由上式算得的最大速度值还必须对重力和空气阻力的影响进行修正。该最大速度值与燃料消耗速率无关；不管火箭本身在加速过程中其加速度的大小如何，火箭最终将达到同样的最大速度值。对火箭可能达到的最大速度值来说，与其有关的最重要的参数是逸出气体的速度和燃料在火箭中的总的重量比。此外，在火箭的一般特性中，还有两个特性值得注意。其中一个是火箭具有的推动力不受火箭速度的影响；另一个是火箭具有的推力与大气无关。 在无控火箭中，其主要部件是发动机和战斗部；发动机包括燃烧室和喷管，战斗部包括引信。

下面我们将就这些部件结合火箭和火箭发射装置设计中的某些重要问题进行阐述。最后，再举两个现代的无控火箭实例以说明无控火箭目前的技术水平。 无控火箭发动机很简单，就是一个作为发射装药在其中燃烧的燃烧室的外壳。外壳前端封闭，结合在战斗部上，里边装有点火管，后端装有喷管。发动机外壳必须具有足够强度，以承受发射药燃烧时产生的高温和高压。如果发射时外壳容易弯曲或者外壳的形状不好都会增加火箭在目标上的散布，理由详见后述。目前火箭发动机外壳制造工艺多使用冷流挤压成形工艺。这种工艺不论对增强外壳强度和复制外壳时的精度都具有良好的效果。目前使用的在外壳制造上的其它方法还包括使用玻璃纤维增强塑料、深拉钢管、钢带斜绕和钢板包卷并焊接成管形等。

无控火箭一般多使用固体推进剂，避免使用液体推进剂，尽管液体推进剂也可以使用。不论是就推进剂产生的能量或是就其性能来说，液体推进剂都具有一定的优点。但是，使用液体推进剂的主要不利处是它将增加火箭发动机结构复杂性；与此同时，也相应增加了火箭的成本。固体推进剂尽管产生的能量不高，对给定性能来说重量较大，但使用时简单、可靠，因此，人们往往选用固体推进剂。然而，由于液体推进剂能产生较高的能量，燃烧持续时间长，并适应于断续控制使用，所以，一般在远程制导武器上被广泛使用。　　对使用固体推进剂的火箭来说，其点火装置是很重要的。它们通常用电点火管。点火装置必须安放在使发射装药能在所有可燃表面上同时开始燃烧。因此，这种点火装置一般都较大，并放在装药前端以使点火火苗向后移动至喷孔的同时能经过发射装药的全部外露面积。

无控火箭使用的一般喷管类型是收敛-扩散型喷管，有时也叫拉瓦尔喷管。使用喷管的目的在于把热能和压力能量转换成动能。喷管形状之所以能作到这种转换主要是因为喷管具有一段使燃烧气体外泄的、横断面积逐渐减小的开孔。由于流过喷管的气体质量流量是个恒定的值，所以气流逐渐被加速。当气流流出喷管窄狭段，即从喷管喉部排出时气体膨胀，温度和压力降低，从而获得了高速。燃料气体具有的推力就是由流经喷管时气体动量的变化产生的，这种动量变化对火箭形成了一种推动力。

喷管的关键尺寸:喷管的内侧斜面可用以产生一个平滑无旋气流。喷管喉部必须具有足够有效面积以使气体不致阻塞；但与此同时也不应使气体过快逸出，以致火箭燃烧室不能维持足够压力。喷管外侧斜面是用来使气体作侧向膨胀以使火箭再得到一个向前的推力。外侧面的斜角通常为30°。喷管必须能抗御流速很高的、高温压缩气体的热腐蚀，使喷管在整个工作期间保持内部形状不变。高速流动的逸出气体对喷管喉部的损害最为严重。制作喷管的材料必须具有高熔点和良好的导热性。此外，还须结实耐用足以承受气体的磨擦磨损。金属氧化物或碳化物和石棉部件都可用作喷管材料。在使用奇缺昂贵材料或只能承受有限机械应力的材料比较理想的情况下，有时可以把它们作成内衬，用冷缩或冷压配合的形式装到喷管内的凹槽中。有时喷管可用螺纹连接到火箭上，这样可以卸下喷管以便检查发射装药。

无控火箭适于运载各种战斗部，包括核战斗部(弹径在150毫米以上)，杀伤爆破战斗部、化学战斗部、预制破片战斗部和具有末制导的子母弹的子母弹战斗部。除了对战斗部类型的这种适应能力外，无控火箭在战斗部的重量、尺寸等方面也比火炮具有更大的固有的灵活性。尾翼稳定火箭弹药的普遍性特点是它能用同一发动机运载不同类型、不同重量和不同尺寸的战斗部。依靠旋转稳定的火箭弹在这方面受到的限制大一些，因为战斗部在形状和重量上的任何改变都可能影响这种火箭的稳定性。当然，尾翼稳定火箭和靠尾翼及旋转两者稳定的火箭对战斗部形状和重量的适应性也有限制，但是能用同一发射装置和发动机的战斗部的范围要大得多。此外，有些无控火箭的尾翼体积比稳定性所需要求大，战斗部的变化将很难或者根本不影响火箭稳定性。某些具有螺旋导轨的发射管，在发射时使战斗部伸出发射管管口外边、火箭的战斗部大小基本不受发射管直径影响。目前的趋势倾向于使用射程远的更大弹径的火箭，它们对战斗部的适应性只随火箭运载能力变化，既可运载适弹径战斗部，也可运载子母弹战斗部。　　用一般火箭发射的弹丸由于要承受膛内高度加速所引起的应力，因此弹壁较厚，从而使弹丸炸药装药重量与全弹重的比值并不理想。用火炮发射的弹丸需承受的膛内加速度值高达20000g，而无控火箭在发射时承受的加速度只达30-50g。　　火箭配用的引信通常多位于火箭鼻锥内。常规杀伤爆破战斗部通常靠着发起爆，装载子母弹的火箭则用时间引信。在类似法国“拉法尔”(RAFLE)145毫米多管火箭炮和美国多管火箭炮(MLRS)等现代火箭系统中，它们的引信多使用固体电子引信以取代过去用于火箭的、现在仍然用在大多数常规火炮系统中的一般机械引信。这种火箭用电子引信还可能摇控装定。对缩短响应时间来说这种电子引信显然是个重要因素，特别是在需要高度快速的发射速度时。　　用火箭来发射末制导子母弹，如可以识别并摧毁装甲目标的“萨达姆”(SADARM)子母弹，是比较理想的。把若干个这种类型的子母弹装在单发火箭内，可用多管火箭炮(MLRS)发射至最远可达30公里的目标处。在火箭到达目标区域时，“萨达姆”(SADARM)子母弹被抛出，通过降落伞以每秒9米的速度下落。当子母弹下落时每个筒形子母弹以每秒3至4转的速度旋转，使其传感器扫瞄正在子母弹下方的目标区域。在传感器探测出在它规定能力范围，即在它扫瞄和机动范围内的目标时，它将算出最佳炸高，以使子母弹能向下发射自锻破片到目标上。这种可识别并摧毁装甲目标的子母弹(SADARM)与将在后面讨论的美国“铜斑蛇”炮射制导炮弹不同，它不需用外部指示装置。象SADARM一类的可以末制导的子母弹，它可以用多管火箭炮在远距离上进行发射，这作为纵深火力使用显然具有很大潜力，特别是在执行反击炮兵和反击坦克任务时。

火箭发射装置是支承和使火箭瞄准的装置。最简单形式的发射器可能是一次使用性的，但大多数现代发射装置都可重复使用。火箭发射装置可能只供载运一枚火箭，如图7.5，也可能载运多枚火箭。由于火箭是靠气体后喷向前推进，在发射架上除了火箭和导轨间的少量摩擦外不存在很大后坐力。如果要使发射架在火箭发射时不存在任何后坐力，就必须使火箭逸出气体在向后面喷出时不受发射架的任何阻抑。但是，这点是很难做到的；膨胀着的逸出气体很难不冲击到发射架的任何部位上，尽管作用不大。与一般火炮不同，这里不用考虑耳轴拉力，因此，火箭增大最大射程并不一定意味着要像火炮那样，增加发射架的重量。

由于这里不存在很大的后坐力，火箭发射架只要强度足以支承或运输具有预期大小、重量、和枚数的火箭即可满足要求。因此，用一个如美国多管火箭炮那样的自行装甲发射装置来运输并发射12枚(各枚重量在270公斤以上)火箭是完全可能的。火箭发射装置主要有两种类型：一种是导轨式发射装置或称“正长”发射装置，另一种是“零长”发射装置。零长发射装置是指火箭一开始运动，就使它摆脱发射装置给它的约束，因而零长发射装置的目的是使支撑火箭并使它指向所要求的方向，比较简单。在零长发射装置上，火箭一经开始运动，装置将不影响其飞行轨迹。零长发射装置与导轨发射装置比较，尽管前者体轻、尺寸较小，但它不适合无控火箭使用，因为这种装置会带来初始散布较大的结果。不过零长发射装置一般用在制导武器系统上。　　导轨发射装置则与零长发射装置相反，前者具有较长的导轨，足以影响火箭在开始加速后的飞行过程。所谓“导轨发射装置”，它包括各种发射装置，其中有管式发射装置、斜轨发射装置和导轨发射装置等。对现代无控火箭系统来说，管式发射装置看来比较适宜，因为它对弹丸破片和轻武器火力具有一定的防护能力。另外，当火箭在发射装置中加速时管式发射装置往往可更好地为火箭提供依托，并且可随时为火箭提供旋转。发射火箭使用的导轨长度往往由若干彼此矛盾的因素折衷决定：如发射装置使用的车辆尺寸；战术应用对导轨提出长度、重量限制；保证火箭沿导轨方向飞行所需的最小导轨长度等。在某些场合下要求沿全长来支托导轨是不实际的。因此，当火箭沿导轨运动如果导轨很长则导轨很易产生偏移。为了缩小火箭散布范围，对发射架导轨长度的效能来说，火箭在导轨上的运行时间与火箭发动机燃烧时间的比值是很关键的。

显然，用燃烧时间短，加速度大的火箭发动机将是有利的。只要能满足上述要求，较短的导轨也足够用的。火箭依靠自旋稳定的好处在于提高火箭在目标上的散布密集度。在二次大战中自旋稳定技术用于大部分无控火箭。自旋稳定的缺点是在长/细比较大的火箭上要使它达到稳定比较困难，因为稳定需用的转速随长/细比的增大而增加。我们可以看看与它相似的陀螺，细长的陀螺往往比短粗陀螺更难直立。结果是如果要维持火箭飞行稳定，则其长度一般不得大于六倍弹径。这一长/细比极限使得旋转稳定火箭很难具有尾翼稳定的细长的火箭那样良好的弹重-断面比。旋转稳定无控火箭的例子为：苏联的БМ24式240毫米多管火箭炮和二次大战中德国的150毫米Wurfgranate火箭等。火箭的自旋可得自两种形式，一种依靠发射装置，另一种依靠在火箭底部周边按装与中心轴呈一定斜角的成套喷管，以后者取代原有的中心喷管。在后一自旋方式中来自成套喷管的向后喷射的逸出气体将产生一种所谓“走马灯”似的效应，其转速通常与火箭速度成正比。德国Wurfgranate火箭就是使用这种转动方式。

当火炮弹丸离开炮口并脱离从炮口喷出的气体作用范围以后，影响弹道形状的作用力将只有风力、空气阻力和重力。如果炮弹的旋转能保证飞行稳定性则只有风力和偏流是使得炮弹偏离射向的主要因素。这两个使炮弹偏离射向的因素都能在射击前计算出来。而火箭则不同，促使火箭运动的推力主要是在火箭离开发射装置后由火箭发动机提供的。如果该推力方向不通过火箭重心就会有“推力角偏差”的出现。除非火箭旋转，不然这种角偏差将使火箭在射向上产生相当大的偏差。

如果火箭制作准确，火箭推力能准确地对正并通过火箭重心，则火箭在目标上的散布将大为减小。但是，实际上这是很难做到的。它不仅是个如何将推进剂置中，使推进剂与火箭共中心轴的问题，而且跟喷管的喷孔中心和喷出气体的推力轴是否与火箭重心对正也有关系。另外，除非火箭外壳完全对称，不然在火箭发动机高内压气体作用下外壳可能弯曲，因此，这里必须强调外壳的机械公差。外壳弯曲还可由于火箭发动机加热不对称引起。如果在火箭上出现推力角偏差，火箭将出现转动和摆动。为减少推力角偏差，火箭在设计上应力求仔细，在制造上力求公差精确；当然，这将增加火箭成本。减少推力角偏差影响的另一种办法是使火箭在发射时或发射后具有缓慢旋转和减少发动机燃烧时间。如果发动机燃烧时间很短，由推力角偏差引起的散布也会相应减少。无控火箭的发动机燃烧时间一般约1-3秒，如果能更短当然更好。但是，总的说来，燃烧时间越短发动机气体压力往往越大，这就需要用一个又重又笨的外壳。缩短火箭发动机燃烧时间对减小地表横风对火箭的影响也有好处。

地表横风对火箭稳定尾翼的影响可能是很大的。这种影响是使火箭头部扭向来风方向，如图7.6所示。火箭速度越小，横风的影响相对地说也越大。因此，受横风影响最大的是在火箭刚发射后。随着火箭速度增加，由于火箭运动本身产生的顶风又倾向于使火箭转入正向；但火箭的弹道仍将与开始射线偏离一定角度。相对于其它外形尺寸来说，尾翼尺寸越大地表横风的影响也就越大。因此，尾翼尺寸既要大到足使火箭稳定，也不宜过大以增大横风影响，其最后尺寸必须在这两者间进行折衷、抉择。如果尾翼稳定火箭为减少在目标上的散布具有少量旋转，则这种火箭的尾翼尺寸完全用不着太大，以免使横风影响变得明显起来。另外，火箭发动机燃烧时间越短，火箭加速越快也可使地表横风的影响越小。　　没有尾翼的自旋稳定火箭对横风的反应与上述情况不同。由横风引起的各种力的合力不是作用在弹尾而是更近于作用在火箭头部。结果是从左到右的横风将使弹道向左偏离；其偏离量的大小与若干因素有关，其中也包括火箭的速度和形状。单靠自旋稳定的火箭，其横风偏移量大致与自旋和尾翼稳定火箭相似或者稍小一些。

火箭在距离上的散布受火箭推进剂燃烧速度变化的影响。即使是推进剂燃烧速度变化很小，它使火箭在推进剂最后燃尽时的速度也显著不同。对典型的使用固体推进剂的无控火箭来说，无论是推进剂的形状或其装入火箭的方式或位置都要考虑使其能在尽量大的面积上同时点着。常用的推进剂的形状都有较大的燃烧表面积，如空心药柱、多个空心药柱等。此外，火箭推进剂的装药重量是逐批进行调整正的，以保证其有相同的弹道性能。装药的燃烧速度受温度和压力影响：温度越高、压力越大，则燃烧速度也越快。在极端情况下如果火箭以高于设计规定的温度射击时，压力将很快增加使得喷管来不及释放，以致使火箭散布增大，甚至使火箭外壳损坏。与此相似，如果火箭在低于设计规定的温度下射击，则装药燃烧缓慢，散布增大且射程缩短逐发不一。使推进剂取得稳定燃烧的办法之一是在其中加入少量(2%左右)的铅盐，如铅的提出物 [ 注：原文如此，疑为“铅的氧化物”之误，按氧化铅为发射药常用添加剂。 ] 或硬脂酸铅。这种添加剂的使用称为“燃烧平稳性处理”，经处理后推进剂在一定压力范围内燃速平稳。

影响火箭发射精度的一个主要误差来源是火箭齐射或连射时产生的发射装置的不稳定性。尽管我们说发射火箭没有后坐，但发射时火箭发射系统总是有些移动，因而影响系统瞄准，结果使火箭在目标上的散布增大。如果发射装置是装在车辆上，则车辆运行装置、悬挂装置之移动将使火箭散布更为严重。解决这一问题的办法可以是为发射装置增添千斤顶或驻锄，但是这些部件的使用，发射装置在增重上付出的代价往往是难于接受的。另一个办法是使用可以回归原位的液压减震器；但减震器回归速度不快，不足以使车辆在下一发火箭射击前稳定下来。最近的趋向可能是使用某种自控系统，后者使用惯性传感器以测定并校正射击负荷。从技术上说，使用这种火箭系统是可行的；但看来成本太高，可能只适于某些弹径较大的射程较远的火箭系统。