Средняя высота, на которой спутник движется над поверхностью Земли, 1700 км. Определите скорость движения и период обращения спутника, если радиус Земли 6400 км.
Дано:
h = 1700 км;
R = 6400 км;
M = $6 * 10^{24}$ кг;
$G = 6,67 * 10^{-11} \frac{Н * м^{2}}{кг^{2}}$.
Найти:
v − ?
T − ?
СИ:
h = 1700 000 м;
R = 6 400 000 м.
Решение:
Первая космическая скорость равна:
$v = \sqrt{G * \frac{M_{з}}{R_{з} + h}}$;
$v = \sqrt{6,67 * 10^{-11} * \frac{6 * 10^{24}}{6400 000 + 1700 000}} = 7000$ м/с ≈ 7 км/с;
$v = \frac{2π *(R + h)}{T}$;
$T = \frac{2π *(R + h)}{v}$;
$T = \frac{2 * 3,14 *(6 400 000 + 1700 000)}{7000} = 7267$ c = 121 мин.
Ответ: 7 км/с; 121 мин.
Для решения этой задачи необходимо воспользоваться теоретическими знаниями о движении спутников вокруг Земли. Это движение можно рассматривать как пример кругового движения под действием силы притяжения Земли, которая играет роль центростремительной силы.
Когда спутник движется вокруг Земли, на него действует сила притяжения, которая обеспечивает его движение по круговой орбите. Эта сила выражается законом всемирного тяготения Ньютона:
$$ F = G \cdot \frac{m_1 \cdot m_2}{r^2}, $$
где:
− $ F $ — сила притяжения между спутником и Землей;
− $ G $ — гравитационная постоянная ($ G \approx 6.674 \cdot 10^{-11} \, \text{Н} \cdot \text{м}^2 / \text{кг}^2 $);
− $ m_1 $ — масса Земли ($ m_1 \approx 5.972 \cdot 10^{24} \, \text{кг} $);
− $ m_2 $ — масса спутника;
− $ r $ — расстояние между центром Земли и спутником (сумма радиуса Земли и высоты спутника над поверхностью).
Для кругового движения спутника сила притяжения играет роль центростремительной силы, которая поддерживает спутник на данной орбите. Центростремительная сила определяется следующим образом:
$$ F_{\text{центростремительная}} = m_2 \cdot \frac{v^2}{r}, $$
где:
− $ F_{\text{центростремительная}} $ — центростремительная сила;
− $ v $ — линейная скорость спутника;
− $ r $ — радиус орбиты (тот же, что и в формуле для силы притяжения).
Поскольку сила притяжения обеспечивает центростремительное движение, эти силы равны:
$$ G \cdot \frac{m_1 \cdot m_2}{r^2} = m_2 \cdot \frac{v^2}{r}. $$
Упростим выражение, сократив $ m_2 $ (масса спутника):
$$ G \cdot \frac{m_1}{r^2} = \frac{v^2}{r}. $$
Умножив обе стороны на $ r $, получим формулу для скорости спутника:
$$ v = \sqrt{\frac{G \cdot m_1}{r}}. $$
Радиус орбиты $ r $ спутника равен сумме радиуса Земли и высоты спутника над поверхностью Земли:
$$ r = R_{\text{земли}} + h, $$
где:
− $ R_{\text{земли}} = 6400 \, \text{км} $ — радиус Земли;
− $ h = 1700 \, \text{км} $ — высота спутника над поверхностью.
Перед подстановкой в формулы значения радиуса $ r $ следует перевести в метры, так как в формуле для вычисления скорости используются единицы СИ.
Период обращения $ T $ спутника — это время, за которое спутник совершает полный оборот вокруг Земли. Он связан с линейной скоростью и длиной траектории:
$$ T = \frac{L}{v}, $$
где:
− $ L $ — длина окружности орбиты спутника;
− $ v $ — линейная скорость спутника.
Длина окружности орбиты определяется как:
$$ L = 2 \pi r, $$
где $ r $ — радиус орбиты.
Подставив $ L $ в формулу для периода, получим:
$$ T = \frac{2 \pi r}{v}. $$
Таким образом, чтобы найти период обращения, сначала нужно найти радиус орбиты $ r $, затем скорость $ v $, а после этого вычислить $ T $.
$$ v = \sqrt{\frac{G \cdot m_1}{r}}. $$
$$ L = 2 \pi r. $$
$$ T = \frac{L}{v}. $$
Пожауйста, оцените решение