Die Aerostructure unserer Rakete umfasst die Spitze, das Körperrohr und die Finnen, wobei die Oxidator- und Treibstofftanks als Strukturkomponenten ausgelegt sind, die den Außendurchmesser des Körperrohrs teilen. Das Körperrohr hat einen Innendurchmesser von 130 mm, mit einer Wandstärke von 2,1 mm an der dicksten Stelle in der Nähe des Oxidatortanks, reduziert auf 1,6 mm außerhalb des Tankbereichs zur Gewichtsreduzierung. Die Verklebung des Oxidatortanks stellt aufgrund der niedrigen Temperatur und der Haftungsverträglichkeit mit Flüssigsauerstoff eine Herausforderung dar, die umfangreiche Tests verschiedener Klebstoffe und Verfahren erforderte. Der Tank wird Drucktests und CT-Scans unterzogen, um Unregelmäßigkeiten wie Lufteinschlüssen zu überprüfen. Eine Isolierung wird aufgebracht, um Vereisung in der Rakete zu verhindern und das Verdampfen des Sauerstoffs zu reduzieren. Zur Optimierung der Stabilität und Massenverteilung ist der Sauerstofftank als der obere und der Ethanoltank als der untere Tank vorgesehen. Die Form der Spitze, die über parametrische CFD-Studie bestimmt wurde, basiert auf der Von-Karman-Form für optimale Leistung. Die Spitze aus Glasfaser und gehärtetem Epoxidharz hält Temperaturen von bis zu 150°C stand, was den Herausforderungen durch Überschallgeschwindigkeiten entspricht.

Das Bergungssystem verfügt über eine zweistufige Fallschirmöffnung, wobei ein Drogue-Fallschirm am Scheitelpunkt und der Hauptfallschirm etwa 500 m über dem Boden geöffnet wird. Der Drogue-Fallschirm, der als runde Kappe konzipiert ist, gewährleistet einen stabilen Abstieg mit einer Geschwindigkeit von etwa 25 m/s. Die Öffnung wird von redundanten Altimax-Flugcomputern ausgelöst. Die Trennung der Spitze vom Hauptrohr am Scheitelpunkt erfolgt mithilfe eines Klemmbandmechanismus, der die Systemkomplexität minimiert und gleichzeitig auf bewegliche Teile oder Motoren verzichtet. Um die Kosten zu senken und mehr Vorflugtests zu ermöglichen, ersetzt ein selbstentwickelter Brenndraht teure Einwegleiterschneider. Der Hauptfallschirm wird durch Freisetzen des Drogue-Fallschirms geöffnet und gewährleistet einen kontrollierten Abstieg mit einer Geschwindigkeit von etwa 6 m/s. Laufende Verbesserungen konzentrieren sich auf die Verbesserung von Qualität, Zuverlässigkeit und Benutzerfreundlichkeit, wobei Flugtests unter Verwendung einer Testrakete geplant sind, die auf 700 m fliegt.

Die Avionik von Projekt Lamarr wird zu einem großen Teil intern entwickelt und baut auf den Erfahrungen des Vorgängerprojekts µHoubolt auf, wobei mehrere Module über eine CAN-Bus-Schnittstelle kommunizieren. Die Energie wird von mehreren Power Management Units verwaltet, wobei verschiedene Batteriesysteme und Ladetechnik enthalten sind. Ein Umbilical an den Startschienen liefert Strom und ermöglicht die Kommunikation mit der Bodenausrüstung über den Bus während der Startvorbereitungen. Telemetriedaten, einschließlich GNSS, barometrischer, IMU- und CAN-Nachrichten, werden gesammelt und über LoRa vom Radio Control Unit (RCU) zur Bodenstation übertragen, um das Antriebssystem vor der Bergung zu analysieren. Die benutzerdefinierte Motorsteuereinheit ist entscheidend und steuert Ventile und Sensoren für den Treibstoff, zusammen mit elektronischen Druckreglern. Ein bürstenloser Gleichstrommotor mit einem speziellen FOC-Controller wird zur Betätigung des Hauptventils verwendet, wobei ein COTS-STMicroelectronics-DevKit aufgrund seiner kompakten Größe eingesetzt wird. Adapter-PCBs und benutzerdefinierte Steckverbinder werden verwendet, um die Komponentenintegration zu erleichtern.