火箭设计，是指大型火箭的设计继承了飞机设计的理论和方法，在现代先进科学技术和工业的基础上已发展成为一门新兴的工程技术。它是航天工程的重要组成部分（见飞行器设计）。在火箭研制中，总体设计将各部分的设计综合成一个整体，保证综合性能最佳、花费少和周期短。火箭设计一般分为指标论证、方案设计、初步设计、技术设计4个阶段。

火箭由于自身的特点，它的设计不完全同于其他的飞行器设计。火箭设计的特点是：①火箭因无人驾驶，需要为它设计十分完善的自动控制系统，并且将火箭整体作为弹性体设计（见火箭试验）。②火箭以巨大推力工作和以极高速度在大气层内飞行，它的工作环境比其他飞行器恶劣(见火箭工作环境)，火箭的各种设备和结构承受这种环境的能力也需要相应提高，适应环境的设计是火箭设计的一项十分艰巨的工作。③火箭自身不需要人的生命和生活保障系统。④多数火箭的箭体设计只考虑运输、发射和飞行载荷，不考虑返回和着陆，结构可设计得轻些，以增大有效载荷。⑤设计对先进科学技术预研的依赖性较大。导弹弹头以比其他返回飞行器大得多的速度在大气层内飞行，高速气流的冲刷和上万度的高温，使弹头的防热设计必须以先进的材料和工艺的预研为基础。没有高精度的敏感元件、测量仪器和精确制导方法的预先研究，就设计不出圆公算偏差近百米的洲际导弹；要设计航天飞机，必须预先造出能多次使用的高性能火箭发动机，解决复杂的气动、载荷、姿态控制、返回回收等技术。⑥火箭设计受运载任务的制约较大。火箭的轨道、结构、外形和控制等是按照运载任务的特殊要求专门设计的，导弹更是如此。通常，运载任务的要求就是火箭设计的依据。

在火箭研制中，总体设计将各部分的设计综合成一个整体，保证综合性能最佳、花费少和周期短。火箭设计一般分为指标论证、方案设计、初步设计、技术设计4个阶段。

在方案设计前进行，把需要与可能结合起来，制定出切合实际的指标。运载火箭的技术指标一般包括：典型轨道的运载能力、入轨精度、对重量不同的有效载荷的适应性和可靠性。导弹不仅有技术指标，还有战术指标（统称战术技术指标）。它包含射程、战斗部重量和威力、命中精度、突防能力、可靠性、发射方式和发射准备时间、运输条件和使用环境条件等。

方案设计包括选择总体参数、确定总体方案和对分系统提出初样研制任务书。在选择总体参数前须确定推进剂和发动机类型、级数、连接方式、操纵机构型式、分离方式、箭体各段结构型式、火箭外形和部位安排。

①推进剂选择：推进剂占火箭起飞重量的80～95%，直接影响火箭的运载能力、发动机型式、弹道特性和使用性能。液体推进剂性能高、推力控制方便。固体推进剂可使火箭尺寸小、系统简单、发射准备时间短、起飞加速快。选择推进剂是为了获得尽可能大的热值和密度，要求液体推进剂的腐蚀性和毒性小、固体推进剂的机械强度高。用于导弹的推进剂，要求在使用温度范围内和长期贮存中物理和化学性能稳定。

②级数选择：采用多级火箭可以把飞行期间无用的火箭结构依次抛掉，从而减少能量损失，提高运载能力。每级的发动机推力、工作时间和分离高度可以灵活调整。过多的级数会使火箭结构和控制变得复杂，降低可靠性和使用性能。火箭的最佳级数通常应少于按最小起飞重量所选择的级数，一般选二级、三级或四级。多级火箭的连接有串联式、并联式或混合式三种型式。

③火箭的总体布局：又称部位安排。合理安排火箭各部段和组件的位置，要使火箭结构紧凑，传力合理，具有良好的气动外形和飞行稳定性，有利于安装敏感元件、实现控制、减小偏差和级间的分离，而且使用方便。

④设计参数选择：根据给定的入轨点参数(或射程)、有效载荷和推进剂选择一组最佳的总体设计的参数，用这组参数来确定火箭的重量、推力和几何尺寸等。总体设计参数主要有：发动机真空比推力（火箭理想速度与它成正比）、火箭质量比（反映火箭结构重量减轻的水平和推进剂的装填程度）、推重比（起始推力与起飞重量之比，表示火箭加速性）、比冲比（即真空比冲与地面比冲之比，与发动机喷管的面积比有关，按照飞行高度变化选取）、火箭最大单位横截面上的起飞载荷（反映火箭粗细程度）、多级火箭级间起飞质量比（它影响火箭尺寸及运载能力）。

为选择总体设计参数需要进行重量分析和轨道（弹道）分析。重量分析是利用统计数据和分析计算方法找出组成火箭各部分重量与设计参数的内部联系，从而建立火箭起飞重量与设计参数之间的关系。轨道（弹道）分析是研究火箭主动段终点速度（或射程）与主要设计参数的关系。作为初步估算，主动段终点速度用齐奥尔科夫斯基公式求出，用各种因素引起的速度损失加以修正并考虑地球旋转的影响。不同运载任务对终点速度和轨道形状要求不同。将航天器送入轨道的方法一般有三种（见发射弹道与入轨）。发射低轨道卫星时，通常终点选在轨道的近地点，速度取水平方向。弹道导弹设计往往按射程和所要求的弹头再入条件来确定停火点速度的大小和方向。精确计算时通过分析建立火箭运动方程和控制方程组，利用计算机对不同设计参数的组合进行计算，一般选择使火箭起飞重量最小的一组设计参数。

⑤参数分配：根据已选定的火箭技术指标、总体方案和设计参数，通过设计和分析提出分系统设计的参数。这项工作包括：计算初始参数，确定火箭的尺寸、容积、重量、重心、转动惯量和各种偏差，对火箭的空气动力特性、气动加热、飞行轨道程序、标准轨道和偏差、箭体的动力特性和液体晃动特性、载荷、输送系统的增压、飞行稳定性、制导精度和可靠性等进行计算和综合分析。

初步设计是基于初样产品试验的又一轮总体设计，为分系统技术设计提供依据。初步设计与方案设计类似，只不过计算公式和计算方法更加细致和精确，并在试验和反复协调的基础上拟制供分系统技术设计的任务书。

在初步设计的基础上编制用于指导产品生产、试验、验收的工程图纸和技术文件。总体设计协调各个分系统的设计，使其符合总体的要求。同时编制整个火箭的地面大型试验和飞行试验的技术文件。

分系统设计是根据总体设计所提出的要求和设计参数，以类似总体设计的方法进行的，并依此处理它与下层系统和单机（组件）的关系。在研制的各个阶段，设计、生产和试验的信息不断反馈回总体设计中，经过几个设计阶段的反复协调、试验和修改设计，最终完成火箭设计。

为了进一步探索太阳系，将人类的脚步留在月球或者是小行星甚至是火星， 美国宇航局（NASA）在2011年9 月14 日正式公布了美国新一代重型运载火箭的设计方案。这一方案将成为未来几年内人类太空飞行计划的支柱。

该重型运载火箭将成为摆脱地球引力的最强有力工具。

美国宇航局局长小查尔斯·博尔登（Charles F.Bloden Jr.）在华盛顿的一次新闻发布会上说：“我们正寄希望于能够在太空生活以及工作的新兴技术，并且这也为拜访小行星以及火星创造条件。”

这个超级火箭方案被叫做航天发射系统（SLS），它将励精图治实现NASA 的宏伟目标和远大理想。但是随着力图控制联邦财政的预算缩减，该方案也反映了近期远大抱负的犹豫不决。就在两年前，NASA 甚至希望建造一个更大的能够将宇航员重返月球并在月球建立前哨基地的运载火箭。随着有限的资金，该项目的步伐将会比20世纪60年代阿波罗鼎盛时期还要慢。NASA 载人探测的副局长威廉·戈斯坦迈尔（William H. Gerstenmaier）声称，宇航局每年将注入30亿美元来研发该项目， 预计未来6年内将耗资180亿美元。这样才足以将火箭的运载能力提升至70吨；而使用的最大无人火箭的运载能力仅是它的三分之一。预计在2017 年进行首次无人火箭发射试验。设计研发的更大版本很可能将火箭推力变得更强，运载能力足以达到130 吨。（将阿波罗送往月球的土星V 型火箭可能将运载能力提升120吨。）

SLS 火箭的芯级将采用曾用在航天飞机上的5台RS-25D/E氢氧主发动机， 上面级（ 第二级） 采用一台J-2X 氢氧发动机。J-2X 是阿波罗登月飞船发射用的“土星” 5火箭第二级发动机的高级型号， 正在研制， 原拟用在“星座” 计划下的“战神” 1和“战神” 5火箭上。博尔登解释说， 采用液氢和液氧燃料将使NASA 能降低成本和充分利用相关领域已有的经验和技术。初步设计要求在SLS 火箭芯级两侧捆绑五段式固体火箭助推器。火箭在几次初期试飞时将采用这种设计。不过， 博尔登说，NASA 最终将组织竞标， 以用更先进的设计或液体燃料火箭来取代这些侧装助推器。火箭起飞时， 5台RS-25D/E发动机和侧装助推器将同时点火工作。火箭初期将具有70吨的有效载荷能力， 并可通过改进而逐步提高到130吨， 从而超过曾送美国宇航员登月的“土星” 5火箭。火箭高近123 米， 比“土星” 5高出约12米。NASA 原拟在“星座”计划下研制“ 战神” 5 重型火箭， 用于送美国宇航员重返月球， 但“星座” 计划已在2010年被奥巴马总统砍掉。博尔登宣布， SLS 火箭拟在2017年底进行首次试飞。