把航天器送入预定的轨道需要用多级火箭运载,其制导和控制系统必须根据预先设计的发射弹道来控制火箭发动机的多次启动和关机,并相应地稳定和调整火箭的姿态,还需要控制级间分离。现代火箭制导采用最优化理论和小型数字计算机的迭代制导方法,根据火箭受扰动后的运动状态参数来选择最优或次优的弹道,因此具有较大的灵活性,并可获得较大的运载能力。迭代制导已经用于美国“土星”号运载火箭和“阿波罗”飞船的登月飞行。另一种更完善的综合制导方法是在控制系统中配备姿态控制子系统(硬件称自动驾驶仪)。这种方法在点火期间使火箭推力保持在需要方向上,能满足航天飞机多次点火和轨道转换的要求。对于大型运载火箭的控制,挠性是必须加以考虑的因素。在大型火箭的发射和飞行过程中,挠性使箭体产生弯曲载荷和弹性振动,并使重心、转动惯量等参数发生大幅度变化,同时液体晃动和级间分离也会产生严重的干扰。设计这种控制系统,常采用冻结参数法和分段线性化法,并用有限维逼近求近似集中参数系统的最优控制,然后进行非线性时变动力学系统的计算机仿真。弯曲振型的稳定是运载火箭姿态控制系统设计中的重要课题,困难在于不能精确了解弯曲模态的特性。当弯曲模态与刚性模态频率分隔很远时,可适当选择增益和测量元件的位置,利用滤波方法得到满意的设计。采用数字计算机能实现大型挠性火箭姿态的随机最优控制和适应控制。