I satelliti naturali o artificiali sono dei corpi che orbitano ad una certa velocità stabilmente attorno ad altri corpi dotati di massa decisamente maggiore. Per cui la Terra è un satellite naturale del Sole mentre la Luna è un satellite naturale della Terra (e del Sole).

 I satelliti artificiali sono tutti quelli che l’uomo ha collocato in orbita attorno alla Terra e intorno ad altri corpi celesti del nostro sistema solare con le molte missioni già condotte da diverse agenzie spaziali. Il primo satellite artificiale fu lo  Sputnic 1  lanciato dall’Unione Sovietica il  4 ottobre del 1957  , il quale compì delle orbite complete attorno alla Terra ed una semplice comunicazione radio. Attualmente il più grande satellite artificiale della Terra è la ISS (International Space Station) che è in fase di assemblaggio.

Le Sonde  si differenziano dai satelliti per il fatto che devono prima raggiungere i corpi celesti da studiare e poi si satellizzano in un’orbita opportuna. Il  2 gennaio 1959  la prima sonda automatica verso la Luna, il  Lunik 1, venne lanciato dall'Unione Sovietica.

Le utilizzazioni dei satelliti possono essere:  1)  Effettuare differenti rilevamenti sulla superficie e sull’eventuale atmosfera del corpo celeste come ad esempio i satelliti metereologici europei Meteosat (il Tiros 1 americano lanciato l’1 aprile 1960 fu il primo metereologico).  2)  Nei sistemi di telecomunicazione come ponti radio  3)  Nei sistemi di navigazione (GPS, Glonas, Galileo,)  4)  Studi sul sistema solare, sulla Via Lattea e sullo spazio profondo (telescopi Hubble, XMM-Newton, Soho).

In generale, i satelliti possono raccogliere:  a)  informazioni dal rilevamento fatto dai propri sensori  b)informazioni e/o comandi dalle stazioni di terra (Uplink)  c)  informazioni e/o comandi da altri satelliti o veicoli.Queste informazioni raccolte vengono elaborate per poterle trasmettere al meglio ad una stazione di terra (Downlink) o altro satellite o veicolo. Il funzionamento dei satelliti viene controllato e monitorato dalla stazione di terra detta  TT&C  (Tracking, Telemetry and Comand) pur essendo generalmente provvisto di un sistema di controllo autonomo autosufficiente.

              Fucino Ground Station

                New Norcia - Australia

                MESSA IN ORBITA

La messa in orbita dei satelliti avviene utilizzando dei razzi vettori (Ariane, Delta, Soyuz) o dei veicoli come lo Space Shuttle, che trasportano e rilasciano il satellite (payload) una volta raggiunta l’orbita prefissata (il vettore dapprima raggiunge l’orbita di parcheggio che ha la Terra in perigeo e l’orbita geostazionaria d’arrivo in apogeo, e poi nell’orbita di trasferimento rilascia il satellite che accenderà il suo motore detto di apogeo per raggiungere la velocità giusta di percorrenza dell’orbita definitiva). A sinistra in figura il satellite Aqua è trasportato all'interno di una capsula protettiva del vettore Delta.

                                           STRUTTURA

Il satellite è provvisto sia del motore di apogeo che di un semplice sistema propulsivo ad ugelli per gli assestamenti e le correzioni delle orbite in quanto col tempo tende ad avvicinarsi lentamente alla Terra e per altre cause. Per cui è provvisto di un carico di carburante sufficiente per 10/15 anni (vita media di un satellite). Si preferisce non rifornire in orbita un satellite dopo 10/15 anni in quanto poco economico e non più utile poiché la tecnologia di quel satellite è stata superata. Conviene far disintegrare il satellite vecchio e sostituirlo con uno nuovo più evoluto. Il sistema elettrico è costituito da batterie, accumulatori, generatori elettrici con pannelli solari dispiegati per raccogliere l’energia solare. I satelliti terresti usano prevalentemente i pannelli solari. Per le varie tipologie di comunicazioni si usano diverse antenne per dimensioni e forme e uno o più transponder. Inoltre i satelliti e le sonde sono provviste di tutti quei sensori necesarri per i rilevamenti caratterizzanti la sua missione. In figura a sinistra è rappresentato il satellite metereologico Meteosat (ESA) che ha i pannelli solari disposti tutti intorno, mentre sotto la sonda Pioner (NASA).

          Schema a blocchi di un transponder                                    

                   IL TRANSPONDER

Il transponder assolve il compito di ricevitore, amplificatore, convertitore di frequenza, elaboratore e trasmettitore del segnale. Un satellite può essere provvisto di uno o più transponder.Nei transponder si differenziano in frequenza le diverse comunicazioni per evitare le interferenze. Ad esempio la comunicazione dalla stazione di terra al satellite Uplink avviene ad una frequenza superiore al Downlink del satellite verso una stazione di terra (poiché la stazione di terra può disporre di una maggiore potenza di trasmissione rispetto al satellite necessaria a compensare la maggior perdita di potenza che avviene alle frequenze superiori).

                      Inclinazione Orbite

In generale valgono anche per i satelliti artificiali le leggi di Keplero per i pianeti, in quanto la loro massa è trascurabile rispetto al corpo celeste intorno al quale orbitano.

Prima Legge - L’orbita descritta da un pianeta è un'ellisse, di cui il sole occupa uno dei due fuochi .

Seconda Legge - Il raggio vettore che unisce il centro del Sole con il centro del pianeta descrive aree uguali in tempi uguali.

Terza Legge - I quadrati dei periodi di rivoluzione dei pianeti sono direttamente proporzionali ai cubi dei semiassi maggiori delle loro orbite.

In generale l’orbita è ellittica col corpo celeste (Sole, Terra,…) che occupa uno dei due fuochi. Il perigeo è il punto più vicino e l’apogeo quello più lontano.

Per i satelliti terresti, in base all'inclinazione rispetto all’equatore un’orbita può essere: 1) Orbita equatoriale se l'inclinazione è circa zero (ad esempio tutte le orbite geostazionarie) 2) Orbita inclinata come la polare con inclinazione a circa a 90°. I satelliti in orbita polare hanno la caratteristica di poter vedere tutto il globo. 3) Orbita eclittica se l'inclinazione dell'orbita coincide con l’eclittica del pianeta

In base all'altitudine: a) LEO (Low Earth orbit) orbita terrestre bassa compresa tra i 200 e gli 800 Km, in cui si trova ad esempio la ISS b) MEO ( Medium Earth orbit) orbita terrestre media, in cui si trovano i satelliti dei sistemi di navigazione (Glonas, Galileo, GPS ). c) GEO (Geostationary Earth Orbit) orbita geostazionaria, circolare ed equatoriale ad una quota di 36000 km dove i satelliti vengono visti fermi dalla superficie terrestre poichè compiono un giro completo in 24 ore così come la Terra. Molti satelliti per le telecomunicazioni sono qui collocati. Tre satelliti disposti a 120 gradi sono sufficienti alla copertura radio della superficie terreste ad esclusione dei poli. d) HEO (High Earth Orbit) orbita terrestre alta (particolarmente ellittica).

   Copertura radio di tre satelliti a 120 gradi

 Calcolo della velocità orbitale di un’orbita geostazionaria

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 (Mm/ r² ) dove G = 6.672 × 1011 N (m/kg)² costante di gravitazione universale,    M = 5.98 × 10²⁴ kg massa della Terra. Il corpo è soggetto anche ad una forza centrifuga F_c = m v²/ r   dove v è la velocità tangenziale. Per poter rimanere stabilmente sulla traiettoria circolare di raggio r ci deve essere equilibrio tra le due forze :

    F_g = F_c    →    G (Mm/ r² )  =  m v² / r     →  

                   v =         (semplificando m ed r) 

La prima velocità cosmica è la velocità che un corpo deve possedere per entrare in orbita circolare attorno ad un corpo celeste, ad una certa distanza dal suo centro, affinché la forza centrifuga possa bilanciare l'attrazione gravitazionale. (La forza centrifuga è uguale e opposta alla centripeta)

Calcolo periodo T dell’orbita circolare                                                                                                  Poiché    v  =  2Πr / T           allora :          =  2Πr / T ,

segue che:     T² = 4Π²r³/ GM   che rappresenta la terza legge di Keplero dove K = 4Π² / GM        Posso isolare r ottenendo        r =   =  42168 Km, sottraendo il raggio terreste  R_T = 6370 Km ottengo l’altezza dell’orbita geostazionaria   h = 35790 Km   sopra l’equatore.

          Posizionamento Satelliti Geostazionari

Per individuare la posizione dei satelliti geostazionari equatoriali che sono quasi tutti per telecomunicazione, è sufficiente indicare la loro longitudine in gradi. Si valuta di quanti qradi stanno ad est o ad ovest dal meridiano di riferimento di Greenwich. Per cui varia da 0 a 180 gradi.