Ariane 6 lanciatore spaziale | |
Ariane 6 versioni A62 e A64 | |
Dati generali | |
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Paese d'origine | |
Costruttore | ArianeGroup |
Primo volo | 2022 |
Altezza | 63 m |
Diametro | 5,4 m |
Peso al decollo | A62: 530 t A64: 860 t |
Piani) | 2 |
Spinta al decollo | A62: 8.000 kN A64: 15.000 kN |
Base/e di lancio | Kourou |
Carico utile | |
Orbita bassa | A62: 10,35 t A64: 21,65 t |
Orbita eliosincrona | A62: 6,45 t A64: 14,9 t |
Trasferimento geostazionario (GTO) | A62: 5 t A64: 11,5 t |
Motorizzazione | |
Ergol | Ossigeno liquido / Idrogeno liquido |
Propulsori booster | A62: 2 x P120 (unità spinta 3.500 kN ) A64: 4 x P120 3.500 kN spinta ciascuno |
1 ° piano | Vulcain 2.1: 1350 kN di spinta |
2 e piano | Vinci : 180 kN di spinta |
Ariane 6 è un lanciatore di potenza medio-alta (da 5 a 11,5 tonnellate in orbita di trasferimento geostazionario ) che l' Agenzia spaziale europea sta sviluppando per sostituire il suo razzo pesante Ariane 5 dal 2022. Nonostante il suo successo e la sua posizione dominante nel campo dei satelliti geostazionari lancia , Ariane 5 è costoso da produrre e le sue quote di mercato sono minacciate a medio termine sia dai cambiamenti nel mercato dei satelliti sia dall'arrivo dei concorrenti: SpaceX e Longue Marche . Nell'ambito della conferenza ministeriale del novembre 2012 che ha fissato i bilanci biennali dell'Agenzia Spaziale Europea, i ministri dell'UE hanno stanziato 157 milioni di euro per lo studio del nuovo lanciatore che dovrebbe sostituire sia Ariane 5 che il versione del lanciatore russo Soyuz utilizzato dai paesi europei. La decisione di produrre Ariane 6 è stata presa nel dicembre 2014 dopo aver congelato la configurazione nel settembre 2014.
Ariane 5 , che è il principale lanciatore dell'Agenzia Spaziale Europea è stato progettato negli anni 90. La sua capacità (20 tonnellate in orbita bassa e 10 tonnellate in orbita di trasferimento geostazionario (GTO)), deriva in gran parte dalla necessità di poter lanciare il successivamente abbandonato lo space shuttle europeo Hermes . Ariane 5 fa parte con Atlas V e Delta IV di lanciatori pesanti, ma a differenza di questi, la sua capacità non può essere modulata dalla presenza di propulsori booster opzionali . Dopo un inizio difficile segnato da un guasto ( V501 ) e un mezzo guasto (V502), ha conquistato quasi la metà della quota di mercato dei satelliti per telecomunicazioni in orbita geostazionaria , che garantisce una media di 5 lanci all'anno. I satelliti istituzionali europei (sonde spaziali, satelliti scientifici, satelliti di navigazione, satelliti per l'osservazione della Terra) destinati all'orbita bassa sono invece generalmente lanciati da razzi di altre potenze spaziali meno costose (India, Russia) e più adatti a questo tipo di carico utile.
Le caratteristiche del lanciatore Ariane 5 presentano dei punti deboli che potrebbero fargli perdere l'attuale posizione dominante:
L'agenzia spaziale francese CNES raccomanda lo sviluppo di un nuovo lanciatore chiamato Ariane 6 per adattarsi alla probabile evoluzione del mercato dei lanciatori. Un rapporto dell'agenzia commissionato dal governo francese nel gennaio 2009 e presentato nel giugno dello stesso anno, ha mantenuto alcune raccomandazioni strutturanti per lo sviluppo del successore di Ariane 5:
La divisione lanciatori CNES ha svolto un ruolo importante nella progettazione dei precedenti lanciatori medi e pesanti dell'Agenzia spaziale europea Ariane 1 ad Ariane 5. Il CNES propone che il sostituto di Ariane 5 sia progettato per lanciare un singolo satellite in orbita geostazionaria (a differenza di Ariane 5) che dovrebbe conferirgli una maggiore flessibilità operativa. Può anche orbitare piccoli carichi utili con capacità simili a quelle del razzo Soyuz . Questa modularità della capacità è ottenuta aggiungendo un numero variabile di propulsori booster . Le architetture previste hanno in comune l'utilizzo di uno stadio superiore criogenico che utilizza il motore Vinci e una capacità di lancio modulare compresa tra 2 e 8 tonnellate. Il CNES , promotore dello sviluppo di Ariane 6, propone essenzialmente due scenari. Il primo, favorito dall'agenzia spaziale francese, è basato su un primo stadio alimentato da un motore a propellente solido . Quest'ultimo, con un diametro di almeno 3,7 metri, potrebbe essere oggetto di due innovazioni su un razzo di queste dimensioni: un involucro in materiale composito a segmento unico e un caricamento del propellente che avviene in colata continua. . Il secondo scenario si basa sull'utilizzo di un primo stadio a propellente liquido criogenico con un motore che è sia più potente che più efficiente del motore Ariane 5 Vulcain .
Le diverse opzioni di architetturaPer soddisfare i vincoli di costo (investimento, produzione in serie), adeguatezza alle esigenze dell'ente e del mercato, mantenimento della capacità industriale europea, i progettisti del lanciatore possono giocare principalmente sui seguenti parametri architetturali in termini di: costruire su esistenti lavoro:
Per il primo stadio la tendenza attuale è quella di utilizzare la miscela kerosene/ossigeno liquido che è meno efficiente della miscela ossigeno/idrogeno utilizzata dal motore Vulcain del primo stadio Ariane 5. Infatti, la riduzione delle prestazioni è notevolmente ridotta. compensato dai vantaggi: è molto più facile sviluppare un motore ad alta potenza richiesto per il primo stadio, il motore è più semplice quindi meno costoso da produrre e più affidabile, il cherosene occupa molto meno spazio dell'idrogeno (pavimento più corto) ed è più facile da implementare (costo). Questa soluzione è stata però scartata in partenza perché prevedeva lo sviluppo di un nuovo motore.
Durante il Paris Air Show che si è tenuto nel giugno 2009, l'esecutivo francese ha dichiarato di voler " intraprendere, in consultazione con i [suoi] partner europei e l' Agenzia spaziale europea , i primi studi su questo lanciatore in vista delle decisioni al 2011 Conferenza Ministeriale ESA ”.
La necessità di aggiornare Ariane 5 è unanime all'interno dell'Agenzia spaziale europea, ma i paesi membri differiscono sulle soluzioni da attuare. Due scenari coesistono per lo sviluppo del futuro lanciatore europeo. Il primo scenario supportato dal CNES consiste nell'avviare immediatamente lo sviluppo del lanciatore Ariane 6. Il secondo scenario è quello di favorire, per il medio termine, lo sviluppo dello stadio superiore utilizzato da una nuova versione di Ariane 5 (ME). di superare alcune delle attuali carenze dell'Ariane 5 ECA. L'Ariane 5 ME (ex Ariane 5 ECB) è un vecchio progetto in studio da più di 10 anni ma con fondi fino ad allora insufficienti per portare a una versione operativa. Grazie a un nuovo motore Vinci , questa versione dovrebbe consentire di lanciare un carico utile maggiore (11,2 tonnellate in GTO) e di svolgere missioni più complesse (motore riaccendibile). In questo scenario, lo sviluppo del successore di Ariane 5 sarebbe rimandato a data da destinarsi.
La sostituzione del razzo Ariane 5 è il tema principale della conferenza ministeriale del novembre 2012 che ha definito i bilanci dell'Agenzia spaziale europea per 2 anni . I ministri hanno concesso un budget di 157 milioni di euro per lo studio del nuovo lanciatore che dovrebbe sostituire sia Ariane 5 sia la versione del lanciatore russo Soyuz utilizzato dai paesi europei. La decisione di produrre Ariane 6 deve essere presa nel 2014. Parallelamente vengono finanziati i lavori di Ariane 5 ME con consegna prevista intorno al 2015.
Per 6 mesi, il progetto di studio che riunisce i principali produttori interessati (Astrium, Avio, Herakles con la partecipazione di Safran , Air Liquide , MT Aerospace, ecc.) studia diverse configurazioni per soddisfare le specifiche dell'Agenzia spaziale europea. Per soddisfare le aspettative, il nuovo lanciatore deve:
Infine, all'inizio di luglio 2013, il team di progetto dell'Agenzia Spaziale Europea ha annunciato che la configurazione PPH (due stadi a propellente solido e uno stadio superiore Idrogeno/Ossigeno) è stata scelta in quanto consente di soddisfare al meglio i criteri definiti dall'ESA. La prossima fase del progetto ( Preliminary Requirements Review PRR) è prevista per ottobre 2013. Il debutto operativo del lanciatore è previsto per i primi anni 2020.
Il 16 giugno Airbus e Safran , i due principali produttori coinvolti nella costruzione del lanciatore, hanno annunciato la fusione delle loro divisioni responsabili di questi sviluppi. Presentano all'Agenzia Spaziale Europea una controproposta architettonica per Ariane 6. In questa nuova configurazione, denominata PHH, viene utilizzata l'architettura dell'Ariane 5 ma con i primi due piani di dimensioni ridotte. Vengono proposte due configurazioni, la più potente delle quali può collocare 8,5 tonnellate in un'orbita di trasferimento geostazionario contro le 6,5 tonnellate dell'architettura PPH. Quest'ultima versione consente il doppio lancio di satelliti per telecomunicazioni di medie dimensioni. L'obiettivo ufficiale dei produttori è quello di poter continuare a soddisfare le esigenze degli operatori commerciali grazie a un lanciatore aggiornabile e quindi di mantenere quote di mercato cruciali per il costo di produzione del lanciatore. Dal punto di vista industriale, questa nuova configurazione consente di mantenere strutture industriali e competenze nel campo dei motori criogenici ad alta potenza (Vulcain). È più soddisfacente per i partner industriali tedeschi poco coinvolti nella propulsione a propellente solido che dominava nella configurazione PPH. D'altra parte, le riduzioni previste nei costi di produzione sono inferiori in quanto viene mantenuto lo stadio criogenico Vulcain e sono previste due configurazioni per lo stadio superiore. Il costo della configurazione pesante è stimato dal costruttore in 100 milioni di euro mentre l'obiettivo prefissato per la revisione di Ariane 6 era quello di abbassare il costo di lancio a 70 milioni di euro.
La proposta la configurazione finale Consiglio dei Ministri 1 ° e il 2 Dicembre 2014 è stata accompagnata da l'abbandono del progetto di evoluzione Ariane 5 ME. Gli Ariane 62 e 64 combinano il primo stadio accorciato dell'Ariane 5 ECA con propulsori ausiliari derivati dal primo stadio del razzo Vega . Sono disponibili due versioni: Ariane 62 con 2 propulsori booster e Ariane 64 con 4 booster.A seconda della versione, il nuovo lanciatore avrà la capacità di posizionare satelliti con una massa di 5 o 10,5 in un'orbita di trasferimento geostazionario tonnellate.
I costi di produzione si abbassano abbandonando alcune delle scelte architettoniche più costose: l'ugello Vinci non è più dispiegabile (che provoca l'allungamento del lanciatore) ei serbatoi del primo stadio non hanno più un fondo comune (peso della struttura). Inoltre, il metodo di fabbricazione dei propulsori booster (un unico casting) e l'effetto di scala (il doppio + utilizzo per il lanciatore Vega) dovrebbero anche contribuire a ridurre i costi che sono annunciati a 70 M € per Ariane 62 e € 115 milioni per Ariane 64. Lo sviluppo del nuovo lanciatore deve essere accompagnato da una ridistribuzione delle attività produttive tra i vari produttori. La realizzazione dei propulsori di spinta sarà interamente a carico dell'Italia.
La decisione di realizzare Ariane 6 è stata approvata dal Consiglio dei ministri il 2 dicembre 2014. Nel 2016 è prevista una revisione dei lavori preparatori per decidere in tale data di proseguire il progetto.
Il 10 giugno 2016, Airbus Safran Launchers (da allora ribattezzato ArianeGroup ) ha presentato all'Agenzia Spaziale Europea la prima revisione del progetto per il futuro lanciatore europeo, dal titolo “Maturity Gate 5”. Conferma le prestazioni, i tempi ei costi di esercizio del lanciatore.
Carico utile | |||||||
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lanciatore | Primo volo | Massa | Altezza | Spinta | Orbita bassa | Orbita GTO | Un'altra caratteristica |
Arianna 6 (64) | 2022 | 860 t | 63 m | 10.775 kN | 21,6 t | 11,5 t | |
Nuovo Glenn | 2022 | 82,3 m | 17.500 kN | 45 t | 13 t | Primo stadio riutilizzabile | |
Vulcano (441) | 2023 | 566 t | 57,2 m | 10.500 kN | 27,5 t | 13,3 t | |
Falcon Heavy (senza recupero) | 2018 | 1.421 t | 70 m | 22 819 kN | 64 t | 27 t | Primo stadio riutilizzabile |
Sistema di lancio spaziale (Blocco I) | 2021 | 2.660 t | 98 m | 39 840 kN | 70 t | ||
H3 (24L) | 2021 | 609 t | 63 m | 9.683 kN | 6,5 t | ||
OmegaA (pesante) | 2021 (annullato) | 60 m | 10.1 t | Progetto abbandonato | |||
Falcon 9 (blocco 5 senza recupero) | 2018 | 549 t | 70 m | 7.607 kN | 22,8 t | 8,3 t | Primo stadio riutilizzabile |
Lungo cammino 5 | 2016 | 867 t | 57 m | 10.460 kN | 23 t | 13 t |
La configurazione finale, convalidata dal Consiglio dei ministri del 1 e 2 dicembre 2014, comprende:
Sono disponibili due versioni: Ariane 62 con 2 propulsori booster e Ariane 64 con 4. A seconda della versione, il nuovo lanciatore avrà la capacità di posizionare satelliti con una massa di 10,5 o 5 in un'orbita di trasferimento geostazionario tonnellate. L'altezza totale del lanciatore è di 70 metri.
In data 18 dicembre 2017 ArianeGroup ha annunciato di aver superato la fase “Maturity Gate 6.2”, avviando la fase di produzione, a seguito del successo della 6.1 che consente la qualificazione a terra delle caratteristiche tecniche e industriali. Il primo volo effettivo è previsto per la metà del 2020.
Il 29 ottobre 2020, l'ESA ha annunciato un rinvio del volo inaugurale di Ariane 6 che avrà finalmente luogo nel secondo trimestre del 2022. Questo rinvio è principalmente spiegato dall'impatto della pandemia di Covid-19 sul programma.
Arianna 6 | Ariane 5 (per la cronaca) | |||||||
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Versioni di giugno 2016 | Configurazione PPH | Configurazione PHH | ||||||
Arianna 62 | Arianna 64 | Ariane 6 PPH | Ariane 6.1 PHH Vinci | Ariane 6.2 (PHH) EPS | Ariane 5 ME | Ariane 5 ECA | ||
Launcher completo | Stato | Versioni in sviluppo | Proposte abbandonate | In produzione | ||||
Lunghezza | 63 m | 59 m | ? | ? | 53,78 m | 55,90 m | ||
Massa | 530 tonnellate . | 860 tonnellate . | 567,8 t | 785 t | 772,8 t | |||
Carico utile GTO | 5 t | 11,5 t | 6,5 t | 8,5 tonnellate . | 4 t . ? | 11,5 t | 9,5 t | |
Carico utile in orbita basso | 10,35 t | 21,65 t | > 5 tonnellate . ? | |||||
Propulsore booster | Designazione | 2 × P120 | 4 × P120 | Niente | 2 × P 145 | 2 × PAA 241 | ||
Lunghezza × diametro | 16 × 3,7 m | 16 × 3,7 m | 31,16 × 3,05 m | |||||
Massa (incluso il propellente) | ? t (136 t ) | ? t (? t) | 553,20 t (481,25 t ) | |||||
Tipo/impulso specifico | Propellente solido | Propellente solido | ||||||
Spinta media | 4500 kN (da P120) | 4000 kN (con P135) | 4984 kN (da EAP) | |||||
Durata dell'operazione | 130 secondi | 120 secondi | 129,7 secondi | |||||
1 ° piano | Designazione | "EPC accorciato" | 3 × P 145 | "EPC accorciato" | EPC | |||
Lunghezza × diametro | ? × 5,4 m | 16 × 3,7 m | 2? × 4,5 m | 31 × 5,46 m | ||||
Massa di cui propellente | ? t (140 t ) | ? t (404,7 t ) | ? t (? t) | ? t (173,15 t ) | 188,3 t (173,3 t ) | |||
Tipo/impulso specifico | Ossigeno liquido e idrogeno | Propellente solido | Ossigeno liquido e idrogeno | |||||
Motore | Vulcano 2.1 | MPS | Vulcano 2+? | Vulcano 2 | ||||
Spinta | 1370 kN | 4000 kN (con P135) | 1340 kN? | 1340 kN | ||||
Durata dell'operazione | 460 secondi | 120 secondi | ? | 544 secondi | ||||
2 e piano | Designazione | Vinci | P-145 | Vinci | EPS | Vinci | ESC-A | |
Lunghezza × diametro | ? × 5,4 m | 14,7 × 3,7 m | ? × 5,45 m | xm | ? × 5,45 m | 5,84 × 5,45 m | ||
Massa (incluso il propellente) | ? t (31 t ) | ? t (134,9 t ) | ? t (28,22 t ) | 10,95 tonnellate (9,7 tonnellate ) | ? t (28,22 t ) | 18,94 tonnellate (14,54 tonnellate ) | ||
Tipo/impulso specifico | Ossigeno liquido e idrogeno | Propellente solido | Ossigeno liquido e idrogeno |
monometilidrazina / perossido di azoto |
Ossigeno liquido e idrogeno | |||
Motore |
Vinci con ugello fisso |
MPS | Vinci | Aestus | Vinci | HM-7B | ||
Spinta | 180 kN | 4000 kN | 180 kN | 29 kN | 180 kN | 64,8 kN | ||
Tempo di operatività | 900 secondi | 120 secondi | 715 secondi | 1110 s. | 715 secondi | 980 secondi | ||
3 e piano | Designazione | Vinci | Nessuna | |||||
Lunghezza × diametro | ? × 4,0 m | |||||||
Massa di cui propellente | ? t (32 t ) | |||||||
Tipo/impulso specifico | Ossigeno liquido e idrogeno | |||||||
Motore | Vinci | |||||||
Spinta | 180 kN | |||||||
Tempo di operatività | 715 secondi | |||||||
Cap | Lunghezza × diametro | 20 × 5,4 m | 17 × 5,45 m | ? | ? | 20 × 5,45 m | 15,81 × 5,45 m | |
Massa | ? | 2,9 t | 2,38 t |
La prima configurazione proposta, denominata PPH, prevede due stadi che utilizzano propellente solido . Vengono utilizzati quattro motori a polvere praticamente identici: tre per il primo stadio (cosiddetta configurazione Multi P lineare ) e uno per il secondo stadio. Ogni motore è caricato con 145 tonnellate di polvere. L'obiettivo è quello di capitalizzare i progressi del lanciatore Vega che utilizza per il suo primo stadio un blocco di polvere da 88 tonnellate fuso in un colpo solo in un guscio composito di carbonio molto più leggero dell'acciaio utilizzato dai booster Ariane. il motore Vinci che brucia una miscela di ossigeno liquido e propellenti idrogeno e che è in fase di sviluppo per la versione Ariane 5 ME. La calotta con un diametro di 5,4 metri può ospitare satelliti delle stesse dimensioni che il lanciatore Ariane 5. ha una massa totale di 660 tonnellate per un'altezza totale di 50,6 metri. L'obiettivo è un costo di sviluppo del lanciatore compreso tra 2,5 e 3,5 miliardi di euro e un costo di lancio di 70 milioni di euro, ovvero il 30% in meno di Ariane 5 a un costo equivalente. Tuttavia, secondo calcoli effettuati da un ufficio indipendente che ha utilizzato il metodo Transcost, riconosciuto a livello mondiale, il costo di lancio sarebbe superiore a 100 milioni di euro , in parte dovuto al fatto che 5 elementi costitutivi (4 P-135 e uno stadio criogenico ) deve essere assemblato, ma basato su un approccio organizzativo di tipo Ariane 5. Se questi calcoli saranno confermati (non rimessi in discussione dal piano industriale di tipo Ariane 5), Ariane 6 sarebbe più costosa al lancio di Ariane 5 a carico equivalente , ma faciliterebbe i lanci semplici (un payload per lancio).
Configurazione Ariane PHHLa configurazione PHH, proposta dai produttori, utilizza l'architettura dell'Ariane 5 ma con due primi stadi (propellenti criogenici e booster) di dimensioni ridotte. Lo stadio EPC alimentato dal motore Vulcain vede il suo diametro ridotto a 4,5 m . È affiancato da due propellenti a razzo solido P145 forniti nella versione PPH. Lo stadio superiore è, come nel caso di Ariane 5, un EPS (Ariane 6.2) o lo stadio Vinci in fase di sviluppo (Ariane 6.1).
La costruzione della rampa di lancio di Ariane 6 è iniziata nel settembre 2015 presso il Guiana Space Center . Il sito occupa un'area di 145 ettari.
Il 18 dicembre 2017, ArianeGroup, una joint venture tra Airbus e Safran come prime contractor per il progetto, ha annunciato l'avvio della fase di produzione del lanciatore.
A partire da novembre 2020, il primo volo di Ariane 6 è previsto per il secondo trimestre del 2022
Data e ora ( UTC ) | Volo | Versione | Numero di serie |
Carico utile | Massa del carico utile | Orbita | Risultato | Operatore/i | Appunti |
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Lanci pianificati | |||||||||
VA-xxx | 64 | ViaSat-3 | 6.400 kg | GTO | Viasat, Inc. (en) Stati Uniti | ||||
VA-xxx | 64 | Alina lander | 4000 kg | orbita lunare | PTScientists (it) Unione Europea | ||||
VA-xxx | 62 | Satelliti Galileo FOC-FM 23, 24 | 733 kg | OTM | Commissione Europea Unione Europea | ||||
VA-xxx | 62 | Satelliti Galileo FOC-FM 25, 26 | 733 kg | OTM | Commissione Europea Unione Europea | ||||
VA-xxx | 64 | Eutelsat Konnect VHTS | 6.300 kg | OTB | Eutelsat Francia | ||||
VA-xxx | 62 | MLS POC | - - - - kg | Orbita eliosincrona | |||||
VA-xxx | 64 | Hotbird 13F e 13G | 4.500 kg | GTO | Hot Bird Unione Europea | ||||
VA-xxx | 62 | CSO 3 | 3.655 kg | Orbita eliosincrona | CNES Francia | A nome della DGA |