Třístupňová
kapalinová raketa s nosností přes 5000 kg na nízkou dráhu a přes 1000 kg na
stacionární dráhu. Od prvního startu 24.12.1979 má za sebou už 100 startů (z
toho 8 neúspěšných). Vývoj rakety Ariane byl zahájen v roce 1973 po neúspěchu
raket Europa. Rakety Ariane startují z kosmodromu
Kourou.
Ariane-1
První a druhý stupeň Ariane byl navrhován a zhotoven ve Francii. První
stupeň je poháněn čtyřmi raketovými motory Viking 5, na druhém stupni je
jediný motor Viking 4 s větším expanzním poměrem. V motorech se spaluje
nekryogenní dvousložková pohonná látka - oxid dusičitý a asymetrický dimetylhydrazin.
Motor třetího stupně HM-7, projektovaný a postavený v Německu, je kyslíkovodíkový.
Při pracovním tlaku 3 MPa a expanzním poměru 60:1 dává tah 61 kN po dobu
548 s a dosahuje specifického impulsu 4315 Ns.kg-1. Pro starty
geostacionárních družic se někdy přidává ještě čtvrtý stupeň na TPL. Startovní
hmotnost celé rakety je cca 207 tun, průměr 3,8 m, celková délka 41,38
m. Celkem uskutečněno 11 pokusů o vypuštění, z toho 2 neúspěšné (spolehlivost
81.82%). První start 24.12.1979. Poslední start 22.02.1986.
Pro raketu je charakteristický tvar aerodynamického krytu užitečného
zatížení. Jeho zvětšený průměr umožňuje vypouštět rozměrné družice, případně
i dvojice družic systémem SYLDA a SPELTRA.
Ariane-2
Je to vlastně Ariane-1 s prodlouženým třetím stupněm.
Ariane-3
Tato varianta vznikla z Ariane-2 přidáním čtyř urychlovacích motorů
na TPL k prvnímu stupni. Startovní hmotnost celé rakety je až 250 tun,
průměr 3,8 m, celková délka 43 m. Celkem uskutečněno 17 pokusů o vypuštění
raket Ariane-2 a Ariane-3, z toho 2 neúspěšné (spolehlivost 88.24%). První
start 04.08.1984. Poslední start 12.07.1989.
Ariane-4
Vznikla z Ariane-2 a 3 prodloužením prvního a třetího stupně a především
navěšováním nejrůznějších kombinací startovních urychlovacích motorů na
TPL nebo KPL. Samotná plně natankovaná raketa Ariane-4 nemůže bez urychlovacích
motorů odstartovat. Pokud se používá samostatně, pak jsou nádrže pohonných
hmot naplněny jen částečně. Označení různých verzí rakety Ariane-4 vychází
z počtu a typu urychlovacích motorů. Druhé číslo udává počet a písmena
typ motorů (P-TPH, L-KPH). Používané verze tedy jsou Ariane-40, 42P,
42L, 44P, 44LP a 44L (seřazeno podle rostoucí nosnosti). Startovní
hmotnost samotné rakety je až 295 tun, průměr 3,8 m, celková délka 47 m.
První start 22.01.1990. Nosnost 4900 kg na nízkou dráhu.
Ariane-5
Je to zcela přepracovaná raketa. Raketa se skládá ze dvou hlavních
částí. Základem, společným pro každý let, je stupeň EPC H-155 (délka 30
m, průměr 5,4 m, tah 1 MN, hmotnost 170 tun) obsahující kapalný kyslík
a vodík jako pohonné látky (PL). Tyto jsou určeny pro motor Vulcain klasického
řešení s tzv. otevřeným pracovním cyklem, kdy část PL je spalována v plynovém
generátoru pro pohon turbočerpadel. Vzniklé plyny jsou pak odváděny mimo
motor. Tím se motor Vulcain liší např. od motorů SSME raketoplánu, s tzv.
uzavřeným cyklem, ve kterých jsou plyny z plynového generátoru přiváděny
do spalovací komory a přispívají k tahu motoru. Motory s uzavřeným cyklem
jsou učinnější, ale jsou konstrukčně náročnější (L+K 72 (1996) č. 12, s.
734). Vývoj motoru Vulcain si vyžádal celkem 275 zkoušek na 17 exemplářích
motoru, které celkem odpracovaly 85 837 s. To dovolilo zkoušet nejrůznější
- i extrémní - režimy práce motoru.
Dva urychlovací bloky EAP s třísegmentovými motory na TPL P-230 jsou
zavěšeny na bocích stupně EPC H-155. Při konstrukci urychlovacích bloků
bylo pro výrobu všech tří segmentů motorů P-230 použito klasické oceli
a nikoliv lehčích kompozitů, a to z důvodů větší spolehlivosti. Každý blok
EAP má délku 31 m, průměr 3 m, tah přes 3 MN a hmotnost 269 tun.
Délka horní části rakety se mění podle užitečného zatížení. Stupeň EPS
L-9 má jako pohonnou jednotku motor Aestus klasické koncepce spalující
kombinaci monometylhydrazinu a N204. Pohonné látky
jsou do spalovací komory dopravovány stlačeným héliem. Odpadá tudíž turbočerpadlo,
což by opět mělo zvýšit spolehlivost rakety. Stupeň má délku 3,3 m, průměr
4 m, tah kolem 27 kN a hmotnost 9 tun.
Kolem stupně EPS L-9 je uložen válcovitý úsek obsahující systém řízení
rakety, na který pak dosedá aerodynamický kryt, překrývající užitečné zatížení.
Tím je buď jedna družice nebo dvě až tři družice ve speciální konstrukcí
SPELTRA, dovolující jejich současné vynášení.
Startovní hmotnost kompletní rakety je až 720 tun, celková délka kolem
33 m. Nosnost 18000 kg na nízkou dráhu a 6800 kg na GTO.
AR-501
První zkušební let Ariane-5 dne 04.06.1996 byl neúspěšný a skončil
několik desítek sekund po startu explozí. Příprava ke zkušebnímu startu
prvního exempláře rakety Ariane 501 začala 4.3.1996. Dne 22. 4. byla raketa
převezena na vypouštěcí komplex, kde byly prováděny zkoušky plnění rakety
kryogenním palivem a zkoušény automatické startovní sekvence. Poté byl
první stupeň rakety vyprázdněn a raketa byla převezena zpět do montážní
budovy.10. 5. byl na raketu umístěn aerodynamický kryt i s užitečným zatížením,
čtyřmi družicemi Cluster. Dvě družice byly umístěny v adaptéru SPELTRA
a zbylé dvě na adaptéru. Poté došlo k plnění nádrží družic a stupně L-9
skladovatelnými pohonnými látkami; každá družice natankovala 650 kg hydrazinu
pro manévrovací motory. Podle komise, posuzující připravenost rakety ke
startu, byla Ariane 501 schopna startu kdykoliv po 25. 5.
Kompletní sestava rakety Ariane 501 byla 3. 6., den před startem, znovu
převezena na vypouštěcí komplex ELA-3. Ve 2.30 místního času v Kourou bylo
započato s plněním nádrží prvního stupně kryogenními pohonnými látkami.
V T-30 min bylo zahájeno vychlazování motoru Vulcain a v 8.28 místního
času se startovní sekvence zastavila na T-7 min, neboť se čekalo na zlepšení
počasí. V 9.23 byl dán příkaz ke spuštění automatické zažehové sekvence
a v T -0 (tj. 9.33.59 místního času) byl zažehnut motor Vulcain. Jeho automatická
verifikace byla ukončena v T +6,7 s a v T +7,5 s došlo k zážehu urychlovacích
bloků a v T +8 s se raketa odpoutala od vypouštěcí rampy se zrychlením
2,5g. Do T +30s probíhal let normálně. Raketa dosáhla rychlosti M = 0,7
(857 km/h) a výšky 3500 m. V T +37s však řídicí počítač rakety dal příkaz
k současnému vychýlení jak trysek urychlovacích bloků, tak i trysky motoru
Vulcain až na zarážky. Tím se kurs rakety prudce změnil a v důsledku aerodynamických
sil se v T +41 s, tj. v okamžiku, kdy raketa dosáhla rychlosti zvuku, horní
část rakety odlomila. Tím byl aktivován vlastní autodestrukční systém rakety
(bezpečnostní důstojník CSG vyslal signál k destrukci v T +66 s) a raketa
se změnila v oblak hořících úlomků včetně družic Cluster za 500 mil. USD.
Pro vyšetření příčin havárie vytvořily organizace ESA a CNES devítičlennou
komisi, které předsedal J.-L. Lions, bývalý prezident organizace CNES.
Již předběžná analýza telemetrických dat však naznačila, že došlo k selhání
programového vybavení inerciálních řídicích plošin, které nebyly testovány
v podmínkách odpovídajících letu Ariane 5. Hlavní a záložní inerciální
plošiny, které selhaly téměř současně, dodaly řídicímu počítači zcela chybné
informace o letovém stavu rakety. Později bylo zjištěno, že počítače inerciálních
plošin se zahltily daty, jejichž množství bylo díky vyššímu počátečnímu
zrychlení rakety Ariane-5 proti Ariane-4 neočekávaně vysoké. Plošiny tedy
bylo nutno přepracovat.
AR-502
Druhý pokus o start evropského nosiče nové generace, už byl úspěšný.
Raketa Ariane 5 (V101), odstartovala ve čtvrtek 30.10.1997 ve 14:34 SEČ
z kosmodromu Kourou
ve Francouzské Guianě. Na oběžnou dráhu se tak dostaly dvě nefunkční makety
a malý experimentální vědecký satelit. Z předběžné analýzy dat však vyplynulo,
že tzv. hlavní stupeň (EPC) vykazoval během svého aktivního letu určité
nestability a především, že jeho motor Vulcain se vypojil o 7 sekund dřív,
než bylo plánováno. Z toho důvodu se dostalo užitečné zatížení na nižší
než plánovanou dráhu.
Poletovým rozborem bylo zjištěno, že po oddělení obou urychlovacích
bloků, došlo k anomálnímu zvýšení rotace prvního stupně, přičemž úhlová
rychlost dosáhla 30°/s místo předpokládaných 6°/s. V důsledko toho se pohonné
látky v nádržích prvního stupně odstředivou silou rozprostřely podél stěn
nádrží a indikátor jejich množství se ocitl nad jejich místní hladinou.
Řídicí počítač dostal informaci, že nádrže jsou prázdné a 7 sekund před
plánovaným koncem funkce motor Vulcain vypnul. Raketě se v té chvíli nedostávalo
na rychlosti asi 200 m/s. I když druhý stupeň pracoval až do vyčerpání
pohonných látek, nepodařilo se deficit rychlosti úplně zkorigovat a užitečné
zatížení se tak dostalo na dráhu s apogeem 27000 km místo plánovaných 36000
km.
Pravou příčinu zvýšené rotace se nakonec podařilo objasnit až po náročných
zkouškách na zkušebním stavu. Moment vyvolává hrubost vnitřního povrchu
výtokové trysky, tvořené systémem chladicích trubiček svařených do spirály.
Výtokové plyny jsou tak poněkud vybočovány ze směru osy trysky, a to už
postačuje ke vzniku točivého momentu.
Vhodnou konfigurací odvodu plynů z plynového generátoru je možno tento
moment kompenzovat.
AR-503
Třetí a poslední kvalifikační let AR-503 se uskutečnil 21.10.1998.
Pro tento let byl na raketu ještě pro jistotu přidán druhý systém řízení
orientace, který by sám o sobě také dokázal eliminovat nežádoucí točivý
moment. Let proběhl normálně a na oběžnou dráhu byl vynesen Atmospheric
Reentry Demonstrator (ARD) a maketa Maqsat-3,
simulující zátěž a rozměry velké telekomunikační družice. ARD byl prototypem
budoucích návratových prostředků ESA. Rozměrově to byl 80% model velitelské
jednotky Apolla s
tepelným štítem o průměru 2,8 m. ARD dosáhl výšky 830 km v T+43 min, zpět
do atmosféry vstoupil cca v T+75 min a na třech padácích o průměru 23 m
přistál v Tichém oceánu (po 1 h 43 min) v bodě o souřadnicích 153,35°z.d.
a 3,69°s.š. ARD vyrobila pro ESA
firma Aerospatiale.
Raketa odstartovala v 16:37:21 UT. V T+2:23 se ve výši 72 km oddělily
urychlovací bloky EAP. Aerodynamický kryt byl odhozen v T+3:13. Motory
stupně EPC byly vypojeny v T+9:53 a EPC se oddělil od horního stupně EPS.
V T+12:02 byla kabina ARD oddělena od zbytku rakety EPS/Speltra/Maqsat-3
a navedena zpět do atmosféry (viz výše). V T+12:43 byl odhozen kryt adaptéru
Speltra a odhalil tak Maqsat-3. V T+15:14 byl zapálen motor Aestus horního
stupně EPS a hořel až do T+31:00. V tomto bodě by se při normálním letu
družice oddělila od EPS, ale z důvodu snížení počtu těles na oběžné dráze
zůstal při tomto letu Maqsat připojen k EPS. Těleso EPS/Maqsat-3 dosáhlo
dráhy 1027 x 35863 km x 7.0°, tedy dráhy přechodové ke geostacionární (GTO).
Maqsat-3 vyrobila firma
Kayser-Threde jako dynamický
model družice Eutelsat W2,
která měla být při letu Ariane 503 vynesena původně. Hmotnost Maqsatu-3
byla 2730 kg, průměr 2 m, délka 2,5m.
Po tomto úspěšném startu byla raketa Ariane-5 kvalifikována pro komerční
starty. První komerční start (AR-504) s družicí XMM
proběhl bez problémů dne 10.12.1999.
Aktualizováno : 11.01.2003
[ Obsah | Rakety
a kosmodromy ]
Pokud není uvedeno jinak, jsou použité fotografie z NASA (viz. Using NASA Imagery) a dalších volně přístupných zdrojů.
(originál je na https://mek.kosmo.cz/nosice/esa/ariane/index.htm)
