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制导系统要解决的中心课题是射击或入轨精度问题。
在发射点坐标、目标需求及火箭参数给定的条件下，可以在射前设计出一条标准弹道。火箭点火起飞后，如在预定关机时刻，火箭的运动参数（位置、速度矢量）与标准弹道关机点的相应参数相等，那么载荷在发动机关机后沿标准的被动段弹道飞行，即可击中目标或到达预定轨道。事实上，每发火箭的实际结构参数、发动机参数与事先给定的标称值都会有偏差（即存在结构干扰和发动机燃烧特性偏差的干扰）；火箭在飞行过程中又受到大气条件等的随机干扰。因此，火箭实际运动的参数值与标准弹道的相应运动参数值总是存在一定的偏差。正是这种偏差，如仍按标准关机时间关机，载荷经被动段飞行，最终可能会产生较大误差。引入制导系统的目的就是要消除或减小因各种干扰而产生的目标偏差。
制导系统根据实测的火箭运动参数进行导航计算，实时获得火箭的实际位置和速度值，同时根据火箭的当前状态（位置和速度）和其控制的终端状态，实时给出使火箭能达到终端状态的某种姿态控制指令，即对火箭按一定规律进行导引并不断计算关机方程，当满足关机条件时立即发出关机指令，对发动机实施关机。图1.2-1给出了制导系统功能框图，这就是说，火箭在动力飞行段应具有以下功能：
图1.2-1 制导系统功能框图
（1）对火箭质心运动参数进行测量和导航计算
考虑到精度很高的雷达设备庞大，易被袭击且信号易受干扰，现代运载火箭一般用惯性器件测量火箭运动参数，这是因为惯性技术日益成熟，其测量精度也达到相当水平。更重要的是，惯性测量可以在火箭内部完成而不必依赖外界任何设备，因此可避免外界的干扰。采用惯性测量手段的制导系统称为惯性制导系统。仅依靠箭上仪器完成对火箭运动参数的测量和计算的制导系统，称为自主式制导系统。除箭上仪器外，还需依赖箭上以外的仪器设备完成对运动参数的测量和计算的制导系统称为非自主式制导系统。在火箭整个飞行过程中，两种或两种以上的测量手段复用，则称这种系统为复合制导系统。
对惯性测量器件测得的参数（视加速度，即火箭的实际加速度减去引力加速度）进行相应的计算，获得火箭质心的速度和位置信号，这就是导航计算。由于加速度计测不到地球引力加速度，要得到实际加速度，需要用计算的方法算出地球引力加速度，再把它加到加速度计的信号中去。不过，在实际飞行的火箭不严重偏离标准弹道条件下，引力加速度常作近似处理，从而避免复杂的导航计算。
（2）按一定的规律对火箭进行导引
导引就是对火箭的质心运动进行控制，使其运动在一定意义上最佳地实现主动段的末端条件，即在一定意义上最佳地满足目标需求。这里必须强调的是，导引规律是通过火箭制导系统具体实现的，它受到具体仪器实现、能量等因素的限制。因此，通常需要寻找近似最佳却又便于实现的导引规律。具体导引规律与制导系统采用的制导方法密切相关。制导方法通常分为摄动制导和显式制导两大类。
当采用摄动制导时，在已知发射点和目标需求的情况下，要求射前设计一条满足一定性能指标的标准弹道，导引的目的是使火箭在标准弹道附近飞行。这种方法的关机方程表达式是标准弹道关机点附近级数展开，而为了计算简化又常略去其高阶项。在采用摄动制导时，不可能也不必要严格地把火箭导引到标准弹道上，使火箭实际飞行运动参数与标准弹道参数完全相等。只要满足关机方程，火箭就能满足目标需求。尽管如此，仍然要求火箭不要严重偏离标准弹道飞行。这是因为，为了计算简化，往往略去泰勒级数的高阶项，这在弹道偏差小的情况下是允许的，如弹道偏差大就会带来显著误差，致使最终偏差增大。摄动制导的具体导引方法可以有多种。纵向平面（射面）内常采用预定的时间程序角信号，使火箭根据目标需求转弯，飞行在标准弹道附近；垂直于射面的方向采用横向导引，使火箭保持在射面或在其附近飞行。视需要还可以加入法向导引信号。
摄动法的突出优点是箭上计算简单。它的缺点是对不同的目标需求，要求射前在地面精确计算标准弹道及标准弹道关机时刻的各项偏导数，并把有关参数送入箭上计算机，临时更换目标需求或一个发射点，又要重新计算和向箭上计算机重新输入上述有关参数，这对灵活性是不利的。
另一类方法为显式制导。这一类方法的特点是，关机方程和导引指令形成的表达式都是以火箭运动参数的显函数形式给出的。导引信号则由箭上计算机根据火箭实时运动参数和目标需求按一定的性能指标实时计算而产生。闭路制导就是一种显式制导方法。这种方法的原理：在前述导航计算基础上，箭上计算机计算出需要速度，它与火箭此时实际速度的差值即为火箭应该增加的速度，称为待增速度。导引的目的是让推力方向与待增速度方向平行，当待增速度小于允许值时即行关机。
显式制导的优点在于，射前无需对不同的目标需求进行烦琐的标准弹道设计、偏导数的计算和向箭上计算机输入相应参数。射前临时改变目标需求，只要向箭上计算机输入新的目标需求条件即可。一般情况下，显式制导的精度要高一些。当然，摄动制导精度也可以提高，但要付出复杂化的代价。显式制导的主要缺点为，箭上运算比较复杂，对箭上计算机的运算速度、精度及容量要求很高。
（3）送出导引指令和实施关机
制导系统产生的导引指令，被送到姿态控制系统，以控制火箭推力方向，使火箭按所需状态飞行；从这个意义上讲，姿态控制系统是导引指令的一个执行系统。
在对火箭进行导引过程中，箭上计算不断地计算关机方程，一旦方程得到满足，即发出关机指令。对于固体火箭来讲，在关机指令作用下，迅速打开固体发动机前面的反向喷管，使高压燃气向前排出产生反推力，同时，燃烧室压力骤然降低，正向推力下降，当反向推力等于或大于正向推力，即实现发动机“关机”。考虑到从发出关机指令到实际关机有一定的时间延迟，所以关机指令适当提前发出，以补偿由于关机执行过程时延所带来的目标偏差。
由上可知，制导系统可以有效控制目标偏差，使射击或入轨精度满足载荷系统提出的要求。尽管如此，由于以下原因，火箭仍不可避免地存在一定的设计误差：
1）制导系统采用的各项数学表达式和数值计算公式总是在一定程度上进行了简化，这会带来一定的射击或入轨误差。这种误差称为方法误差。随着计算机技术的发展和完善，该误差可以减小到在总误差中不起显著作用的程度。
2）制导系统为测量火箭运动参数所用的测量仪器有一定的测量误差，承担导航、导引和关机方程计算的箭上计算机及信号转换设备存在量化、计算延迟、信号转换误差等。这种由于测量、计算、信号转换等仪器性能不完善而产生的设计误差，称为工具误差。在工具误差中，惯性器件的误差是最主要的。
3）存在一些不直接与制导系统工作有关的误差，如发射点和目标点的坐标确定误差、火箭起飞前惯性测量基准与发射坐标系的初始对准误差、火箭飞行区实际引力与引力模型给出的值不等而引起的误差（即所谓扰动引力引起的误差）、对载荷再入大气层时受大气层升阻力作用及载荷烧蚀等难于精确考虑而产生的再入误差。
为了进一步提高运载火箭的射击或入轨精度，现代运载火箭，除了改善主动段控制外，往往采用中段制导和（或）末段制导，形成两种或多种控制形式并存的制导体制。