Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	Europa (ESA)
Bezeichnung(en)	Ariane 5G, Ariane 5, AR-5
Entwicklungszeitraum	1988-1996
erster Start	05.06.1996 (Fehlstart)
Einsatzzeitraum	1996-2003
Stufenzahl	2 + 2 Feststoffbooster
Gesamthöhe	51,40 m
Basisdurchmesser	5,46 m
max. Nutzmasse	8.600 kg (GTO - Single-Start) 5.900-6.400 kg (GTO - Dual-Start) 18.000 kg (600 km Kreisbahn@60°) 11.000 kg (900 km Kreisbahn@55°)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse	746.600 kg
Startschub
Feststoff-Starthilfen
Hersteller
Bezeichnung(en)	P230 (EAP)
Länge	31,16 m
Durchmesser	3,05 m
Basisdurchmesser	3,71 m
Leermasse	2 × 39.300 kg
Treibstoffmasse	2 × 237.800 kg
Gesamtmasse	2 × 277.100 kg
Antrieb	je 1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HTPB 1814
Startschub	2 × 6.254 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	270 s
Brenndauer	130 s
1. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)	H155 (EPC)
Länge	30,52 m
Durchmesser	5,46 m
Leermasse	12.200..12.300 kg
Treibstoffmasse	158.110..158.500 kg
Gesamtmasse	170.310 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk SEP HM60 „Vulcain”
Treibstoff	Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff
Startschub	815 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	431 s
Brenndauer	589 s
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)	EPS
Länge mit Dralltisch	3,34 m
Stufendurchmesser	3,94 m
Leermasse ohne Adapter	ca. 1.200 kg
Treibstoffmasse	ca. 9.700 kg
Gesamtmasse	ca. 11.000 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk „Aestus”
Treibstoff	MMH + Stickstofftetroxid
Vakuumschub	29 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	321 s
Brenndauer	1.100 s
Nutzlastverkleidung
Länge	12,73 m
max. Durchmesser	5,42 m
Bereits Anfang der 80er Jahre begannen in Europa Planungen für eine neue zweistufige Trägerrakte, die die Nachfolge der gerade in Entwicklung befindlichen Ariane 4 Familie antreten sollte. Studien für eine derartige schwere Rakete hatte die französische CNES aber bereits 1977 unternommen. Am 31.01.1985 wurde auf einer Tagung des ESA Ministerrats in Rom der prinzipielle Entschluß gefaßt, mit einer derartigen Entwicklung zu beginnen und ein Finanzierungsplan aufgestellt. Doch es dauerte noch bis zum November 1987, bis die ESA Mitgliedsstaaten formell das Entwicklungsprogramm für die Ariane 5 billigten. Offizieller Start des Programms war der 01.01.1988. Angestrebt wurde der Jungfernflug für das Frühjahr 1995. An Nutzlasten für die Ariane 5 zeichneten sich die europäische Raumfähre „Hermes”, das Raumstationsmodul „Columbus” für die geplante US-Raumstation „Freedom” sowie zahlreiche kommerzielle Nutzlasten ab. Gerade die Raumfähre „Hermes” bedrohte aber das gesamte Programm. Ständige Designänderungen und eine stetige Massezunahme führten schließlich dazu, daß an einen Start mit der Ariane 5 in der ursprünglichen Auslegung nicht mehr zu denken war. Dagegen begann 1988 die Ariane 4 ihren Aufstieg zur erfolgreichsten Trägerrakete im kommerziellen Satellitengeschäft. Immer größere und schwerere Nutzlasten machten der Betreibergesellschaft Arianespace aber den bereits prognostizierten Bedarf für eine Rakete einer neuen Klasse weiter deutlich. Die Ariane 4 war so erfolgreich, weil sie meist zwei kommerzielle Nutzlasten bei einem Start befördern konnte. Das mußte auch für die neue Ariane 5 und zukünftige Satellitengenerationen gelten. Ziel war also eine 40%ige Erhöhung der Nutzlastkapazität für geostationäre Übergangsbahnen bei gleichzeitig 10%iger Senkung der Kosten. Für die Erststufe der Ariane 5 wurde von SEP, der DASA und Volvo Flygmotor das neue kryogene Hochleistungstriebwerk HM60 „Vulcain” entwickelt. Bereits am 04.04.1990 konnte in Vernon bei SEP der erste Prüfstandversuch mit dem Triebwerk erfolgen und am 13.06.1991 wurde erstmals die Nominalbrenndauer erzielt. Am 18.07.1995 begann die Testkampagne zur Qualifikation des Oberstufentriebwerks „Aestus”, einer Entwicklung der heutigen Daimler-Chrysler Aerospace. Nach einem Test mit einem verkleinerten Modell im Dezember 1989 erfolgte am 16.02.1993 der erste statische Brennversuch der großen Feststoffbooster für die Ariane 5. Die unter Leitung von Aérospatiale entwickelten Booster bestehen aus drei großen Segmenten in einem Stahlblechgehäuse der deutschen Firma MAN. Die Treibsätze wurden von dem Konsortium WIG Europropulsion entwickelt (BPD - Italien und SEP - Frankreich). Jeweils zwei Segmente werden in Kourou mit 107 t Treibstoff bestückt, während das dritte Segment mit 23 t HTPB auf dem Seeweg aus Colleferro geliefert wird. Die Satelliten finden Platz entweder in dem Doppelstartsystem SYLDA 5 oder in dem Mehrfachstarter SPELTRA, den es in einer kurzen und in einer langen Version gibt. Dazu kommt die Nutzlastverkleidung, die wie bei der Ariane 4 von Oerlikon Contraves in der Schweiz gefertigt wird. Abgesehen von finanziellen, strategischen und politischen Problemen verlief die Entwicklung der Ariane 5 nach Plan. Dennoch summierten sich schließlich die Verzögerungen bis zum Jungfernflug auf mehr als ein Jahr. Ausdruck eines ungewöhnlichen Vertrauens in eine neu entwicklete Rakete war die Tatsache, daß bereits beim ersten Flug vier europäische Forschungssatelliten befördert werden sollten. Nach nur 39 s Flug erhielt dieser Optimismus am 05.06.1996 einen schweren Dämpfer, als die Rakete vom Kurs abwich und unter der aerodynamischen Belastung auseinanderbrach. Die Ursache wurde in einem Softwareprogramm gefunden, das ohne weitere Tests von der Ariane 4 Flugsoftware übernommen worden war. Erforderliche Anpassungen an das abweichende Aufstiegsprofil der Ariane 5 waren unterblieben. Am 30.10.1996 fand daraufhin ein weiterer Qualifikationsflug statt, diesmal mit einer Dummy Nutzlast. Der Flug verlief erfolgreich, wenn auch die geplante Umlaufbahn nicht korrekt erreicht wurde. Ursache war eine unerwartet hohe Rollrate, die aber durch kleinere Modifikationen reduziert werden konnte, so daß der dritte Flug am 21.10.1998 ein voller Erfolg wurde. Nach Auswertung dieser Mission wurde die Ariane 5 im Dezember 1998 für flugqualifiziert erklärt.