La messa in orbita di un satellite avviene tramite
un lanciatore.
I satelliti per telerilevamento vengono di solito
lanciati con vettori spendibili (Expendable
Launch Vehicle) che vengono utilizzati una sola
volta.
Lo Space Shuttle è un vettore riutilizzabile
Ariane 5 nella base di lancio di Kourou
(Guiana francese)MS2-1b.pptx#1. Diapositiva 1
L’immissione in orbita può avvenire con un
lancio diretto, o indiretto.
In questo secondo caso, i satelliti non
raggiungono direttamente le loro orbite, ma sono
immessi in un’orbita di parcheggio e da qui i
motori di bordo li trasferiscono nell’orbita
definitiva.
Questo trasferimento avviene in due fasi ed è il
Trasferimento alla Hohmann
Apogeo dell’orbita di Trasferimento
Perigeo dell’orbita di Trasferimento
L’orbita di parcheggio è un’orbita circolare a
quota r1

v

Qui il satellite ha una velocità 1
r1
L’orbita definitiva è un’orbita circolare a quota r2
e velocità v2  
r2
L’orbita di trasferimento è un’orbita ellittica con
perigeo = r1 ed apogeo = r2
Nell’orbita ellittica la velocita al perigeo è v
p

2r2
r1 (r2  r1 )
Imprimendo una variazione di velocità v1  v p  v1
l’orbita diventa ellittica con v  r (r2 r r )
1
a
2
2
1
Con v2  v 2  va l’orbita diventa circolare
In totale la variazione di velocità impressa è
vtot  v1  v2
Ed è proporzionale al costo del trasferimento, cioè
il consumo di carburante.
Si può dimostrare che il trasferimento alla
Hohmann è quello che rende minimo il vtot
necessario alla manovra, per un’orbita finale con
quota fino a 11 volte il raggio terrestre
Il peso del satellite da lanciare è molto
importante:
più il satellite è pesante più propellente è
necessario per metterlo in orbita, ma questo
significa serbatoi più grandi nel lanciatore, e
quindi altro peso da lanciare.
Il peso del satellite comprende anche il peso del
propellente necessario a effettuare la manovra di
trasferimento.
Peso del carico utile = Peso del satellite - Peso
del carburante
Più è alta l’orbita di parcheggio, maggiore è la
quantità di carburante necessaria per raggiungere
la quota, e quindi è più basso il peso del carico
utile.
I lanciatori vengono confrontati in base alla
massa del carico utile che possono lanciare in
un’orbita di riferimento (GTO)
La Geostationary Transfer Orbit ha un perigeo
a ~600 Km e l’apogeo a ~36000 Km
Delta (2tons)
Titan (4.5 tons)
Ariane 5(6.5 tons)
STS(30 tons in LEO)
Le caratteristiche geografiche della base di
lancio impongono dei limiti al lancio stesso.
L’inclinazione dell’orbita e la latitudine  della
base sono collegati da
cosi  sin   cos 
 è l’angolo tra il vettore velocità del satellite e
il meridiano terrestre della base di lancio
Se non ci fossero vincoli sull’azimuth del lancio,
da una certa base si potrebbero raggiungere tutte
le inclinazioni comprese tra 90° e 
Ma  è limitato dalla vicinanza di aree abitate.
Se    , la latitudine della base coincide con
2
l’inclinazione dell’orbita. Inoltre, il lancio
avviene verso est, e così si sfrutta anche la spinta
della rotazione terrestre
(Per variare l’inclinazione quando il satellite è in
orbita si cambia la direzione della velocità
lasciando inalterato il modulo)