火箭各受力及支撑构件的总成。其功能是安装和连接有效载荷、仪器设备和动力装置，储存推进剂，承受地面操作和飞行中的外力，保持良好的气动形状，保持火箭的完整性。火箭的结构基本上是由蒙皮、纵向和横向加固件组成的薄壁圆柱形外壳。早期火箭有较大的鳍稳定面和控制面，后来通过改变火箭发动机喷射的气流方向来稳定和控制火箭飞行，逐渐取消了箭体上的鳍表面。在方案设计阶段(见火箭设计)确定了火箭的总体结构安排(又称部分安排)。

结构系数是火箭结构性能的重要标志 λ，可表示为：λ＝G/(G0-G1)，式中G为第n级火箭的结构重量，G0为第n一级火箭的起飞重量，G1为第n级别火箭的有效载荷。对于大小和类型相同的火箭，结构系数λ结构设计构设计水平越高。火箭的工作原理和系统组成差异很大，主要结构也不同。例如，核火箭需要考虑核保护、核污染、高温冷却等要求。

液体火箭结构

一般由头部、头部整流罩、氧化剂储罐、燃料（燃烧剂）储罐、仪器舱、等级段、发动机推力结构、尾舱等部件组成（图1），需要分离的部件有分离连接装置。

头部

位于火箭的顶部。头部可以是战斗部(见导弹头)或航天器。

头部整流罩

薄壁结构具有一定的刚度。它是卫星或运载火箭末级的包装部件(图2 )，在大气中飞行时，保护卫星或最后一级火箭承受气动载荷和热流。整流罩一般具有良好的无线电波穿透性，结构重量小，刚度足够，在气动形状上具有较小的振动载荷和迎面阻力。头部整流罩的形状和结构因运载火箭运输的有效载荷而异。为了容纳一颗或多颗卫星或更多的实验对象，罩内有足够的空间。头部整流罩通常由两个半扇(或多瓣)沿纵向分离面对面组成。每个整流罩固定在端部圆周结合面上，一般采用半硬壳结构或复合材料结构。半硬壳结构的骨架承受主要载荷，蒙皮保持光滑的气动形状，并将空气动力传递到骨架上。整流罩的分离系统多采用简单的爆炸螺栓（或爆炸索）与弹簧分离装置组合，也有采用气体分离装置的。

推进剂贮箱

储罐占火箭体积的大部分，除了储存推进剂外，还是火箭的承载结构(图3)。轴向载荷、弯矩和内弯矩和内压。储箱一般为薄壁结构，壁厚小于或等于箱体曲率半径的二十分之一。主要结构形式有：半硬壳结构，主要用于承受大轴向载荷的箱壁；网络结构主要用于承受较小轴向载荷的箱壁；硬壳结构主要用于承受充压载荷的箱壁。储箱通常采用充压方式，以提高结构稳定性。铝镁或铝铜锌合金材料一般用于推进剂储罐，也可用于不锈钢或其它合金材料。箱底的形状对储箱的长度有很大的影响，包括椭球底、修正后的椭球底(椭球与球形的组合)、环球底(环与球形的组合)、环锥底(环与锥形的组合)、半球形底等。箱底的结构形式分为两类：单层底部主要用作储罐的上下底部；蜂窝夹层底部主要用作储罐的共底部，将氧化剂与燃料分离（对低温推进剂也有隔热作用）。为减少液体蒸发，还需要采取充分的保温措施。泡沫塑料保温结构广泛应用于保温中，分为储箱内保温和储箱外保温两种形式。此外，还有用氦(沸点-269)吹出的泡沫保温结构°C)喷洒隔热层与箱壁之间的空间，防止空气冷凝。

仪器舱

用于承受轴向载荷和弯矩的飞行控制仪器、遥测仪器和热调节设备。仪器舱有两种形式：截锥和圆筒。半硬壳结构多用于仪器舱。小直径火箭采用整体网络结构。壁板可采用铸造、机械铣削、化学铣削等方法制成。然后用螺钉和焊接将壁板组装成舱体。为便于安装、检查和操作，舱体上有一些舱口，并配有快速连接舱口盖。普通硬铝、超硬铝、复合材料和钛合金一般用于仪表舱的结构材料。仪器通过安装支架或座板固定在仪器舱壁的桁架或框架上。安装座板一般设计为散热器，以保持正常的工作环境。

级间段

级间段是多级火箭级间的连接部件，其结构形式与分离方式有关。冷分离段采用半硬壳结构；热分离段可采用合金钢管焊接杆结构，方便上发动机气流顺利排放（图4）；或带排气舱口的网络结构。

发动机推力结构

安装发动机并将推力传递给储箱的承载部件。它也是发动机零件和部件的安装支撑部件(图5 ）。大型运载火箭发动机的推力结构为杆系结构或半硬壳结构，后者为圆柱形和截锥形，可均匀传递推力。

尾舱

位于火箭尾部。它是火箭站在发射台上的承载部件，也是发动机的保护罩。当火箭有尾翼时，它是尾翼的支撑部件。尾舱一般采用多开口半硬壳圆筒形(或截锥形)铆接结构。如果尾舱上有发射支点，它还承受轴向载荷和侧风引起的弯矩和剪力。如果发射支点在火箭的其他部件上，尾舱只承受大气层飞行时的空气动力载荷，因此重量较小。普通硬铝和超硬铝一般用于尾舱的结构材料尾舱底部必须采用耐热不锈钢、石墨、复合材料等耐热材料。为了提高火箭的静态稳定性，提高火箭的稳定性控制性能，一些火箭的尾舱配备了四个尾翼。

固体火箭结构

与液体火箭结构类似，差别在于固体火箭的箭体同时又是发动机的壳体，推进剂装于其内（图6）。固体火箭的运动组件较少，结构简单。固体火箭的比冲和燃烧时间有限，在运载能力相同时固体火箭比液体火箭所需级数多。

固体火箭发动机结构由前封头、外壳、装药、喷管装置和后封头组成。发动机燃烧室由封头、外壳和喷管装置组成，其中燃烧固体推进剂。燃烧室能承受1~20兆帕(约10~200大气压)的高压和 2500～3500K高温，动强度足够。点火装置通常安装在前封头上。前封头为薄壁结构，由金属制成，形状为球形、椭球形或环球形。大型固体火箭发动机通常分段制造，通过增加段数获得所需的推力。外壳为薄壁外壳，由合金钢、铝合金和复合材料制成。外壳内壁有浸胶石棉布隔热层。为了减少气动加热的影响，外壳外表面还涂有很薄的隔热层。喷嘴装置(单喷管或多喷管)固定或铰接在火箭发动机后封头上，在控制系统的操作下使气流偏转，产生控制扭矩。喷嘴装置在高温条件下工作，经燃烧产品强烈侵蚀，需采用耐热材料。

弹道导弹结构

导弹的结构与火箭基本相同。发射人造卫星和飞船通常可以在导弹的基础上稍加修改。导弹储存期长，对工作环境的适应性要求高。