Для орбиты уравнивается гравитационная сила и центробежная сила, при этом тело всё время падает, а Земля как бы ускользает из - под него. m*ω²*R=G*M*m/R², здесь m масса спутника, M масса Земли, G гравитационная постоянная, R расстояние в метрах от центра Земли до спутника, ω угловая скорость вращения спутника. Сокращаем с обоих сторон массу спутника, тогда R=∛(G*M/ω²). ω=2*π/(24*3600)=7,27*10-⁵ рад/секунду (в знаменателе стоит количество секунд за сутки). Справочные данные G=6,674*10-¹¹ Н*м²/кг², M=5,9736*10²⁴ кг. Подставляем R=∛(6,674*10-¹¹*5,9736*10²⁴/(7,27*10-⁵)²)=4,225*10⁷ метров. Высота спутника над Землей будет H=R-6400*10³=4,225*10⁷ - 6400*10³=3,585*10⁷ метров, здесь 6400 - радиус Земли в километрах. Линейная скорость спутника v=ω*R=7,27*10-⁵*4,225*10⁷ =3072 м/с. ответ H=3,585*10⁷ метров, период обращения 24 часа, линейная скорость спутника v=ω*R=7,27*10-⁵*4,225*10⁷ =3072 м/с. Орбита должна лежать в плоскости экватора.
P = n k M V^2 / 3R => n = 3 R P / k M V^2 = 3*8,31*10^4 / 1,38*10^-23*2*10^-3*64*10^4=24,93*10^4 / 176,64*10^-22 = 0,141*10^26 мол-л/м^3
2. n = N / V; N = m / m0; m0 = M / Na
n = p Na / M = 0,13*6*10^23 / 32*10^-3 = 0,0243*10^26 мол-л/м^3
3. Ek=3/2 * k T; V^2= 3RT / M => T = M V^2 / 3R
Ek = 1,5 k M V^2 / 3R = 1,5*1,38*10^-23*32*10^-3*25*10^4 / 3*8,31 = 1656*10^-22 / 24,93 = 66,425*10^-22 Дж
4. P = 2/3 * Ek n = 2*5*10^-23*16*10^25 / 3 = 53,3*10^2 Па
ответ H=3,585*10⁷ метров, период обращения 24 часа, линейная скорость спутника v=ω*R=7,27*10-⁵*4,225*10⁷ =3072 м/с. Орбита должна лежать в плоскости экватора.