Наиболее экономичной и распространенной является силовая схема топливного отсека с несущими баками, стенки которых одновременно выполняют роль оболочки корпуса ракеты. Создавая в таких баках сравнительно небольшое внутреннее давление наддува, можно исключить опасную для тонкостенных оболочек потерю устойчивости и одновременно способствовать бескавитационной работе насосов ТНА. Длина топливного отсека несколько сокращается, если он выполняется в виде единой оболочки, объем которой делится на полости горючего и окислителя герметичной перегородкой. Для стабилизации ракеты промежуточная перегородка может разделять пополам полость, занятую одним и тем же компонентом, причем компонент сначала расходуется из нижней части бака, а затем – из верхней.
В схеме топливного отсека с подвесными баками (которые могут иметь цилиндрическую, сферическую, торообраз- ную или иную более сложную форму) они крепятся силовыми узлами к несущему корпусу. С другими отсеками такой корпус соединяется также торцевыми шпангоутами. Аналогичную конструкцию имеет хвостовой отсек, в котором размещаются ЖРД и некоторые элементы арматуры системы подачи топлива.
Разделение ракетных блоков может происходить как до включения ЖРД блока последующей ступени путем торможения блока предшествующей ступени вспомогательными ракетными двигателями («холодное» деление), так и при работающем ракетном двигателе на участке спада тяги («горячее» деление).
Управление вектором тяги современных ЖРД, необходимое для полета ракеты по заданной программе, осуществляется поворотом камеры РД с помощью управляющих ракетных двигателей малой тяги, вдувом части газа за критическую часть сопла и другими способами. В случае многокамерной ДУ управляющий момент можно также создать рассогласованием тяг неподвижных камер, тяга каждой из которых регулируется в определенных пределах.
В ракетном блоке с РДТТ роль топливного отсека с запасом твердого топлива выполняет корпус РД, а в хвостовом отсеке размещается сопловой блок и оборудование, необходимое для управления вектором тяги. Управление осуществляется либо поворотом одного или нескольких сопел, либо боковым вдувом газа в основной поток продуктов сгорания в зоне расширяющейся части сопла, что приводит к газодинамической асимметрии потока и перераспределению давления на стенки раструба, создавая результирующий управляющий момент относительно центра масс ракеты.
Тяга, развиваемая РДТТ, передается на последующие отсеки или ракетные блоки (в составной ракете поперечного деления) с помощью переходной стержневой фермы или подкрепленной стрингерами оболочки. Чтобы иметь возможность выключить РД до полного выгорания топлива и отделить корпус РДТТ от головной части боевой ракеты, на его переднем днище могут быть предусмотрены наклонные сопла обратной тяги. При достижении определенного сочетания значения скорости полета, ее направления и координат ракеты по специальной команде системы управления эти сопла открываются и направляют газовый поток из камеры сгорания через переднее днище корпуса, создавая обратную тягу, обеспечивающую разделение.