Walter P IX
raketový motor P IX
| Tah motoru | : | 78,45 kN |
| Specifický impuls u země | : | 1783 Ns/kg |
| Tlak ve spalovací komoře | : | 1,96 MPa |
| Tlak ve výstupním průřezu trysky | : | 0,098 MPa |
| Celkový impuls | : | 3295 kNs |
| Hmotnostní průtok pohonné látky | : | 44 kNs |
| Hmotnostní průtok okysličovadia | : | 35,8 kg/s |
| Hmotnostní průtok paliva | : | 8,2 kg/s |
| Měrná spotřeba pohonné látky | : | 0,56 kg/kN/s |
| Směšovací poměr | : | 4,466 |
| Výtoková rychlost spalných plynů | : | 1780 m/s |
| Charakteristická rychlost | : | 1290 m/s |
| Doba chodu motoru | : | 42 s |
| Objem spalovací komory | : | 78 l |
| Charakteristická délka | : | 2,64 m |
| Průměr spalovací komory | : | 0,48 m |
| Průměr kritického průřezu | : | 0,192 m |
| Průměr výstupního průřezu trysky | : | 0,362 m |
| Rozšíření trysky | : | 3,554 |
| Úhel rozevření trysky | : | 25 stupňů |
| Délka spalovací komory | : | 0,72m |
| Délka trysky | : | 0,385 m |
| Délka motoru | : | 1,105 m |
| Hmotnost motoru | : | 150 kg |
Raketový motor P IX(5) s přetlakovým systémem dodávky samozápalné pohonné látky (palivo 345 kg, okysličovadlo 1500 kg) se spouštěl elektrickým zážehem pyrotechnické sloze otevíracího ventilu. Po protržení membrány a předchozím otevření pojistného trojcestného kohoutu, jímž se odváděly plyny vzniklé při odpálení pyropatrony, se uvolnila cesta pro stlačený dusík (90 kg) z vysokotlaké kulové nádoby (24,5 MPa) o obsahu 270 litrů do redukčního ventilu. Oddělovací membrány uzavírající obě nádrže se protrhávaly při tlaku 0,78 MPa a poté, tlakem pracovního plynu (3,43 MPa) na hladinu vytlačovaného okysličovadla a paliva, i membrány v přívodním potrubí do komory. Mezi membránami a komorou byly zabudovány v obou přívodních větvích vlnovce a kalibrační průtočné vložky (podle některých pramenů škrticí klapky regulující průtok okysličovadla i paliva pneumaticky ovládaným servopístem). Palivo (HAP 871) přicházelo přímo do vstřikovací hlavy, okysličovadlo, používané jako chladicí médium (SV-Stoff), bylo vedeno do kolektoru v rovině výstupního průřezu trysky a odtud chladicím traktem, vymezeným mezi vnitřním a vnějším pláštěm distančními ocelovými dráty, do vstřikovací hlavy.
Raketový motor P IX o tahu 78,45 kN, celkové délce 1,105 m a hmotnosti 150 kg (s nádržemi, potrubím a armaturami 800 kg) se skládal z ploché vstřikovací hlavy a hruškovité spalovací komory o objemu 78 litrů a délce 0,72 m. Na ni navazovala tryska dlouhá 0,385 m s průměrem kritického průřezu 0,192 m. Při úhlu rozevření 25° byl průměr výstupního průřezu 0,362 m (přes kolektor se vstupními hrdly pro okysličovadlo 0,432 m). Tlak ve spalovací komoře, zvýšený proti původnímu plánu z 1,5 MPa na 1,96 MPa, představoval maximum z hlediska pevnosti nádrží.
Vstřikovací hlava prvních P IX byla zhotovena z uhlíkové oceli, později se odlévala z lehké slitiny. Zatímco palivo bylo bezprostředně vstřikováno řadou přímých a štěrbinových vstřikovačů, okysličovadlo přicházelo z chladícího traktu do radiálních kanálů, odkud se přímými vstřikovací vrtanými ve vsazených ocelových lištách vstřikovalo do spalovací komory. Průřezy radiálních kanálů byly při montáži vyplněny nánosem speciální pasty rozpouštějící se při styku s kyselinou. Krátkodobé zpoždění jejího průtoku mělo příznivý vliv na plynulý nárůst tlaku ve spalovací komoře. K zeslabení tepelného a tlakového rázu a tím i rovnoměrnějšímu namáhání spalovací komory v počáteční fázi práce motoru sloužil takzvaný impulsní prstenec ze 128 vstřikovačů okysličovadla, jejichž výstřikové paprsky se protínaly s paprsky paliva ze 32 štěrbinových vstřikovačů.