Решить : плечи рычага, находящегося в равновесии, равны 10см и60см. большая сила, действующая на рычаг, равна 12h.определить меньшую силу.

Воспользуемся сначала классическим (нерелятивистским) энергетическим расчётом. начальная кинетическая энергия двух протонов с приданной им скоростью: начальная потенциальная энергия двух протонов взаимодействующих электрически:       где            – начальное расстояние. конечная кинетическая энергия двух протонов в предверии появления ядерных сил:       где            – остаточная скорость. конечная потенциальная энергия двух протонов взаимодействующих электрически:       где          м – конечное расстояние перед началом действия ядерных сил. по закону сохранения энергии полная начальная энергия равна полной конечной: положим, что        метр.     м/с        км/с. полученная скорость в 30 раз меньше скорости света, а это означает, что отношение классического расчёта энергии к релятивистскому составляет: т.е. даёт относительную ошибку около 0.000834, или около 0.0834%, так что нет никакой неободимости производить корректировку расчётов, поскольку сокрости протонов для заданных условий малы, т.е. они - дорелятивистские. ответ:     км/с.

Тут, думаю, фишка в том, чтобы считать, что период обращения корабля, летящего по такой орбите, равен периоду обращения корабля, летящего по круговой орбите с радиусом, равны большой полуоси эллипса. прикинем примерно, что радиус земной орбиты = 1 а.е., а радиус марсианской = 1,5 а.е. ещё из условия нужно догадаться, что такой полёт возможен по единственной траектории, когда занимает ровно половину длины эллипса, то есть положение земли в момент старта корабля, и положение марса в момент прибытия , находятся ровно противоположно относительно солнца. и ещё необходимо привлечь третий закон кеплера, говорящий о том, что квадраты периодов обращения планет относятся как кубы радиусов их орбит. теперь соединим все эти знания в кучку, и попробуем написать уравнение периода обращения корабля вокруг солнца по такой орбите, как дано в условии. ( тк / тз ) ^2 = (rк / rз ) ^3 здесь индекс к относится к кораблю, индекс з - к земле. измерять период обращения будем в земных годах, поэтому считаем тз = 1. rк = (rм + rз) / 2, здесь индекс м относится к марсу подставляем, получаем: тк ^2 = [  (rм + rз) / (2 * rз) ] ^3 тк = [  (rм + rз) / (2 * rз) ] ^ (3/2) тк = [  (1,5 + 1 ) / 2 ] ^ (3/2) = 1,4 земных года, если не ошибся на калькуляторе. следовательно, половину орбиты (это и есть время полёта от земли до марса по данной траектории, что спрашивается в ) корабль пролетит за 1,4 / 2 = 0,7 земных лет. ну, если нигде не накосячил в вычислениях. лучше проверь за мной.