战术导弹武器系统的可靠性是相对其故障而言的，可靠性是指按设计要求能够正确完成任务的概率。可靠性是衡量导弹系统作战性能的一个综合性指标，它主要取决于导弹系统设计和生产时所采取技术措施的可靠程度及系统的可维修性；同时，还取决于操作人员在导弹系统的储存、运输、转载、技术准备、发射准备、发射实施等过程中，检查测试的仔细程度、技术水平和操作技能等。战术导弹系统可靠性指标体系是相当复杂的，一般包含发射飞行可靠度、平均故障间隔时间、平均维修间隔时间、连续工作时间等基本可靠性要求，以及储存寿命、大修期、使用寿命等耐久性要求。鉴于其重要性，可靠性设计和保障工作已成为现代战术导弹研制中的一项重要专项工作，贯穿于系统的整个研制周期。
三、导弹部位安排设计
部位安排是导弹总体设计中一项复杂而重要的工作，其主要任务是将弹上各主要部件、子系统等进行合理的安排，确定弹体各承载面（弹翼、舵面等）相对弹身的位置，合理分配有效载荷等，以保证导弹具有良好的结构性能和气动性能。在部位安排过程中，需要确定导弹的质心、质量和转动惯量等参数。
部位安排的基本要求主要有以下几点：
① 导弹作为被控对象，在受控飞行过程中需要有良好的稳定性和操纵性，因此，在部位安排过程中，应尽量使整个导弹具有合理的质心和焦点位置，即保证适当的静稳定度。
② 通过全弹各部件的合理安排，保证各部件能够充分发挥其功能，并使各分系统和零部件与弹上设备紧密结合，形成一个能协调一致工作的大系统。
③ 使弹上各部件结构紧凑，弹上空间利用充分，并尽量使弹体结构简单、轻便。
④ 弹上各部件安装合理，总装时工艺性好，并保证使用的可靠性。
⑤ 保证导弹的维护性和储存性，使用时能快速转入战斗状态。
上述要求是相互关联的，有时又是相互矛盾的，部位安排过程中应对各部件具体分析，互相协调，以满足总体性能的要求。
导弹的部位安排必须符合导弹的总体设计方案。比如，对于某反坦克导弹，总体方案确定采用激光指令制导体制，那么需在弹体尾部放置一后视激光接收机，用以接收制导站的控制指令；另外，由于发动机工作产生的烟雾会干扰激光指令的传输，应尽量采用排气烟雾较少的发动机装药，同时在部位安排时可将发动机安排在弹体中部，并采用斜置喷管，这样既可以降低发动机工作产生的烟雾对指令传输的干扰，又可以减小发动机工作过程中导弹质心位置的变化量，稳定弹体动力学特性。
下面具体分析战斗部、导引头、推进系统等部件或子系统的部位安排与总体设计方案之间的关系。
1．战斗部系统
战斗部系统由战斗部、引信和保险装置组成，用以杀伤预定的目标。其一般部位安排要求如下：
（1）战斗部
战斗部是弹上质量密度最大的部件之一，为便于维护和尽可能发挥杀伤威力，一般要求战斗部自己拥有独立的舱段，其位置安排受引信特性和自身特性的影响。当总体方案中采用触发式引信、爆破战斗部或聚能战斗部时，战斗部舱常常布置在头部。如果采用非触发引信、杀伤战斗部，则战斗部舱可不布置在导弹头部。有些导弹为了提高战斗部炸高，增大破甲威力，将战斗部安排在发动机之后，例如法国的反坦克导弹“沙蛇”。
各类型战斗部的具体部位安排要求如下：
杀伤战斗部：杀伤战斗部的周边不应有过强的结构，如弹翼、弹身加强框、管路、电缆束等，以免影响破片或连续杆的飞散而降低杀伤效果。
聚能战斗部：聚能战斗部的杀伤效果除与战斗部本身的性能有关外，还与战斗部的炸高相关。圆锥形药型罩的最有利炸高一般为罩底内径的2～3．5倍。它一般由风帽的高度来保证。
（2）引信（含保险装置）
如果总体方案采用无线电近炸引信，那么一般把引信安装在导弹前部，并靠近战斗部，以免增大电路损耗和干扰影响，且应尽量远离振源（如发动机）。引信天线（通常为多个）一般安装在弹身前部同一舱段表面，靠近引信部位不应该有金属部件，以免发生信号屏蔽和遮挡现象。
如果总体方案选择触发引信，一般把引信安排在弹身结构较强处，如弹身前段的加强框、弹翼等处。
2．弹上制导设备
（1）导引头
如采用寻的制导方案，则导引头是个关键部件。当导引头为雷达导引头和光学导引头时，为了搜索、捕获和跟踪目标时天线（雷达型）或位标器（红外型）有一个较大的视野（±40°～±50°），导引头一般都安装在导弹头部位置，并外加整流罩（天线罩）加以保护，同时也改善了气动性能。
（2）自动驾驶仪
如总体方案要求采用自动驾驶仪，则弹上需要安装相应的惯性器件用于测量弹体的俯仰、偏航、倾斜运动信息。从便于维护、检测和保证环境条件出发，惯性器件应与电子组合集中包装在一个密封容器内（不包括伺服机构），安装在一个接近导弹质心、远离振源的舱段内（含伺服机构），这是所谓的集中式安装。但是由于各组成元件对各自部件安排的要求不尽相同，所以这种安排方式通常难以实现。例如，对于惯性器件中的线加速度计，它用来测量导弹平移加速度，应安置在导弹质心位置；否则，它感受到的加速度不仅包括质心平移运动的加速度，还包括导弹（视为刚体）绕质心转动而产生的加速度。对于自动驾驶仪中的角速率陀螺，它用来测量导弹姿态角变化率。由于导弹本身是个弹性体，所以在飞行过程中，如果受到外界干扰，会发生弹性振动。为避免角速率陀螺反馈弹体振动的干扰信息，应将其安排在振动波峰或波谷处。
可见，不同元件对安装位置的要求不尽相同，各有各的最佳安排位置。甚至同一个元件，为消除不同的不利影响，其最佳安装位置也可能不同。若要满足各部件的部位安排要求，只能分开设置，将它们置于各自的最佳位置，这就是分布式安排。这两种安排都有应用。
（3）舵伺服系统
舵的伺服系统一般安装在与舵轴相连的舱段内，以便简化操纵机构，减小拉杆长度、间隙、摩擦、弹性变形等因素，提高控制精度。如果总体方案采用鸭式布局，则舵机舱一般应安排在导弹发动机前尽量靠近头部的位置；当采用正常式或者无翼式布局时，舵机舱应安排在尾部尽量靠近底端的位置。这两种气动布局的舵机位置安排都把尽可能增加舵面受力点到焦点的距离来提高控制效率作为重要考虑因素。
3．推进系统
不同类型的发动机，对部位安排要求也有所差别。
（1）固体火箭发动机
如总体方案推进系统采用固体火箭发动机，则其安装位置有两种：弹身中部或尾部。
固体火箭发动机安装在弹身中部的优点是，其工作过程中导弹质心位置变化小。此时，喷管的安装方式有两种：
1）采用长尾喷管
对于这种喷管方式，喷管几何形状和摩擦效应将影响发动机的内弹道性能。对应用较广的亚声速长尾喷管，比冲损失约为2％（与喷管长度和直径之比有关）；长度过大不但容易导致阻塞，还容易使喷管质量大大增加；由于其对周围设备的热影响，必须采取隔热措施。
2）采用斜置喷管
这种安排是将喷管轴线在导弹对称面内相对于导弹纵轴斜置一定的角度。斜置角一般为12°～18°。这种安排无长尾喷管的缺点，但是其轴向有效推力Pef将随斜置角的增大而减小，具有一定的推力损失。
另外，这种安排还要考虑高温燃气流对弹身的影响以及对尾舵或副翼的流场及操纵效率的影响。
同体火箭发动机被安排在尾部时，则没有上述安排方式的缺点，但是在工作过程中，导弹质心变化较大，而且对于正常式布局的导弹，如何协调舵机等操纵机构和发动机的位置也是一个需要解决的问题。
（2）液体火箭发动机
液体火箭发动机的推力室一般都安排在弹体尾部。涡轮泵（对泵压式输送系统）安排在推力室之前，紧靠推力室。推进剂贮箱安排在导弹质心附近，以减小飞行过程中导弹质心的变化。这种安排的缺点是推力室安置在弹尾，迫使尾舵前移（对正常式布局），影响尾舵的控制效率。
（3）冲压发动机
早期使用的冲压发动机作为主发动机的导弹，其发动机大多采用外挂的方式安置在弹身外侧，或弹翼翼梢部位。对于这种方式，发动机与弹体之间的相互影响小，进排气问题简单。现代的采用冲压发动机或固冲发动机作为主发动机的导弹，大多将发动机内置于弹身尾段。这种方案，导弹的迎风面积小，阻力小。进气道的安排主要有以下两种方案：
①头部进气道
