>>>Значит, десятки процентов отличия такой тракетории от заявленной...
>>
>>И доказать можете?
>
>Леххко. Вот я Вам программу подарил:
> http://menonthemoon.narod.ru/rocket_full.html .
>Зададимся конечной скоростью 1,6 км/с. Лучшее, что я смог достичь:
>Меняем строку Thrustcur *= 4/5 на Thrustcur *= 2/5 (отключение 3-х двигателей; меньше нельзя - РН потеряет управление). Время отключения ставим 124 секунд. Конечная скорость - 1,6 км/с, дальность - 85 км (на 8 % меньше нужной), высота 61 км (на 9 % меньше нужной). Попробуйте добиться лучшего.
Лучше и не надо. Такое отличие не увидит на глаз даже специально тренированный человек (таких в природе не существует), а инструментальный контроль минимум половину спишет на погрешности измерения, а вторую половину - на обычную дезинформацию. Кстати вы тут в одном из последних постов признали,, что точность местоположения корабля определялась плюс-минус 6 км. Эта точность прямо входит в точность опредедения координат ракеты. Плюс еще ряд факторов.
>Зададимся конечной скоростью 1,6 км/с. Лучшее, что я смог достичь:
>Меняем строку Thrustcur *= 4/5 на Thrustcur *= 2/5 (отключение 3-х двигателей; меньше нельзя - РН потеряет управление). Время отключения ставим 102 секунды. Конечная скорость - 1,6 км/с, дальность - 71 км (на 23 % меньше нужной), высота 48 км (на 28 % меньше нужной). Попробуйте добиться лучшего.
Это уже похуже. Однако еще раз повторю свой главный тезис "о контроле точки отделения". Вы просили повторить его в другой подветке, повторю его здесь.
На самом деле американцы привели точку разделения не "правильной" ракеты, а той, что летела реально. (Поэтому никакой инструментальный контроль ТО им был не страшен) На это указывает несколько моментов: Ваш приблизительный расчет с неоптимальным выведением дает результаты близкие к объявленным, а должны были быть гораздо хуже. Начало программного разворота на 12 сек. - это слишком рано, д.б. 17 сек. (не найду бумажку с рассчетом, но я уже где-то эту цифру указывал) При таком раннем развороте возрастают аэродинамические и гравитационные потери. Вы не учитываете, (вроде так?)угол атаки и иподемную силу корпуса. Линейный закон изменения угла тангажа тоже дает большие потери характеристической скорости. На самом деле закон изменения тангажа закладывается такой, чтоб угол атаки корпуса по отношению к набегающему потоку был равен нулю везде кроме программного разворота. Еще момент: какой вы говорите угол наклона траектории в ТО? Вы раньше называли цифру 20 гр., а последний раз 25 гр. Это очень маленькие цифры для ракеты с такой низкой тяговооруженностью 2-й и 3-й ступенью, им пришлось бы работать с большими гравитационными потерями. (Долго объяснять - поверьте на слово). На самом деле реальная ракета отработала по оптимальной траектории и поэтому ее параметры соответствовали неоптимальной траектории "правильной" ракеты. Вот и весь фокус.
