Автореферат (Некоторые задачи эволюции движения деформируемого спутника в центральном гравитационном поле сил), страница 2
Описание файла
Файл "Автореферат" внутри архива находится в папке "Некоторые задачи эволюции движения деформируемого спутника в центральном гравитационном поле сил". PDF-файл из архива "Некоторые задачи эволюции движения деформируемого спутника в центральном гравитационном поле сил", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "физико-математические науки" из Аспирантура и докторантура, которые можно найти в файловом архиве МАИ. Не смотря на прямую связь этого архива с МАИ, его также можно найти и в других разделах. , а ещё этот архив представляет собой кандидатскую диссертацию, поэтому ещё представлен в разделе всех диссертаций на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук.
Просмотр PDF-файла онлайн
Текст 2 страницы из PDF
Основные результаты диссертации докладывались на научныхсеминарах и научных конференциях.Публикации: Научные результаты диссертации опубликованы в статьяхжурналов из списка ВАК [1-3].Результаты работы докладывались и обсуждались на:- Международной конференции по математической теории управления имеханике. Суздаль, 5-9 июля 2013 г.- Международной конференции по математической теории управления имеханике. Суздаль, 3-7 июля 2015 г.- Семинарах под руководством проф. Б.С.
Бардина и проф. П.С. Красильникована факультете "Прикладная математика и физика" Московского авиационногоинститута.Личный вклад автора: Содержание диссертации и основные положения,выносимые на защиту, отражают персональный вклад автора в опубликованныеработы, и получены либо лично автором, либо при его непосредственном участии.Подготовка к публикации проводилась совместно с соавторами, причем вкладдиссертанта был определяющим.Структура и объем диссертации: Диссертация состоит из введения, пяти глав,заключения и списка литературы. Она содержит 120 страниц машинописного текста,включающего 7 рисунков и список литературы из 59 наименований.7СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫВо введении обоснована актуальность темы диссертации, ее научная новизна ипрактическая значимость.
Определены цели и задачи исследований. Представленыосновные положения, выносимые на защиту. Показана структура и содержаниедиссертации. Приведена общая характеристика диссертационной работы.Первая глава является вспомогательной. В ней содержатся сведения,использующиеся в последующих главах. Приводится обобщение вариационныхпринциповГамильтона-ОстроградскогоиДаламбера-Лагранжанамеханикудеформируемого тела.
Принцип Даламбера-Лагранжа представляется в виде [1]:1 (r E f ) r dx F rd 0(1)Далее уравнение (1) систематически применяется для получения уравнений дляупругих перемещений в большинстве задач данной диссертации.В данной главе изложен подход к построению функционалов внутреннихупругих и диссипативных сил в деформируемых телах. Здесь же рассматриваетсямодель линейной теории малых деформаций, а также модель линейной теориивязкоупругости. Кратко рассмотрен вопрос выбора связанной системы координат.
Вглаве рассмотрен модальный подход при получении уравнений динамики, когдавектор упругих перемещений представляется в виде ряда по собственным формамколебаний:u qk (t ) Uk (r ) .(2)k 0Также в конце главы кратко приведены обобщения классических уравненийЛагранжа, Гамильтона и Рауса на механику деформируемых систем. Уравнения Раусадалее применяются в главах 2, 3 и 4 диссертации.Вторая глава посвящена исследованию задачи об эволюции вращательныхдвижений относительно центра масс спутника, движущегося по неизменяющейсяэллиптической орбите вокруг притягивающего центра. Спутник предполагаетсяосесимметричным, состоящим из абсолютно твердой и вязкоупругой частей.Вязкоупругая часть представляет собой полусферическую антенну, с осью симметрии8в недеформированном состоянии, совпадающей с осью симметрии твердой части(рис.1).В инерциальной системе координатO123 с началом в притягивающем центре Oорбита центра масс спутника лежит в плоскостиO12 .
Движение центра масс Сспутника задаётся его радиус-векторомR = R0 RR 0 = cos ξ10 sin ξ 02R0 (1 e cos )2(3)(1 e2 )3/2a(1 e2 ).1 e cos Рис 1. Спутник с полусферической антеннойФункционал потенциальной энергии гравитационного поля представляется в виде:3U R 3 [3(O 1R0 , r )(O 1R0 , u) ( r , u)] 2dx R 3 (O 1R0 , r )2 dx.2ΩΩ2При помощи принципа Даламбера-Лагранжа выводится система уравнений длямодальных переменных qk (t ), pk (t ) : k2 qk b k2 qk (ω [ω r ],Vk ) (ω r ,Vk ) R3 pk b pk (ω [ω r ],Wk ) (ω r ,Wk ) 2k2k(r ,Vk ) R33R3(r ,Wk ) ((O 1 R0 ,Vk )(O 1 R0 , r )) 03R311((O R ,Wk )(O R , r )) 0.00k=0,1,2,..
.(4)9Здесь Vk и Wk – ортонормированные собственные формы. В соответствие с методомразделения движений Вильке [1] в уравнениях (4) отброшены инерционные члены,т.к. используется квазистатическая постановка задачи определения деформаций.Формы, найденные Рэлеем [2] для тонкой полусферической оболочки можнопредставить в цилиндрических координатах в виде:Vk Uk sin k ,Vk cos k ,Wk sin k ,Wk Uk cos k , Vk sin k ,Wk cos k .(5)Формулы (5) позволяют упростить уравнения (4) и привести их к виду: 02q0 b 02q0 23b021 ,12q1 b12q1 [b123 b132 ](23 3 R3 2 3) 1[b123 b132 ] ,(6)12 p1 b12 p1 [b123 b132 ](13 R3 1 3 ) 2[b123 b132 ] , 22q2 b 22q2 2(12 3 R31 2 )b212 , 22 p2 b 22 p2 [12 22 3 R3( 12 22 )]b212 , k2qk b k2qk 0, k 3 , k2 pk b k2 pk 0, k 3 .Система (6) имеет приближенное решение:q0 q00 bq00 , q00 2 023b021 ,p0 0 ,q1 q10 bq10 , q10 12 [[b123 b132 ](23 3 R3 2 3 ) 1[b123 b132 ]] ,p1 p10 bp10 , p10 12[[b123 b132 ](13 R3 1 3 ) 2[b123 b132 ]] ,(7)q2 q20 bq20 , q20 2 22 (12 3 R31 2 )b212 ,p2 p20 bp20 , p20 22[12 22 3 R3( 12 22 )]b212 ,qi pi 0, i 3 .Для изучения движения системы как целого используются уравнения Рауса иканонические переменные Андуайе [1] I1, I2 , I3,1,2 ,3 (рис 2).10Рис 2.
Переменные АндуайеУравнения невозмущенного движения получаются при u=0 (спутник –твердый, деформаций нет):R 3 R 3 ( A C ) 3 3 , i 1,2,3iiR1 10 3 R 3 ( A C ) 3 3 ,10 I1 A1C 1 ( A C )I1I1R2 20 3 R 3 ( A C ) 3 3 ,20 A1I 2I 2I 2R3 3 R 3 ( A C ) 3 3 .I3I3Ii (8)Они описывают движение твердого спутника относительно центра масс какпрецессию оси симметрии вокруг вектора кинетического момента G, в свою очередьпрецессирующего вокруг нормали к плоскости орбиты [3].Уравнения Рауса, учитывающие возмущения от деформаций будут иметь вид:Ii R* R3{ 3( (O 1R0 ), r )(O 1R0 , u)2dx 3(O 1R0 , r )( (O 1R0 ), u)2dx}iгдеiΩ21Ω21i(9)R* (G, J G) (G, J J J G) (G, J Gu ) ,21021011100Gu (r + u) u dx ,J 0 - тензор инерции недеформированного спутника, J1[u] - линейная по uкомпонента тензора инерции.11Мы предполагаем спутник быстро закрученным.
В этом случае членывыражений (7), возникающие вследствие действия сил инерции, существеннопревосходят члены возникающие вследствие гравитации (приливные). Поэтомуэволюцию вращений можно разбить на два этапа – быструю и медленнуюприливную.Вначале, в § 5 рассматривается быстрая эволюция. Влиянием гравитационныхприливов на этом этапе пренебрегаем. Тогда получаем, чтоI 2 0,I3 0то есть переменные I 2 , I3 не эволюционируют. После усреднения по быстройпеременной 10 10t (угол прецессии оси симметрии спутника вокруг векторакинетического момента), получимI1 bA5C 12 (C A)I1( I 22 I12 )[4( I 22 I12 )2 I121],(10)где1 12[b123 (2 AC 1 1)b132 ]2 0,22 22b212 0.Из уравнения (10) видно, что знак производной I1 определяется членом (С-A).
ЕслиС>A, то производная I1 0 и переменная I1 монотонно возрастает, в случае С<AпроизводнаяI1 0 и переменная I1 монотонно убывает. Стационарнымидвижениями уравнения (10) будутI1 I2 и I1 0 . Из уравнений в вариацияхследует, что первое стационарное движение I1 I2 асимптотически устойчиво приС>A и неустойчиво при С<A, а второе стационарное движение I1 0 асимптотическиустойчиво при С<A и неустойчиво при С>A.Итак, в результате быстрой эволюции вектор кинетического момента спутникаG будет либо при С>A стремиться занять положение вдоль оси симметрии Cx3 , либопри при С<A стремиться занять положение в экваториальной плоскости эллипсоидаинерции.12В § 6 рассматривается медленная эволюция под действием гравитационныхприливов. Быстрая эволюция считается закончившейся.
Изучается случай C>A,поэтому принято I1 I2 ,1 0 . Уравнения Рауса приводятся к виду:Ii R3{ 3(i (O 1R0 ), r )(O 1R0 , u)2dx 3(O 1R0 , r )(i (O 1R0 ), u)2dx}, i 2,3 ,Ω2Ω2и после подстановки решений уравнений для модальных переменных и отбрасываниявсех недиссипативных членов, принимают вид:Ii 3 b R32 31 [ R3 (1 3 )]32 [ R3 (12 22 )](1 3 )( 2 3 ) [ R3 2 3 )]ii (12 22 )(1 2 ) , 4[ R31 2 )]ii i 2,3(11)Усредняя уравнения (11) по быстрым переменным 20 20t (угол 2 описываетпрецессию оси симметрии спутника вокруг вектора кинетического момента G), 0t , приведем уравнения (11) к видуI 2 k I 2 sin4 1( 1 42 )1 (e) [1 sin2 1 cos2 1 42 cos4 1 1]2 (e) 423(e) C0 cos1 sin2 1(42 1)4 (e) 425(e) ,(12)I3 k C0 sin2 1 3sin2 1 ( 2 1)6 (e) 3 1 1 cos2 1( 2 1 ) 0 (1 3sin2 1) 7 (e) 2 I 2 cos1 sin2 1(42 1)2 (e) 423 (e) C0 4sin4 1( 2 1)8 (e) [cos2 1(42 1) 1]7 (e) ,где обозначено k 9 b 2 p62C 1 .Уравнения (12) позволяют изучать эволюцию вращений на временах порядкапериода прецессии вектора G вокруг нормали к плоскости орбиты центра масс.Однако, они все еще сложны для исследования.
Поэтому усредним их по переменной3 (углу прецессии кинетического момента относительно нормали к орбите).Предварительно выведем усредненное по 0t уравнение для угла 3 :133 3 p3(1 e2 )3/ 2 ( A C ) I 21 cos1 .2Из данного уравнения видно, что переменная 3 изменяется гораздо быстрее угла 1 ,кроме того, угол 1 в течение одного оборота вектора G вокруг нормали к плоскостиорбиты совершает колебания с частотами 23 и 43 относительно некоторогосреднего значения 1 . Поэтому усредним уравнение (12) по 3 на периоде π.Усредненные уравнения примут видI2 k I 21(e) 1(1 2 x2 3x4 ) 42 (3 2 x2 3x4 ) C04 (e) x 42 (1 x 2 ) 1(1 x 2 ) ,I3 k 4 I 21(e) x (42 1)(1 x2 ) 82 (13)C04 (e) ( 2 1)(1 x 2 )2 2 (42 1 ) x 2 1 ,x cos1 .Впредположении малости орбитальной угловой скорости по сравнению сугловой скоростью вращения спутника, то есть1 C0 1,I2а следовательноC0 1I2 ,получим уравнение для x:x k 41 x[42 (1 x2 2) 1 (1 x2 )] 1 x[42 (3 2 x2 3x4 ) 1 (1 2 x2 3x4 )] 14 (1 x2 )2 (2 1 ) 2 x2 (42 1 ) 1 14 x2 42 ( x2 1) 1 (1 x2 ) Из вида уравнения (13) можно вывести, что I 2 0 и(14)I 2 убывает – осевоевращение спутника замедляется.
Из уравнения (14) следует, что знак x определяетсядвумя первыми слагаемыми (14). Выражение в квадратных скобках положительнопри -1<x<1, поэтому знак выражения определяется знакомx. Еслиx>0,следовательно, x 0 , и cos 1 убывает, то есть растет угол между G и нормалью кплоскости орбиты, вектор G наклоняется к плоскости орбиты. Если же x<0, то x 0 ,следовательно cos 1 возрастает и угол 1 уменьшается.
Поскольку угол 1 - тупой,то при убывании угла происходит переворот из обратного вращения в прямое.14Определим стационарные значения угла 1 , обозначив его через 10 . В этом случаев первом приближении получим:e)[1 2 ]x0 1 (4e()[4, 3 ]1210 arccos( x0 ).1Заметим, что уравнение (13) имеет еще два стационарных значенияx1 1, x2 1 . Из уравнений в вариациях следует, что оба они неустойчивы.Третьяглаварассматриваетзадачуобэволюциипоступательно-вращательного движения вязкоупругого спутника, имеющего форму шара идвижущегося вокруг притягивающего центра (рис 3).Движение точек шара задаётся векторным полем ξ = ξ (r, t)ξ(r, t) = R(t)+ O(t)(r + u(r, t)),R = 1 ξ dx,MΩ(15) u dx = rot udx = 0,ΩΩM= dx, dx dx1dx2dx3Рис 3.