Как двигательная установка, так и другие системы ракеты требовали в ходе предстартовой подготовки выдачи множества команд в строго определенной последовательности. Для этого немцами была разработана соответствующая автоматика с использованием элементной базы 1930-х гг., в основном разнообразных электромеханических реле. Если какая-нибудь из команд не отрабатывалась или выдавалась ошибочно, происходил так называемый «сброс схемы» — все реле переводились в исходное положение.

Другим, не столь очевидным следствием выбора жидкого топлива стало применение средств стабилизации или системы управления даже на экспериментальных ракетах, к которым вообще не предъявлялись требования по точности стрельбы. Дело в том, что вес жидкостных ракетных двигателей практически прямо пропорционален их тяге (для твердотопливных двигателей эта проблема менее актуальна). Поэтому те же «катюши» стартовали с перегрузками в десятки и даже сотни единиц, быстро набирая скорость, достаточную для обеспечения устойчивого полета за счет аэродинамических сил при наличии развитых хвостовых стабилизаторов. Здесь использовался принцип, успешно реализуемый на протяжении многих тысячелетий в стрелах, запускаемых из луков.

Для снижения веса конструкции жидкостного ракетного двигателя его тяга не более чем в два-три раза превышает вес ракеты. Поэтому еще в первых немецких ракетах на жидком топливе А-1 и А-2 для обеспечения стабилизации во всем диапазоне скоростей использовали силовые гироскопы, обеспечив вращение вокруг продольной оси одного из отсеков корпуса. Начиная с экспериментальной ракеты А-3 немцы стали оснащать свои изделия системами управления. Необходимые наработки для этого уже имелись. Еще в конце XIX века для удержания морских торпед на заданном курсе был изобретен «гироскопический прибор Обри». Американец Э. Сперри продемонстрировал автопилот с гироскопическими датчиками на всемирной Парижской выставке в 1914 г., еще до начала Первой мировой войны.

Напомним, что важнейшим свойством трехстепенного свободного гироскопа, вытекающим из фундаментального закона сохранения момента количества движения, является неизменность ориентации в пространстве оси его вращения. В чистом виде это свойство можно наблюдать разве что в невесомости. Но посредством системы кардановых подвесов можно достаточно сильно приблизить реальность к идеалу, создав так называемый трехстепенной гироскоп — устройство с тремя степенями свободы, позволяющее с высокой точностью замерять углы отклонения летательного аппарата относительно первоначально заданной оси гироскопа.

Блок гировертиканта, гирогоризонта и гироинтегратора ракеты А-4.	Гироинтегратор линейных ускорений.
Гирогоризонт.	Гировертикант.

Намного более парадоксальным представляется свойство так называемого двухстепенного гироскопа. Приложив к оси чувствительности такого гироскопа момент, мы сместим направление оси вращения, но не в плоскости действия возмущения, а перпендикулярно ей.

Два прибора в комплекте бортовой аппаратуры ракеты А-4 в качестве основного элемента использовали трехстепенной гироскоп. С датчиков гировертиканта снимались сигналы, пропорциональные отклонениям корпуса ракеты от оси гироскопа по крену и рысканью, что обеспечивало стабилизацию исходной ориентации ракеты по этим каналам. Но в плоскости тангажа такого заданного постоянного положения не было: ракета должна была отрабатывать программный маневр, постепенно наклоняясь в сторону цели. Можно было бы с использованием ряда сложных устройств заставить ось так называемого гирогоризонта постепенно менять свое направление, но это привело бы к многократному ухудшению точности. Поэтому при помощи программного механизма с профилированным эксцентриком, движимым шаговым мотором, проворачивали своего рода шкалу, относительно которой потенциометром обратной связи замерялось отклонение оси гироскопа. В результате датчик гирогоризонта определял отклонение не от исходного (вертикального), а от заданного на данный момент программного наклонного положения ракеты в плоскости тангажа. Электрические импульсы на шаговые моторы программного механизма поступали с частотой 45 Гц, задаваемой с достаточной стабильностью специальным вибратором.

Третьим основным прибором был гироинтегратор — двухстепенной гироскоп со смещенным центром тяжести, величина отклонения оси которого от исходного положения была прямо пропорциональна так называемой «кажущейся скорости» — интегралу от ускорения ракеты за вычетом составляющей, обусловленной действием гравитации. При достижении заданного значения кажущейся скорости двигатель отключался, чем и регулировалась дальность стрельбы.