Although a previous answer has been selected I think the asker needs a bit more info to understand what sort of questions you should be asking about a rocket. W szczególności, równanie rakietowe Tsiolkovsky’ego jest używane tylko do obliczenia wymaganego stosunku masy lub delta-V. Jest to w zasadzie narzędzie do inscenizacji; biorąc pod uwagę pewną całkowitą delta-V, jaka jest liczba wybuchów i etapów, których potrzebuję przy jakim MR? Jaka liczba wybuchów lub etapów będzie najlepiej pasować do problemu? Czy jest to możliwe biorąc pod uwagę ograniczenia dotyczące ładunku użytecznego i mas bezwładnych? Nie powinno się go używać do żadnego rodzaju rzeczywistej dynamiki lotu, w tym do obliczania przyspieszenia pojazdu, co samo w sobie nie jest czymś, o co ludzie za bardzo się martwią. Istnieje kilka prostych modeli dla dynamiki lotu, aby rozważyć takie rzeczy jak straty g-t lub podstawowe efekty aerodynamiczne, ale kiedy bazujesz na rakiecie, włączyłbyś je wszystkie do przybliżonej wydajności – powiedzmy, że będziesz miał 10-20% kary w masie materiału pędnego.
Podstawowe zależności rakietowe, które obowiązują niezależnie od rzeczywistego modelu przepływu rakiety to:
(1) Równanie Tsiolkovsky’ego: $MR = e^{Delta V/c}$
gdzie $c$ jest efektywną prędkością wylotową, czyli prędkością gazów pędnych po uwzględnieniu strat ciśnienia. Jest ona używana do obliczeń stagingu, delta-V i stosunku mas.
(2) Podstawowe równanie ciągu: $F = \dot{m}c$.
To równanie jest używane do określenia jaki ciąg wytworzy rakieta biorąc pod uwagę $c$, ponieważ większość sposobów analizy rakiety zwraca $c$ zamiast $F$ (ciąg). Ciąg jest ważniejsze do rozważenia w czy rakieta jest w stanie wykonać pewien manewr, a nie czy rakieta sama w sobie jest dobry projekt. Wysoki ciąg przy niskim Isp jest prawie zawsze gorszy niż nieco niższy ciąg przy wyższym Isp.
(3) Założenie stałej szybkości spalania: $m_b = \dot{m}Delta t$
gdzie $m_b$ jest masą spalanego materiału pędnego. Jest to nie tyle podstawowy wynik co założenie. Przez większość czasu zakładamy stałą szybkość spalania, ponieważ jest to łatwe do zastosowania z inżynierskiego punktu widzenia.
Wspominasz o impulsie właściwym, który jest formalnie zdefiniowany jako ciąg na jednostkę masy wyrzuconej, ale jak widać z (2) nie jest to właściwie inny parametr niż efektywna prędkość wylotowa, np.
(4) $I_{sp} = c/g$
Gdzie $g= 9.81$ m/s$^2$, czyli przyspieszenie w pobliżu Ziemi, i jest tam tylko z powodu definicji $I_{sp}$.
W przeciwieństwie do poprzedniej odpowiedzi, nie wystarczy po prostu wiedzieć, jakie są twoje materiały pędne, aby określić $c$ lub $I_{sp}$ – wtedy rakiety byłyby głupio proste! Ogólnie rzecz biorąc potrzebny jest typ rakiety (np. stały, ciekły monopropelent, ciekły dwupropelent, itd.), typ propelentów, proporcje mieszanki propelentów, geometria dyszy (szczególnie proporcje rozszerzania i kurczenia), oraz stany termochemiczne propelentów w komorze spalania (co prowadzi do cykli silnika, teorii wtryskiwaczy, kinetyki chemicznej przepływu propelentów i całego mnóstwa innych tematów). To nawet nie zaczyna dotykać mechanizmów strat w nieidealnych rakietach, z których większość wpływa na $c$ i $I_{sp}$ lub na to czy prawdziwa rakieta może działać dla danego projektu (np. metody chłodzenia, integralność strukturalna, stabilność spalania). Dobrym miejscem do rozpoczęcia, jeśli chcesz zrobić szacunki pierwszego rzędu $c$ jest przez wybranie niektórych materiałów pędnych, uruchomienie kodu termochemicznego, jak kod CEA NASA, i użyć wyników w analizie izentropowej (patrz książka jak Sutton, Rocket Propulsion Elements dla więcej szczegółów). To daje oszacowania pierwszego rzędu $c$, a nawet $dot{m}$, jeśli nauczysz się jak używać $c^*$ prędkości poprawnie.