מחקרים נוספים נערכו גם על השפעת הסילון הנפלט מגוף ה־V-2 על הגרר האווירודינמי על גוף הטיל. במסגרת זו נערכו חישובים תאורטיים על זווית התרחבות הסילון (jet expansion angle) במספרי מאך וגבהים שונים. החישובים הראשונים שנערכו על הסילון הסימטרי העידו על זווית התרחבות גבוהה למדי של 70 מעלות בגובה של הפסקת פעולת המנוע, שהוא בערך 25 קילומטר, הרבה מעבר לזווית ההתרחבות הצפויה של 45 מעלות. אף על פי כן, חישובים נוספים שנערכו מאוחר יותר העידו, שהודות לאפקטים אווירודינמיים מסוימים, זווית ההתרחבות תהיה בכל זאת נמוכה במקצת מ־45 מעלות. ממצאי הסיכום קבעו, שבתחום התת־קולי הגרר עולה כתוצאה מהשפעת הסילון, בעוד שבתחום העל קולי הגרר יורד כתוצאה מהשפעת הסילון. ההסבר לתופעה המעניינת הזו הוא שבזרימה תת־קולית, בגבהים נמוכים ועם מעט התרחבות סילונית, הסילון מאיץ את האוויר הנוכח מאחורי הגוף, ובכך מוריד את הלחץ הסטטי באזור הבסיס וגורם לתוספת גרר. בזרימה על קולית לעומת זאת, הסילון לובש צורה חרוטית משמעותית, ולכן כל זרימת האוויר שמסביב לטיל צריכה לעבור דרך אזור שעבר דחיסת הלם (compression shock). הדבר משפיע על משטר הזרימה מסביב לגוף וגורם להתנתקות שכבת הגבול מגוף הטיל, ולהפחתת הגרר.
מכלול התוצאות התאורטיות שנצברו שימש לבסוף ליצירת העיצוב האווירודינמי הייחודי של הטיל. ארבע הכנפיים האווירודינמיות של הטיל מוקמו מטעמי סימטריה בזוויות של 90 מעלות אחד יחסית לשני. כל אחת מהכנפיים הייתה משוכה לאחור בזווית של 60 מעלות, ואורכה היה שני קליברים מלפנים לבסיס וחצי קליבר מאחורי הבסיס. השפה האחורית של הכנף הייתה משוכה לאחור בזווית של 45 מעלות כדי להשאיר מרחב מספיק להתרחבות של הסילון בגובה רב. השפות החיצוניות התבדרו בזווית של 2 מעלות יחסית לציר הטיל.
במקור, החומר ממנו עשוי "עור" הטיל (השכבה החיצונית ביותר שלו) נבחר בעיקר משיקולים מכניים של הפחתה מרבית של משקל הרקטה. אף על פי כן, החישובים אשר
G. Eber ערך בפנמינדה הראו שהשכבה החיצונית של הטיל תהיה חייבת לעמוד בטמפרטורות גבוהות בצורה יוצאת דופן - הודות לאפקט המשולב של הדחיסה האדיאבטית של האוויר מסביב לטיל ושל החיכוך עם האוויר. החישובים הראו שצפויה טמפרטורה של יותר מ־1,000 מעלות צלזיוס במספר מאך formula_1, על כן החומר ממנו הורכבה השכבה החיצונית נבחר בקפידה.
פיתוח המנוע.
פיתוח המנוע הרקטי של הטיל החל לאחר שנצבר ניסיון וידע בפיתוח המנועים של הדגמים A-1-A-3. עד לתקופה בה החל הפרויקט, המנוע הרקטי החזק ביותר שנבנה (מנוע ה־A-3) היה בעל דחף של 1.5 טון. היעד שהציבו מתכנני המנוע לדחף של ה־V-2 על מנת לממש את ייעודו ככלי נשק לטווחים ארוכים היה 25 טון - פי 17 בערך מהמנוע הרקטי החזק ביותר שנבנה עד אז, ולכן הפיתוח היווה קפיצה של ממש. הפיתוח זכה לתנופה משמעותית בסוף שנות ה־30, תחילה בהנחייתו של ורנר פון בראון, ולאחר מכן תחת הנחייתו של ד"ר וולטר טיל, אשר הוביל את פיתוח מערכת ההנעה של ה־V-2 כמעט עד לשלמות עד שנהרג בהפצצה ב־3 באוגוסט 1943. וולטר טיל סיפק רעיונות מכריעים לגבי המנוע של הטיל וחקר תערובות דלקים ומחמצנים שונות עבור המנוע. הבחירה של חמצן נוזלי כמחמצן של הדלק נראתה מבטיחה שכן חמצן נוזלי, כצורה הטהורה ביותר של כל מחמצן, הציג מעט בעיות טכניות בכל הנוגע להצתה, האטומיזציה, והבקרה של תהליך בעירה בלחץ גבוה במנוע רקטי. כבר בשלב מוקדם בפיתוח היה ברור שגורם דומיננטי בנצילות האנרגטית של המנוע הוא כמות הדלק שלא נשרף (unburned propellant) הנפלט ביחד עם סילון המנוע. המתאר של שימוש בתערובת של 75% דלק אלכוהולי ו־25% חמצן בוסס על ידי חישובים וניסויים כקרוב למיטבי מההיבט הזה של הנצילות, ובנוסף תרם רבות לבטיחות של הטיל (במחיר של הפחתה קלה בנצילות).
כשתכנון המנוע החל, תעלומות רבות אפפו את תהליך הבעירה, במיוחד מנקודת המבט המתמטית; שאלות רבות כגון כמה זמן בעירה מסוימת תימשך, ומה הדחף לפי הזמן שתהליך בעירה מסוים מפיק, חסרו פתרון מתמטי מדויק. פתרונות כאלו היו בעלי חשיבות קריטית לתכנון היבטים רבים של המנוע, במיוחד עקב העובדה שהדחף שהמנוע צריך להפיק צריך לעלות עם הזמן (משיקולים של חיסכון אנרגטי; צפיפות האוויר יורדת משמעותית עם הגובה ואיתה הגרר האווירודינמי, על כן יש להשקיע את רוב הדחף באזור בו הגרר נמוך יותר). אחד החיבורים החשובים בו נעזרו מתכנני הטיל היה ספרו של Aurel Stodola על טורבינות קיטור. עבודה חלוצית רבה בתחום נעשתה במכוני מחקר שונים בגרמניה. פרופסור שילר מלייפציג תרם רבות להבנה של תהליך הקירור הרגנרטיבי (Regenerative Cooling), ופרופסור קארל וגנר מדרמשטט סיפק מודל מתמטי ופתרון מתמטי לתהליך הבעירה. מספר חוקרים נוספים בדרזדן תרמו רבות לביאור תהליכי האטומיזציה ולחקירה הניסויית של גזי הפליטה ונצילות הבעירה. במסגרת חקירות אלה הושג מספר רב של תוצאות תאורטיות - בין היתר הוגדר האורך האופייני formula_2 של מנוע רקטי כ־formula_3 (כאשר formula_4 הוא הנפח התאורטי של תא הבעירה ו־formula_5 הוא שטח החתך המינימלי של נחיר הפליטה). הפתרון המתמטי לתהליך הבעירה אפשר למשל לחשב את זמן ההישארות של אלמנט דלק בתא הבעירה, מה שאפשר לקבוע את הנפח התאורטי formula_4 של תא הבעירה, בתוצאה שהפכה ליסודית מאז בתרמודינמיקה של מנועים רקטיים.
המנוע שפותח הכיל מספר חידושים טכנולוגיים שאפשרו לו להשיג דחף גבוה יותר. ראשית, לתא הבעירה ניתנה צורה קצרה ועגולה יותר, בשונה ממנועים רקטיים קודמים שתוכננו שהיו ארוכים וצרים יותר. תכנון קפדני של הגאומטריה של תאי בעירה הוא גורם חשוב ביעילות של מנועים רקטיים, שכן היציבות והעוצמה של בעירת הדלק בתא תלויה באופן חזק בצורה ובגודל של התא. שנית, תא הבעירה פוצל לשני חלקים, הראשון הוא תא מקדים (pre-chamber system) שמטרתו לערבב את הדלק והמחמצן טוב יותר לפני הכניסה לתא הבעירה הראשי. הדלק והמחמצן נשאבו בספיקה המתאימה לתא המקדים באמצעות משאבות־טורבו והוזרקו באמצעות מנגנון הזרקה (injector) חדש שהזריק את הדלק והמחמצן לתא המקדים בתבנית סיבובית מסוימת אשר גרמה להם לעבור תהליך אטומיזציה טוב יותר. בנוסף, לשינוי הזה בארכיטקטורה של המנוע היה היתרון הבסיסי שהוא הרחיק את הלהבות של תא הבעירה הראשי ממנגנון ההזרקה, ובכך מנע נזקים העלולים להיגרם לו. משאבות הטורבו העוצמתיות של הטיל סבבו בקצב של 5000 סל"ד, ורק כך 9 הטונות של הדלק הרקטי יכלו להישאב לתא הבעירה במשך זמן של בערך דקה (כלומר ספיקה גבוהה ביותר של 150 ק"ג בשנייה). פיתוח המשאבה העוצמתית הצריך תכנון דקדקני ביותר; רק מפעל אחד שנמצא ב־Jenbach שבאוסטריה היה יכול לספק את המשאבה, וגם זאת באיחור רב.
חידוש משמעותי נוסף היה בנוגע לתכנון נחיר הפליטה במוצא תא הבעירה (הנחיר הרקטי, שנקרא גם נחיר דה־לאוול). מחקרים תאורטיים הראו שנחיר בצורת חרוט קצר עם זווית יוצרת (חצי זווית ראש) של 15 מעלות ולחץ ביציאה של 0.8 אטמוספירות מביא לביצועים אופטימליים של הטיל מבחינת משקל המנוע והזנב, מקדם הדחף והמתקף הכולל, גרר הבסיס ויכולת הניהוג הסילוני של מסטי הסילון.
פיתוח מערכת הבקרה.
אחד ההיבטים המאתגרים בתכנון ה־V-2, היה המידור בפרויקט הפיתוח מחד גיסא, ומאידך הצורך בתיאום בין הצוותים האחראים על פיתוח הרכיבים השונים - תכנון כל רכיב ומאפייניו היה חייב להיעשות בתיאום עם תכנון רכיב אחר. הפיתוח החל בטרם הייתה תמונה כללית של הטיל. לכן היה צורך בתיאום תמידי בין צוותי הפיתוח. תכנון מערכת הבקרה הוא דוגמה כזאת, שכן אליו התנקזו כל התוצאות התאורטיות והמעשיות של הצוותים השונים.
טיל ה־V-2 היה אמור לשאת ראש קרב במשקל 1000 קילוגרם למרחק של 250–320 קילומטר ביעף בליסטי ללא הנעה, לאחר שדחף המנוע תם. חישובים מתמטיים הראו שהטווח המקסימלי עבור מהירות נתונה ברגע כיבוי המנוע מתקבל עבור זווית נטייה של 41 מעלות ביחס לאופק. בגלל המשקל ההתחלתי שלו, כ־12.5 טון, משגר נטוי יהיה כבד מדי להובלה, לכן נבחר שיגור אנכי לפני הקרקע. לפיכך הטיל עבר שינוי כיוון של ההטיה במהלך מעופו מרגע ששוגר אנכית; לשם כך חוג בקרה, שכונה pitch control - בקרת עלרוד, נדרש. חוג בקרה נוסף נדרש כדי לשלוט על הסטייה של הטיל בכיוון ניצב למישור התנועה הדרוש שלו. חוג בקרה שלישי נדרש כדי לשלוט בנטייה הטבעית של הטיל להסתובב סביב צירו בשל אי דיוקים מבניים בייצור הטיל.