Produsul este un lansator suborbital de testare (SLT) care conţine principalele elemente ale unui lansator:  sistem reactiv de comandă bazat pe micromotoare rachetă cu combustibil hibrid multiple. Lansatorul suborbital, este format din sarcina utila (P/L) amplasată în partea frontală a mobilului, sistemul de ghidare, navigaţie si control ( fig. 3), care controlează sistemul  de comandă reactivă cu micromotoare hibride (Fig.2), un motor de marş de tip motor racheta cu  combustibil hibrid (HRM)  două motoare racheta cu combustibil solid (SRM) largabile, cele trei motoare fiind cuplate intre ele printr-un sistem de cuplare/decuplare cu siguranţă pirotehnica.

Caracterul inovativ al lansatorului suborbital (fig. 1)cu sistem reactiv de comandă hibrid, constă în aceea că asigură ridicarea sarcinii utile la înălţimi cuprinse între 5 şi 100 km prin reglarea timpilor de decuplare a treptelor şi a funcţionării motorului de marş asigurând un control al împrăştierii traiectoriei de zbor şi a punctelor de cădere e elementelor rachetei prin sistemul de comandă reactivă bazat pe micromotoare hibride, Sistemul de comandă gazodinamic este compus dintr-un rezervor de oxidant principal, un distribuitor de oxidant  şi  8 micromotoare hibride pentru controlul canalului de ruliu, şi a canalelor longitudinale (tangaj, giraţie).

     Sistemului de control reactiv (fig.2) asigura următoarele funcţionalităţi: comanda înclinării unghiulare a vehiculului după trei axe si menţinerea acestuia pe o traiectorie stabilita printr-un sistem de ghidare navigaţie si control (GNC) bazat senzori MEMS. Totodată, prin unghiul de aşezare al ajutajelor se asigura si o componenta axiala a tracţiunii necesara accelerării pe porţiunea finala a vehiculului. Comanda se realizează prin bracaj de valoare constanta obţinuta prin bascularea ajutajului intre doua poziţii unghiulare egale si de semn opus. Comanda este modulata in durata ceea conduce la un sistem  robust, care nu necesita controlul unor valori unghiulare intermediare a bracajului ci doar momentul de comutare intre cele doua poziţii.  Jetul de gaze necesar comenzii este realizat printr-un micromotor hibrid , bazat pe un baton de combustibil solid cu oxidant înglobat in matricea de carburant  si un sistem de injecţie suplimentara cu oxidant, ceea ce asigura arderea completa  produselor iniţiale de ardere si in consecinţă o mai buna eficienţă a motorului.

Sistem de ghidare, navigaţie si control (fig.3) care asigura următoarele funcţiuni: comanda secvenţiala pentru desprinderea treptelor inferioare ale  lansatorului suborbital si menţinerea acestuia pe o traiectorie dorita prin comanda unui sistem de reactiv ce control (RCS) bazat pe micromotoare hibride. Măsurarea parametrilor de mişcare se face prin intermediul unor senzori MEMS pentru acceleraţie liniara si viteza de rotaţie, capabili sa determine aceşti parametri pe 3 axe perpendiculare legate de corpul vehiculului. Pentru stabilirea iniţială a atitudinii  de lansare si diminuarea erorii de măsura este utilizat un magnetometru, având capabilitatea de a măsura unghiurile pe 3 axe. Receptorul GPS este utilizat pe porţiunea descendenta a traiectoriei, pentru iniţializarea si corecţia erorilor de calcul ale sistemului de măsura inerţial. Pentru determinarea coordonatelor vehiculului in  triedrul legat de Pământ si a atitudinii, plecând de la acceleraţiile liniare si vitezele unghiulare măsurate de senzorii MEMS in triedrul mobil se utilizează o metoda de calcul bazata pe matrice cu unghiuri de rotaţie [1], [2] . Coeficienţii matricelor având forma polinomiala se evita singularităţile care apar la utilizarea unghiurilor tip Euler, sau in cazul parametrilor Rodrighez.  Totodată, metoda utilizata, bazata pe unghiuri de rotaţie, asigura trei variabile independente  spre deosebire de cazul cuaternionul Hamilton, care de asemenea conduce la coeficienţi polinomiali dar care este descris de patru variabile legate printr-o relaţie de dependenta.