Контроль за пространственным положением ракеты и функционированием ее бортовой аппаратуры во время полета осуществлялся по сигналу контрольного радиоответчика.

Во время предстартовой подготовки ракеты производилось включение бортовой аппаратуры, ее прогрев, проверка функционирования; раскручивались гироскопы автопилота. Питание бортовой аппаратуры производилось от наземных источников через бортовые разъемы. Для охлаждения аппаратуры на борт ракеты от магистрали пусковой установки подавался воздух. При выдаче команды на подготовку ракеты к пуску на 17 с производилось разарретирование антенны ГСН. «Синхронизация» головки самонаведения с лучом радиолокатора подсветки цели по направлению достигалась при повороте пусковой установки по азимуту в направление на цель и выдаче с ЦВМ «Пламя» расчетного значения угла места для наведения ГСН.

В соответствии с выданной командой головка самонаведения производила поиск и захват на автоматическое сопровождение назначенной для уничтожения воздушной цели. Не ранее чем за 3 с до пуска при отводе электровоздухоразъема производилось отключение ракеты от внешнего электроснабжения и воздушной магистрали с переходом аппаратуры на бортовой источник питания.

Бортовой источник питания предварительно запускался подачей электрического импульса на пиропатрон пускового стартера, после чего срабатывал воспламенитель порохового заряда. Турбина раскручивалась сначала продуктами сгорания порохового заряда. Через 0,55 с осуществлялся перевод ее питания на жидкое топливо. После раскрутки турбины до 0,92 номинального числа оборотов проходила команда на разрешение старта ракеты и осуществлялся перевод всех систем на бортовое питание. Рабочий режим турбины бортового источника питания, соответствующий 38200±3% об/мин при максимальной мощности 65 л.с., поддерживался в течение 200 с полета. Топливо для бортового источника питания в ходе дальнейшего полета поступало из специальных топливных бачков.

Ракета 5В21 скомпонована по двухступенчатой схеме с пакетным расположением четырех стартовых ускорителей.	ЗУР снабжалась стартовым двигателем, состоявшим из четырех блоков. На фото хорошо видно, что сопла каждого ускорителя наклонены относительно продольной оси корпуса.

При прохождении команды «Пуск» последовательно производились разарретирование гироскопа автопилота, уборка отрывного разъема, запуск бортового источника питания, подрыв пиропатронов запуска стартового двигателя. При запуске верхнего стартового двигателя продукты сгорания его топлива, поступая через пневмомеханическую систему, открывали доступ сжатого воздуха из баллона в баки горючего и окислителя маршевого двигателя и в топливные бачки бортового источника питания.

При достижении заданного скоростного напора сигнализаторами давления формировалась команда на подрыв пиропатронов двигателя 5Д12, включался исполнительный механизм регулятора тяги.

Первые 0,45 - 0,85 с после старта ракета летела без задействования рулей для управления и стабилизации.

Отделение блоков стартового двигателя происходило после 3 - 5 с их работы при скорости полета ракеты около 650 м/с на удалении порядка 1 км от пусковой установки. Противоположные стартовые ускорители при монтаже на ракете скреплялись в их носовой части натяжными лентами, проходившими через среднюю часть корпуса маршевой ступени. На участке спада тяги по достижении установленного давления при выработке топлива в одном из двигателей установленный на нем специальный замок освобождал ленту крепления, идущую от противоположного блока. После выгорания топлива и падения давления в противоположном двигателе происходило освобождение второй ленты, обеспечивающее одновременное отделение обоих ускорителей. Для гарантированного увода ускорителей от маршевой ступени они оснащались скошенными носовыми коническими обтекателями. При разрыве крепления в носовой части под действием аэродинамических сил блоки ускорителей поворачивались относительно узлов крепления на седьмом отсеке в хвостовой части ракеты. Отделение седьмого отсека происходит под действием осевых аэродинамических сил после отделения последней пары ускорителей.

Зона падения блоков ускорителя располагалась на удалении до 4 км от пусковой установки, что накладывало определенные требования по участкам размещения огневых средств системы в зоне охраняемых объектов и ограничения секторов стрельбы.

Через секунду после сброса стартовых ускорителей автопилот подключался к органам управления полетом ракеты.

При стрельбе в «дальнюю зону» через 30 с полета производилось переключение методов наведения: метод «с постоянным углом упреждения» сменялся методом пропорционального сближения. Подача сжатого воздуха в баки окислителя и горючего маршевого двигателя производилась до тех пор, пока давление в шар-баллоне не снижалось до 50 кг/см². После этого воздух подавался только в топливные бачки бортового источника питания для обеспечения управления на пассивном участке полета. В случае промаха по окончании работы бортового источника питания с предохранительно-исполнительного механизма снималось напряжение и с задержкой до 10 с выдавался сигнал на электродетонатор, что приводило к самоликвидации ракеты.

Автопилот ракеты, головка самонаведения, боевая часть и многие другие комплектующие поставлялись заводами-смежниками. Ленинградский Северный завод после проведения полной сборки маршевой ступени ракеты проверял все бортовые системы и узлы на правильность функционирования и соответствие изделия техническим требованиям. Ракеты с завода направлялись по разнарядке непосредственно в воинские части и на полигоны для отстрела.

Ракеты могли транспортироваться автопоездами, железнодорожным, морским, речным и воздушным транспортом в специальной таре или на специальных транспортных тележках. Каждая ракета, произведенная на заводе, отправлялась на базы хранения, полигоны или в войска в возвратной таре, позволявшей при необходимости хранить в ней ракеты вне инженерных сооружений в течение 10 лет.