前の回答が選択されていますが、質問者は、ロケットについてどのような質問をすべきかを理解するために、もう少し情報が必要だと思います。 特に、ツィオルコフスキーロケット方程式は、必要な質量比やデルタVを計算するためにのみ使われるものです。 これは、基本的にはステージングツールです。ある総デルタ-Vが与えられたとき、どのMRで何回の燃焼とステージが必要なのか？ どのような数の燃焼やステージが問題に最も適しているのでしょうか？ ペイロードと不活性質量に制約がある場合、これは可能か？ 加速度計算を含む実際のフライトダイナミクスの計算には使用しないでください。 g-tロスや基本的な空力効果などを考慮した飛行力学の簡単なモデルはありますが、ロケットの基本設計をする際には、それらすべてを大まかな効率に組み入れます。

ロケットの流れの実際のモデルに関係なく成立する基本的なロケットの関係は次のとおりです：

(1) Tsiolkovsky方程式： $MR = e^{Delta V/c}$

ここで$c$は有効排気速度、つまり圧力損失を考慮した後の推進剤ガスの速度です。 933>

(2) 基本推力式： $F = \dot{m}c$.

この式は、ロケットの解析方法の多くが$F$（推力）ではなく$c$を返すので、$c$が与えられたときにロケットが出す推力を求めるのに使われる。 推力は、ロケット自体の設計が良いかどうかよりも、ある操縦を実行できるかどうかを考える上で重要である。 (3)燃焼速度一定仮定： $m_b = \dot{m}Delta t$

ここで$m_b$は燃焼した推進剤の質量である。 これは仮定というより、基本的な結果である。 工学的に扱いやすいので、ほとんどの場合、一定の燃焼速度を仮定する。

比推力について触れていますが、これは形式的には消費された質量の単位重量あたりの推力と定義されていますが、(2)からわかるように、実は実効排気速度とは異なるパラメータです。例えば、

(4) $I_{sp} = c/g$

ここで $g= 9.81$ m/s$^2$、つまり地球近傍の加速度で、$I_{sp}$の定義があるからこそ入っています。

先の回答とは逆に、$c$や$I_{sp}$を決めるには推進剤が何かだけでは不十分で、それならロケットはバカみたいに簡単です！

(3)のように、推進剤が何であるかを知ることで、ロケットは簡単になります。 一般的には、ロケットの種類（固体、液体一液、液体二液など）、推進剤の種類、推進剤の混合比、ノズル形状（特に膨張比と収縮比）、燃焼室での推進剤の熱化学状態（エンジンサイクル、インジェクタ理論、推進剤の流れの化学運動論、その他多くの話題につながります）を知る必要があります。 これは、$c$や$I_{sp}$に影響を与える非理想的なロケットの損失メカニズムや、与えられた設計に対して実際のロケットが機能するかどうか（例えば、冷却方法、構造的完全性、燃焼の安定性）については触れることさえしません。 c$の一次推定を行うには、いくつかの推進剤を選んで、NASAのCEAコードのような熱化学コードを実行し、その結果を等エントロピー解析に使用します（詳しくはSutton, Rocket Propulsion Elementsなどの本を参照してください）。 これによって、$c$の一次推定値が得られ、$c^*$速度の正しい使い方を学べば、$dot{m}$の推定値も得られます。