定常繞流時的局部載荷火箭外形一般由若干個柱面和錐面組合構成，因而在火箭外形上常有拐點。在火箭初始飛行階段，在拐點處可能產生局部壓力峰值，出現非常大的局部定常載荷。為此需要通過風洞模型實驗正確確定高亞音速和低超音速條件下的局部定常載荷，尋求消除或減少這種現象的方法。
氣流分離現象引起的載荷在火箭表面的拐角處，在一定條件下會發生繞火箭的非定常的氣流分離，引起抖振。在跨音速飛行時，這些地方成為局部超音速區並產生激波，激波的前後移動、氣流分離和附體的交替出現，形成局部氣流的非定常隨機特性，會在火箭局部地方產生很大的非定常載荷，甚至引起結構振動。
總定常載荷當火箭向上加速時，它在密度不斷減少的空氣中運動，通常在接近同溫層的起始高度時動壓達到某一最大值。這個高度又正好是水平風速達到最大值的高度，也就是說，動壓和迎角同時達到最大值。對於大多數運載火箭來說,這時的飛行馬赫數(M)在1.5～2.0之間。因為彎曲力矩大體上正比於動壓和迎角的乘積，這時會出現最大彎曲力矩。這是在火箭設計時常須考慮的非常重要的載荷條件。
靜穩定性火箭重心隨著燃料的消耗而移動。如它位於壓心之前，火箭則是靜穩定的。對於不同形狀的火箭，壓心的位置隨飛行M數可能發生不同的變化。重心和壓心的變化都會影響火箭的靜穩定性。為了在火箭穩定系統中獲得最小的操縱力，希望具有最小的靜不穩定度。在火箭設計時不僅需要用實驗或理論方法確定壓心位置，而且需要正確選取火箭外形，以獲得壓心和重心位置隨M數的理想變化。
操縱機構的空氣動力特性早期的運載火箭曾使用空氣舵和燃氣舵作為氣動操縱裝置，因為空氣舵在火箭起飛和高空飛行時效率不高，而燃氣舵會因燒蝕而變形，所以，後來常採用擺動發動機或噴管的辦法來操縱火箭。此外，還採用發動機推力向量控制和由彈體向外噴出射流的辦法。這些辦法都會在發動機噴流或彈體周圍來流與噴流之間引起複雜的干擾流場，因而影響操縱特性。此外，火箭上常常不對稱地安裝導管等，它們不僅產生橫向力,而且產生滾轉力矩。在發動機或噴管偏轉時,由於外力的作用會產生很大的鉸鏈力矩。噴管的鉸鏈力矩在很大程式上決定於火箭尾部的空氣動力布局和發動機配置的特點，所以其值常常由風洞中具體火箭的模型實驗來決定。
底部流動和級間分離運載火箭常採用簇式噴管，當火箭上升和環境壓力下降時,噴流之間會發生干擾,噴流邊界區域內的部分低能氣體被迫流向火箭底部。這種高溫氣體回流會影響底部結構。火箭升入高空，噴流膨脹，噴流與外流干擾會產生附加氣動力。多級火箭不是串聯就是並聯，又有級間分離的問題。繼續飛行級和被拋擲級在一定的姿態角下受到發動機推力、慣性力、外界氣動力、分離力和重力等因素的作用而產生複雜的運動，級與級有碰撞的可能，因此需要確定各級所受的力和力矩以及各級的飛行軌跡。
