动力装置是提供导弹飞行动力的系统。导弹作为武器，要求动力装置不仅提供飞行动力，还要与武器的使用相适应。由于作战目的不同，相应的动力装置种类繁多。大发动机推力可达几百万牛，小发动机的推力只有几牛。动力装置有单组元液体火箭发动机、双组元液体火箭发动机、固体火箭发动机、固液火箭发动机等，还有涡轮喷气发动机、涡轮风扇喷气发动机、冲压喷气发动机等。
一、动力装置的作用
导弹动力装置，都是利用反作用原理，由发动机喷射出高速燃气流产生推力，推动导弹飞行。
动力装置由推进剂和发动机两部分组成。推进剂是能源，发动机是能量转换装置。目前导弹动力装置用的推进剂，不论液体推进剂还是固体推进剂，都是化学能源。将来可望在火箭发动机中使用其它能源，如应用核能的原子火箭、利用电能的离子火箭等。
选择导弹的动力装置，首先是选择火箭发动机还是空气喷气发动机。火箭发动机中首要的是推进剂类型。选择发动机和推进剂要根据导弹的运载能力（射程和有效载荷）、飞行空间高度和作战使用要求综合考虑。
目前导弹用火箭发动机有液体推进剂和固体推进剂，有时一个导弹上既有固体，也有液体发动机。两种发动机的特点是：
液体推进剂单位质量产生的能量大，即比冲量高。比冲是一公斤推进剂在发动机中燃烧产生的推力，比冲大可使导弹在携带相同质量推进剂情况下，获得较大的运载能力。固体推进剂的密度高于液体，导弹携带相同质量的推进剂，所占体积小。
液体发动机的推力调节易于实现，易于满足导弹飞行状态要求，参数随时间变化小，性能参数偏差小，基本上不受环境温度影响。固体发动机难以做到这点，参数确定后就难以改变，且飞行中发动机性能偏差大，这给导弹总体设计带来困难。
液体发动机系统比固体发动机系统复杂，而且液体发动机结构比固体发动机结构复杂得多，推进剂系统除贮箱外，还有增压系统，管路系统，输送系统，组分比调节系统等。固体发动机没有这些系统、推进剂直接装填在燃烧室内，但固体发动机对结构材料性能要求高，要有良好的耐热材料、隔热材料和抗烧融材料，增加了结构设计困难。液体发动机要比固体发动机的使用复杂，固体推进剂不需要现场加注，可缩短发射准备时间，系统简单可靠性高。固体推进剂在长期贮存中维护使用方便，但固体推进剂存放在燃烧室中，运输中随同全弹一起运输，使大型战略导弹运输时的通过性和机动性受到限制。
二、液体火箭发动机
液体火箭发动机由于运载能力较大，易于满足火箭飞行状态控制要求，技术发展成熟，早期导弹和 现代空间运载器多采用它做动力装置。
液体火箭发动机的工作过程是将推进剂送到燃烧室中，推进剂在燃烧室内进行混合燃烧，完成化学反应，产生高温高压燃气，燃气通过喷管膨胀作功，即加速气体流动，高速排出，产生推力。液体火箭发动机系统的组成包括推进剂贮存输送系统和发动机本体。
推进剂输送系统用于将推进剂输送到发动机中，它有挤压式和泵式两种类型。挤压式输送系统是依靠贮箱内的压力比发动机燃烧室内的压力高，实现不断供应燃烧用的推进剂。由于贮箱及管路系统要承受高压，因而增加了结构质量，因此其应用仅限于发动机燃烧室压力不高，结构比冲值要求较低的动力装置系统。泵式输送系统主要依靠泵来保证不断供应燃烧用的推进剂，泵前有泵入口压力要求，贮箱及泵前管路也需要增压，泵入口压力一般在0.2~0.4兆帕相对燃烧室的压力要小一个数量级。相对于挤压式来说结构质量较轻，但泵式输送系统，由于采用泵，其系统与结构较挤压式复杂得多，相应的可靠性保证较难，还有研制与生产成本较高。然而航天系统对质量轻的要求更为重要，是优化设计的主要目标函数，一般都采用较大的加权系数，因此泵式输送系统越来越得到广泛应用。
根据输送系统的任务，其组成包括：推进剂系统、增压系统、气动系统、涡轮泵系统及组分比调节系统等。
发动机是能量转换装置，将推进剂的化学能转换为燃气动能，形成推力，由发动机头部、燃烧室和喷管组成。
发动机头部由氧化剂控、燃烧剂腔和喷嘴组成。推进剂进入各自的腔内，经过喷嘴将推进剂射到燃烧室内。
发动机的头部的性能，直接影响发动机的总体性能，因此头部应满足下列要求：
1）燃烧稳定。在给定燃烧室形状和推进剂混合比的情况下，要求头部在发动机起动和停车的过渡状态及额定工作状态下，都能保证平稳燃烧。起动时防止点火前在燃烧室内积存任何未燃烧的推进剂，以避免出现破坏性的压力；停车时要保持富油状态混合气，防止燃烧室烧毁；还需保证喷嘴有足够的压力，以防止推进剂管路的压力波动，造成推进剂流量的波动，引起燃烧室的压力波动，形成不稳定燃烧。
2）要求推进剂的组元质量均匀分布，且混合、雾化和蒸发良好。
3）头部结构应当避免在燃烧室壁上形成热点或热线，为此在靠近室壁的最外圈放置一组燃烧剂喷嘴，造成一个富油气膜，温度较低，保护燃烧室壁。
4）有些发动机要求在非额定状态下工作，如变推力，由额定推力转为低推力或为了控制推进剂的利用，而需在偏离额定组分比的情况下工作，故要求喷嘴需在非额定状态下可靠工作。喷嘴的型式有射流式和旋流式。射流式是高速喷射液流，推进剂组元相互撞击，形成液滴同时发生混合。旋流式靠液流旋转形成液滴。前者简单，后者要有旋流器，结构复杂。
喷嘴的布局形式，一般为氧化剂喷嘴同燃烧剂喷嘴相间排列的同心圆环式布局。
燃烧室是推进剂进行化学反应的空间。从头部喷射出的推进剂，在燃烧室内经过燃烧，转为高温高压气体，完成第一阶段的能量转换。
燃烧室的形状，当燃烧室的容积确定后，就要确定燃烧室的形状，燃烧室的形状一般是球形或柱形。球形或接近球形燃烧室在早期欧洲设计中采用，美国通常采用柱形室。在相同的容积下，球形室具有较少的冷确面积，承载能力强，结构质量小，但制造困难，所以以柱形燃烧室为主要形状。喷管是将燃气热能转换为动能，即将高温高压燃气转换为高速排气流，完成发动机能量第二步转换的机构。
由于推进剂在燃烧室内的燃烧温度相当高（2200~3300℃），并且从燃气到室壁的传热率又相当大，发动机的冷却是必须考虑的问题。对于短时间工作的（在几秒钟之内）发动机，靠自身的热容量，温度尚不能升高到破坏温度，但对长时间工作的发动机就需要采用冷却系统，防止室壁温度过高。
液体推进剂包括燃烧剂和氧化剂，以及改善推进剂某些性能的添加剂，它是火箭发动机的能源和工作必需。
三、固体火箭发动机
采用固体推进剂的火箭发动机称为固体火箭发动机，固体火箭发动机的主要特点：一是结构简单、可靠性高。因为推进剂装填在燃烧室内，不需要专用的推进剂贮箱和复杂的推进剂输送-调节系统以及发动机冷却系统。因此给导弹的装配和结构布局带来较大的方便。同时发动机系统的结构简单，零、组件数量少，可靠性相应提高。
二是使用方便、安全。由于推进剂装在燃烧室内，形成完整的动力装置，平时的维护工作少，发射前不用加注推进剂，不需补气测压，减少了发射前的准备工作，也减少大量的地面辅助设备，所以适用车载、舰载、机载等机动发射方式。固体推进剂挥发性小，并存放在密闭的燃烧室内，不易挥发出有毒、易燃气体。
三是能长期保持在战备状态。装填好的推进剂能长期存放，保持在战备状态，并能迅速转为战斗状态。发动机起动迅速，且能在短时间内达到额定推力，对打击机动目标的导弹尤为重要，故地空导弹、反弹道导弹、反坦克导弹等，多用固体火箭发动机。
当然，固体火箭发动机也有其缺点，如发动机性能受程度影响较大等，由于在导弹武器使用上，固体发动机的优点是主要的，缺点在使用过程中，将逐步得到克服，所以固体火箭发动机的应用越来越广泛。固体火箭发动机由燃烧室壳体、固体推进剂药柱、喷管和点火装置，还有末级的关机装置等组成。根据需要，发动机的组成还可包括推力方向控制和安全机构等。燃烧室是贮存推进剂和推进剂燃烧的空间，空间的大小是根据导弹飞行需要的装药量，及推进剂燃烧所需的初始容积确定。空间形状一般为圆柱体，柱体的前、后端为封头，形成一个能承受高温和高压的容器，此外还有球形或椭球形燃烧室。导弹上多用柱形燃烧室构成弹体的组成部分，因此要求燃烧室壳体能承受导弹地面操作和飞行中各种载荷作用，但主要是承受高温和高压作用。燃烧室壳体由外壳、绝热层和衬层组成。
装填在发动机中有一定的几何形体的推进剂称为固体药柱。固体药柱是固体火箭发动机的核心构件，占发动机的总质量的60%~90%，它是发动机产生推力的能源和工质。
药柱置于燃烧室中，它同燃烧室的结合方式分为自由装填式和贴壁浇铸式。前者是将压制成形的药柱，根据发动机性能要求，选择药柱尺寸和数量，装在发动机中，并需要可靠的固定装置，多用于双基推进剂；后者是混合好的推进剂呈流动状态，浇铸进燃烧室内，药形由芯模形状确定，推进剂的成形固化在燃烧室内进行，推进剂与燃烧室壁粘结在一起，内孔燃烧的复合推进剂多用这种装填方式，这就省去专门的固定装置。固体火箭发动机的喷管，比液体发动机的喷管更直接影响发动机的性能，如发动矾的装药量，药柱的几何参数，燃烧室压力强，发动机的结构质量及燃烧稳定性等诸多性能皆同喷管的设计参数有关。
安全点火装置具有两方面功能，在“安全”状态或称非工作状态下，即使有误电流使电爆管发火，也要确保主药柱不被点燃；而在“点火”状态时，保证主装药柱可靠点燃。点火装置的点火过程大致可分为五个层次，即发火管-引燃药-点火药-点火药柱-主装药柱，点火安全、点火装置主要有点火器式和点火发动机式两类，一般在点火红路中设置有安全点火机构。
固体火箭发动机控制推力的主要方法有：
1）调节推力的大小主要是改变药柱的燃烧面积和改变喷管的喉部面积。前者是设计双（或多）燃速药柱，后者是轴向移动喉部梨形体的位置，但总体来说，推力大小的调节不如液体发动机那样方便、灵活。
2）控制推力方向的方法大致有燃气舵、流体二次喷射、摆动喷管、旋转喷管等。
3）关机控制通常采用反向喷管作为推力终止机构，利用反喷管打开，向前排气，由反喷管产生的反向推力平衡正向推力，使推力终止。
4）固体火箭发动机实现多次点火起动较困难，这一技术正处于研究发展之中。
推进剂在燃烧室中燃烧是有规律的，如易点火、燃烧稳定、燃速易控制、最好不受或少受环境条件（装药初温度，平行于燃面的气流速度等）的影响，满足发动机内弹道的要求。
要求固体推进剂要有足够的抗拉强度和延伸率。以承受发动机在制造、贮存、运输和飞行过程中受到的各种载荷作用，在使用的温度范围内不软化、不发脆、不产生裂纹，与绝热层有良好的粘结性不会发生脱粘。
药柱受到机械冲击时应有足够的安全性，有较高的燃温度，以防意外着火事故，挥发出的气体要少、毒性小，以保证人员的安全。
生产成本低、原料来源丰富、工艺过程简单，推进剂成本占导弹成本的比例较大，这对战术导弹尤为重要。
四、冲压发动机
冲压发动机是在大气层中飞行导弹使用的一种动力装置，是一种空气喷气发动机。燃料燃烧所需的氧元素直接取自大气。高速空气流通过扩压器增压，进入燃烧室后，与燃料混合燃烧。燃烧产物通过喷管高速排出，产生推力。与液体燃料混合燃烧者称为液体冲压发动机；与固体燃料混合燃烧者称为固体冲压发动机；与富油燃气混合燃烧者称为固冲组合发动机。固体冲压发动机又称固体燃料冲压发动机，特点是进入燃烧室的空气流速高，燃烧在药柱表面上进行。因而燃烧稳定性难以控制，目前应用较少。
冲压发动机只能用在大气层中具有一定飞行速度的导弹上，作为续航发动机使用，只有导弹的速度足够大时，才能满足扩压器有足够的增压比，发动机才有较高的效率，通常靠助推器使导弹加速到一定的速度，发动机才能工作。
一般来说，导弹用冲压发动机可制作成组合发动机，利用冲压发动机的燃烧室，制成固体助推器，助推器工作完，导弹加速到一定速度，冲压发动机才开始工作，这样可以充分利用燃烧室的空间，减小导弹的尺寸，得到合理布局。
五、涡轮喷气式发动机
涡轮喷气式发动机简称“涡喷发动机”。它是空气喷气发动机的一种，一般由进气装置、压气机、燃烧窒、涡轮和尾喷管等部件组成。
按所用压气机的种类不同可分为离心式涡轮喷气发动机、轴流式涡轮喷气发动机和混合式涡轮喷气发动机，而带加力燃烧室者，称加力式涡轮喷气发动机。
发动机工作时，由燃气涡轮带动压气机旋转，将进入发动机的空气增压，输送到燃烧与喷入的燃油掺合燃烧。燃气在涡轮内膨胀作功，提供驱动压气机和有关附件所需的轴功率，流经尾喷管继续膨胀加速，最后以高速喷出，产生反作用推力。
加力式涡轮喷气发动机是利用涡轮后燃气中的余氧成分，在加力燃烧室中喷入燃料，再次燃烧，进一步提高燃气温度，增大排气动量，使发动机推力增加。
与火箭发动机和冲压发动机比较，涡轮喷气发动机的经济性较高，在亚声速飞行时，耗油率低。涡轮喷气发动机的优点是、使用经验丰富、制造技术成熟。缺点是构造复杂、成本较高。涡轮喷气发动机广泛用于各种飞航式导弹。
巡航导弹的制导系统
制导系统是导引和控制导弹飞行轨迹并导向目标的整套装置，它包括导引系统（导引导弹的弹道，即调整导弹的质心运动）和控制系统（控制导弹的飞行姿态）。制导系统是巡航导弹的“灵魂”，其功能是按预定的飞行程序调整导弹飞行轨迹，保证其在预定轨道上稳定飞行，使战斗部命中目标。
一、巡航导弹制导的意义
在飞行过程中，导引系统不断测量导弹与目标的相对位置及其实时运动情况，比较出与导弹发射前预设运动参数的偏差，形成导引信号，发出控制指令；控制系统则根据指令改变飞行姿态，控制导弹始终保持所要求的飞行姿态角和飞行的稳定性，控制导弹去攻击目标。简单地说，导引系统是测量飞行偏差，控制系统是修正飞行偏差。
制导系统通常采用4种制导方式，即自主制导、寻的制导、遥控制导和复合制导。巡航导弹通常采用惯性制导、星光制导、地形匹配制导、图像匹配制导、寻的制导等方式，并且广泛以其中两种或多种方式组成复合制导。攻击固定目标的巡航导弹通常采用“惯性制导+地形匹配制导”；攻击活动目标的巡航导弹（如反舰巡航导弹）多采用“惯性制导+末端寻的制导”。复合制导不仅可以实现巡航导弹的全程制导，而且提高了命中目标的精度。
二、惯性制导
惯性是物体的一种基本属性。导弹的质量在运动过程中不断发生变化，其惯性力也在变化，并不断地反映导弹飞行加速度的变化。因此，只要能随时测量导弹飞行中的加速度并进行积分运算，就可得出导弹的飞行速度；再对加速度进行第二次积分运算，即可得出导弹的飞行距离（即射程）。在导弹上安装测量导弹飞行加速度的仪表——加速度表，由它与弹上的其他仪器配合，即可实现对导弹射程的控制，这就是惯性制导系统的基本工作原理。
惯性制导是巡航导弹最普遍、最基本的制导方式。惯性制导系统通常由陀螺仪、加速度表、方向架和计算机等组成，利用惯性原理对导弹运动的速度和位置进行测量并校正飞行，通常在导弹飞行的初段和中段工作。根据惯性测量装置在导弹上的安装方式可分为两类：一类是平台式惯性制导。惯性测量装置安装在惯性平台上，惯性平台隔离弹体角运动对惯性测量的影响，从而直接得到需要的运动参数值。这样制导多用于早期巡航导弹。另一类是捷联式惯性制导。惯性测量装置直接安装在弹体上，这种制导必须通过计算机计算（排除弹体角运动的影响）才能获得所需要的运动参数值。现代巡航导弹大都采用捷联式惯性制导。33
对于惯性制导来说，只要在同一坐标系中确定了发射点和目标点的坐标位置，即可选定一条合适的飞行弹道。当然，发射点的位置容易确定，可利用多种精密仪器进行测量；而目标点往往在敌方境内，不可能实测，很难获得精确资料（除非使用卫星定位系统），只能通过多种手段获取相应情报，或通过该国公开的地理资料数据（有些国家公布的数据往往故意与实际数据有很大的偏差）加以修正。有了发射点和目标点的坐标等资料，即可预先编制巡航导弹的飞行程序。导弹发射后，惯性制导系统只要工作可靠，即可使导弹基本上按预定的弹道飞向目标。形象一点说，惯性制导解决了巡航导弹飞行的“大方向”。
惯性制导系统的全部仪器都安装在导弹内部，与无线电制导、地形匹配制导等相比，它的导引控制信息完全依靠导弹上的设备取得，不依靠任何外部设备和控制指令，能完全独立自主地进行工作。由于不与外界发生联系，惯性制导隐蔽性好、不受气象影响及其他外部因素干扰。但惯性仪表要求高、制造工艺复杂、价格昂贵，巡航导弹上天后一般不能改变其预定的飞行参数，而且随着射程的增大和飞行时间的增加，累积误差也会增大（每飞行l小时约几百米）。对于射程1000多千米的巡航导弹而言，即便使用目前最好的惯性制导系统，导弹在连续飞行几小时后固有的累积误差也可能达到很大的值，再加上受气象和推进系统性能变化的影响，最后就可能使导弹偏离目标较大的距离，达不到精确打击目标的要求。
因此，巡航导弹仅靠惯性制导是不可能满足要求的，必须加装辅助制导系统，以定期修正累积误差和提高制导精度。目前，巡航导弹上普遍使用的辅助制导系统分三类，一是利用地形高度信息的地形匹配制导系统；二是卫星导航定位数据；三是景象匹配制导系统。巡航导弹从一个安全的空域、海域或陆地发射后，首先在惯性制导系统控制下，经过初始的爬升（或俯冲）到达预定高度后，转入巡航飞行状态（高度一般比较低，如在海上最低5米，平原地区15米）。当巡航导弹从海洋进入陆地上空后，可采用地形匹配系统辅助制导；接近目标区后，通常会采用景象匹配等末端制导方式进行修正。而全球卫星导航定位系统则可进一步简化巡航导弹的制导工作流程，同时提高制导的精度。
三、地形匹配制导系统
地形匹配是指利用地形海拔高度特征进行定位的制导技术。这在用于低空飞行和攻击的现代飞行器上广泛采用。地形匹配制导系统在导弹飞行的初始段、中段和末段均可工作。雷达高度表、气压高度表和计算机即可组成最简单的地形匹配制导系统。地形匹配制导系统的工作原理可分为三步：一是数据制备，即绘制数字地图。根据从发射点到目标点间的航线情况，首先确定若干个（一般3~5个）地形匹配区，使巡航导弹飞行到该地区上空时能适时修正弹道。这个区域一般长为几千米的矩形。战前，通过侦察卫星、侦察飞机测量，并将匹配区划分成许多小方块，以每个小方块的平均海拔高度作为其高度值，进行量化后记下该数字。这就形成了一张用数字行列表示的高度变化图（即数字地图）。每个小方块边长可以是100米，也可做得更精细（如细分到20米），甚至将房子和水塔等在数字地图中标出来，显然，小方块分得越细致，数字地图就越逼近真实的地形图，然后将这些数字地图预先存贮在导弹计算机内。
二是数据实测。当巡航导弹按照惯性制导飞临预定的地形匹配区上空时（如果飞不到匹配区上空，就是打“飞”了，无法进行航线修正），导弹头部的雷达高度表对地面实时扫描，测出导弹离地相对高度（雷达高度表在导弹飞人预定匹配区前就已开始测取高度数据，在导弹离开预定匹配区时停止测量）；气压高度表测量导弹的海拔高度。由计算机对实测飞行高度数据与预先存贮的最佳飞行路线的数字地图数据进行对比，确定导弹偏离预定航线的偏差，例如，期望航线是0-20-0-10，实际航线是0-0-10-0，这就形成了横向偏差和纵向偏差。
三是修正航线。一旦巡航导弹实际航线与预定航线出现偏差，计算机可根据这一偏差适时发出控制指令信号，执行机构即可修正航线、保持航向。经过几次这样的地形匹配，就可以使巡航导弹较准确地到达目标区上空。
如果巡航导弹只采取“惯性制导+地形匹配制导”的“二合一”方式，那么，当战斗部飞临目标区上空后，除雷达高度表进行测高外，气压高度表也测量海拔高度（绝对高度），两值之差就是该地区目标的实际高度。计算机只要把目标的实际高度与预先存贮的目标高度数据进行对比，两者吻合，制导系统就发出指令，攻击目标；如果战斗部偏离目标，制导系统就要发出航线修正指令，直至击中目标。当然，由于巡航导弹燃料毕竟是有限的，接近目标区时往往已经接近“弹到粮绝”，这个过程不会多次重复。这种复合制导的最高命中精度约30米，可满足核巡航导弹的精度要求，但对于常规巡航导弹则有些“力不从心”。
一般而言，地形匹配区往往选择高度起伏明显、地形特征差异比较大的地区，而在大海或一马平川的平原地区，由于不存在高度差（或太小），地形匹配制导系统无法正常工作。因此，巡航导弹在海面上空飞行时只能采用惯性制导，只有在飞临陆地上空后才有可能采用地形匹配系统进行修正。由于惯性制导系统具有较大的固有偏差，如果巡航导弹在离海岸较远的海域发射，在刚上陆地时位置偏差可能比较大。为使地形匹配制导系统能够进行修正，预定第一个地形匹配区的数字地图应该足够宽（如10千米左右），以保证能够进行匹配；而后续匹配区的数字地图宽度可以小一些，在接近目标的最后一个地形匹配区则最小。
地形匹配制导系统的最大优点是数字地图数据比较稳定，不受气候和季节变化的影响，制导精度高（20米左右），且不受航程远近的影轨道位置每时每刻都可以精确预报。用户接收卫星发来的无线电导航信号，即可得到用户相对于卫星的距离等导航数据，再根据卫星发送信号的时间、轨道参数求出定位瞬间卫星的实时位置坐标，从而确定出用户所在位置的地理经纬度坐标和运动速度。
四、卫星导航定位
导航在日常生活中是还经常要用到的，例如，港口一般都建有高耸的灯塔，引导船只进港；机场则设有无线电导航台，引导飞机进场着陆。卫星导航定位的道理跟灯塔和机场导航台相似，只不过是把导航台的位置搬到了太空中而已，它具备高精度、全天候、全球覆盖、用户设备简便等优点。导航定位卫星可以提供导航定位数据，供海洋、地面、空中和空间运动平台接收后定位。目前，美国和俄罗斯都建立了全示卫星导航定位系统。部分国家已经在巡航导弹上采用了卫星导航定位。
卫星导航系统一般由多颗导航卫星组成的导航星座、数据注入站、计算中心和控制中心及用户接收设备等组成。卫星导航定位的原理还是测量学上测距交会定点方法。导航卫星在空间作有规律的运动，它的轨道位置每时每刻都可以精确预报。用户接收卫星发来的无线电导航信号，即可得到用户相对于卫星的距离等导航数据，再根据卫星发送信号的时间、轨道参数求出定位瞬间卫星的实时位置坐标，从而确定出用户所在位置的地理经纬度坐标和运动速度。
美国“导航星”全球定位系统（GPS）已在1993年全面投入使用。该系统由24颗导航定位卫星组网工作，均匀分布在6个等间距圆轨道面上，轨道高度约2万千米，卫星运行周期12小时，这样可以保证地球上任何用户、任何位置、任何时刻都能看到至少4颗卫星。导航卫星在L波段用两个频率（1575.42兆赫和1227.6兆赫）向用户发送C/A码（民用）和P码（军用）导航信号，并以S波段（1783.74兆赫）接收来自地面注入站的数据信息和控制指令，同时向地面监控中心发送各种遥测数据（2227.5兆赫），GPS接收机同时接收4颗卫星的导航信号，测算出自身至各卫星的距离，然后由计算机解得用户三维位置和用户时间等4个导航数据。其连续水平定位精度可达10米（P码）或100米（C/A码），测速精度优于0.1米/秒，授时精度优于1微秒。美国军方利用保密的P码为其各类陆地、海洋、空中平台和低轨道卫星提供高精度导航定位数据，而C/A码则是向全世界公开的，可以有偿使用。
俄罗斯全球导航卫星系统（GL,ONASS）也由24颗导航卫星组网，已在1995年6月全部发射升空（由于经费等限制而未完全使用）。其工作方式类似于美国GPS，但三维导航能力和精度要稍差于GPS。该系统发射频率1240~1260兆赫和1597~1617兆赫；导航信号分民用码和军用码，经纬度定位精度30~100米，测速精度0.15米/秒，授时精度1微秒。
很显然，卫星全球定位是一种非常便捷、高效的导航方法，不仅精度高，而且接收机体积小、质量轻、成本低，易于大量采用。因此，一些国家已在巡航导弹上加装了卫星定位系统，用于在飞行的初段和中段辅助修正惯性制导误差，如美国“战斧-3”巡航导弹就安装了单通道GPS接收机，在飞行过程中随时接收卫星导航信号进行定位。如果在地形匹配区内，“战斧-3”巡航导弹可同时获得地形匹配数据和GPS定位数据，则利用惯性制导系统位置误差随时间平稳变化的特性，对两个数据进行比较，剔除变化急剧的数据，经优选后与惯性制导系统组合。而在其余位置，只要判断GPS接收机信息正常，则直接修正惯性制导误差。
GPS制导是一种重要的精确制导技术，可以大大提高巡航导弹等各类精确制导武器的制导精度，例如，美军在海湾战争中曾使用“斯拉姆”空地导弹创下“两弹穿一孔”的战场新纪录。1991年1月19日，美海军1架A-7E和1架A-6舰载机编队去攻击伊拉克幼发拉底河上的一座大型水电站，在距离100千米处，A-7E发射了第一枚“斯拉姆”，导弹在A-6的引导下准确击中了水电站的外墙，炸开一个直径约4米的大洞。稍后，A-7E又发射了第二枚导弹，仍由A-6进行引导。令人惊奇的是，第二枚导弹不偏不倚地从第一枚炸开的洞口直接钻进水电站里面爆炸，既炸毁了发电机组，又没有对水库大坝主体造成任何破坏。“斯拉姆”是“鱼叉”空舰巡航导弹的机载对地攻击改进型，采用“惯性制导+GPS制导+末端红外成像寻的制导”，在首次实战考验中，发射的7枚“斯拉姆”导弹有4枚准确击中了目标。
据报道，美军“战斧-3”巡航导弹采用GPS制导后，命中精度可能达到3米左右。这个误差相对于其1600千米最大射程和318千克钝感战斗部而言，简直可以忽略不计。不过，该导弹使用的GPS接收机也有先天的不足，就是抗干扰能力很差。
五、景象匹配制导系统
景象匹配是一种利用特定地区（目标区）的景象特征进行定位的制导方法。其制导装置一般由成像传感器、图像处理装置、数字相关器和计算机等组成。工作过程类似于地形匹配制导系统。首先通过侦察获得距目标几十千米范围内地貌特征明显的地区，特别是目标（阵地、机场、港口、建筑等）本身的光学图像；再把景物图像匹配区划分为若干小方块，并将目标图像编码成数字阵列（即数字式景象匹配地图），再将这个图像存贮在一个闪光灯大小的数字相关器内。当巡航导弹飞临目标区上空时，弹头上的电视摄像机开始拍摄，实拍的景物图像经数字化处理后也形成数字式景象地图，与弹上预先存贮的数字式景象匹配地图进行比较，如有偏差，即发出指令改变航迹，直到二者吻合。
巡航导弹采用“惯性制导+地形匹配制导+景象匹配制导”的“三合一”方式，命中精度可以从“二合一”的30米提高到10米以内。这也正是早期“战斧”巡航导弹的“拿手好戏”。海湾战争中曾出现数枚“战斧”巡航导弹击中同一目标位置的情况，美国国防部后来承认，这是由于这些导弹的“三合一”制导系统的输入数据完全一致的结果。不过，如果敌方目标采取有效的伪装防护措施，特别在经常改变目标周围的景象，则有可能造成景象匹配系统无法正常工作或误差增大的情况，这也是景象匹配制导所面临的一个现实难题。
◎末端寻的制导系统
六、指令制导
指令制导是一种遥控制导，它依赖导弹以外的制导站发出指令，导引导弹飞向目标。制导站可以设置在地面、飞机或舰艇上。指令制导可以用于制导导弹全部飞行弹道，也可以仅用作初制导或中段制导。
应用最广泛的是无线电指令制导。用雷达跟踪测量攻击目标和我方导弹的位置。一般目标雷达装置跟踪测量攻击目标的高低角和方位角，导弹雷达装置跟踪测量我方导弹的高低角和方位角。雷达装置将测得的信号送入制导指令形成装置。指令形成装置根据目标和导弹的运动参数及选定的制导导引规律（或称导引方法）。确定导弹实际飞行弹道与导引基准弹道之间的偏差，形成导引指令，通过指令发送传输装置送到弹上，操纵导弹消除弹道偏差而击中目标。指令传输装置可以是有线传输方式，也可以是无线传输方式。有线传输方式设备简单，不易受外界干扰，但导弹的射程很短，例如反坦克弹便可采用这种方式。如果采用无线传输方式，地面指令传输装置要配置发射机，将指令信号发送出去。为了接收地面制导站发送的制导指令信号，在导弹上必须配备指令接收装置。将地面发送来的制导指令经过变换、放大，变成制导控制指令，送入导弹的姿态控制系统或者自动驾驶仪以改变导弹的飞行弹道。
波束制导又称驾束制导，可分为无线电驾束制导、激光驾束制导等，可认为是指令制导的特例。它向导弹发送的不是指令，而是雷达（或激光）波束。雷达（或激光）在空间形成狭窄的锥形波束，导弹依靠弹上装置接收雷达或光波束调制信号，自动的沿着该波束飞行。导弹偏离波束时，弹上装置产生误差信号控制导弹沿波束中心飞行。只要雷达（或激光）波始终跟踪目标，就可使导弹飞向目标。波束制导系统弹上设备比较简单，但存在一定弱点，如精度差、抗干扰性差。主要用于近程导弹。
七、寻的制导
寻的制导又称自动导引。它利用目标反射或者辐射的电磁波能量，确定目标的相对位置，形成制导指令控制导弹飞行，将导弹导向目标。通常分为主动寻的制导、半主动寻的制导和被动寻的制导。
利用弹上导引装置向目标发射电磁波能量，再接收由目标反射回来的能量，形成制导指令信号控制导弹飞向目标的制导，称为主动寻的制导。这类制导的弹上导引装置既要能发射电磁波能量，又要能接收电磁波能量，因而装置复杂，发射装置的功率限制了制导作用距离。
如果向目标发射电磁波能量的装置不在导弹上，而是在弹外的制导站内(制导站可以在地面、飞机上、舰艇上），弹上仅有接收装置，接收目标反射的能量，按此信息测定目标和导弹的相对位置及其运动参数，再由弹载计算机给出导引信号，控制导弹飞向目标，这样的制导方式称为半主动寻的。这类制导的弹上设备简单，发射装置由于放在地面，体积质量限制小，功率可以增大，制导作用距离可以加大。但发射装置放在地面，隐蔽性差，容易受到打击和干扰。主动寻的制导和半主动寻的制导的发射装置主要采用雷达装置。
如果仅仅利用弹上导引装置接收来自目标辐射的能量，形成导引信号控制导弹飞向目标，这类制导方式称为被动寻的。而来自目标辐射的能量可以是无线电波，也可以是红外线和其它光线，这类制导弹上设备简单，隐蔽性好，抗干扰性强，但须依赖目标辐射能量才能工作。
当前寻的制导中最先进的当属毫米波制导。毫米波在电磁频谱中处于微波段的极高频段。由于波长短，雷达天线就可造得很小，便于安装在小型弹头上。毫米波波束窄、增益高，有较强的目标分辨能力。如果采用被动寻的制导，安装在弹头上的是毫米波辐射计，它是在测量目标及背景辐射温度的基础上，根据目标与周围辐射温度差提取信息，跟踪目标。由于这类寻的制导可以得到很高的精度，装备这类寻的制导的武器常称为精确制导武器。
寻的制导方式一般制导精度高，雷达寻的制导小于8米，红外寻的制导小于2米,而且制导精度与命中斜距无关，因此很适宜防空导弹应用。
八、复合制导
导弹采用两种或两种以上制导方法的制导系统称复合制导系统。各类制导系统实际上都有其自身的优缺点，因此当导弹的战术技术要求较高时，往往不能采用单一的制导系统，而是将两种或两种以上制导方法组合起来，扬长避短，使复合制导系统具有更好的性能。导弹为取得更高的命中精度，不能再局限于以惯性制导为主的主动段制导，而要增加中制导和末制导。这使纯惯性制导的制导体制演变为复合制导体制。此时，中段制导可以采用星光制导和全球定位系统卫星制导，从而形成了星光-惯性复合制导和全球定位系统一惯性复合制导。末段制导可以采用地形匹配末制导、图象匹配末制导和毫米波制导等，其中毫米波制导作为寻的制导，还可以结合红外成象技术组成双模复合寻的制导，它同时采用两种电磁频谱实现探测与跟踪，从而兼有两种电磁频谱的优点，因而具有优良的目标识别能力。
打击活动目标的导弹为了提高性能，制导体制也由单一制导体制向复台制导体制发展，采用两种或两种以上制导原理或制导方式联合完成制导任务。如果采用一种制导原理或制导方式的作用距离不能满足导弹射程需要，或偏导精度达不到要求，或不能满足战术要求确定的导弹飞行各段弹道特性，或为提高制导的抗干扰性能，往往需要采用复合制导。复合制导可分为串联复合制导和并联复合制导。这类导弹按飞行弹道也可区分为初制导、中制导和末制导。初制导和中制导较多使用指令制导和惯性制导等；末制导大多采用寻的制导、有雷达寻的制导、也有红外寻的制导；复合制导常见的组合方式有无线电指令制导加寻的制导、自主制导加无线电指令制导、光学制导加无线电指令制导等。
巡航导弹的战斗部
导弹战斗部（大多位于弹体头部，通常称弹头）是用来破坏、摧毁、杀伤目标的系统，也是导弹的有效载荷。它一般由壳体、战斗装药（常规装药、核装药或特种装药）、引爆控制系统等组成。
一、巡航导弹的弹头
就巡航导弹而言，导弹其他各个部件的作用就是如何迅速、安全、及时、准确地把战斗部投送到目标位置，而战斗部则是直接完成作战任务的核心。当战斗部被运送到预定攻击位置（目标的表面、上空、内部或附近）时，靠引信等安全地引爆战斗装药，在短时间内释放出强大的能量，从而给目标造成最大的破坏。
巡航导弹作为一种兼有战略和战术双重作战能力的武器系统，通用性很强，既可携带核弹头，又可使用非核战斗部（包括常规弹头和特种弹头），并且可以根据目标性质的区别而选择多种战斗部。因此，小型、高效、通用的战斗部是巡航导弹的关键技术之一。
发射导弹的目的是摧毁、杀伤目标，这个任务是由战斗部去完成的。因此，对战斗部的要求通常有两项：一是提高制导系统的精度，保证战斗部准确地命中和摧毁目标；二是以尽可能大的威力摧毁目标，主要是增大战斗部的装药量和杀伤半径，这可在一定程度内弥补导弹命中精度的不足。高速飞行的巡航导弹具有较大的动能，但导弹本身直接命中目标后，靠动能所造成的破坏仅是一个与弹体直径相当或稍大的弹坑，例如，如果巡航导弹攻击普通地面，不带战斗部只能形成一个1.3~1.5倍弹径的弹坑；而配置100千克烈性炸药则弹坑直径可达2.5~3.5米，位于落点周围15~20米内的建筑物也会受到毁坏，有生力量则会被严重杀伤；如果改成核弹头，杀伤半径就更大了。即使在巡航导弹不能直接命中目标时，而目标位置处在导弹战斗部的威力范围内，则仍可有效地毁伤目标。
在一种巡航导弹的射程和作战目标确定后，就要尽可能采用先进的技术，把导弹其他分系统的体积、质量减到最小，留出尽可能大的空间给战斗部，以使其在允许的空间和质量范围内具备最大的威力和毁伤效果。新一代的巡航导弹广泛采用多种战斗部。
核弹头是巡航导弹的主要战斗部之一。由于巡航导弹弹体较小，所以对核弹头小型化的技术要求更高一些，如美国W80核弹头用于“战斧”巡航导弹（W80-0，核装料中含钚，中子辐射剂量小，在潜艇上装备时可减少对人员的辐射伤害）和AGM-86B空射巡航导弹（W80-1，核装料中含氘），裂变材料是高浓缩铀，TNT当量20万吨（可调），质量仅122.6千克，可攻击包括导弹发射井在内的坚固战略目标。这个比威力（核弹头威力与其质量之比）的水平相当高。相比之下，美国1945年8月投在日本广岛的第一颗原子弹“小男孩”爆炸当量仅2万吨，质量达4082千克，由一架B-29远程轰炸机专程投掷。
战术巡航导弹主要采用常规战斗部，可分成多种类型：
一是爆破战斗部。主要借助烈性装药爆炸形成的冲击波（由爆炸产生的高温高压气体及其推撞周围空气、水、岩土等介质所产生）和爆轰产物作为主要毁伤因素，分内爆式和外爆式两种。内爆式要求直接命中目标、钻入目标内部爆炸，主要攻击地面硬目标或海上舰艇目标等；外爆式主要攻击地面集中或分散的软目标，如机场、导弹发射阵地、人员、城市、交通枢纽等目标。
二是聚能爆破战斗部。主要利用聚能效应和冲击波效应两种爆炸机制。其实，聚能现象在自然界中是可以看到的。如果你在平静的水面上垂直投下一个石子，你就会发现当石子落入水面后，紧接着会出现一个垂直向上的水柱。如果是炮弹在水面爆炸，就会产生很高的水柱。为什么会产生这种现象呢？原来，当异物落入水中时会将水向四周挤跑，就会在水面上出现一个水坑，紧接着四周的水又往坑内集中互相冲击，从而出现了向上升起的水柱。
聚能爆破战斗部有两种典型的结构形式。一是半球形罩结构，其特点是在圆柱形装药的前端设置了一个半球形凹穴，穴内衬有一个半球形金属药型罩，战斗部引爆后，药型罩在爆轰作用下向前方形成高速聚集的金属射流，对装甲目标产生强有力的侵彻作用并随有强大的爆破作用，适于攻击大中型水面舰船等目标。另一种是楔形结构，其特点是在装药的侧面有多个V形槽，槽内衬有金属药型罩，战斗部爆炸时，药型罩被挤压、翻转成多个刀形高速金属射流，使目标受到切割破坏。再加上爆炸冲击波的作用，可以增大杀伤破坏半径，主要用于攻击桥梁、铁路、跑道及半地下坚固工事等分散的地面硬目标。
三是破片式杀伤战斗部。主要靠爆炸后形成的高速破片（包括预制破片和战斗部壳体破片）攻击目标，主要用于攻击雷达阵地、停机坪上的飞机、工业建筑、电站、车辆等集结或分散的软目标。
四是集束（或称布撒型）战斗部。导弹飞行到预定目标上空后，开舱机构接收到信号后打开战斗部外壳，抛撒系统将子弹药抛出。这种战斗部的最大优点是将战斗部能量比较均匀地分散在所要毁伤的目标范围内，克服了整体式战斗部在局部的“超杀”浪费；而且根据目标特性的不同，可以选用破片式、爆破式、聚能式、燃烧式、半穿甲式、综合式子弹药。这种战斗部是攻击较大面积软目标、分散目标的较理想的弹头。
美国“战斧”巡航导弹在实战中使用过4种战斗部。一是454千克WDu-25战斗部，内装350千克烈性炸药，主要攻击地面重要的点状目标，如通信大楼、总统府、防空阵地和重要桥梁等；二是BLu-97B布撒型战斗部，携带166枚聚能破甲、燃烧和破片杀伤型子弹药。主要用于攻击军用设施、部队集结地域和轻型装甲车辆；三是碳纤维弹头，抛散的碳纤维丝随风四处飞舞，可造成电网短路和烧毁输变电设施；四是大功率微波弹头，主要用于破坏指挥中心的计算机芯片和微电子器件等。其中，前两种属于硬杀伤，后两种则属于软杀伤。
巡航导弹还可携载特种战斗部。传统的有化学、生物弹头等，新型的还有碳纤维弹头和大功率微波弹头等。海湾战争中，为破坏和摧毁伊拉克防空系统的供电设施，美军用“战斧”巡航导弹投掷了碳纤维弹头。无数的导电纤维丝在空中随风飘舞，只要落到电力设备上就会造成短路烧毁设备，而且很难清除干净。结果，伊拉克27个电站有20个遭到破坏，导致伊军防空指挥控制中心、雷达等断电失灵。科索沃战争中，美军又使用了比碳纤维弹头还要先进的CBIJ-94石墨弹头，它的子弹药是石墨丝，只要飘落到供电线路和变电设备上就会造成短路和电弧现象。1999年5月初，美军用石墨弹头攻击了南联盟的多个电厂，造成大范围的断电，致使供电量锐减70％以上。
燃料空气弹也可用作巡航导弹的特种战斗部。这是一种特殊的面杀伤武器，人们还给它起了许多形象的名字：窒息弹、油气弹、气浪弹和云爆弹等。其内部填满了挥发性极强的碳氢化合物，当投掷到目标上方后，弹内的液体燃料连同延时引爆装置一起被布撒到地面，与空气中的氧气充分混合后很快汽化为雾状的气溶胶，经过预定时间后即会二次引爆。爆炸时会产生2500℃左右的高温火球，并形成极强大的冲击波和热气浪，炸点附近的冲击波传播速度可达2200米/秒，超压达2~3兆帕。试验表明，一枚45千克燃料空气弹可形成直径15米、厚2.5米的浓雾，起爆后在炸点15米半径内的冲击波超压值高达100千克平方厘米，足以直接摧毁目标。另外，燃料空气弹与普通炸药不同，普通炸药爆炸时不需要外界的氧气，而燃料空气弹的燃料必须与氧气充分混合，爆炸时会把目标周围的氧气消耗殆尽，处于爆炸区内的人员即使不被当场炸死或烧死，也会由于严重缺氧而窒息死亡。
燃料空气弹的问世是常规弹药的一次重大发展。它的使用不受任何地形影响，因为气雾是流动的，可以渗透到整个阵地的所有空间，爆炸产生的巨大冲击波会把树木、凹凸不平的地表夷为平地，暴露在阵地上或躲在掩蔽工事里的人员和装备都容易遭到杀伤。同时，它还是一种全天候武器，风、雨、雪、雾、热、寒等不良天候几乎都不能限制其使用。美军20世纪60年代在侵略越南期间曾大量使用燃料空气弹，用它在热带丛林中开辟直升机降落场。苏军在20世纪80年代入侵阿富汗战争和1999年车臣剿匪战斗中也使用过燃料空气弹。
从效费比来看，燃料空气弹可谓价廉物美，50千克燃料空气弹成本约1万美元，但杀伤威力却非常大，可以直接作用于目标，释放出的能量比等量普通炸药要高出近10倍，冲击波作用面积大40%。它不仅能大面积地杀伤人员，也可摧毁无防护的武器装备，如停机坪上的飞机、导弹发射车、雷达等；还能大面积引爆地雷和水雷，在障碍物中开辟通路或直接开辟机降场和登陆场。另外，燃料空气弹还可用于反导，借助预警系统，燃料空气弹可在导弹预定攻击目标区域的前方直接栏截和摧毁来袭导弹，组成有效的拦截网。
为对付反导弹系统，突破对方防御，2000年以来，在弹道式导弹上，采取了各种突防手段，可分为反识别与反拦截两种技术。
反识别措施有：干扰技术、假弹头、隐身技术等；反拦截技术有：多弹头、抗核加固、机动飞行以及轨道武器等。
1.电子干扰
电子干扰是指对被攻击方反导弹系统中雷达的干扰，使其失去预警识别、跟踪拦截的功能。
弹道式导弹弹头上采用的干扰手段有：在弹头飞行弹道某个时段释放模拟弹头飞行特性的漂移物和再入体（轻诱饵）；在目标区上空投放无线电干扰装置（干扰机），主动向对方雷达发放无线电干扰波。48
轻诱饵是常用的一种投放物，一般在头体分离后的真空段投放并随弹头一起飞行，数量越多，形成的干扰云团越大，掩扩弹头的程度越高，效果越好。目前常用的有金属丝、金属箔条及涂复金属层的气球等。干扰云团使防御雷达光屏上呈现一片目标，大大增加识别难度、延误反击时间。但这种手段，因质阻比差别大，再入大层后，弹头与轻诱饵迅速分离，容易被低空识别雷达发现。49
无线电干扰装置，是一种接收并主动向对方反导弹系统雷达发送干扰信号的装置。在弹头飞行的某个时段，接收、处理发送无线电信号，造成对方的假识别。无线电干扰装置有时为一种“噪音干扰机”，产生大功率、高频率噪音，淹没对方雷达的回波信号，使其失去正常的识别能力。
2.假弹头
假弹头有时称为重诱饵，它不像轻诱饵只适用于高空反识别，由于它的质阻比可以做得与真弹头相近，因而能与真弹头一起再入，造成对方雷达光屏上的多目标，因而能在某一低空域形成一定的反识别能力，但因其体积和重量都较轻诱饵大，装填数量和大小均受到弹头总体参数的限制，所以目前采用的并不多。
3.隐身技术
弹头隐身技术是提高弹头反识别能力的另一种重要措施，对于雷达这样的探测器，它的作用距离正比于弹头散射截面的四次方根；对于红外一类的探测设备，其作用距离正比于弹头红外辐射强度的二次方根；反导弹系统的可用作战时间，近似地正比于它的探测设备的作用距离。因此，采用隐身技术、降低弹头可见度、减小弹头辐射特性，是压缩反导弹系统作用时间的重要措施，一般措施有：
选择低可见度弹头外形、减小弹头钝度半径和半锥角、合理选择弹头底部形状、减少锥面尖角等；
控制弹头姿态角，调整弹头姿态角使其与地面雷达探测波成特定的入射角，同样会降低雷达散射截面；
弹头外表面隐身措施，弹头外表面涂吸波材料，如降温漆、金属粉末、橡胶物、尼龙、陶瓷等复合材料，其效果可使雷达散射戴面和红外辐射强度降低。推移弹体，使其偏离弹头弹道，弹体的雷达散射截面是弹头的几百倍，如在真空段不将弹体推离弹头弹道，很容易被对方雷达识别，从而推算出弹头的飞行轨迹。
4.多弹头
多弹头是指一枚导弹同时携带多个弹头，用以攻击一个或多个目标，是目前弹道式导弹上应用最多的一种技术。50
多弹头又分为霰弹式、分导式、全导式多弹头、机动式多弹头。霰弹式多弹头又称集束式多弹头，是多弹头中较为简单的一种，它由母舱、释放装置、子弹头三部分组成，当导弹飞行达到预定弹道参数后，集中释放攻击同一个目标，美国的“北极星A3”和前苏联的“SS-9”均属此列。
霰弹式多弹头的命中精度大体与单弹头相当，因而被分导式多弹头所代替。
分导式多弹头能根据需要分别释放弹头，攻击一个或多个目标。由于母弹头增加了制导系统，因而使命中精度得到提高，使用的灵活性与效费比要比霰弹式多弹头好。但子弹头无控制系统，只能沿椭圆弹道做惯性飞行，给反导弹系统提供了预测拦截点的条件。全导式多弹头全导式多弹头的母弹头和子弹头都装有制导与控制系统和发动机推进系统，子弹头与母弹头分离后，各自飞向不同的目标，不但能直接准确地打击点目标，而且突防能力较强。
全导式多弹头的精确制导系统，可于再入飞行段随时测量方位坐标并自动修正、机动变轨和自动寻的，因而具有很高的命中精度。
全导式多弹头从根本上改变了弹道式导弹弹头沿着不变轨道飞行的状态，采取突然改变弹道的方法，因而能避开对方反导弹系统的拦截。机动式多弹头是弹道末端机动式多弹头的简称。子弹头装有程序控制系统的导弹弹头，它在弹道末段按预定的机动轨迹飞行，以避开反导弹武器的拦截，进行攻击。
机动式多弹头有躲避型机动弹头和高级机动弹头之分。
躲避型机动弹头主要是提高突防能力，当弹头再入至某一高度时，突然改变飞行方向，躲避反导弹系统的拦截。弹头的机动能力有一定限度，反导弹系统可能预测到机动弹头的机动弹道（即一定的机动范围），发射一定数量的反导弹就可以提高拦截概率。
高级机动弹头除装有惯性制导系统外，还装有末制导装置，这种装置要求弹头再入飞行至某一高度时减速并保持一定的飞行姿态，利用弹载雷达相关系统识别目标，修正弹道，直至命中目标。
机动式多弹头一般由弹头壳体、核装置及其引爆控制系统、组合式制导系统（包括惯性制导和末制导装置）、动力系统（姿控发动机、液压伺服系统、配平翼执行机构等）、能源系统等组成。
弹头采用哪种突防措施，一般要根据以下几个方面的分析来决定：
对敌方设防情况进行分析，如突防对象是地基的以导反导防区还是天基防御系统，这两种防御系统从防区的部署、攻击导弹的手段、探测设备与方法都有很大的差别；
分析探测设备的种类，是雷达还是红外，以及布站情况、使用频段；
对拦截武器的手段进行分析，包括拦截武器的种类，是核武器还是常规武器、强激光、高能粒子束拦截等，在进行上述分析后，根据弹头总体参数常采取几种不同的突防手段。
在生产、交付及贮存环节，弹头与弹体一般是分别进行的，只有在接到作战或训练命令时，才进行头体对接进入备战与训练使用。另外，由于弹头的特殊性，特别是核弹头，一般弹头的运输要求单独提出。
弹头的运输要求，包括运输方式、运输距离、运输状态、运输环境条件等均由使用部门在任务书中明确，研制单位按要求进行设计与鉴定试验考核。
弹头的运输方式一般采用铁路运输、公路运输、空中运输和水运。
弹头的铁路运输一般采用专用车辆，该车满足产品的装卸与固定要求，满足弹头运输过程中的环境要求。52
公路运输根据产品状态和环境条件要求，一般采用通用汽车或专用运输车。
空中运输是指运输机的运输，这是为了实现快速转移和机动作战的需要，有时要求弹头具备这种空中运输的设计。
如果核弹头装有核材料及高能炸药与火工品时，一般情况下，它们与弹头分别运输，只有接到作战与训练命令时，才总装成核弹头或核导弹。核装置和引爆控制系统在交付运输与日常驻存时，一般为散装状态，运输采用专用车辆进行。
核弹头的运输一般采用特制车辆，对运输条件下，产生的力学环境有明确要求，对车内加温、保温，以及温升和温降速率也有明确要求。
弹头的运输没计，除考虑单独运输情况，还应考虑头体对接后的全弹运输情况，以适应实战使用要求。
二、巡航导弹的引信
引信是弹上能觉察或接触目标时适时地引爆战斗部的装置：导弹引信必须满足安全保险和可靠引爆战斗部的要求，并具有很高的抗人为和自然干扰能力，确保导弹在贮存、勤务处理、发射时不起爆战斗部，在飞行中不得提前起爆，而在预定的相对目标位置点可靠地引爆战斗部。
导弹引信可按导弹的类型分类，也可按作用方式和敏感装置的物理特性分类。按作用方式可分为触发引信、非触发引信（又称近炸引信）及定时引信；按敏感装置的物理特性可分为机械引信、电引信、光学引信等。一个导弹上可能采用几类引信构成复合体制，如无线电近炸引信加触发引信，以保证其功能的可靠完成。
战略导弹大多携带核弹头，鉴于核弹头的威力以及该爆不爆或误爆都会带来十分严重的后果，因此，核弹头的引信设计与安全保证极为重要。
核弹头上采用的引信以及安全保险，一般称为引爆控制系统。它所采用的引爆方式一般为复合式，即一枚弹头上同时采用几种不同的引爆手段，包括触发式与非触发式两类。
战略核弹头落地速度大（一般在几个马赫数范围），触发引信多采用电触发型，一般安装在弹头的前端，当弹头触地时，将机械量转换为电量，产生引爆信号。设计时要求电信号传送时间应小于应力波传播时间，否则，弹头在引爆前即毁坏，达不到引爆目的。
战略核弹头上安装的非触发引信是无线电引信和过载引信。
无线电引信利用无线电测距原理，当弹头飞行至射前装定的高度时即行引爆，所以这种装置又称为“高度表”，主要包括：天线、发射机、接收机、供配电设备及信号放大器等装置。
战略核弹头上安装的过载引信是根据精确弹道计算数据，按照不同高度引爆的要求，射前装定（调整）好过载开关，当弹头再入飞行过载达到装定值时，接通引爆信号进行引爆。
核弹头的引爆一般为三级引爆，即先同步引爆多个雷管，雷管引爆高能炸药，高能炸药引爆原子弹，原子弹再引爆氢弹，上述连续反应过程，其系统设计比一般弹头复杂得多。
引爆控制系统的设计时，应与核弹头的安全保险一起考虑，以确保系统具有很高的安全性、可靠性。导弹通常采用近炸引信，即导弹与目标接近时，靠引信与目标间非机械碰撞作用，如无线电、光学或电容的近距离作用，使导弹在有一定脱靶量的条件下增大引信的启动概率。在制导精度足以使导弹直接碰撞目标的情况下，也可采用触发引信，或用触发引信作为近炸引信的补充引爆手段。
三、导弹核战斗部
凡战斗部威力来源于放射性物质铀、钚、氘、氚等原子核能的释放，并以这类物质为装药的战斗部统称为核战斗部。
核战斗部可以安装在各种不同的弹头上，目前一般由弹道式导弹和巡航导弹携带，称之为战略核导弹。
按照原子核能不同的转变方式，核战斗部一般分为原子弹、氢弹和中子弹。
1.原子战斗部
原子战斗部装药一般为钚239，铀235。它们利用原子核能的裂变反应过程，即一个重原子核在中子的轰击下，裂变为两个较轻的原子核和2~3个新中子，裂变同时释放出巨大能量，由产生的新中子再次轰击较轻的原子核，继续裂变，这种反应过程连锁下去就会产生更高的能量，这种裂变反应称为“链式裂变反应”；而依靠核装药自身能够连续产生上述过程的反应称之为“自持式反应”。核装置设计时，为产生自持链式反应，要设置中子源。
当核装置所产生的中子数与老中子数相等时，此时的核装药称之为“临界状态”，这时核装药的质量与体积分别叫做核装药的临界质量与临界体积。当产生的新中子数少于老中子数时的核装药状态叫做“亚临界状态”，反之称为“超临界状态”，原子弹的爆炸就是利用“超临界状态”设计实现每批新中子中至少有一个击中原子核，使裂变反应能够连锁下去，同时释放出巨大的能量。
原子弹在通常的贮存、运输、操作过程中，都处于“亚临界状态”。原子弹实现从“亚临界状态”到“超临界状态”的转变方式，一般分为“枪法”、“内爆法”和“混合法”。“枪法”最为简单，但核材料利用率低，一般为2%~10%；“内爆法”结构复杂，核材料利用率比“枪法”高，可以达到20%。“枪法”的作用原理是把2~3块处于临界状态的裂变装药在化学炸药爆炸产生的高压力推动下迅速合拢成为“超临界状态”；“内爆法”是用化学炸药爆炸产生的内聚冲击波和高压力压缩处于临界状态的裂变装药，使其密度急剧升高，达到“超临界状态”。与“枪法”相比，“内爆法”裂变装药少，因而应用广泛。
原子弹的威力取决于装药的种类、纯度、密度及装药的结构形式等。
原子战斗部一般由引爆控制系统、高能炸药、反射层以及热核装药、中子发生器和战斗部壳体组成。
引爆控制系统用来适时起爆高能炸药；高能炸药用来产生高能爆轰产物，是推动、压缩反射层和核装药的能源；反射层由铍或铀238构成，用来减少中子的漏失，减缓核装药在释放能量过程中的膨胀，使链式反应维持较长的时间，从而提高爆炸威力。核装药由铀235和钚239组成。
原子弹的引爆过程是：引爆控制系统在预定时间或条件下引爆高能炸药。炸药的爆轰产物推动并压缩反射层和核装药，使之达到“超临界状态”，中子发生器适时提供若干个“点火”中子，核装药内部发生链式裂变反应并猛烈释放能量，随着能量的积累、温度和压力迅速升高，核装药不断膨胀，密度不断下降，最终可成为“次临界状态”，链式反应趋于熄火。从高能炸药起爆到中子点火前是爆轰、压缩阶段，只需要几十微秒，从中子点火到链式裂变反应熄灭是裂变放能阶段，只需十分之几微秒。
2.氢弹
氢弹装药通常用重氢（氘）和超重氢（氚）及氘化锂等物质。
原子核本身带正电，具有很强的斥电力，当其具有的动能超过斥电力时，两个原子核就会形成一个新的原子核并释放能量。原子核越轻，所带正电量越少，斥电力就越小，聚变反应所需的动能就越少。
氘和氚是氢的同位素，故称“氢弹”，它依靠氢材料的聚变反应，而聚变反应需要极高的温度，所以有时也称热核武器。
原子核聚变反应需要的高温及其维持的时间，均由原子弹爆炸来提供，为此，氢弹里装有一个专门设计的起引爆作用的原子爆炸装置，通常称之为“扳机”。
热核装药没有临界质量的限制，因而氢弹的威力原则上可以设计得很大。50年代至60年代初期，美苏曾研制过高达几千万吨TNT当量的热核装置，如前苏联1961年研制的5800万吨TNT当量的热核装置。为了使武器系统具有良好的作战性能，要求氢弹自身必须具备质量轻、体积小、威力大的特点，多弹头是60年代以来出现的具有上述特点的一种战略战器。
3.中子弹
中子弹的作用原理与氢弹的作用原理相似，也是利用核材料聚变反应释放大量能量的武器。它的特点是爆炸释放的能量不高，但核辐射很强，它以高能中子流为主要杀伤手段，而相对减弱冲击波和光辐射，因而实际是一种增强辐射弹。
中子弹装药为氘和氚，不能用氘化锂，氘氚的自持热核聚反应靠原子弹的链式裂变反应能实现。61
中子弹的设计着重解决两个难题：一是严格控制爆炸能量使其尽可能小，而爆炸释放的中子尽可能多，中子能量也要高，利用氘氚的核聚变反应就是为了达到这一目的；二是使释放出的中子尽可能多的直接穿透弹壳。
中子弹爆炸产生的中子流和射线衰减比起冲击波和光辐射要快得多，当前世界上中子弹是威力一般控制在一千吨TNT当量左右。对于集群装甲目标，中子弹是一种有效的武器，既给对方以重大杀伤，又能大幅度减少非直接攻击目标的连带毁伤。
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