1) удержание ракеты в определенной плоскости;
2) стабилизацию вращения;
3) вращение с заданным шагом;
4) измерение скорости полета, прерывание подачи топлива в заданном месте полета.
Ракета запускалась вертикально с небольшой поворотной платформы, устанавливаемой в положение, при котором, переходя в горизонтальный полет, она летела бы перпендикулярно плоскости цели. После запуска она отклонялась от вертикали, пока не наклонялась под углом 45° к горизонту в точке «все сожжено» на высоте 22 мили (35,5 км). Контроль во время полета позволял запускать ее с минимальной начальной скоростью порядка 32 футов в секунду. На пусковую площадку ракета доставлялась незаправленной, на специальном транспорте, и устанавливалась на площадке до заправки. Заправка занимала достаточно долгое время – порядка трех часов. Поэтому максимальное число пусков с одной площадки было 8 за 24 часа. Максимальная температура корпуса во время полета составляла 647 °С.
Если бы ракета была строго цилиндрической, у нее была бы тенденция вращаться вокруг своей короткой оси. Эта тенденция в сочетании с постоянно меняющимся центром тяжести по мере потребления горючего сделала бы полет неравномерным и трудно управляемым. Потребовалось принять специальные меры, чтобы держать нос по курсу. Древние изготовители фейерверков знали эту проблему, несмотря на несовершенные знания в области механики полетов. Стабилизация полета достигается четырьмя способами, представим их в последовательности применения:
1. Крепление стабилизирующего стержня на хвостовой части или сбоку.
Это смещает центр тяжести ближе к носу ракеты, и обтекание воздуха во время полета удерживает ее на курсе. Так что в спокойную погоду полет такой ракеты достаточно прямой. Однако в ветреную погоду ракета будет отклоняться от курса под действием равнодействующей силы сопротивления воздуха в заданном направлении полета и давления со стороны ветра. При этом траектория полета чем дальше, тем больше смещается в сторону «глаза ветра».
Некоторый усредненный размер такого направляющего стержня определялся эмпирически. Было разработано руководство по определению длины направляющей для каждого размера ракеты. Этот метод «руля» контроля полета ракеты используется и поныне для боевых ракет.
2. Применение хвостового оперения.
Ветер, действующий на оперение, создает силы, противодействующие повороту ракеты вокруг своей оси, поскольку центр приложения силы его давления сдвинут к головной части, в результате суммарная действующая сила приложена позади центра тяжести и удерживает ее носовую часть в направлении ветра.