Orbita

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In astronomia, un'orbita è la traiettoria di un corpo celeste, di un satellite artificiale o di un veicolo spaziale nello spazio, dove in genere è presente il campo gravitazionale generato da un altro corpo celeste.

Orbita ellittica intorno alla terra con perigeo a 630 km e apogeo a 11650 km dalla superficie terrestre

Orbita iperbolica intorno alla terra con perigeo a 5275 km dalla superficie terrestre.

Indice

1 Classificazione
2 Velocità orbitale in un'orbita circolare terrestre
3 Voci correlate
4 Collegamenti esterni

[modifica] Classificazione

In base all'energia posseduta dal corpo le orbite possono essere chiuse e periodiche oppure aperte e non periodiche.

Orbita ellittica: l'orbita è chiusa ed è un ellisse se l'energia totale E del corpo è minore di zero (ovvero se l'energia cinetica è minore dell'energia potenziale). Sono ellittiche le orbite dei pianeti del sistema solare e di tutti i loro satelliti.
Traiettoria iperbolica: l'orbita è aperta ed è un iperbole se l'energia totale E del corpo è maggiore di zero (ovvero se l'energia cinetica è maggiore dell'energia potenziale). Sono iperboliche le orbite delle sonde spaziali inviate al di fuori del sistema solare e le porzioni di orbite di sonde inviate verso i pianeti esterni (come la sonda Galileo e la sonda Cassini nelle fasi di avvicinamento e allontanamento dai pianeti interni usati per l'effetto fionda).
Traiettoria parabolica: da un punto di vista teorico occorre inoltre aggiungere che se E=0, l'orbita risulterà una parabola; tale orbita rappresenta l'elemento di separazione tra la famiglia di orbite chiuse e di orbite aperte.

In base all'inclinazione, una orbita può essere:

Orbita equatoriale: se l'inclinazione è circa zero (ad esempio tutte le orbite geostazionarie).
Orbita polare: se l'inclinazione è quasi uguale a 90°. I satelliti in orbita polare hanno la caratteristica di poter vedere tutto il globo.
Orbita eclittica: se l'inclinazione dell'orbita coincide con l'eclittica del pianeta
orbita retrograda: se l'inclinazione è superiore a 90°.

In base all'utilità, possono essere definite anche:

Orbita cimitero, dove finiscono i satelliti artificiali geostazionari
Orbita commerciale
Orbita di parcheggio
Orbita Molniya, orbita per comunicazioni sovietica

In base all'altitudine:

Low Earth Orbit: orbita terrestre bassa, in cui si trova ad esempio la ISS
Medium Earth Orbit: orbita terrestre media, in cui si trovano i satelliti dei sistemi di navigazione (GLONASS, Galileo e GPS).
Highly Elliptical Orbit: orbita terrestre alta (particolarmente ellittica)
Orbita geostazionaria: ad una quota di 36 000 km i satelliti possono rimanere fermi rispetto alla superficie terrestre. I satelliti per le telecomunicazioni si trovano in quest'orbita.

[modifica] Velocità orbitale in un'orbita circolare terrestre

Consideriamo un corpo di massa m che si muove su un'orbita circolare ad una distanza r dal centro della Terra (ovvero ad una quota h = r - R_T, dove R_T è il raggio della Terra). Tale corpo è soggetto alla forza di gravità

$F_g= G \,\frac {{M}{m}}{r^2}$ ,

essendo G = 6,672 × 10^-11 N (m/kg)² è la costante di gravitazione universale e M = 5,9 × 10²⁴ kg la massa della Terra.
Per poter rimanere su una traiettoria circolare di raggio r, il corpo deve peraltro essere soggetto alla forza centripeta

$F_c= m \frac {v^2}{r}$

essendo v la velocità tangenziale.

Perché il corpo continui a percorrere l'orbita circolare, la forza di gravità deve quindi uguagliare la forza centripeta, F_g = F_c:

$G \,\frac {{M}{m}}{r^2}=m \frac {v^2}{r}$ ;

Semplificando m ed r e risolvendo rispetto a v si ottiene:

$v= \sqrt \frac {{G}{M}}{r}$ .

La figura a fianco rappresenta il grafico della velocità tangenziale in funzione del raggio dell'orbita, per orbite intorno alla Terra. Da questa espressione sono ricavati i valori calcolati nella pagina sul calcolo dell'orbita (in inglese). Tenendo conto che la velocità tangenziale è legata al periodo orbitale dalla relazione

$v=2 \pi \frac {r}{T}$

è possibile esprimere T in funzione di r, ottenendo

$T^2=\frac {{4} {\pi^2}}{GM}\,r^3$ .

Questa non è altro che la terza legge di Keplero. La costante K che compare nella terza legge è quindi definita da

$K =\frac {{4} {\pi^2}}{GM}$

La terza legge di Keplero permette di determinare l'altezza di un'orbita geostazionaria il cui periodo è pari al giorno siderale della Terra, T_rot = 23 h 56 min 4,09 s = 86.164,09 s:

$r_{geos} =\sqrt[3] {\frac {G M T_{rot}^2} {4 \pi^2}} = 42.168 \, km$

che corrisponde ad un'altezza di 35.790 km sopra l'equatore.

[modifica] Voci correlate

[modifica] Collegamenti esterni

In questa pagina si può vedere un'animazione interattiva delle 3 leggi di Keplero.

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