Оценочные средства для текущего контроля успеваемости и промежуточной аттестации Промежуточная аттестация



Дата26.12.2016
өлшемі52.28 Kb.

  1. Оценочные средства для текущего контроля успеваемости и промежуточной аттестации

Промежуточная аттестация проводится на 8 неделе в форме контрольной работы с оценкой. Критерии формирования оценки – уровень знаний пройденной части курса.

Текущая аттестация проводится еженедельно. Критерии формирования оценки – регулярная посещаемость занятий и достаточная активность студентов на лекциях.

Список задач для контрольной работы

1 вариант


  1. Вывести интегралы площадей относительного движения в задаче двух тел.

2) Вычислить наименьшее и наибольшее гелиоцентрические расстояния Меркурия (среднее расстояние Меркурия от Солнца a = 0,3871 а. е., а его орбитальный эксцентриситет e = 0,2056).

3) Вычислить истинную аномалию астероида на орбите с эксцентриситетом e = 0,5 в момент времени, когда его эксцентрическая аномалия была равна E = 90 градусов.



2 вариант


  1. Вывести интеграл энергии в задаче Кеплера

  2. Вычислить наименьшее и наибольшее расстояния от Солнца планеты “Венера”

( большая полуось орбиты a = 0,7233 а. е., орбитальный эксцентриситет e = 0,006821).

3) Малое тело Солнечной системы обращается вокруг Солнца по орбите с эксцентриситетом e = 0,5. Вычислить среднюю аномалию M этого тела в момент времени, когда его эксцентрическая аномалия была равна E = 90 градусов.



3 вариант
1) Вывести интегралы Лапласа в ограниченной задаче двух тел.

2) Большая полуось орбиты Земли равна a = 1 а. е. (или 149.6 миллионов километров), а ее орбитальный эксцентриситет составляет 1/60 (или e = 0, 01679).

Вычислить перигелийное и афелийное расстояния Земли (в километрах).

3) Метеороид на гелиоцентрической кеплеровой орбите с эксцентриситетом е = 0,5 в некоторый момент времени имеет эксцентрическую аномалию Е = 90 градусов. Вычислить: чему равна в этот момент средняя аномалия метеороида?


4 вариант

1) Вывести аналитические соотношения между произвольными постоянными интегрирования в задаче об относительном движении двух тел.

2) Среднее расстояние планеты Марс от Солнца равно a = 1,524 а. е., а эксцентриситет ее орбиты e = 0,09331. Вычислить расстояния от Солнца до перигелия и афелия Марса.

3) Малая планета на кеплеровой орбите с эксцентриситетом е = 0,5 в некоторый момент времени имеет истинную аномалию v = 90 градусов. Чему равна в этот момент ее эксцентрическая аномалия?


Форма отчетности: зачет + экзамен
Экзаменационные билеты:
1. Уравнения абсолютного движения в общей задаче трех тел. Определение первого интеграла, общего интеграла и общего решения уравнений движения. Вывод интегралов движения центра масс.

2. Вывод уравнений относительного движения. Определение общего решения уравнений абсолютного движения по общему решению уравнений относительного движения.

3. Вывод уравнений барицентрического движения и уравнений движения в поле неподвижного притягивающего центра.

4. Вывод интеграла площадей в относительном движении. Уравнение плоскости орбиты.

5. Вывод интеграла энергии в относительном движении. Поверхность нулевой скорости.

6. Вывод интегралов Лапласа.

7. Вывод двух зависимостей между интегралами относительного движения.

8. Интеграл, явно зависящий от времени, в относительных декартовых и орбитальных полярных координатах.

9. Общий интеграл дифференциальных уравнений относительного движения.

10. Вывод уравнения орбиты в относительных (декартовых) и орбитальных координатах.

11. Переход от относительной системы координат к орбитальной системе координат.

12. Кеплеровские элементы орбиты и их связь с произвольными постоянными интегрирования.

13. Получение общего решения в относительной системе координат двумя способами.

14. Интегрирование задачи двух тел с помощью уравнения Бине.

15. Общий интеграл дифференциальных уравнений абсолютного движения. Связь произвольных постоянных интегрирования в абсолютном и относительном движениях.

16. Определение типа невозмущенного движения по кеплеровским элементам орбиты, по произвольным постоянным интегрирования, по начальным условиям движения.

17. Определение эксцентрической аномалии. Вывод зависимости между эксцентрической и истинной аномалиями.

18. Вывод уравнения Кеплера. Решение уравнения Кеплера методом итераций.

19. Период обращения по эллиптической орбите. Определение масс планет, обладающих спутниками.

20. Алгоритм вычисления координат и скоростей в эллиптическом движении.

21. Вывод аналога уравнения Кеплера для гиперболического движения.

22. Алгоритм определения координат и скоростей в гиперболическом движении.

23. Вывод уравнения Баркера.

24. Алгоритм вычисления координат и скоростей в параболическом движении.

25. Вычисление невозмущенных эфемерид для малых тел Солнечной Системы.

26. Разложение координат и составляющих скорости эллиптического движения в ряды Фурье.

27. Разложения координат и скоростей эллиптического движения в ряды по возрастающим степеням эксцентриситета орбиты. Предел Лапласа.

28. Разложение координат и скоростей в эллиптическом движении в ряды по степеням времени.

29. Задача двух тел с переменными массами. Вывод уравнений Мещерского. Уравнения Гильдена-Мещерского и уравнения Мещерского-Леви Чивиты. Консервативная задача двух тел с переменными массами: вывод первых интегралов относительного движения в этой задаче.

30. Дифференциальные уравнения абсолютного движения и десять интегралов задачи ”N” тел. Формулировки теорем о несуществовании других интегралов отличных от десяти классических.

31. Вывод формулы Лагранжа-Якоби и ее астрономические приложения.

32. Дифференциальные уравнения относительного движения в задаче ”N” тел. Пертурбационная функция. Дифференциальные уравнения барицентрического движения. Уравнения движения задачи “N” тел в относительных координатах Якоби.

33. Определение оскулирующего движения небесного объекта. Основная операция для вывода дифференциальных уравнений в оскулирующих элементах.

34. Вывод уравнений Ньютона-Эйлера для фокального параметра, долготы восходящего узла и наклонения орбиты.

35. Вывод уравнений Ньютона-Эйлера для орбитального эксцентриситета, аргумента перицентра и средней аномалии в эпоху. Особенности в правых частях уравнений Ньютона-Эйлера.

36. Метод вариации произвольных постоянных для канонических уравнений задачи двух тел. Элементы Якоби. Вывод явной зависимости элементов Якоби и кеплеровых элементов с помощью решения уравнения Гамильтона-Якоби методом разделения переменных.

37. Вывод уравнений Лагранжа в оскулирующих кеплеровских элементах, используя канонические уравнения возмущенного движения в элементах Якоби.

38. Аналитическая структура решения уравнений для оскулирующих элементов с учетом зависимости их правых частей от малого параметра. Форма рядов для представления правых частей дифференциальных уравнений возмущенного движения. Порядок возмущений в элементах, вековые и периодические возмущения.

39. Теорема Лапласа о возмущениях первого порядка в большой полуоси (орбиты).

40. Теорема Лапласа об устойчивости Солнечной системы.

41. Ограниченная круговая задача трех тел. Вывод дифференциальных уравнений движения и первого интеграла Якоби.

42. Точки либрации в ограниченной круговой задаче трех тел.

43. Поверхности нулевой относительной скорости. Устойчивость движения по Хиллу.

44. Ограниченная эллиптическая задача трех тел: вывод уравнений движения. Строгие частные решения и точки либрации.

45. Гомографические частные решения общей задачи трех тел.

46. Поверхности Зундмана в общей задаче трех тел.

47. Квазиинтеграл Якоби в ограниченной эллиптической задаче трех тел. Закон сохранения энергии. Поверхности минимальной энергии.

48. Гомановские перелеты космических аппаратов. Межпланетные перелеты.



49. Влияние нецентральности поля тяготения Земли на движения искусственных спутников Земли (ИСЗ).

50. Влияние сопротивления атмосферы на движение искусственных спутников Земли.


Достарыңызбен бөлісу:


©stom.tilimen.org 2019
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет