectuer de lancement double, et le prix du lancement a dû être acquitté par le seul opérateur de TerreStar-1. Si cette situation se généralisait, les lanceurs aux capacités plus faibles et optimisés pour un lancement simple, comme Proton-M, d'ILS, et Zenit-3 pourraient devenir plus concurrentiels qu'ils ne le sont actuellement[36].

Le deuxième étage d'Ariane 5 ne peut pas être ré-allumé, contrairement à ceux des lanceurs russes Zenit et Proton, qui utilisent cette technologie depuis plusieurs décennies. Les orbites de certains satellites nécessitent cette capacité. C'est ainsi que le lancement, le , d'un satellite militaire italien (Sicral-1B) a été confiée au lanceur russo-ukrainien Zenit-3, et non à une fusée européenne.

La version ME (Midlife Evolution) annuléeModifier

Pour pallier ces limitations, il était prévu de développer une version ME, initialement appelée Ariane 5 ECB. Celle-ci devait comporter un nouvel étage supérieur cryotechnique et réallumable, qui devait utiliser un nouveau moteur Vinci plus puissant, en cours de développement chez Snecma (Safran). Grâce à cet étage, Ariane 5 ME aurait alors été capable de lancer jusqu'à 12 tonnes de charge utile en orbite de transfert géostationnaire (GTO)[37]. Le premier vol était prévu en 2017 ou 2019[38].

Le développement de cette version, avec un financement pour deux ans jusqu'en 2014, décidé lors de la session ministérielle du Conseil de l'ESA en [39], n'est plus d'actualité, elle est remplacée par la future Ariane 6.

Charge utile des principales versions en fonction de la destination[40]
Version Ariane 5G Ariane 5ECA Ariane 5ME
Station spatiale internationale (t) 19,7 18,3 23,2
Orbite de transfert géostationnaire (t) 6,6 10,5 12
Injection vers la Lune (t) 5 7,8 10,2
Orbite lunaire (t) 3,6 5,65 7,45
Sol lunaire à l'équateur (masse charge utile) (t) 1,8 (0,9) 2,8 (1,4) 3,7 (1,8)
Sol lunaire au pôle (masse charge utile) (t) 0,9 (0,4) 1,4 (0,7) 1,85 (0,9)
Injection vers orbite martienne (t) 3,25 5,15 8
Orbite martienne (t) 2,25 3,6 5,6

Caractéristiques techniques détaillées des différentes versions de la fusée Ariane 5Modifier

Les installations d'assemblage et de lancementModifier

Article détaillé : Centre spatial guyanais.
 
Aire de lancement d'Ariane 5 à Kourou.
 
Ariane 5 quitte le bâtiment d'assemblage.
 
Ariane 5 ES en cours de transfert vers le pas de tir.
 
Centre de contrôle.
 
Décollage d'une Ariane 5 ES avec l'ATV 4.

La fusée Ariane 5 est lancée depuis le Centre spatial guyanais, construit par le CNES en Guyane française (Amérique du Sud) près de la ville de Kourou. Des installations adaptées à Ariane 5 ont été construites sur cette base qui a lancé les versions précédentes du lanceur Ariane.

L'ensemble de lancement de la fusée Ariane 5 (ELA-3, acronyme d'Ensemble de Lancement Ariane 3), qui occupe une superficie de 21 km2, est utilisé pour lancer les fusées Ariane 5 et a été de 2003 jusqu'en 2009 le seul site actif après l'arrêt des lancements d'Ariane 4. Il comprend :

  • Un bâtiment (S5) dans lequel sont préparés les satellites (vérification et chargement en ergols) ;
  • Le Bâtiment d'Intégration Lanceur (BIL), dans lequel sont assemblés verticalement sur la table de lancement les éléments des lanceurs Ariane 5 (propulseurs à poudre (EAP), étage principal cryogénique (EPC), Étage supérieur (EPS ou ESC) ainsi que la case à équipements). Cette dernière se déplace sur une double voie ferrée, pour aller d'un site d'assemblage à un autre, et est équipée d'un mat qui la connecte à la fusée et maintient la fusée durant ses déplacements. Les propulseurs à poudre proviennent du Bâtiment d'Intégration des Propulseurs (BIP), dans lequel ils ont été assemblés ;
  • le Bâtiment d'Assemblage Final (BAF), de 90 mètres de haut, dans lequel sont assemblés les satellites, l'adaptateur, la coiffe et la fusée ;
  • la Zone de Lancement (ZL), qui est éloignée des bâtiments précédents pour limiter l'impact d'une explosion du lanceur durant la phase de décollage ;
  • Le Centre De Lancement (CDL 3), en partie blindé (en particulier sur le toit) :

Les bâtiments d'assemblage (BIL, BAF) ainsi que la zone de lancement sont reliés par une double voie ferrée sur laquelle circule la table de lancement mobile portant la fusée. L'aménagement permet huit lancements par an[41].

Une partie du lanceur Ariane 5 est fabriquée sur place. Une unité de production fabrique et coule le propergol solide de deux des trois segments de chaque propulseur à poudre (EAP) de la fusée (le troisième est coulé en Italie). Le site dispose d'un banc d'essai pour les EAP[9].

Le centre Jupiter est le centre de contrôle qui permet de piloter l'ensemble des opérations de préparation et de lancement.

Déroulement d'un lancementModifier

  • Les différents étages de la fusée sont assemblés dans le Bâtiment d'Intégration Lanceur (BIL)[42].
  • À J-2, après une vérification complète des systèmes et une réunion de préparation du transfert la RAL (Revue d'Aptitude au Lancement), la fusée est acheminée en position verticale sur la zone de lancement no 3, à 2,8 km de distance. Le lanceur, posé sur une grande « table », est tracté par un véhicule spécialement conçu, à une vitesse variant entre 3 et 4 km/h.
  • Arrivé sur site, le lanceur est connecté à la tour de lancement, alimentation en hydrogène, oxygène, électrique...
  • La chronologie finale débute 9 heures avant le H0 prévu.
  • H0 - 7h30 : Contrôle de l'alimentation électrique, des appareils de mesures et de commande. Vérification de la connexion entre la salle de contrôle et le lanceur. Nettoyage des réservoirs pour les ergols et début du refroidissement. (le réservoir doit être à la même température que celui du pas de tir)
  • H0 - 6h : La zone de lancement passe en configuration finale. Les portes sont fermées et verrouillées (la salle de contrôle est un bunker isolé). Contrôle des circuits de remplissage. La partie communication fusée / sol est testée et le programme de vol est chargé dans les deux calculateurs de bord.
  • H0 - 5h : Afin de commencer le remplissage, tout le personnel quitte la zone de lancement. Le remplissage se constitue de 4 étapes ;
    1. Pressurisation du véhicule de stockage transportant les ergols
    2. Mise en froid du circuit véhicule / lanceur
    3. Remplissage
    4. Contrôle : les ergols étant volatils, la pression est constamment contrôlée et régulée.

Durant cette phase, on met aussi les systèmes hydrauliques sous pression, afin de tester le circuit.

  • H0 - 3h20 : Mise en froid du moteur Vulcain.
  • H0 - 30 minutes : Contrôle automatique puis manuel des installations, depuis le centre de contrôle.
  • H0 - 6 min 30 s : Début de la séquence synchronisée. Cette séquence est automatique mais peut être stoppée à tout moment par le directeur de vol. On arrête le remplissage complémentaire des réservoirs et les vannes de sécurité d'arrosage du pas de tir sont ouvertes, provoquant un déluge d'eau sur le pas de tir afin de le refroidir et d'amortir les vibrations. Enfin, on arme le système d'auto-destruction de la fusée.
  • H0 - 4 min 30 s : Pressurisation des réservoirs, en y injectant de l'hélium à haute pression afin de permettre un écoulement optimal du combustible. Purge du circuit de remplissage du pas de tir et déconnexion fusée / sol.
  • H0 - 3 min 30 s : Envoi de l'heure du lancement (H0) dans les calculateurs de bord, le second calculateur passe en veille active. Ainsi, si le 1er système présentait une anomalie, le basculement sur le second serait quasiment instantané.
  • H0 - 2 min : Alimentation du moteur Vulcain en combustible, la mise en froid s'arrête. Le combustible maintient naturellement la température dans le réacteur.
  • H0 - 1 min : L'alimentation électrique de l'EPC passe sur les batteries de bord.
  • H0 - 50 s : L'alimentation de tout le lanceur passe sur les batteries, on coupe l'alimentation depuis le sol. La fusée est maintenant en autonomie complète.
  • H0 - 37 s : Démarrage des enregistreurs de vol (boîtes noires de la fusée). Armement du système d'auto-destruction de la fusée et mise en attente de celui-ci.
  • H0 - 30 s : Contrôle des vannes sol / fusée et inondation du pas de tir depuis le château d'eau du pas de tir, afin de le refroidir et d'atténuer les vibrations.
  • H0 - 22 s : Activation du système de pilotage et début de la procédure de correction de trajectoire, la fusée s'auto-contrôle totalement.
  • H0 - 12 s : Contrôle de la pression dans les réservoirs.
  • H0 - 10 s : Début de la séquence irréversible. Dorénavant, le directeur de vol ne peut plus annuler la mise à feu.
  • H0 - 6 s : Mise à feu des charges d'allumage du moteur Vulcain.
  • H0 - 5.5 s : Le système de communication lanceur / sol direct est déconnecté, passage en mode radio.
  • H0 - 3 s : Programme de vol activé, centrales inertielles en mode « vol ». Les calculateurs contrôlent l'intégralité des actionneurs du lanceur et de ses paramètres de vols.
  • H0 - 2 s : Allumage moteur Vulcain.
  • H0 + 6.9 s : Contrôle d'anomalies du moteur Vulcain. Si des anomalies sont détectées, les EAP ne seront pas allumés, car une fois que cette action est entreprise elle est irréversible.
  • H0 + 7.05 s : Allumage des 2 EAP.
  • Décollage.
  • Les EAP vont fournir une poussée pendant 1 minute 30 à 2 minutes, permettant de mettre la fusée hors atmosphère terrestre. Ils vont ensuite se détacher du corps principal grâce à des systèmes pyrotechniques.
  • La coiffe (protection de la tête) de la fusée se détache une fois sortie de l'atmosphère. Elle est maintenant inutile mais pèse 2 à 3 tonnes. Il est donc utile d'alléger le lanceur.
  • Le moteur Vulcain 2 continue sa poussée pendant encore 6 minutes, puis va être détaché à son tour ainsi que ses réservoirs, laissant le rôle au deuxième étage.
  • La propulsion s'effectue pendant une quinzaine de minutes avant de s'éteindre. La fusée, ou plutôt la charge utile, continue son vol balistique et déploie alors les satellites en orbite géostationnaire.

Sur le modèle Ariane 5ES ATV la dernière phase comporte trois réallumages successifs.

La mise au point du lanceur Ariane 5Modifier

Les débuts d'Ariane 5 furent caractérisées par plusieurs échecs. La fiabilisation du lanceur nécessita un important effort financier, réalisé au détriment du développement de versions plus puissantes.

Premier vol (vol 88 / 501)Modifier

Article détaillé : Vol 501 d'Ariane 5.

Le premier tir eut lieu le à Kourou, mais le lanceur fut détruit après 37 secondes de vol. L'échec était dû à une erreur informatique, intervenue dans un programme de gestion de gyroscopes conçu pour la fusée Ariane 4, et qui n'avait pas été testé dans la configuration d'Ariane 5[43]. Le défaut informatique avait pris sa source dans une erreur de transcription de spécifications. Lors des échanges entre l'ESA et le fabricant de la centrale inertielle (dite également IRS), les spécifications fonctionnelles ont été recopiées plusieurs fois et c'est lors de ces recopies qu'une erreur fut introduite. Les spécifications initiales définissaient une durée maximum admissible de 60 secondes pour l'alignement du gyroscope. La durée d'alignement est le temps qu'il faut pour qu'un gyroscope atteigne sa vitesse de rotation opérationnelle, et permette ainsi de situer l'objet et son orientation dans l'espace. Lors des recopies successives cette durée de 60 secondes est passée à 80 secondes,[réf. nécessaire] valeur erronée provoquant un dysfonctionnement du programme chargé de gérer les données gyroscopiques.

Il existait une méthode de gestion de cette erreur, mais cette dernière avait été désactivée pour améliorer les performances du système[réf. nécessaire] sur Ariane 4, considérant que sur ce modèle on pouvait prouver que l'occurrence du dépassement qui allait être produit par le programme était nulle compte tenu des trajectoires de vol possibles. Or les spécifications d'Ariane 5, notamment en phase de décollage, diffèrent notablement de celles d’Ariane 4. Le programme de la centrale inertielle, bien que redondant, produisit deux dépassements de trajectoire et finit par signaler la défaillance des systèmes gyroscopiques. Le calculateur de pilotage de la fusée (spécifiquement mis au point pour Ariane 5), en interprétant les valeurs d'erreurs (probablement négatives) fournies par le second gyroscope, déduisit que la fusée s'était mise à pointer vers le bas. La réaction du calculateur de pilotage fut de braquer les tuyères au maximum pour redresser la fusée, ce qui augmenta considérablement l'incidence du lanceur et provoqua des efforts aérodynamiques qui le détruisirent[44]. Il s'agit certainement là de l'une des erreurs informatiques les plus coûteuses de l'histoire (500 millions de dollars)[45],[46].

Il a été souligné que le programme de gestion d'alignement gyroscopique, source de l'accident, était totalement inutile. Il était en effet conçu pour réajuster rapidement le calibrage des gyroscopes dans le cas d'un court retard de tir (de l'ordre de quelques minutes), afin de permettre une reprise rapide du compte à rebours – par exemple en raison de variations rapides des conditions météo du site de lancement à Kourou. Or ce cas de figure, envisagé initialement pour Ariane 3, était depuis longtemps exclu des procédures de tir.

Deuxième vol (vol 101 / 502)Modifier

Le second vol eut lieu le .

La mission parvint à son terme mais l'orbite désirée ne fut pas atteinte, par suite d'un mouvement de rotation du lanceur sur lui-même (mouvement de roulis, comme une toupie) qui a conduit à un arrêt prématuré de la propulsion du premier étage EPC. Après cette fin de propulsion du premier étage, et malgré la mise en route correcte de l'étage supérieur EPS, celui-ci n'a pas pu rattraper l'intégralité du déficit de poussée de la première phase du vol, conduisant donc la mission sur une orbite légèrement dégradée.

Ce mouvement en roulis était dû à un couple généré par l'écoulement des gaz dans la tuyère du moteur Vulcain 1, couple dont l'intensité avait été sous-estimée. Dès lors, et malgré la mise en œuvre du système de pilotage en roulis SCA, le lanceur a subi durant tout le vol du premier étage une mise en rotation excessive. Cette mise en rotation aurait pu n'avoir que peu de conséquences, les algorithmes de vol – relativement efficaces – contrôlant malgré tout la trajectoire. Cependant, en fin de propulsion, et sous l'effet de la vitesse en roulis atteinte, la surface des ergols (oxygène et hydrogène liquides) dans les réservoirs s'est incurvée en son centre (à la manière d'un siphon, lorsque le liquide se plaque contre les parois). Ce phénomène a été interprété par les capteurs de niveau (« jauges » des réservoirs) comme l'indication de l'imminence d'une « panne sèche », ce qui a conduit l'ordinateur de bord à commander l'arrêt de propulsion de l'EPC prématurément.

Le couple en roulis généré par le moteur Vulcain 1 fut maîtrisé dès le vol suivant par la mise en place, en extrémité, de divergents d'échappement légèrement inclinés corrigeant le roulis naturel engendré par le moteur. Les responsables de la conception d'Ariane 5 ont tout de même préféré prendre leurs précautions en renforçant le système SCA : il contient désormais six sphères de propergol et dix propulseurs de contrôle, au lieu des trois propulseurs du début.

Ce problème a touché d'autres lanceurs, dont le H-IIA japonais.

Troisième vol (vol 112 / 503)Modifier

Le troisième essai eut lieu le . Ce fut une réussite totale.

La mission emportait la capsule de démonstration de rentrée atmosphérique Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) (capsule européenne de type Apollo), qui effectua une rentrée atmosphérique parfaite, et la maquette technologique MAQSAT.

ÉchecsModifier

Aux deux premiers échecs de début de carrière s'ajoutent ceux survenus sur des vols commerciaux, en 2001, 2002 et 2018.

Dixième vol (vol 142 / 510)Modifier

Sur ce vol, effectué le , pas de panne franche ni d'erreur de pilotage. Le problème vient du moteur du dernier étage qui a fonctionné moins longtemps (1 minute et 20 secondes de moins) et avec une puissance inférieure de 20 % à celle qui avait été prévue[47], ne permettant pas d'atteindre la vitesse nécessaire à l'injection visée (apogée à 18 000 km au lieu de 36 000 km). Ce vol est un demi-échec, car la satellisation a été réussie, mais avec des paramètres d'injection qui n'étaient pas optimaux.

La cause semble être la présence d'eau résiduelle dans l'infrastructure du moteur, provenant de tests réalisés au sol[47]. Mélangée au carburant, elle aurait entraîné une baisse notable de la puissance et une surconsommation de l'un des ergols, ce qui pourrait expliquer la perte de puissance et l'arrêt prématuré.

Pour combler ces différences, le satellite Artemis a utilisé sa propre propulsion afin d’atteindre son orbite géostationnaire cible. Il a été reconfiguré à distance pour atteindre sa position souhaitée, par le biais d'une nouvelle procédure. D'abord par une série de mises à feu, utilisant la plus grande partie de son carburant, pour le mettre sur une orbite circulaire plus élevée. Puis par ses moteurs ioniques, prévus initialement seulement pour corriger son orbite, grâce à une trajectoire en spirale, qui lui a fait gagner 15 km par jour et atteindre, en 18 mois, son altitude de 36 000 km[48]. Le second satellite, BSAT 2B a, lui, été définitivement perdu car il ne possédait pas les ressources suffisantes pour combler cette différence d'orbite.

Dix-septième vol (vol 157 / 517)Modifier

Article détaillé : Vol 517 d'Ariane 5.

Le , ce vol inaugural de la version ECA d'Ariane 5 s'est terminé dans l'océan Atlantique, à la suite d'une défaillance du moteur Vulcain 2, équipant l'étage principal de la fusée[35].

Une fuite dans le système de refroidissement a entraîné une déformation de la tuyère, ce qui a créé un déséquilibre dans la poussée du moteur et rendu le lanceur impossible à piloter. Face à une perte de contrôle insurmontable par la fusée, le contrôle au sol a pris ses précautions et commandé la destruction de la fusée en vol. Les deux satellites français de télécommunications présents à bord, Hot Bird 7 et Stentor, ont été détruits. L'échec de ce lancement a causé la perte de deux satellites d'une valeur totale de 640 millions d'euros.

Quatre-vingt-dix-septième vol (vol 241 / 5101)Modifier

Le décollage de la fusée, s'est effectué comme prévu le à 22 h 20 UTC, mais à la 9e minute, peu après la séparation du 1er étage, alors que la fusée se trouvait dans l'espace, les différentes stations au sol n'ont pas reçu les signaux de télémesure du second étage, qui est resté « muet » pendant 28 minutes, jusqu'à la fin de la mission.

L'origine de l'incident est une erreur humaine. Des paramètres de vol erronés ont été programmés dans l'ordinateur de bord de la fusée. La station au sol de Galliot, suivant la fusée depuis le décollage, a constaté la déviation de la trajectoire. Les stations suivantes, pointant leurs antennes sur la trajectoire prévue, n'ont pu établir le contact. La mission s'est poursuivie jusqu'à son achèvement de façon entièrement automatique[49].

Les deux satellites ont été déployés, mais sur de mauvaises orbites. En effet si le périgée (235 km) et l'apogée (43 150 km) sont conformes aux attentes, l'inclinaison de l'orbite obtenue est de 21° au lieu des 3° visés[50]. Le satellite SES 14 pourra atteindre l'orbite prévue au bout d'un mois[51], sans réduction significative de sa durée de vie grâce au très bon rendement de sa propulsion électrique[52],[53]. Le satellite Al Yah 3 a été déclaré à poste et opérationnel le [54]. La réduction de sa durée de vie due à la consommation supplémentaire de ses ergols a été estimée à six ans, sur une durée de vie nominale de quinze ans[55].

L'important écart de trajectoire subi par la fusée a soulevé de nombreuses questions quant à la sécurité des vols. Car si l'erreur de programmation n'aurait théoriquement jamais du passer entre les mailles du filet des nombreuses étapes de vérification entreprises avant un lancement, un autre fait inquiète les divers acteurs de l'exploitation spatiale européenne. En effet, du fait de sa déviation de près de 20°, la fusée a survolé la commune de Kourou, ce qui n'était jamais arrivé auparavant. Si un incident grave avait eu lieu à ce moment-là, les conséquences auraient pu être très lourdes pour les habitants de la commune survolée par la fusée[49].

La commission d'enquête a établi que la cause de la déviation de la trajectoire était une erreur d'alignement des deux centrales inertielles — l'azimut requis spécifiquement pour ce vol vers une orbite de transfert géostationnaire super-synchrone étant de 70° au lieu des 90° habituels. Elle a recommandé le renforcement du contrôle des données utilisées lors de la préparation des missions. La mise en œuvre de ces mesures correctives permettra la reprise des vols selon le calendrier prévu, dès le mois de [56].

Utilisation commercialeModifier

Le premier vol commercial eut lieu le , avec la mise en orbite du satellite d’observation en rayons X XMM-Newton.

Un échec partiel eut lieu le  : à nouveau, deux satellites ne purent être placés sur l'orbite désirée. Artémis, le satellite de communication de l'ESA, atteignit son orbite définitive par ses propres moyens, en utilisant son combustible destiné aux corrections d'orbite, ainsi qu'une unité de propulsion ionique qui n'avait pas été prévue pour cet usage. Ceci nécessita une modification complète du programme de bord depuis le sol et raccourcit la durée de vie du satellite.

Le vol suivant n'eut lieu que le , avec la mise en orbite réussie du satellite environnemental de 8,5 tonnes ENVISAT, à une altitude de 800 km.

Au cours des années suivantes, Ariane 5 a pu conserver la position acquise par la version Ariane 4 (part de marché supérieure à 50 %) sur le segment du lancement des satellites commerciaux en orbite géostationnaire, qui représente entre 20 et 25 satellites par an (sur une centaine de satellites lancés annuellement). La concurrence est représentée par les lanceurs à la capacité beaucoup moins importante, mais qui bénéficient d'un prix au kilogramme de charge utile nettement inférieur. Les deux principaux concurrents actuels sont :

Nombre de lancements réussis ou partiellement réussis, par année et type de lanceur[57].
(lanceurs moyens et lourds seulement, CubeSats exclus)
Année 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 2016 2017 2018 2019 Coût lancement[58]
Millions $
Coût/kg
Lanceur tirs satellites tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat. tirs sat.
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 13 220 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 6 125 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 65 M$ (7920) 36 011 $
Delta IV   3 3 1 1 3 3 3 3 3 3 4 4 3 3 4 6 2 2 4 5 1 1 2 2 170 M$ (Medium) 40 380 $
Falcon 9   2 2 2 3 3 5 6 11 6 17 9 9 18 54 21 64 56,5 M$ 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 90 M$
Longue Marche 3   3 3 6 6 4 4 2 2 8 8 9 9 9 11 3 3 2 2 9 10 7 7 5 6 14 22 60 M$ (3A) 23 177 $
Proton   6 6 7 7 10 10 10 11 12 18 9 12 11 13 10 12 8 10 8 8 3 3 4 4 2 2 100 M$ (M) 18 182 $
Zenit   5 5 1 1 6 6 4 4 5 6 3 3 1 1 1 1 1 1 1 1 60 M$ (SLB) 16 666 $

Historique des lancementsModifier

Le lancement du

Au , 105 tirs d'Ariane 5 ont été effectués, toutes versions confondues. 82 lancements consécutifs ont été réussis (dont 63 d'affilée pour la version ECA au ), ce qui constitue un record pour les lanceurs de la famille Ariane. Le taux de fiabilité s'établit à 96,6 % (deux échecs complets et trois échecs partiels, considérés dans le calcul comme des demi-échecs, au ). Ce taux de fiabilité se décline en fonction des versions de la manière suivante :

  • Version G, G+ et GS : 92 % (1 échec complet et 2 échecs partiels, considérés dans le calcul comme des demi-échecs, pour 25 tirs) au , date de son dernier vol dans cette version.
  • Version ECA : 97,9 % (1 échec complet et 1 échec partiel pour 72 tirs) au
  • Version ES : 100 % (Aucun échec pour 8 tirs) au , date de son dernier vol dans cette version.

Ariane 5 est souvent utilisée pour placer en orbite géostationnaire des satellites de télécommunications lourds : le record est détenu par TerreStar-1 (6,9 tonnes) lancé le  ; la charge utile la plus importante placée en orbite de transfert géostationnaire est constituée par les deux satellites ViaSat‐2 et Eutelsat 172B, lancés le par le vol VA237 et qui représentaient une masse totale de 10 865 kg au lancement[59]. En orbite basse, la charge la plus lourde mise en orbite par Ariane 5 est le cargo spatial européen ATV Georges Lemaître de 20 060 kg, destiné à ravitailler la station spatiale internationale (orbite de 250 - 300 km) et lancé le par le vol VA219. Le satellite d'observation de la Terre ENVISAT de 8 200 kg, placé sur une orbite héliosynchrone (800 km d’altitude) le par le vol 145, est le plus gros satellite d'observation placé en orbite basse par Ariane 5. Le nombre total de satellites lancés par Ariane 5 est de 216 au 6 août 2019.

Liste des volsModifier

Échec partiel : le satellite est à poste mais sa durée de vie est plus brève que prévu ou son orbite n'est pas exactement celle souhaitée ou seul un des deux satellites fonctionne
Date et Heure (UTC) Vol Version N° de
série
Charge utile Résultat Opérateur(s)
à 12:34 V-88 5G 501 Cluster Échec ESA   Union européenne
à 13:43 V-101 5G 502 MaqSat H et TEAMSAT, MaqSat B, YES Échec partiel[60] ESA   Union européenne
à 16:37 V-112 5G 503 MaqSat 3, ARD Succès ESA   Union européenne / ARD   Allemagne
à 14:32 V-119 5G 504 XMM-Newton Succès ESA   Union européenne
à 23:28 V-128 5G 505 INSAT 3B, AsiaStar Succès ISRO   Inde / Worldspace   États-Unis
à 22:54 V-130 5G 506 Astra 2B, GE 7 Succès SES S.A.  Luxembourg
à 01:07 V-135 5G 507 PAS 1R, Amsat P3D, STRV 1C, STRV 1D Succès Intelsat   Luxembourg et PanAmSat   États-Unis (PAS 1R) / AMSAT   États-Unis (Amsat P3D) / STRV   Royaume-Uni (STRV 1C, STRV 1D)
à 00:26 V-138 5G 508 Astra 2D, GE 8 (Aurora 3), LDREX Succès SES S.A. et SES ASTRA   Luxembourg (ASTRA 2D) / SES World Skies   États-Unis et   Pays-Bas (GE 8) / NASDA   Japon (LDREX)
à 22:51 V-140 5G 509 Eurobird 1, BSat 2a Succès Eutelsat   France / B-SAT   Japon
à 22:58 V-142 5G 510 Artemis, BSat 2b Échec partiel ESA   Union européenne / B-SAT   Japon
à 01:07 V-145 5G 511 Envisat Succès ESA   Union européenne 8 200 kg. Record de masse pour un satellite en orbite basse avec 8 200 kg.
à 23:22 V-153 5G 512 Stellat 5, N-Star c Succès   France / NTT DoCoMo   Japon
à 22:45 V-155 5G 513 Atlantic Bird 1, MSG-1, MFD Succès Eutelsat   France (Atlantic Bird 1) / EUMETSAT   Union européenne (MSG-1)
à 22:22 V-157 5ECA 517 Hot Bird 7, Stentor, MFD A, MFD B Échec Eutelsat   France (Hot Bird 7) / CNES   France (Stentor)
à 22:52 V-160 5G 514 Insat 3A, Galaxy 12 Succès ISRO   Inde (Insat 3A) / PanAmSat   États-Unis (Galaxy 12)
à 22:38 V-161 5G 515 Optus C1, BSat 2c Succès SingTel Optus   Australie (Optus C1) / B-SAT   Japon (BSat 2c)
à 23:14 V-162 5G 516 Insat 3E, eBird 1, SMART-1 Succès ISRO   Inde (Insat 3E) / Eutelsat   France (eBird 1) / ESA   Union européenne (SMART-1)
à 07:17 V-158 5G+ 518 Rosetta Succès ESA   Union européenne
à 00:44 V-163 5G+ 519 Anik-F2 Succès Télésat Canada   Canada
à 16:26 V-165 5G+ 520 Helios 2A, Essaim 1, 2, 3, 4, PARASOL, Nanosat 01 Succès Armée   France  Belgique  Espagne  Grèce (Helios 2A) / CNES   France (Essaim 1, 2, 3, 4 + PARASOL) / INTA   Espagne (Nanosat 01)
à 21:03 V-164 5ECA 521 XTAR-EUR, Maqsat B2, Sloshsat Succès XTAR LLC   États-Unis (XTAR-EUR)/ ESA   Union européenne (Maqsat B2 et Sloshsat)
à 08:20 V-166 5GS 523 Thaïcom 4-iPStar 1 Succès Thaicom   Thaïlande
à 22:32 V-168 5GS 524 Syracuse III-A, Galaxy 15 Succès Ministère français de la Défense   France (Syracuse III-A) / PanAmSat   États-Unis (Galaxy 15)
à 23:46 V-167 5ECA 522 Spaceway F2, Telkom 2 Succès DIRECTV   États-Unis (Spaceway F2) / PT Telkomunikasi Indonesia   Indonésie (Telkom 2)
à 22:33 V-169 5GS 525 Insat 4A, MSG-2 Succès ISRO   Inde (Insat 4A) / ESA & Eumetsat   Europe (MSG-2)
à 22:32 V-170 5ECA 527 Spainsat, Hot Bird 7A Succès HISDESAT   Espagne (Spainsat) / EUTELSAT   Union européenne (Hot Bird 7A)
à 21:08 V-171 5ECA 529 Satmex 6, Thaicom 5 Succès Satélites Mexicanos S.A. de C.V   Mexique / Shin Satellite Plc   Thaïlande
à 22:15 V-172 5ECA 531 JCSat 10, Syracuse III-B Succès JCSAT Corporation   Japon (JCSat 10) / Ministère français de la Défense   France (Syracuse III-B)
à 20:56 V-173 5ECA 533 DirecTV-9S, Optus D1, LDREX-2 Succès DIRECTV Inc.   États-Unis (DirecTV-9S) / Optus   Australie (Optus D1) / JAXA   Japon (LDREX 2)
à 22:08 V-174 5ECA 534 WildBlue 1, AMC 18 Succès WildBlue   États-Unis (WildBlue 1) / SES Americom   États-Unis (AMC 18)
à 22:03 V-175 5ECA 535 Skynet-5A, Insat-4B Succès EADS Astrium   Europe (Skynet-5A) / ISRO   Inde (Insat-4B)
à 22:29 V-176 5ECA 536 Astra 1L, Galaxy 17 (en) Succès SES Astra   États-Unis (Astra 1L) / Intelsat   Luxembourg (Galaxy 17)
à 23:44 V-177 5ECA 537 SPACEWAY 3, BSAT-3A Succès Hughes Network Systems   États-Unis (SPACEWAY 3) / Broadcasting Satellite System Corporation   Japon (BSAT-3A)
à 21:28 V-178 5GS 526 INTELSAT 11, OPTUS D2 Succès Intelsat   Luxembourg (INTELSAT 11) / Optus   Australie (OPTUS D2)
à 22:06 V-179 5ECA 538 STAR ONE C1 et Skynet 5B Succès Star One   Brésil (STAR ONE C1) / Astrium Paradigm   Europe & Ministère Britannique de la défense   Royaume-Uni (Skynet 5B)
à 21:42 V-180 5GS 530 Horizons-2 et Rascom-QAF1 Succès RASCOMSTAR-QAF (Rascom-QAF1) / Horizons Satellite LLC   États-Unis (Horizons-2)
à 04:23 V-181 5ES 528 ATV 1 « Jules Verne » (ATV) Succès ESA   Europe
à 22:17 V-182 5ECA 539 Star One C2 et VINASAT-1 Succès Star One   Brésil (Star One C2) / VNPT   Viêt Nam (VINASAT-1)
à 21:54 V-183 5ECA 540 Skynet 5C et Turksat 3A Succès Astrium Paradigm   Europe & Ministère Britannique de la défense   Royaume-Uni (Skynet 5C) / Turksat AS   Turquie (Turksat 3A)
à 21:47 V-184 5ECA 541 ProtoStar I et BADR-6 Succès Protostar Ltd   États-Unis (ProtoStar I) / Arabsat   Arabie saoudite (BADR-6)
à 20:44 V-185 5ECA 542 Superbird-7 et AMC-21 Succès SCC & Mitsubishi Electrik Corporation   Japon (Superbird-7) / SES Americom   États-Unis (AMC-21)
à 22:35 V-186 5ECA 543 Hot Bird 9 et W2M Succès Eutelsat   France
à 23:09 V-187 5ECA 545 Hot Bird 10, SPIRALE 1&2 et NSS-9 Succès Eutelsat   France (Hot Bird 10)/ SES   États-Unis (NSS-9) / CNES & DGA   France (SPIRALE 1&2)
à 13:12 V-188 5ECA 546 Planck et Télescope spatial Herschel Succès ESA & NASA   Europe   États-Unis (Planck) / ESA   Europe (Télescope spatial Herschel)
à 17:52 V-189 5ECA 547 TerreStar-I Succès TerreStar Networks   États-Unis
à 22:09 V-190 5ECA 548 JCSat 12 et Optus D3 Succès JSat Corporation   Japon (JCSat 12) / Optus   Australie (Optus D3)
à 21:59 V-191 5ECA 549 Amazonas 2 et ComsatBw-1 Succès Hispasat   Espagne (Amazonas 2) / Forces armées fédérales allemandes   Allemagne (ComsatBw-1)
à 20:00 V-192 5ECA 550 THOR 6 et NSS12 Succès TELENOR Satellite Briadcasting   Norvège (THOR 6) / SES   Europe (NSS12)
à 16:26 V-193 5GS 532 Helios 2B Succès Armée   France   Belgique   Espagne   Grèce
à 22:01 V-194 5ECA 551 ASTRA 3B et ComsatBw-2 Succès SES S.A. et SES ASTRA   Luxembourg (ASTRA 3B) / Forces armées fédérales allemandes   Allemagne (ComsatBw-12)
à 21:42 V-195 5ECA 552 Arabsat-5A & COMS Succès ArabSat  Arabie saoudite / (Arabsat-5A) /KARI   Corée du Sud (COMS-1)
à 20:59 V-196 5ECA 554 RASCOM-QAF 1R & NILESAT 201 Succès RASCOM (RASCOM-QAF 1R) / Nilesat  Égypte (Nilesat 201)
à 21:51 V-197 5ECA 555 Eutelsat W3B & BSAT-3b Succès Eutelsat   France (Eutelsat W3B) / Broadcasting Satellite System Corporation   Japon (BSAT-3b)
à 15:39 V-198 5ECA 556 HYLAS 1 & INTELSAT 17 Succès Avanti Communications Group PLC   Royaume-Uni (HYLAS 1) / Intelsat   États-Unis (INTELSAT 17)
à 22:27 V-199 5ECA 557 Hispasat 30W-5 (ex Hispasat 1E) & Koreasat 6 Succès Hispasat   Espagne (Hispasat 30W-5) / KTSAT   Corée du Sud (Koreasat 6)
à 21:50 V-200 5ES 544 ATV 2 « Johannes Kepler » Succès ESA   Europe
à 20:17 VA-201 5ECA 558 Yahsat 1A & Intelsat New Dawn Succès Al Yah Satellite Communications   Émirats arabes unis (Yahsat 1A) /New Dawn Satellite Company Ltd.  États-Unis (Intelsat New Dawn)
à 20:38 VA-202 5ECA 559 ST-2 & GSAT-8 Succès Singapore Telecom   Singapour & Chunghwa Telecom   Taïwan (ST-2) / ISRO   Inde (GSAT-8)
à 22:52 VA-203 5ECA 560 ASTRA 1N & BSAT-3c/JCSAT-110R Succès SES SA & SES ASTRA   Luxembourg (ASTRA 1N) /Broadcasting Satellite System Corporation & SKY Perfect JSAT   Japon (BSAT-3c/JCSAT-110R)
à 21:38 VA-204 5ECA 561 Arabsat-5C & SES-2 Succès ArabSat   Arabie saoudite / (Arabsat-5C)/SES World Skies   Pays-Bas   États-Unis (SES-2)
à 04:34 VA-205 5ES 553 ATV 3 « Edoardo Amaldi » Succès ESA   Europe
à 22:13 VA-206 5ECA 562 JCSat-13 & VinaSat-2 Succès[61] JSat Corporation   Japon (JCSat-13) / Vietnam Posts and Telecommunications Group   Viêt Nam (VinaSat-2)
à 21:36 VA-207 5ECA 563 MSG-3 & EchoStar XVII Succès[62] ESA & Eumetsat   Europe (MSG-3) / EchoStar & Hughes Network Systems   États-Unis (EchoStar XVII)
à 20:54 VA-208 5ECA 564 INTELSAT 20 & HYLAS 2 Succès[63] Intelsat   États-Unis (INTELSAT 20) / Avanti Communications Group PLC   Royaume-Uni (HYLAS 2)
à 21:18 VA-209 5ECA 565 ASTRA 2F & GSAT 10 Succès[64] SES S.A. et SES ASTRA   Luxembourg (ASTRA 2F) / ISRO   Inde (GSAT-10)
à 21:05 VA-210 5ECA 566 Star One C3 & Eutelsat 21B (ex W6A) Succès[65] Star One   Brésil (Star One C3) / Eutelsat   France (Eutelsat 21B, ex W6A)
à 21:49 VA-211 5ECA 567 Skynet 5D & Mexsat 3 Succès[66] Astrium Paradigm   Europe & armée du   Royaume-Uni (Skynet 5D) / Secretaria Communicaciones Transportes of México   Mexique (Mexsat 3)
à 21:36 VA-212 5ECA 568 Amazonas 3 & Azerspace/Africasat-1a Succès[67] Hispasat   Espagne (Amazonas 3) /Azercosmos   Azerbaïdjan (Azerspace/Africasat-1a)
à 21:52 VA-213 5ES 592 ATV 4 « Albert Einstein » Succès[68] ESA   Europe
à 19:54 VA-214 5ECA 569 INSAT-3D & Alphasat Succès[69] Inmarsat  Royaume-Uni (Alphasat), Indian Space Research Organisation (ISRO)   Inde (INSAT-3D)
à 20:30 VA-215 5ECA 570 EUTELSAT 25B/Es’hail 1 & GSAT-7 Succès[70] Eutelsat   France et Es'hailSat   Qatar (Eutelsat 25B/Es’hail 1) / ISRO   Inde (GSAT-7)
à 21:30 VA-217 5ECA 572 ABS-2 & Athena-Fidus Succès[71] ABS-2 , Telespazio   France   Italie (Athena-Fidus)
à 22:04 VA-216 5ECA 571 ASTRA 5B (en) & Amazonas 4A (pt) Succès[72] SES S.A. et SES ASTRA   Luxembourg (ASTRA 5B) / Hispasat   Espagne (Amazonas 4A)
à 23:47 VA-219 5ES 593 ATV 5 « Georges Lemaître » Succès[73] ESA   Europe
à 22:05 VA-218 5ECA 573 OPTUS 10 & MEASAT-3b Succès[74] Optus   Australie (OPTUS 10) /MEASAT Satellite Systems   Malaisie (MEASAT-3b)
à 21:43 VA-220 5ECA 574 Intelsat 30 & ARSAT-1 Succès[75] Intelsat   États-Unis (Intelsat 30) / ARSAT   Argentine (ARSAT-1)
à 20:40 VA-221 5ECA 575 DirecTV-14 & GSAT-16 Succès[76] DirecTV   États-Unis (DirecTV-14) / ISRO   Inde (GSAT-16)
à 20:00 VA-222 5ECA 576 THOR 7 & SICRAL 2 Succès[77] British Satellite Broadcasting   Royaume-Uni(Thor 7)/Syracuse (satellite)   France (SICRAL 2)
à 21:16 VA-223 5ECA 577 DirecTV-15 & SkyMexico-1 Succès[78] DirecTV   États-Unis (DirecTV-15) / DirecTV Latin America   États-Unis &   Royaume-Uni &   Mexique (SkyMexico-1)
à 21:42 VA-224 5ECA 578 Star One C4 & MSG-4 Succès[79] Star One   Brésil (Star One C4) / ESA & Eumetsat   Europe (MSG-4)
à 20:34 VA-225 5ECA 579 Eutelsat 8 West B & Intelsat 34 Succès[80] Eutelsat   France (Eutelsat 8 West B) / Intelsat   États-Unis (Intelsat 34)
à 20:30 VA-226 5ECA 580 Sky Muster™ & ARSAT-2 Succès[81] NBN   Australie (Sky Muster™) / ARSAT   Argentine (ARSAT-2)
à 21:34 VA-227 5ECA 581 ARABSAT-6B & GSAT-15 Succès[82] Arabsat   Arabie saoudite (ARABSAT-6B) / ISRO   Inde (GSAT-15)
à 23:20 VA-228 5ECA 583 Intelsat 29e Succès[83] Intelsat   États-Unis
à 05:20 VA-229 5ECA 582 Eutelsat 65 West A Succès[84] Eutelsat   France
à 21:38 VA-230[85] 5ECA 584 BRIsat & EchoStar XVIII Succès[86] Persero   Indonésie (BRIsat) / Dish Network   États-Unis (EchoStar XVIII)
à 22:16 VA-232 5ECA 586 Intelsat 33e & Intelsat 36 Succès[87] Intelsat   États-Unis
à 20:30 VA-231 5ECA 585 Sky Muster™ II & GSAT-18 Succès[88] NBN   Australie (Sky Muster™ II) / ISRO   Inde (GSAT-18)
à 13:06 VA-233[89] 5ES 594 Galileo FOC-M6 satellites 15, 16, 17, 18 Succès[32] Commission Européenne   Union européenne
à 20:30 VA-234[90] 5ECA 587 Star One D1 & JCSAT-15 Succès[91] Embratel Star One   Brésil (Star One D1) / SKY Perfect   Japon (JCSAT-15)
à 21:39 VA-235[92] 5ECA 588 SKY Brazil-1 & Telkom-3S Succès[93] DirecTV Latin America (Amérique Latine)   États-Unis   Brésil (SKY Brazil-1) / PT Telkomunikasi Indonesia   Indonésie (Telkom-3S)
à 21:50 VA-236[94] 5ECA 589 SGDC et KOREASAT-7 Succès[95] Telebras S.A   Brésil (SGDC) / KTSAT   Corée du Sud (KOREASAT-7)
à 23:45 VA-237[96] 5ECA 590 ViaSat-2 & Eutelsat 172B Succès[97] ViaSat   États-Unis (ViaSat-2) / Eutelsat   France (EUTELSAT 17)
à 21:15 VA-238[98] 5ECA 591 HellasSat 3/Inmarsat-S-EAN (EuropaSat) & GSat 17 Succès[99] Inmarsat   Royaume-Uni & Hellas Sat   Chypre (HellasSat 3/Inmarsat-S-EAN/EuropaSat) / ISRO   Inde (GSat-17)
à 21:56 VA-239[100] 5ECA 5100 Intelsat 37e & BSAT 4a Succès[101] Intelsat   États-Unis (Intelsat 37e) / Broadcasting Satellite System Corporation   Japon (BSAT 4a)
à 18:36 VA-240[102] 5ES 595 Galileo FOC-M7 satellites 19, 20, 21, 22 Succès[103] Commission européenne   Union européenne
à 22:20 VA-241[104] 5ECA 5101 SES 14/GOLD, Al Yah 3 Échec partiel[105] SES   Luxembourg, Al Yah Satellite Communications Company (en)   Émirats arabes unis
à 21:34 VA-242[106] 5ECA 5102 Superbird 8/DSN 1, HYLAS 4 Succès[107] SKY Perfect JSAT Corporation   Japon, Ministère de la Défense du Japon   Japon, Avanti Communications (en)   Royaume-Uni
à 11:25 VA-244[108] 5ES 596 Galileo, satellites FOC 23, 24, 25 et 26 Succès[109] Commission européenne   Union européenne
à 22:38 VA-243[110] 5ECA 5103 Horizons 3e, Azerspace-2/Intelsat 38 Succès[111] SKY Perfect JSAT Corporation   Japon, Intelsat   Luxembourg, Ministère de la Communication et des Technologies de l'information   Azerbaïdjan, Intelsat   Luxembourg
à 01:45 VA-245[112] 5ECA 5103 BepiColombo-MPO, BepiColombo-MMO Succès[113] ESA   Union européenne, JAXA   Japon
à 20:37 VA-246[114] 5ECA 5104a GSat 11, GEO-KOMPSAT-2A Succès[115] Insat   Inde, KARI   Corée du Sud
à 21:01 VA-247[116] 5ECA 5106 HellasSat 4/SaudiGeoSat 1, GSat 31 Succès[117] Hellas Sat   Grèce, ArabSat   Arabie saoudite, Insat   Inde
à 21:43 VA-248[118] 5ECA 5107 DirecTV 16, Eutelsat 7C Succès[119] DirecTV   États-Unis, Eutelsat   France
à 19:30 VA-249[120] 5ECA 5108 Intelsat 39, EDRS-C / HYLAS 3 Succès[121] Intelsat   Luxembourg, ESA   Europe
Lancements planifiés
VA-xxx 5ECA JWST NASA   États-Unis, ESA   Europe, ASC   Canada


Nombre de vols Ariane 5 par version du lanceur Nombre de vols en fonction de leur succès
1
2
3
4
5
6
7
8
1996
2000
2004
2008
2012
2016


 G   G+   GS   ECA   ES

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


  Succès    Échec    Échec partiel   Planifié   

Notes et référencesModifier

NotesModifier

  1. Visible à 2 min 27 s sur cette vidéo ((en) On board camera : ATV "Albert Einstein", Ariane 5ES).
  2. L'action de ce système est très nettement visible sur cette vidéo, à partir de 5 min 14 s et durant la minute qui suit ((en) On board camera : ATV "Albert Einstein", Ariane 5ES).
  3. En configuration non-récupérable uniquement. Si tous les étages sont récupérés en vue d'une réutilisation, la charge utile en GTO est d'environ huit tonnes.

RéférencesModifier

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  7. « La filière Ariane en quelques chiffres », CNES (consulté le 11 septembre 2014).
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AnnexesModifier

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Articles connexesModifier

Liens externesModifier

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