{"id":161,"date":"2026-02-20T15:38:55","date_gmt":"2026-02-20T15:38:55","guid":{"rendered":"https:\/\/www.lares-mission.com\/?page_id=161"},"modified":"2026-03-20T16:57:24","modified_gmt":"2026-03-20T16:57:24","slug":"lares-2-3","status":"publish","type":"page","link":"https:\/\/www.lares-mission.com\/it_it\/lares-2-3\/","title":{"rendered":"LARES 2"},"content":{"rendered":"\n
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LAser RElativity Satellite n. 2<\/h2>\n\n\n\n

LARES 2 \u00e8 un satellite dell\u2019Agenzia Spaziale Italiana lanciato il 13 luglio 2022 con il volo inaugurale del lanciatore Vega-C, grazie ad un accordo con ESA. Il Laser RElativity Satellite n. 2 \u00e8 il successore del primo satellite LARES, destinato a miglioreare la precisione della misura dell\u2019effetto di trascinamento dei sistemi inerziali (frame-dragging), generato da correnti di massa-energia come la rotazione di un corpo dotato di massa, previsto dalla teoria della Relativit\u00e0 Generale. La seconda missione della serie LARES \u00e8 infatti progettata per ridurre l’errore sulla misura a poche parti per mille, migliorando di dieci volte il risultato ottenuto con il primo satellite.<\/p>\n\n\n\n

\"Satellite
Satellite LARES2 (Credits C. Paris<\/em>)<\/figcaption><\/figure>\n<\/div>\n<\/div>\n\n\n\n
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Struttura<\/h3>\n\n\n\n
\"\"<\/figure>\n\n\n\n

Come il suo predecessore, LARES 2 \u00e8 un satellite passivo basato su una struttura metallica monolitica. La forma sferica e il rapporto massa\/superficie elevato riducono al minimo gli effetti della pressione di radiazione (sia solare che di albedo della Terra), della resistenza atmosferica (minima, considerando la quota di circa 6000 km) e le perturbazioni dovute ad effetti di anisotropia termica sul satellite, come l\u2019effetto Yarkovski.<\/p>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n\n\n\n

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Satellite Laser Ranging<\/h3>\n\n\n\n

La posizione di LARES 2 \u00e8 misurata con la tecnica del Satellite Laser Ranging (SLR) dalla rete di stazioni dell’International Laser Ranging Service. <\/p>\n\n\n\n

\"\"
I riflettori Cube Corner Reflectors<\/em> (CCR<\/em>) utilizzati sui satelliti LARES e LARES 2 per il laser ranging<\/figcaption><\/figure>\n\n\n\n

LARES 2 \u00e8 la prima missione di lunga durata (escludendo alcuni test su piccoli satelliti) ad utilizzare riflettori a spigolo di cubo (CCR) da 24,5 mm di diametro ( 1″); inoltre a differenza di LARES i riflettori sono unit\u00e0 COTS (Commercial Off-the-Shelf).<\/p>\n\n\n\n

La distribuzione dei 303 riflettori sulla superficie sferica \u00e8 innovativa. Le posizioni dei CCR non sono distribuite regolarmente ma secondo uno studio di ottimizzazione ispirato al “Problema di Thomson”<\/a>. <\/p>\n\n\n\n

La combinazione tra dimensioni e distribuzione ottimizzata permette di ridurre notevolmente gli errori nella misura di posizione del satellite.<\/p>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n\n\n\n

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Orbita<\/h3>\n\n\n\n
\"\"<\/figure>\n\n\n\n

La missione si basa sulla particolare combinazione delle orbite dei satelliti LAGEOS e LARES 2. L’orbita di LARES 2 \u00e8 circolare, ha lo stesso semiasse dell’orbita di LAGEOS ma un’inclinazione supplementare. Ovvero la somma delle inclinazioni dei due piani orbitali \u00e8 180\u00b0. <\/p>\n\n\n\n

Questo consente di eliminare dalla misura gli effetti delle perturbazioni gravitazionali classiche dovute alle armoniche zonali pari del campo gravitazionale terrestre. <\/p>\n\n\n\n

Per approfondire: <\/p>\n\n\n\n

La Scienza di LARES e LARES 2<\/a><\/p>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n\n\n\n

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Caratteristiche del satellite LARES 2<\/h2>\n\n\n\n

Cospar ID: 2208001<\/p>\n\n\n\n

Satellite Catalogue Number (NORAD): 53105<\/a><\/p>\n\n\n\n

SATELLITE<\/strong><\/td><\/td><\/tr>
Raggio<\/td>212 mm<\/td><\/tr>
Massa<\/td>297.5 kg<\/td><\/tr>
N. retroriflettori (CCR)<\/td>303<\/td><\/tr>
Diametro retroriflettori <\/td>24.5 mm (1″)<\/td><\/tr>
Materiale<\/td>Lega di nichel – Inconel 718<\/td><\/tr>
Densit\u00e0 del materiale<\/td>8193 kg\/m3<\/sup><\/td><\/tr>
ORBITA<\/strong><\/td><\/td><\/tr>
Eccentricit\u00e0<\/td>0.0<\/td><\/tr>
Apogeo<\/td>5899 km<\/td><\/tr>
Inclinazione<\/td>70.16 \u00b0<\/td><\/tr>
Periodo orbitale<\/td>225.36 minuti<\/td><\/tr><\/tbody><\/table><\/figure>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n<\/div>\n\n\n\n

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