Динамика ракетных ЛА полностью определяется уравнением движения тела переменной массы, или его версией, записанной Циолковским:

V = wLnZ,

где:
     V - скорость ракетного ЛА после выработки рабочего тела;
     w – скорость истечения рабочего тела;
     Z – число Циолковского, Z = M_о/M_к,
     M_о – стартовая масса РЛА,
     M_к – масса РЛА после выработки рабочего тела.
     Напомним, что заслуга К.Э. Циолковского – не в выведении самой этой формулы, хорошо известной за 100 лет до него, а в указании связи ее составных частей с конструктивными параметрами РЛА. Однако, поскольку у неракетных ЛА отсутствует выброс рабочего тела, формула Циолковского не применима к ним без ряда допущений.
    Изобретателями С.М. и О.М. Поляковыми в [16, с.55] высказано мнение, что предлагаемые различными изобретателями неракетные двигатели можно рассматривать как… ракетные, рабочим телом которых является некое, обладающее энергией, а, соответственно, и массой, поле (по мнению Поляковых - гравитационное), скорость истечения которого значительно выше скорости света. Однако это предположение пока ничем, кроме работ самих Поляковых (и их развития в НИИ КС, см. [17]) не подтверждается, а их результаты имеют неоднозначную интерпретацию.
     Поэтому необходимо найти другие зависимости параметров полета (и, соответственно, энергетических характеристик НКК) и конструктивных параметров неракетного ЛА. Поскольку даже в отсутствие явного рабочего тела, энергия на движение НКК в любом случае будет расходоваться, и где-то на его борту преобразовываться, начнем наши рассуждения мощности энергетической установки.
     Как известно [18, с.271], для РЛА различают полезную или тяговую мощность,

N_т = PV,

где:
     V - скорость полета РЛА,
     и мощность ракетного двигателя

N_рд = 0,5Pw,

где:
     P – тяга ракетного двигателя,
     w – скорость истечения рабочего тела. В общем случае, N_т может быть меньше или больше N_рд.
     Соответственно, для неракетного ЛА (МКК)

N_т = E/t,

где: E – кинетическая энергия МКК,
     t – время разгона до скорости V.
     Поскольку

E = MV²/2,

то

N_т = (MV²)/(2t) = MVa/2,
a = ng,

где
     n – перегрузка;
     g – ускорение свободного падения, 9,81 м/с².
     Следовательно,

N_т = MVng/2.

Т.е. Nт = f(V, n (или a, t)). Скорость V определяется из баллистических рассчётов, исходя из решаемой транспортной задачи. Перегрузка определяется режимом полёта - так, для вертикально взлёта с Земли n = 1,2; могут задаваться ограничения на продолжительность отдельных этапов полёта, например – время прохождения радиационных поясов Земли. Вместе с тем, для комфорта экипажа при продолжительных активных участках желательно n = const. С другой стороны, для всех известных ЭУ и ДУ предпочтительным эксплуатационным режимом является N = const.
     Мощность ДУ НКК

N_д = P/K,

где: K – коэффициент преобразования подводимой к ДУ мощности (по современным представлениям, скорее всего - электрической) в тягу, Н/Вт – аналог КПД, качественная характеристика неракетного двигателя.
     Следовательно, можно записать уравнение существования МКК:

M_о = M_констр + M_пг + M_эу + М_кэ + M_ду,

где:
     M_о =P/(ng) – взлетная масса МКК;
     M_констр = f(M_пг, M_эу, M_ду, n) – масса конструкции МКК;
     M_пг – полезный груз;
     M_эу = f(P/K) – масса энергетической установки, питающей ДУ;
     М_кэ = f(T, N_эк) – масса кабины экипажа, зависит от продолжительности полета и численности экипажа;
     M_ду = f(P, K) – масса ДУ,
     или:

М_о = f(P, K) + f(P/K) + M_гр + f(T, N_эк) + f[M_гр + f(T, N_эк), f(P/K), f(P, K), n]

В дальнейшем, для анализа энергосиловых установок НКК, применяется упрощенное уравнение:

М_о = М_ду + М_эу + М_с,

где:
     М_с – “сухая” масса,
     М_с = М_пг + М_кэ + М_констр,
     Вид функций f(P, K), f(P/K), f(T, N_эк) и f[M_гр + f(T, N_эк), f(P/K), f(P, K), n] будет конкретизирован далее.