Таким образом, при пуске двигателя сначала открывается главный кислородный, а затем главный спиртовой клапаны. Топливные компоненты поступают в камеру сгорания самотеком, с очень малым расходом и надежно воспламеняются пусковым факелом пламени, созданным зажигающим устройством. Происходит прогрев камеры и усиление интенсивности горения пускового факела.

Следующая команда подается на электромагнит главного клапана парогазогенератора 40, который открывается и через обратные клапаны 41 и 42 пропускает сжатый воздух в бачки с перекисью водорода и перманганатом натрия. При повышении давления в трубопроводе подачи перманганата (а это свидетельствует о том, что перманганат уже поступает в реактор 46), срабатывает реле давления 53, которое включено в цепь электроклапанов 43 и 44. Клапан 43 управляет работой клапана главной ступени 45.

При замыкании реле 53 тотчас же открывается клапан 44 конечной ступени и клапан 43, управляющий клапаном 45 главной ступени, который открывается через 0,4 с после открытия клапана конечной ступени. Расход перекиси водорода через оба клапана 44 и 45 соответствует тяге двигателя на главной ступени (245 кН - 25 тс на земле). При закрытом клапане 45 расход перекиси соответствует тяге двигателя на конечной ступени (78,5 кН - 8 тс).

Перекись водорода и перманганат натрия поступают в реактор 46, где происходит образование парогаза. Парогазовая смесь поступает к. турбине 47, от которой приводятся в движение центробежные насосы 48 и 49. Давление, развиваемое насосами, постепенно открывает главные клапаны компонентов 14 и 15 на полное проходное сечение. В течение нескольких секунд тяга двигателя достигает номинала. Когда возрастающая тяга сравняется с весом ракеты, происходит отрыв ее от стартового стола; при этом разъемная колодка 2, 3 разъединяется.

После старта включается программный механизм, который реализует заданную программу полета.

На 40-й секунде полета включается клапан 20 наддува спиртового бака скоростным напором атмосферного воздуха, а после отключения двигателя дается команда на электропневмоклапан 52, через который происходит заполнение этого бака азотом из трехбаллонной батареи 16.

Наддув кислородного бака в полете производится газифицированным кислородом, поступающим из теплообменника 50.

Когда скорость ракеты приближается к заданной, от интегратора линейных ускорений подается сигнал на электропневмоклапан управления главной ступенью 43, в результате чего закрывается клапан 45 главной ступени. Двигатель переходит на уменьшенную тягу 8 тс.

По главной команде на выключение двигателя, подаваемой от интегратора, когда скорость ракеты равна заданной, закрывается клапан 44 и парогазогенератор, а вслед за ним и двигатель, прекращают работу.

Одновременно:
1. Обесточиваются электропневмоклапаны 13 и сжатым воздухом закрываются главные клапаны компонентов 14 и 15;
2.  Обесточивается электропневмоклапан 10. Сжатый воздух через дроссель поступает к клапану заполнения спиртовой магистрали 18 к медленно его закрывает;
3.  Открывается электропневмоклапан 52, и сжатый азот из трехбаллонной батареи наддувает опорожненный спиртовой бак во избежание его смятия при входе в плотные слои атмосферы.

Система управления ракетой А-4
Для того чтобы баллистическая ракета поразила цель, необходимо, чтобы в момент окончания работы двигателя ракета имела заданные координаты, а самое главное, чтобы вектор скорости ракеты имел заданные величину и направление. Угол наклона вектора скорости к горизонту, т.н. угол бросания, для ракеты V-2 составлял 42° - 45°. Выполнение этих условий осуществляет система управления.

Система управления ракетой А-4 (рис.1.4.19) состоит из трех основных приборов : гирогоризонта, гировертиканта и интегратора линейных ускорений. Исполнительными органами являются рулевые машинки и газовые рули.

Гирогоризонт предназначен для стабилизации ракеты по углу тангажа. Он же задает ракете программу изменения угла тангажа. Гироскоп этого прибора помещен в кардановом подвесе так, что ось вращения ротора горизонтальна и лежит в плоскости стрельбы. Ротор гироскопа является якорем электродвигателя и раскручивается за несколько минут до старта.

После старта, если ось ракеты отклонится от вертикали, то ось гироскопа останется неподвижной и на потенциометре возникнет сигнал рассогласования, который после преобразования и усиления воздействует на рулевую машинку, которая отклонят рули и вернет ракету в первоначальное положение. Сразу же после старта включается программный механизм, который состоит из шагового электродвигателя, кулачка (который, собственно, и задает программу), ленты и шкива. Шаговый двигатель поворачивает кулачок, профиль которого соответствует заданной программе изменения тангажа, а он, в свою очередь, поворачивает потенциометр. В результате поворота потенциометра возникает сигнал рассогласования, который воздействует на рули и поворачивает ракету на заданный угол. Так обеспечивается достижение заданного угла бросания.

Гировертикант обеспечивает стабилизацию по курсу и крену. Ось ротора расположена перпендикулярно плоскости стрельбы, поэтому гироскоп оказывается нечувствительным к изменению угла тангажа ракеты, но реагирует на повороты по крену и курсовые отклонения. Сигналы гировертиканта снимаются с двух потенциометров, которые воздействуют на рули 1 и 2. Перед стартом ракета выставляется так, чтобы плоскость рулей 1 и 2 совпадала с плоскостью стрельбы.