Decaimiento orbital
En la mecánica orbital , la desintegración orbital es una disminución gradual de la distancia entre dos cuerpos en órbita en su aproximación más cercana (la periapsis ) durante muchos períodos orbitales. Estos cuerpos en órbita pueden ser un planeta y su satélite , una estrella y cualquier objeto que lo orbita, o componentes de cualquier sistema binario . Las órbitas no decaen sin algún mecanismo similar a la fricción que transfiera energía del movimiento orbital. Puede ser cualquiera de varios efectos mecánicos , gravitacionales o electromagnéticos . Para cuerpos enórbita terrestre baja , el efecto más significativo es el arrastre atmosférico .
Si no se controla, la desintegración eventualmente da como resultado la terminación de la órbita cuando el objeto más pequeño golpea la superficie del primario; o para los objetos donde el primario tiene una atmósfera, el objeto más pequeño se quema, explota o se rompe en la atmósfera del objeto más grande ; o para objetos donde la principal es una estrella, termina con la incineración por la radiación de la estrella (como los cometas ), y así sucesivamente.
Las colisiones de objetos de masa estelar suelen producir efectos cataclísmicos, como explosiones de rayos gamma y ondas gravitacionales detectables .
Debido al arrastre atmosférico, la altitud más baja sobre la Tierra a la que un objeto en una órbita circular puede completar al menos una revolución completa sin propulsión es de aproximadamente 150 km (93 millas) mientras que el perigeo más bajo de una revolución elíptica es de aproximadamente 90 km (56 mi).
A continuación se muestra un modelo de descomposición simplificado para una órbita de dos cuerpos casi circular alrededor de un cuerpo central (o planeta) con atmósfera, en términos de la tasa de cambio de la altitud orbital. [2]
Donde R es la distancia de la nave espacial desde el origen del planeta, α o es la suma de todas las aceleraciones proyectadas en la dirección a lo largo de la trayectoria de la nave espacial (o paralela al vector de velocidad de la nave espacial) y T es el período keplerio. Tenga en cuenta que α o es a menudo una función de R debido a variaciones en la densidad atmosférica en la altitud, y T es una función de R en virtud de las leyes del movimiento planetario de Kepler .
