В следующем отсеке (35), разделенном перегородками (15) на четыре части, расположены приборы для управления полетом ракеты и подачи топлива. На схеме показаны: радиооборудование (9), гироскопы (18), а также баллоны (16) со сжатым азотом, соединенные трубкой (10) с баком для спирта. Азот предназначался для поддержания давления в основном спиртовом баке по мере расходования горючего.
В центральной части корпуса в отдельных отсеках помещены бак ( 31) с топливом - этиловым спиртом, и бак (33) с жидким кислородом, используемым как окислитель. В баках имеются горловины (9 н 21), через которые заливались, соответственно, спирт и жидкий кислород. Спиртовый бак соединялся с турбонасосным агрегатом (32) и трубкой (20). Один конец этой трубки, входящий в спиртовый бак, имел управляемый клапан (7), другой - оканчивался гибким соединением (22). Кислородный бак (33) соединялся с турбонасосным агрегатом при помощи другого гибкого соединения (22).
В хвостовом отсеке размещена силовая установка, состоящая из камеры сгорания (31), турбонасосного агрегата (32), парогазогенераторной установки, трубопроводов и другой аппаратуры, связанной с работой двигателя. Турбонасосный агрегат (32) включал турбину и два насоса. Турбина работала на смеси пара и газа и приводила в действие насосы, которые нагнетали горючее и окислитель в камеру сгорания. Парогазогенераторная установка состояла из генератора (на схеме не показан), в котором происходил процесс образования пара в газ, бачка (23) с перекисью водорода, бачка (25) с водным раствором перманганата натрия и баллонов (5) со сжатым азотом для подачи указанных веществ в парогазогенератор. Вырабатываемая генераторной установкой смесь пара и газа приводила в действие турбину и по трубке (27) выпускалась наружу. Камера сгорания и сопло имели двойные стенки. В головной части камеры расположены форсунки (3), через которые в камеру впрыскивался жидкий кислород. Следует отметить, что жидкий кислород в баке имел температуру минус 183" С. Баки для спирта и кислорода объемом около 4,5 куб.м, каждый, изготовлены из легкого металла. Общий вес спирта составлял 3400 кг, вес жидкого кислорода - 4900 кг.
Между турбонасосным агрегатом и камерой сгорания было установлено распределительное устройство (26), при помощи которого жидкий кислород, поступавший из насоса, распределялся по форсункам. Здесь же расположены трубопроводы (4) с патрубками (28), по которым подводился спирт от насоса в рубашку сопла. Горючее поднималось затем к головной поверхности камеры сгорания я через форсунки, расположенные под рубашкой, впрыскивалось в камеру. Таким образом спирт, циркулируя между двойными стенками, охлаждал сопло и камеру сгорания, подогреваясь при этом сам.
Работа двигателя происходила следующим образом. В парогазогенератор под действием сжатого азота подавались концентрированная перекись водорода и раствор перманганата натрия. При смешивании этих веществ происходило разложение перекиси водорода с образованием водяного пара и газа, с выделением тепла. Образовавшийся перегретый пар в смеси с газом проходил по трубопроводу, обложенному снаружи стеклянной ватой, и поступал сначала в кольцеобразную камеру, а затем через сопловый аппарат на лопатки турбины и вращал колесо турбины. Турбина приводила в действие насосы, а последние подавали горючее и окислитель из баков в камеру сгорания. Для того чтобы подать большое количество топлива и окислителя в течение короткого промежутка времени (порядка одной минуты), и под большом давлением, насосы должны были обладать большой производительностью. Мощность турбины, приводившей в действие насосы, достигала 500 л. с.
Воспламенение горючей смеси производилось либо введением через сопло в камеру сгорания специальных химических веществ, которые при смешивании самовоспламенялись, либо с помощью пиротехнических составов, зажигаемых электрическим способом или пиропатроном. Образовавшиеся от сгорания топливной смеси газы вытекали через сопло со скоростью 2000 м/сек и создавали тягу, равную в момент взлета баллистической ракеты примерно 25 т.
Перед взлетом ракета устанавливалась вертикально на специально оборудованной площадке и в таком положения подготавливалась к пуску, заправлялась горючим, окислителем и т. д. Когда подготовка к взлету завершалась, включалось зажигание, затем начинала работать турбина. Насосы подавали спирт и жидкий кислород из основных баков в камеру сгорания, где горючая смесь воспламенялась. В результате реакции газовой струи ракета отрывалась от земли.
В начале полета ракета поднималась вверх вертикально. После нескольких секунд полета вступал в действие механизм управления внутренними рулями (7). Эти рули расположены в хвостовой части ракеты на пути газовой струи и изготовлены из прессованного графита, выдерживающего действие высокой температуры газов. Механизм управления воздействовал на внутренние рули, и ракета постепенно переходила с вертикального полета в полет под углом в направлении цели. После этого в заранее заданный момент подача топлива и окислителя прекращалась с помощью приборов, установленных на ракете, или по радиокоманде с земли. Момент прекращения подачи горючего и окислителя собственно и определял дальность полета ракеты, так как чем меньше израсходовано топлива, тем меньше дальность полета баллистической ракеты. В дальнейшем ракета летела по инерции, как артиллерийский снаряд. Полет баллистической ракеты с работающим двигателем продолжался только одну пятую часть общего времени полета, прочем ракета пролетала 0,1 часть своего пути. Далее по выключении двигателя ракета 0,5 часть своего пути летела с набором высоты и остальные 0,4 пути - по нисходящей ветви траектории. В полете ракета достигала высоты около 80-100 км. Максимальная скорость полета баллистической ракеты ФАУ-2 достигалась к моменту выключения подачи топлива и составляла 1500 м/сек. К моменту удара о землю скорость ракеты снижалась до 400 м/сек. Таким образом скорость Фау-2 превышала скорость звука. Во время полета в результате трения о воздух корпус ракеты сильно нагревался.
Для управления ракетой в полете использовались внутренние (газовые) и внешние (воздушные) рули. Газовые рули (37) приводились в действие электромоторами (29), на которые воздействовал специальный механизм управления этими рулями. Воздушные рули расположены на плоскостях стабилизаторов (24). Управление ими осуществлялось автоматическими приборами, находящимися в отсеке (35). Эти рули приводились в действие электромоторами (2) через цепные приводы (1). Управление ракетой осуществлялось газовыми рулями. По мере приобретения ракетой скорости, пока она находилась в плотных слоях атмосферы, работали и воздушные рули, помогая первым. При подъеме на большие высоты, где плотность воздуха мала, эффективность воздушных рулей уменьшалась. Продолжительность полета ракеты от момента старта до падения на землю (объект удара) - около 5 мин. Дальность полета - примерно 320 км.
Американский бомбардировщик В-17 во время рейда на ракетный центр в Пенемюнде