ROCKET ENGINE, METHOD AND SPACECRAFT

Die Erfindung betrifft einen Raketenantrieb umfassend einen ersten kryogenen Tank (102) und einen zweiten kryogenen Tank (106), wobei der erste kryogene Tank (102) mit einem ersten Treibstoff (104) und der zweite kryogene Tank (106) mit einem zweiten Treibstoff (108) zur Speisung mindestens eines wiederholt zündbaren Haupttriebwerks (120) in einer Antriebsphase des Raketenantriebs (100) befüllt ist. Erfindungsgemäß ist zur Tankbedrückung durch eine zumindest geringfügige Beschleunigung in einer Ballistikphase ein erstes Hilfstriebwerk (150) mittels eines ersten Gasdruckspeichers (152) und mindestens ein weiteres Hilfstriebwerk (154) mittels eines weiteren Gasdruckspeichers (156) betreibbar und dem Raketenantrieb (100) ein Energiewandlungsaggregat (180) zugeordnet ist, das zumindest dazu ausgebildet ist, den ersten und den zweiten Gasdruckspeicher (152, 156) bevorzugt in der Ballistikphase aufzuladen. Hierdurch ist der Raketenantrieb besonders energieeffizient, was unter anderem eine Nutzlasterhöhung eines mit dem Raketenantrieb ausgerüsteten Raumfahrzeugs gestattet.