除运载火箭运送的有效载荷系统以外，无论是固体运载火箭还是液态运载火箭、单级运载火箭还是多级运载火箭，都是由结构系统（箭体结构）、动力系统（推进系统）和控制系统组成的。这三大系统是火箭的主要系统，其工作的可靠性对火箭发射的成败起着决定性作用。此外，火箭上还装有遥控系统、外弹道测量系统、安全系统和初始定向系统等。下面，我们将详细地介绍一下火箭的基本结构和组成。
1.火箭的基体—箭体结构
箭体结构是运载火箭的基体，用来维持火箭的外形，承受火箭的地面运输、发射操作和在飞行中作用于火箭上的各种载荷（力、力矩等），安装连接火箭各系统的仪器、设备，组合成一个能在大气层中高速飞行的飞行器整体。总之，箭体的主要功能就是受力（承受作用于火箭上的各种力，包括推力、气功力等）、整流（使火箭成为一个便于穿越大气层的流线体）、容纳与安装（安装各控制系统仪器设备）以及推进剂的贮存与供应（液体火箭）。
箭体包括有效载荷舱和整流罩、仪器舱、发动机舱、级间舱、连接与分离系统等。
2.有效载荷舱和整流罩
有效载荷舱，就是容纳和安装有效载荷的地方，所谓有效载荷就是运载火箭运送的载体，比如卫星、载人飞船、其他航天器等。有效载荷通过有效载荷支架和火箭的最上面一级（或称末级）相连接，所以有效载荷舱往往位于运载火箭的前端。有效载荷与火箭的连接和一般的连接形式不同，它是用一种叫做连接分离机构的装置来连接的。就是说，当运载火箭垂直运输以及在主动段飞行时，要求此装置能把有效载荷和末级火箭牢牢地连接在一起；而当运载火箭飞行段结束，有效载荷入轨时，又要求它迅速而又可靠地将有效载荷与末级火箭分离。
通过观察我们可以发现，大部分航天器的外形都是不规则的，非常不适合在大气层中高速飞行。为此，研究人员在有效载荷舱外面加上一个整流罩，不仅能减少噪音的影响，同时还可保护有效载荷在发射前操作时不被碰撞。第三，尖锥形的整流罩和箭体构成一个锥柱体外形，可减少火箭在大气层内飞行的空气阻力。
运载火箭飞出大气层后，整流罩的任务已经完成，为了减轻火箭的负担，一般当火箭飞行到离地面100千米左右的高空时，整流罩就会自行抛掉，所以整流罩多数情况下呈“瓜瓣”状，各瓣之间以及整流罩与火箭之间也都由分离连接机构连接。在火箭通过大气层进入真空时，分离连接机构工作，整流罩与火箭之间、整流罩各瓣之间就会分开，脱离火箭散落到地面。
3.仪器舱
所谓仪器舱是安装在火箭上仪器设备的地方，运载火箭大部分的仪器设备，诸如控制系统、遥测系统、外测安全系统等仪器设备都安装在这里。仪器舱外壳很薄，周围开有小窗，便于在发射前进行仪器设备检查和测试。
4.级间段
级间段是指串联型多级火箭各级之间的过渡连接结构，因为每一级后部都有发动机系统（固体火箭为发动机喷管），所以两级之间必须有一段过渡结构才能把两级箭体连接起来。这一段不但是过渡结构，同时也是上面一级火箭的发动机舱，能够用来保护发动机在大气层中飞行时不受气动力和气动热的影响。此外，级间段还是动力系统、控制系统、遥测系统等部分仪器设备的安装场所。
级间段有两类结构形式：一是薄壳结构形式，需要在壳体侧面开有若干排焰口，以保证上面一级发动机点燃后产生的火焰能及时排到箭体外面；二是桁架结构形式，它是由若干根圆杆构成（有点类似于建筑工地上的脚手架）的，并不是封闭的，这非常有利于发动机排焰。在级间分离时，为了尽量减少上面级的结构质量，级间段大部分随下面级分离掉。
5.段尾
顾名思义，段尾是火箭尾部的一段结构。其有以下用途：当火箭竖立在发射台上时承受整个火箭的重量；是第一级的发动机舱；当火箭在大气层内飞行时，它可以保护发动机不受气动力和气动热的影响；若火箭带有尾翼，它就是安装尾翼的基体；另外它还安装有部分控制、遥测等系统设备。
通常情况下，段尾多是薄壳结构形式，壳体侧面开有若干窗口，在发射准备阶段，用来对动力系统进行全面检查和测试，有利于对动力系统部分组件的安装。
6.推进剂贮箱
这里所说的推进剂贮箱是指液体火箭的推进剂贮箱，它是贮存液体推进剂的贮存容器。因为在一枚火箭中，推进剂的质量大约占整个火箭的90%左右，所以推进剂贮箱的荷重也就占了整个火箭质量的大部分。
推进剂贮箱不仅用于存贮推进剂，而且还是火箭的主要承力结构，用以承受发动机和空气动力作用在火箭上的力；其次，贮箱还有定量功能，就是控制加注贮箱内的推进剂量，因为火箭对所需要的推进剂量要求很严格，加注的推进剂量少了，火箭还没有达到预定的速度，推进剂就会耗尽，发动机就会停止工作，当然也就不能把航天器送入预定的轨道。与之相反，如果推进剂加多了，火箭达到预定的速度后发动机关机，多余的推动剂不但没有任何用途，反而在整个飞行中一直消耗火箭的能量，因此会成为火箭的负担，降低了火箭的运载能力；第三，贮箱还能根据发动机工作的需要将推进剂输送给发动机系统。对于使用低温推动剂的贮箱，还能起到隔热保温的作用，以防止低温推进剂在常温环境下大量挥发。
推进剂贮箱按其使用的推进剂类型分为常温推进剂贮箱和低温推进剂贮箱。常温贮箱一般为薄壳式结构，多数是采用高强度铝合金板材焊接而成（有的板材还采用数控铣切成网格状，以减轻其质量）；而对于低温贮箱而言，除了具有与常温贮箱相同的金属薄壳结构外，往往还要在外面包上一层隔热材料（当然还有其他的隔热方式）。
7.分离系统
众所周知，火箭在飞行过程中往往将一些完成任务后没有什么用途的部件全部抛掉，执行这些预定指令的功能都是由火箭上的分离系统来完成的。这些分离包括：级与级之间的分离、整流罩的分离、有效载荷的分离以及逃逸塔与火箭的分离等。
分离系统一般由以下三部分构成：
（1）连接解锁装置：能够保证在分离之前能牢固地连接在一起，而需要分离时又能可靠地分开，比如爆炸螺栓，聚能爆炸索等。
（2）分离冲量装置：当两个部件分离时，不仅是把连接装置解脱开，还要把它们推开一定的距离，但是需要一定的能量，分离冲量装置就是为分离部件提供分离能量，比如常用的有压缩弹簧、气动式火药作动筒、反推小火箭等。
（3）引爆装置：无论是连接解锁装置还是分离冲量装置，大都采用火工装置，即采用电爆管之类的火工品来引爆，这就是引爆装置。
8.动力系统
动力系统是为火箭飞行提供动力和姿态控制力的系统。换句话说，火箭能够克服地球引力和飞行时的大气阻力把火箭送入太空，完全依靠动力系统提供的能量来实现的，同时在飞行过程中不断对火箭的姿态进行调整所需要的力也是由动力系统提供的。
根据使用的推进剂来划分，动力系统可以分为固体、液体和固液混合型三类。使用固体推进剂的动力系统就是我们常说的的固体火箭发动机。它的结构比较简单，主要由燃烧室（包括推进剂）、喷管、安全点火装置和推力终止机构等部分组成；采用液态推进剂的动力系统由发动机系统和增压系统组成；固液混合型动力系统则介于上述二者之间。下面我们再介绍一下使用液态推进剂的动力系统。
（1）发动机系统
发动机系统根据其功能，可分为助推发动机和姿控发动机两大类。
为火箭提供推动力的发动机就是助推发动机，又称主发动机。这种发动机的推力一般都比较大，一台小的发动机推力也有十余吨，大的推力能达到几百吨，比如“土星Ⅴ”火箭一级发动机的单台推力就达到七百多吨。助推发动机由主系统、副系统和启动系统组成。主系统包括燃烧室（又称推力室）、喷管等，副系统包括涡轮泵组和活门自动器等。启动系统包括启动器（火药启动，电、气启动）和启动活门等。
按其工作高度划分，助推发动机可分为低空发动机和高空发动机。火箭的第一级采用低空发动机，第二级和第三级多用高空发动机。
按其启动方式，可分为一次性启动和多次启动型发动机。有些发动机是固定的，只能提供轴向推力；有些发动机是可以摆动的，除了提供轴向动力之外，还可以通过它的摆动提供与火箭纵轴垂直的姿态控制力。
凡是为调整火箭姿态提供动力，为精确修正末级关机点速度提供冲量和在真空滑行段为推进剂管理提供能量的发动机，统称为姿控发动机。在前面我们已经提到，当助推发动机工作时，可以通过它的摇摆提供姿态控制动力。但是对于上面采用二次启动的发动机来说，当第一次发动机已关闭，而第二次发动机还没有启动时，在这一间隔时间内，火箭处于滑行阶段，换言之，火箭是在没有动力助推的情况下依靠惯性来飞行的。这时，主发动机无法再提供控制力了，可是火箭不能无控制的“自由”飞行，因此需要专用的姿控发动机提供控制动力，以保证火箭稳定的按预定轨道飞行。
为了保证航天器的入轨精确度，必须严格控制末级火箭关机点的速度。但是助推发动机的推力一般都比较大，当大推力发动机突然关闭时，关机的后效冲量偏差势必会引起控制关机点的速度偏差，因此，为了修正这一偏差，当助推发动机关闭后，改用小推力的姿控发动机逐渐进行修正，当速度达到精确要求之后，接着关闭姿控发动机，这样就可以保证航天器的入轨精度。
在前面我们已经讲过，当火箭在高空滑行段飞行时是无动力惯性飞行，箭上设备处于失重或微重力状态，这时候贮箱内的液体推进剂因失重而漂浮不定，而且极易与贮箱中的增压气体混合在一起，如果这时再次启动发动机，推进剂就不能按要求进入发动机燃烧室进行燃烧，当然发动机也就不能正常工作。不过，这是绝对不允许的。为此，在滑行段无动力惯性飞行时，用姿控发动机产生一定的轴向推力来消除其失重环境，使液体始终沉于贮箱底部，从而保证助推发动机再次启动时能正常工作。
由于其工作性质，姿控发动机具有以下特点：推力小，一般几十牛顿至几百牛顿；可多次启动；可在失重状态下启动工作；启动和关闭多为电磁阀控制；推进剂贮箱为特制贮箱，如囊式贮箱或表面张力式贮箱等。
姿控发动机一般由贮箱、推力室、电磁阀、增压系统和管路活门等组成。
（2）增压系统
为了保证发动机的涡轮泵组正常工作，输送到涡轮泵入口的推进剂必须有一定的压力，然而仅仅依靠推进剂流动的自重压力是远远不够的。正由于此，特意在火箭上设计了一套增压系统，在火箭起飞前就要给推进剂贮箱充气增压，在火箭飞行过程中还要持续不断地增压，以保证涡轮泵组能持续的正常工作。
增压系统的增压方式一般有：气体增压、自生增压、化学增压等。
气体增压就是用自身携带的高压气体，通过限流、减压给贮箱增压；自生增压就是用少量的推进剂通过换热器使之蒸发成气体后，引入到贮箱中给贮箱增压，或者利用涡轮泵组工作产生的废气经冷却后，引入贮箱给贮箱增压；化学增压就是指当火箭采用自燃推进剂（指氧化剂和燃烧剂一接触就自行燃烧）时，把少量的一种推进剂引入另一种推进剂贮箱内，通过自燃产生气体，达到给贮箱增压的目的。
以上三种增压方式，第一种技术使用起来最简单，但需要自带大量气体和贮气瓶，从而增大火箭的结构质量；第二种与使用的推进剂有关，不需要大量的气体和贮气瓶，结构质量较轻，目前在大型运载火箭上使用的比较多；从理论上讲第三种结构质量最轻，但要求的技术比较复杂，而且安全性不容易保证，为此，目前在大型火箭上应用的仍然比较少。
（3）控制系统
用来控制运载火箭沿预定的轨道正常飞行的箭体设备。具体地讲，其功能是：通过控制系统中的惯性测量装置、计算机、执行机构、时序装置和供配电系统以及飞行软件等来测算运载火箭飞行中的运动状态参数，根据测算出的、确定的飞行状态参数发出制导信号，来控制火箭沿预定轨道飞行；在飞行过程中根据飞行状态和预定的飞行程序控制要求，发出控制信号并对火箭姿态进行控制；根据预定的时间程序发出时序指令，然后将指令传输给执行机构，通过此种方式控制火箭。
控制系统按其制导体制，可分为自主式制导和复合式制导两类。
这里所说的自主式制导，也就是纯惯性制导。它是利用箭上的惯性测量装置和与之相配套的其他设备，完成导航、制导和姿态控制任务。也就是说，火箭离开发射台升空后，不需要任何外来信息，仅仅依靠自身测得的信息和预先装定的信息就能够完成对火箭的制导与控制。
复合式制导是在惯性制导的基础上，与其他制导方式相结合，比如无线电制导或星光制导等从而实现火箭的制导和控制。
控制系统主要由以下分系统组成：
①制导系统：制导系统的作用是测量和计算火箭在飞行中的位置、速度、加速度、航程等参数并与预先装定的参数进行比较，按预定规律形成制导指令，通过导引信号控制火箭，使之沿着一定的轨道飞行；当火箭飞行达到预定的关机条件（速度、位置、弹道倾角等）时，发出关机指令，从而使航天器准确入轨。
②姿态控制系统：姿态控制系统是控制火箭的姿态运动、实现预定的飞行程序、执行制导要求和克服各种干扰影响，保证火箭的姿态角稳定在允许的范围之内。姿态控制的目的是控制和稳定火箭绕其质心运动。
③时序系统：火箭在飞行过程中，往往是按照预定的时间程序进行的，比如起飞后不久的程序转弯、助推器分离、下面级的关机、上面级的启动、整流罩分离、航天器与火箭的分离，等等，从火箭开始点火到送航天器入轨这段时间内，会有几十个甚至几百个时间指令，这些指令都是由时序系统准确提供的。时序系统由时序指令产生器、时序信号分配器和功率放大电路组成。
④电源配电系统：大多数情况下，控制系统仪器设备都是电气设备，而且要求的供电形式也有所不同，这就需要电源配电系统为飞行中的控制系统设备提供电源，并对其供电进行控制、分配，还要负责各设备之间的一些信号传输。
电源配电系统包括一次电源（如电池）、二次电池（如换流器、高频电机）、主配电器、程序配电器以及电缆网等。
⑤伺服系统：从自动控制工作原理上讲，自动控制主要由三个环节构成，即测量、变换、计算和执行。因此自动控制系统的设备也主要由三大部分组成，即测量装置、变换与计算装置和执行机构。其中的执行机构部分也就是我们这里所要说的伺服系统。伺服系统在接到姿控或制导指令后，就会操纵姿控动力源产生控制力，从而使助推发动机（或发动机喷管）产生横向力。伺服系统还可以分配姿控发动机喷管的启动或关闭，使之产生姿控力或力矩，以达到控制火箭飞行姿态的目的。
伺服系统按分系统中信号和能量传递介质的形式可分为：电动伺服系统；电液伺服系统和燃气伺服系统等。
电液伺服系统是指系统的低功率部分（即信号的综合和处理）是采用电子元件来承担的。而系统的高功率部分（即控制作用的功率放大、传递及输出）则采用液压元件（如作动筒）来完成。该系统主要由动力装置（如电动泵、燃气涡轮泵等）、液压油源回路和伺服控制回路三部分组成。一般而言，助推发动机的摆动大都采用此类伺服系统。
电动伺服系统的能量不是通过液体或气体转换来传递，而是通过电机或电器将电能直接转换成机械能来驱动控制动力机构。
燃气伺服系统是用高温高压燃气，通过某种装置，例如推力喷管、涡轮及螺杆机构、叶片马达等，将燃气的能量直接转换成机械能来驱动控制动力机构。
⑥安全自毁系统，火箭在设计和生产过程中，专家对其可靠性和安全性极其关注，同时还采取了许多提高可靠性的措施，但是火箭的工作可靠性不可能做到百分之百。火箭在飞行中，特别是在研制初期的飞行中，出故障是不可避免的。为了避免火箭在飞行中出现故障，工作人员专门在火箭上设计了一套安全自毁系统，一旦火箭出现故障，就会在空中自毁，以减少带给地面的损害。安全自毁有两种方式：一种是自主式安全自毁，另一种是无线安全自毁。
自主式安全自毁，是当火箭上的安全自毁设备已经判断出火箭出现故障不能继续正常飞行时，自动给出自毁指令，将火箭炸毁；无线安全自毁，是当地面无线电跟踪测量设备发现火箭偏离预定飞行轨道且经过多次修正无效时，由地面安全指挥官发出无线自毁指令，引爆箭上的爆炸装置，将火箭炸毁。
安全自毁系统主要由引爆控制器、引爆器、爆炸器及电源等组成，如果是无线自毁系统还应有指令接收机等。
⑦初始定向系统是在火箭起飞之前为箭上的惯性测量系统提供初始基准的设备。具体来讲：一是调平，就是使箭上惯性器件（如陀螺平台）处于水平状态，换言之，就是陀螺平台的水平轴与发射点和地心连线相垂直；二是定向，俗称瞄准，也就是使惯性器件的X轴与发射坐标系的X轴重合，通过瞄准，使火箭在发射轨道平面内飞行。
⑧遥测系统，对运载火箭飞行中各系统的工作参数及环境参数进行测量，通过运载火箭上的无线电发射机将测得的这些参数，输送给地面设备接收，用接收到的测量参数实时了解火箭上各系统的工作情况，预报航天器入轨时的轨道参数。此外，还可用来鉴定火箭的性能。一旦火箭在飞行中出现故障，这些参数也可以当作分析故障原因的依据。虽然该系统对火箭发射的成败不构成直接影响，但它也是发射过程中不可缺少的一部分。
遥测系统包括箭上部分和地面部分，二者必须配套使用才能完成测量任务。
箭上部分由三部分组成，即：测量元件—各种类型的传感器，比如用来测量压力的压力传感器、测量振动的振动传感器等；变换装置—各种变换器等，它是把传感器测得的各种信号，转变成遥测发射机可以发射的电信号或编码；发射设备—遥测发射机和发射天线，它是把变换器输出的电信号或编码发送到地面接收设备。
地面部分也由三部分组成，即：接收设备—用以接收从箭上发射机发回的信号；解调设备—是将接收到的电信号或编码，经过解调还原成原来的信号；数据处理设备—即将解调后信号进行处理，最后给出所需要的工作参数。
⑨外弹道测量系统，利用地面上的测量设备和箭上对应的装置相配合，同时对飞行中的火箭进行追踪，并测量其飞行轨道参数，比如火箭飞行中的位置、弹道倾角、飞行速度、加速度等。此外，还可用来预报航天器入轨时的轨道参数和鉴定火箭制导系统的精度，当火箭飞行故障发生时也可以作为故障分析的依据。
外弹道测量一般分为两类：光学测量和无线电测量。
光学测量是通过地面上的光学经纬仪拍摄火箭飞行中的画面，并根据每个画面拍摄所需要的时间、拍摄时经纬仪的高低角、方位角，来确定火箭的瞬时位置，再经过计算处理，还可确定其他外弹道参数，如飞行速度、加速度等。
无线电测量，有时也称雷达测量，就是通过地面上的雷达设备和箭上的相应装备，利用雷达波来测量火箭飞行瞬间的外弹道参数。
外弹道测量系统的箭上设备包括信标机、应答机以及相应的供电设备和天线等；外弹道测量系统的地面设备包括雷达及相应的引导设备、光学经纬仪以及与之相应的引导设备等。