Атмосферой пренебрегаем.
Начальная масса ракеты M0, конечная Mк, время работы движка T, удельный импульс - u,
расход топлива m'=(M0-Mк)/T,
масса ракеты в любой момент времени t: m = M0 - m'*t,
Сила действует на ракету F=m'*u - g*m, ->
ускорение a = m'u/(M0 - m'*t) - g;
Интегрируем a по t -> v = -u*ln[M0 - m'*t] - g*t + C1, из начальных условий -> C1 = u*ln[M0] и
v = -u*ln[(M0 - m'*t)/M0] - g*t.
За время работы двигателя T скорость v1=-u*ln[Mк/M0] - g*T.
Интегрируем v по t -> h1 = -g*t
2/2 - u*(M0 - m'*t)/m' + u*(M0 - m'*t)*ln[(M0 - m'*t)/M0]/m' + С2, из начальных условий -> C2 = u*M0/m'.
После упрощения за время работы двигателя T h1 = -g*T
2/2 + u*T + u*Mk*T*ln[Mк/M0]/(M0-Mк).
Дальше, по инерции ракета пролетит еще h2 = v1
2/(2*g) = u
2*ln[Mк/M0]
2/(2*g) + u*T*ln[Mк/M0] + g*T
2/2.
Всего ракета пролетит H = h1 + h2 = u*T*(1 + M0*ln[Mk/M0]/(M0 - Mk)) + u
2*ln[Mк/M0]
2/(2*g);
или H = A*T + B, где A = u*(1 + M0*ln[Mk/M0]/(M0 - Mk)), B = u
2*ln[Mк/M0]
2/(2*g).
Для 450г начальной массы, 130г конечной(320г топлива) 100м/с УИ и 5 сек работы
высота H ~412.8 м.
Можно доказать, что A всегда <0.
От обратного. Пусть u*(1 + M0*ln[Mk/M0]/(M0 - Mk)) > 0.
- 1 + M0*ln[Mk/M0]/(M0 - Mк) > 0
- ln[Mк/M0] > (Mк - M0)/M0. Пусть Mк = M0 * k, 0<k<1.
- ln[k] > k, а т.к. k < 1 -> ln[k] < 0 и ln[k] != k, стало быть A всегда меньше 0.
Функция высоты относительно времени работы - мнотонно убывающая, максимум всегда при T=0.
Для 450г начальной массы, 130г конечной(320г топлива) 100м/с УИ и 0 сек работы
H= 785.9 м.
Рекомендую всем проверить и поддаваться на сашину болтовню