Ariane 6

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Ariane 6
Ariane 62 and 64.svg
Illustrazione delle due varianti dell'Ariane 6 in fase di sviluppo, A62 (sinistra), A64 (destra)
Informazioni
FunzioneVeicolo di lancio orbitale (LEO, GEO, GTO, SSO, MEO)
ProduttoreArianeGroup
Nazione di origineUnione europea Unione europea
Costo per lancio75-90 milioni di euro (2014)
Dimensioni
Altezza62 m
Diametro5,4 m
Massa530-860 t
Stadi2
Capacità
Carico utile verso orbita terrestre bassaA62: 10,35 t
A64: 21,65 t[1]
Carico utile verso
orbita di trasferimento geostazionaria
A62: 5 t
A64: 11,5 t
Carico utile verso
orbita terrestre alta
A62: 3 t
A64: 7 t
Cronologia dei lanci
StatoApprovato
Basi di lancioCentre spatial guyanais
Lanci totali0
Volo inauguralePrevisto per il 2020
Razzi ausiliari (stadio 0) - P120C
Nº razzi ausiliari2 (A62) o 4 (A64)
Propulsori1 razzo a propellente solido
PropellenteHTPB
1º stadio
Propulsori1 Vulcain 2
Spinta1.359 kN
Tempo di accensione650 s
PropellenteLOX/LH2
2º stadio
Propulsori1 Vinci
Spinta176,52 kN
PropellenteLOX/LH2

Ariane 6 è un lanciatore in fase di sviluppo autorizzato dell'Agenzia Spaziale Europea[2] il cui lancio inaugurale è previsto per il 2020. Il nuovo vettore sarà sviluppato da ArianeGroup[3], una joint venture paritetica tra le due aziende francesi Airbus e Safran e quando verrà completato sarà il più nuovo membro della famiglia di lanciatori Ariane.

Gli stati partecipanti in ordine alfabetico sono: Austria, Belgio, Francia, Germania, Irlanda, Italia, Norvegia, Paesi Bassi, Repubblica Ceca, Romania, Spagna, Svezia e Svizzera.

Obiettivi[modifica | modifica wikitesto]

Con l'avvento dei lanci spaziali commerciali, l'ESA ha visto la necessità di aggiornare la flotta di lanciatori per fornire un'offerta più ampia e competitiva.

Uno degli obiettivi è la realizzazione di un lanciatore che consenta l'inserimento diretto in orbita geostazionaria, abbattendo i tempi di trasferimento orbitale, evitando orbite di trasferimento (GTO).

Tuttavia il lanciatore sarà in grado di coprire anche altri tipi di missioni: come il lancio di satelliti in orbita LEO, in orbita polare, quindi elio-sincrona (SSO), e orbita terrestre media (MEO), garantendo l'inserimento in orbita di un payload dalla massa che può spaziare tra le 4,5 tonnellate verso orbite GEO e le 20 tonnellate verso orbita LEO.[4]

Per garantire la competività, soprattutto nei confronti della SpaceX la cui filosofia volta al riutilizzo sta lentamente rivoluzionando il concetto di lanciatore e potrebbe nel futuro abbattere i costi di messa in orbita, l'ArianeGroup ha deciso di puntare a un design non riutilizzabile ma di tipo modulare[4] che permette di diminuire i costi operativi (basta pensare che il P120C oltre a essere il booster dell'Ariane 6, sarà anche il primo stadio del Vega C).

Descrizione[modifica | modifica wikitesto]

Ariane 6 vanterà due diverse configurazioni:

  • Ariane 64, con quattro booster a propellente solido (P120), che avrà un peso al decollo di circa 860 tonnellate e permetterà di completare missioni con un carico utile di 11 tonnellate verso orbite GTO e 20 tonnellate verso orbite LEO.
  • Ariane 62, con due booster a propellente solido (P120), avrà un peso al decollo di circa 530 tonnellate ed è inteso principalmente per missioni governative[5] o scientifiche. Sarà in grado di trasportare 4,5 tonnellate di payload verso GTO e 7 tonnellate verso LEO.

Queste due varianti, che differiscono fondamentalmente per il numero di booster e sono facilmente riconoscibili anche dal numero che segue il 6, permetteranno di conseguire l'ampio ventaglio di missioni preposte come obiettivo dallo sviluppo del lanciatore.

Componenti[modifica | modifica wikitesto]

Le componenti propulsive di Ariane 6 sono:

Differenze rispetto ad Ariane 5[modifica | modifica wikitesto]

Ariane 6 nasce dal bisogno di andare a colmare alcuni dei maggiori difetti dell'Ariane 5 e dunque è caratterizzato da alcune principali differenze rispetto al suo predecessore:

  • duplice configurazione A62/A64: la possibilità di avere due versioni, tramite l'utilizzo di 2 oppure 4 booster solidi, permetterà di avere una maggiore flessibilità in termini di range di payload possibili, andando ad ampliare il mercato per ArianeSpace.
  • costo minore: nella progettazione dell'Ariane 6 sono stati utilizzati accorgimenti tecnici orientati ad una riduzione del costo e delle operazioni. Un esempio è l'utilizzo di serbatoi suddivisi per il propellente criogenico, a differenza dei serbatoi integrali dell'Ariane 5: questa soluzione permetterà di ridurre i costi e la complessità del sistema, al costo di una maggiore massa dei serbatoi.
  • propulsore Vinci: il secondo stadio criogenico dell'Ariane 6 sarà equipaggiato con il già citato propulsore Vinci, che rispetto all'HM-7B ha una spinta maggiore, ma soprattutto ha la capacità, per la prima volta per un motore europeo, di essere riavviabile. Questo permetterà il rilascio di svariati payload su orbite anche molto differenti tra loro, garantendo una flessibilità di missione mai ottenuta prima.

Tipico profilo di missione[modifica | modifica wikitesto]

Il tipico profilo di missione dell'Ariane 6 è suddiviso in tre fasi distinte[7]:

Fase di ascesa[modifica | modifica wikitesto]

Quando al decollo il Vulcain 2.1 viene acceso, i computer di bordo controllano lo stato del propulsore e autorizzano il decollo accendendo i due (o quattro) booster solidi.

La separazione dei razzi a propellente solido è attivata non appena il loro combustibile viene esaurito e la copertura del payload viene rilasciata approssimativamente un minuto dopo, quando il flusso aerotermico diventa sufficientemente basso, in modo da non danneggiare il carico utile.

Lo spegnimento del Vulcain 2.1 con la separazione del primo stadio segna la fine della prima fase.

Fase dello stadio superiore[modifica | modifica wikitesto]

Lo stadio superiore (ULPM) è riaccendibile diverse volte, offrendo una grande flessibilità e permettendo la possibilità di posizionare carichi utili su orbite differenti in caso di un lancio condiviso. Questa fase consiste tipicamente in una, due o più accensioni per raggiungere l'orbita obiettivo, dipendentemente dall'altitudine, eccentricità e inclinazione:

  • Per orbite equatoriali molto ellittiche, come GTO, avviene una singola spinta (profilo diretto)
  • Per orbite circolari, molto inclinate o GTO+ si usa una prima accensione per raggiungere un'orbita intermedia quindi, in seguito a una fase di coast la cui durata dipende dall'orbita obiettivo, si esegue una seconda accensione del Vinci per raggiungere l'orbita finale.
  • In caso di lanci con payload multipli possono essere effettuate diverse accensioni e spegnimenti del propulsore per garantire il raggiungimento di tutte le orbite prefisse dalla missione, anche se con diverse eccentricità e inclinazioni.

In seguito il carico utile viene separato.

Deorbitazione dello stadio superiore[modifica | modifica wikitesto]

Dopo la separazione del carico utile e in seguito a un tempo necessario per garantire una distanza di sicurezza tra lo stadio superiore e il carico pagante, lo stadio superiore tipicamente viene deorbitato oppure condotto verso un'orbita cimitero. Quest'ultima manovra può essere effettuata tramite i propulsori dell'ACS o in alcuni casi direttamente tramite il propulsore principale.

Note[modifica | modifica wikitesto]

  1. ^ (EN) Ariane 6 User's Manual Issue 1 Revision 0 (PDF), su arianespace.com, marzo 2018.
  2. ^ Luce verde dell'Esa al lanciatore Ariane 6.
  3. ^ Alessandro Iacopini, Il futuro dei lanciatori europei, su Fly Orbit News, 12 maggio 2016. URL consultato il 21 luglio 2016.
  4. ^ a b (EN) esa, Ariane 6, in European Space Agency. URL consultato il 5 gennaio 2018.
  5. ^ ESA – AGENZIA SPAZIALE EUROPEA, su ricercainternazionale.miur.it. URL consultato l'8 novembre 2018.
  6. ^ Alessandro Iacopini, AVIO e Arianespace mettono in mostra il VEGA C, su Fly Orbit News, 8 luglio 2016. URL consultato il 21 luglio 2016.
  7. ^ Ariane 6 User Manual - February 2017 (PDF), su arianespace.com.

Altri progetti[modifica | modifica wikitesto]

Collegamenti esterni[modifica | modifica wikitesto]

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