Moto dei satelliti
Energia orbitale ed energia dei satelliti
Definiamo l'energia orbitale Eorb di un satellite come l'energia meccanica che possiede quando è in orbita. Può essere calcolato come:
Eorb=2r−GmM
Dove G=6,67⋅10−11 N m2/kg2 è la costante gravitazionale universale, m e M sono le masse del satellite e del pianeta rispettivamente e r è il raggio dell'orbita.
D'altra parte, l'energia di satellitizzazione Es è l'energia cinetica necessaria per mettere un satellite in un'orbita circolare di raggio r intorno al pianeta in questione.
Es=GMm(R1−2r1)
Dove R è il raggio del pianeta.
Forma delle traiettorie
- Se Em<0, il satellite descrive un'orbita chiusa.
- Se Em=0, il satellite ha solo la velocità di fuga e quindi raggiungerà l'infinito con v=0. La traiettoria sarà quindi una parabola.
- Se Em>0, avremo ∣Ec∣>∣Ep∣, quindi la velocità del satellite sarà maggiore della velocità di fuga e la traiettoria sarà un ramo di un'iperbole.
Esempio
Determina l'energia da fornire a un satellite del peso di 450 kg per portarlo in orbita a 8000 km dal centro della Terra.
Dati
| Approccio
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MT=5,97⋅1024kgRT=6,37⋅106 mm=450 kgR=8⋅106 m | Calcola la differenza di energia meccanica
sulla superficie e nell'orbita:
ET=Eorb−Esup=2R−GmMT−(RT−GmMT)=1,69⋅1010J
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Soluzione:
L’energia necessaria eˋ pari a 1,69⋅1010 J