Основными частями двигателя являются грушевидная камера сгорания (КС) и сопло.
Диаметр КС (камеры сгорания) в наиболее широкой ее части — 930 мм, диаметр горловины (критического сечения) сопла — 400 мм, диаметр выходного сечения — 730 мм.
Двигатель изготовлен из малоуглеродистых сталей. Несмотря на незначительную стойкость к коррозии, невысокую теплопроводность, они хорошо штампуются и свариваются. По сравнению с медными и алюминиевыми сплавами, имеющими высокую теплопроводность, они более жаропрочны, имеют удовлетворительную удельную прочность и широко распространены в космической технике.
Двигатель работает на топливе, состоящем из двух компонентов: горючее — 75 % (по весу) водный раствор этилового спирта, окислитель — жидкий кислород.
Горючее и окислитель, попадая в виде мелких капель в камеру сгорания и смешиваясь, образуют более или менее однородную парообразную смесь. Продукты горения расширяются при истечении через сопло до давления на срезе 0,8 кгс/см2 (7,8∙104 Па) и приобретают скорость 2000 м/с.
Направленное истечение газов из сопла создает удельный импульс и приводит к возникновению силы тяги.
Топливо перед подачей в КС должно быть сжато, иначе оно не попадет туда: при работе двигателя в камере сгорания устанавливается давление около 15 кгс/см2 (12 МПа).
Сжатие и подача топлива в КС осуществляется системой, включающей в себя агрегат, создающий давление (ТНА), клапана, регуляторы и трубопроводы, обеспечивающие работу двигателя.
Насосная подача топлива в двигатель выгодна тем, что в баках ракеты не нужно создавать высокое давление. Центробежные насосы при малых размерах обеспечивают высокую производительность и высокое давление. Для их привода служит турбина. Насосы и турбина, объединенные общим валом, образуют единые агрегат — ТНА. Наличие его в ракете А-4 было самой высокой новинкой.
Работу турбины мощностью 675 л.с. при 5000 об/мин обеспечивает парогаз (смесь кислорода и паров воды), который образуется разложением концентрированной перекиси водорода в парогазогенераторе в присутствии катализатора — концентрированного раствора перманганата натрия. Пройдя через турбину, он направляется в теплообменник, подогревает некоторое количество жидкого кислорода, которое, возвращаясь в бак, создает небольшой наддув (2…3 кгс/см2) для обеспечения безкавитационной работы насосов ТНА и предупреждения сплющивания стенок бака по мере выработки окислителя.
Наддув в линии подачи горючего обеспечивал сжатый азот.
Ракета имеет крестообразное хвостовое оперение. Четыре стабилизатора фланцевыми стыками крепятся к хвостовому отсеку. Внутри каждого из них размещается электромотор, цепной привод аэродинамического руля и рулевая машина газового руля.
Автомат стабилизации включал в себя гироскопические приборы, усилительно-преобразовательные блоки, электродвигатели, рулевые машины и связанные с ними аэродинамические рулевые поверхности на задней кромке стабилизаторов, газоструйные рули, расположенные за соплом двигателя крепились вместе со своими приводами — рулевыми машинками — на рулевом кольце. При работе двигателя рули оказывались в струе потока истекающих из сопла газов. С помощью этих рулей газовый поток несколько отклонялся, возникал момент, поворачивающий ракету в соответствующем направлении. Они работали в исключительно тяжелых температурных условиях, поэтому изготавливались из наиболее термостойкого материала — графита. Так была реализована идея Циолковского и Оберта.
Один из многих успешных стартов
Особой необходимости в аэродинамических рулях у ракеты не было. Стабилизаторы предусмотрены лишь для устойчивости полета ракеты на начальном участке при прохождении зоны максимального скоростного напора и, главным образом, на конечном участке траектории полета.
Для компенсации бокового сноса применялась система радиоуправления. Два наземных передатчика излучали сигналы в плоскости стрельбы, а антенны приемников были расположены на стабилизаторах хвостового оперения ракеты.
Скорость, при достижении которой подавалась радиокоманда на выключение двигателя, определялась с помощью радиолокатора.
Заправка жидким кислородом производилась перед самым стартом ракеты, так как потери кислорода за счет испарения составляли до 2 кг в минуту. Потеря кислорода за 20-минутный интервал между началом заправки и стартом считалась допустимой: более длительная задержка требовала уже дозаправки ракеты окислителем.