rocket calculation

import math

def stage(dv, I, m, k):
        d = math.exp(dv/I)-1
        f = m/k * d / (1/k-d)
        return f, f*k

def dvmax(I, k):
        return I * math.log((k+1)/k)

V = 10000-300           # скорость для выхода на орбиту
N = 2               # количество ступеней
dv1 = V / N         # delta-v одной ступени
m = 1            # масса спутника
k = [0.01, 0.01]    # масса конструкции ракеты по отношению в массе топлива
I = [252, 313]      # удельная тяга
g = 9.81

#dvm = dvmax(I, k)

stages = []
M = m
#print("dv per stage max: %0.1f" % dvm)
print("dv per stage: %0.1f" % dv1)
for i in range(N):
        dvm = dvmax(I[i]*g, k[i])
        fuel, dry = stage(dv1, I[i]*g, M, k[i])
        ms = fuel + dry
        kms = ms / M
        print("dv: %i%% fuel: %0.1f dry: %0.1f total: %0.1f, payload: %0.1f mass coeff: %0.1f" % (dv1/dvm*100, fuel, dry, dry+fuel, M, kms))
        M += ms

print("total mass = %0.1f" % M)