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 bylo 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
Byla to zcela přepracovaná raketa. Raketa se skládala ze dvou hlavních částí. Základem, společným pro každý let, byl 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 byly 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 lišil 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 byly 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 měl délku 31 m, průměr 3 m, tah přes 3 MN a hmotnost 269 tun.

Délka horní části rakety se měnila podle užitečného zatížení. Stupeň EPS L-9 měl jako pohonnou jednotku motor Aestus klasické koncepce spalující kombinaci monometylhydrazinu a N₂0₄. Pohonné látky byly do spalovací komory dopravovány stlačeným héliem. Odpadlo tudíž turbočerpadlo, což zvýšilo spolehlivost rakety. Stupeň měl délku 3,3 m, průměr 4 m, tah kolem 27 kN a hmotnost 9 tun.

Kolem stupně EPS L-9 byl uložen válcovitý úsek obsahující systém řízení rakety, na který pak dosedal aerodynamický kryt, překrývající užitečné zatížení. Tím byla buď jedna družice nebo dvě až tři družice ve speciální konstrukcí SPELTRA, dovolující jejich současné vynášení.

Startovní hmotnost kompletní rakety byla až 720 tun, celková délka kolem 33 m. Nosnost 18000 kg na nízkou dráhu nebo 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.

Raketa Ariane-5 létala úspěšně až do roku 2023, kdy byl její provoz ukončen, protože byla nahrazena novou raketou Ariane 6.

Ariane 6

Raketa Ariane 6 byla vyvinuta jako modernější a levnější náhrada rakety Ariane-5. Jde o raketu s nosností přes 20 tun na nízkou oběžnou dráhu Země (LEO).

Konstrukčně je Ariane 6 dva a půl stupňová, protože ke vzletu používá 2 nebo 4 návěsné urychlovací bloky (boostery) P120 na tuhé pohonné látky (každý s tahem 4500 kN). Boostery jsou připojeny zboku k centrálnímu prvnímu stupni rakety, vybavenému vylepšeným motorem Vulcain 2.1 na kapalný kyslík a kapalný vodík s tahem 1370 kN. Také druhý stupeň rakety Ariane 6 je kyslíkovodíkový a má nový restartovatelný motor Vinci s tahem 180 kN.

Podle počtu boosterů existuje varianta Ariane 62 s nosností až 10 tun na LEO nebo 4,5 tuny na GTO (dráhu přechodovou ke geostacionární). Silnější varianta Ariane 64 používá 4 boostery P120 a má nosnost 21,5 tuny na LEO nebo 11,5 tuny na GTO.

Celková výška rakety Ariane 6 je 53 metrů, průměr centrální části je 5,4 m a startovací hmotnost je mezi 530 a 860 tunami.

První start rakety Ariane 62 proběhl 09.07.2024 z Kourou a byl úspěšný. Na oběžnou dráhu kolem Země raketa dopravila 8 cubesatů a další testovací náklad.