1-ая ступень CZ-2С

1-ая ступень CZ-4A

1-ая ступень Electron

1-ая ступень H2A

1-ая ступень H2B

1-ая ступень LM-2D

1-ая ступень Протон-М

Первая и самая массивная ступень РН Протон-М имеет массу конструкции около 31 тоны. Конструктивно ступень состоит из центрального бака с окислителем (АТ) и шестью толивными баками которые вынесены наружи и предназначенными для хранения (НДМГ). Несмотря на то, что топливные баки вынесены наружу, тем не менее они не являются сбрасываемыми. Каждый из топливных баков оснащен двигательной установкой РД-275М (РД-276). Начиная с 1965 года данная ступень постоянно модифицировалась и в настоящее время ее производительность на 112 процента выше чем была в начале эксплуатации.

1-ая ступень РБ РН Дельта 4 тяжелая RS-68A

1-ая ступень РН Дельта 7320

1-ая ступень Фалькон 9 (вер. 1.2)

Первая ступень ракеты Фалькон 9 (вер. 1.2) во многом схожа с тем вариантом что используется на модификации 1.1., с той лишь разницей что новая версия позволяет хранить больше топлива и обладает улучшенным коэффициентом технического совершенства. Баки ступени выполнены из алюминиево-литиевого сплава.

1-ая ступень семейства Antares

Ступень состоит из конструкции, двигательной установки и системы подрыва. Конструкция состоит из нескольких частей и позволяет обеспечивать структурную целостность ракеты. Кроме этого, на ступени установлены датчики уровня топлива, что позволяет оптимизировать процесс подачи топлива в двигательную установку. Бак с топливом построен из вафлированного алюминиевого листа. Бак с окислителем построен из невафлированного алюминиевого листа. Наддув осуществляется гелием из нескольких баков.

1-ая ступень семейства Antares 2ХХ

1-ая ступень. Союз-2.1в

2-ая ступень CZ-2С

2-ая ступень CZ-4A

2-ая ступень Electron

2-ая ступень GSLV

Вторая ступень РН GSLV(GS2) по своей конструкции является типичным представителем ракетных блоков которые работают на жидком топливе. Длинна блока составляет около 11.6 метров, диаметр 2.8 метра, а масса 44900 кг. Баки изготовлены из алюминия и позволяют хранить до 39400 кг топлива. На ступени установлен один ракетный двигатель Vikas 4 который унаследован от двигательной установки РН Ариан 4 (Викинг 4). В качестве новшеств на двигатель установлен увеличенный сопловой насадок который доводит степень расширения сопла до 31. Двигатель имеет длину 3.51 метра, 1.7 диаметр и вес около 900 кг. Его тяга составляет 799 кНьютон в вакууме. Время работы 158 секунд. В ходя полета тяга двигателя может варьироваться по командам от системы управления.

2-ая ступень GSLV 2

2-ая ступень H2A

2-ая ступень H2B

2-ая ступень KSLV-1

2-ая ступень LM-2D

2-ая ступень Протон-М

В отличии от первой ступени, вторая ступень ракеты Протон-М использует стандартную цилиндрическую конструкцию. Ступень использует в качестве топливной пары АТ+НДМГ. Масса конструкции ступени 11 тонн. Масса заправляемого топлива 157 тонн. В качестве основной двигательной установки на блоке используется 3-и двигателя РД-0210, а в качестве рулевого механизма РД-211.

2-ая ступень РБ РН Дельта 4 тяжелая RS-68A

2-ая ступень РН Дельта 4 тяжелая

2-ая ступень Фалькон 9 (вер. 1.2)

Вторая ступень ракеты Фалькон-9 (вер. 1.2) базируется на аналогичном ракетном блоке РН Фалькон-9 (вер. 1.1). К ее основным отличиям, возможно, отнести увеличение длины блока на полметра. Данная особенность должна будет позволить сохранить больше топлива в первой ступени для того чтобы осуществить ее успешную посадку на Землю. Диаметр блока аналогичен диаметру первой ступени ракеты. В качестве топлива и окислителя также используются охлажденные кислород и керосин.

2-ая ступень. Союз-2.1в

3-ая ступень CZ-4B

3-ая ступень CZ-4С

3-ая ступень Протон-М

Третья ступень РН Протон-М предназначена для выведения полезного груза на предварительную или суборбитальную траекторию. Эта ступень также использует в качестве топливной пары АТ и НДМГ. В отличии от первых двух ступеней ракеты Протон-М на данной ступени установлены основные системы навигации и управления полетом ракеты. Система управления полетом неоднократно усовершенствовалась начиная с 2001 года. 

3-яя ступень GSLV

Третья ступень ракеты GSLV MK II (GS3) является полностью индийской разработкой. Ее длинна составляет 8.7 метра, а диаметр 2.8 метра. Ракетный блок имеет в своем составе два алюминиевых топливных бака в которых можно хранить около 12800 кг жидкого кислорода и водорода. Сухая масса блока составляет 2500 кг. В качестве ДУ на ступень установлен двигатель CE-7.5. Его особенностью является то, что данная установка оснащена турбонасосом который работает на скорости 42 тыс. оборотов в минуту. Масса двигателя составляет 445 кг., высота 2.14 метра, диаметр 1.56 метра. Давление в камере сгорания составляет 58 бар. Номинальная тягу ДУ 73.5 кНьютон (может быть увеличена до 93.1 кНьютон). Время работу ДУ составляет около 300 сек в режиме форсирования, однако может быть увеличено до 1000 секунд в номинальном режиме работы. В качестве системы управления на блоке установлены два дополнительных ДУ с тягой 2 кНьютон каждый. На блоке также установлены электронные системы ракеты включая, бортовой компьютер и системы связи.

4-ая ступень GSLV

Данный ракетный блок является опциональным и может быть задействован в ходе непосредственного выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, однако, на практике он до сих пор применялся крайне редко поскольку индийский аппараты, в своем большинстве имеют апогейные ДУ.

ATSM-13

ATSM-9

AUS-51

Algol 2

Algol 3

Algol 3A

Altair 3

Antares. BTS

Ariane 3-0

Burner 2

Burner 2A

C-25

CZ-5-500

CZ-5-500 - это центральный блок первой ступени РН Великий поход 5. Его отличительной особенностью является то, что он является полностью криогенным и по своей сути является результатом продолжения работ КНР в данном направлении.

CZ-8 H-18

CZ-8 K-2-1

CZ-8 K-3-1

Castor 1

Castor 120

Castor 2

Castor 30 XL

Castor 300

Castor 30A

Castor 30B

Castor 4A

Castor 600

Centaur

Delta 4 - 2

Delta RS-68

Delta RS-68A

Delta-K

Epsilon PBS

GEM63XLT

GF-02

H-10

H10

H155

Алюминиевый бак блока разделен на две секции общей переборкой, содержит 120 кубических метра жидкого кислорода с наддувом гелием (давление 3,5 бара). Объем места под водород составляет 390 кубических метра (наддув жидким водородом под давлением 2.5 бар). Внешняя поверхность несет 2 сантиметровый слой изоляции.

H8

HPS3

ICARUS

KM-V2b

KM-V2c

L-110

Первая ступень ракет серии L-110. Разработана ISRO. Первое успешное огневое испытание ступени с полной протяжённостью в 200 секунд состоялось 8 сентября 2010 года, за шесть месяцев до этого, 5 марта, испытания были прерваны на 150-й секунде из-за незначительной неполадки в системе управления. Диаметр ступени — 4 м, высота — 17 м (21,39 м вместе с промежуточной секцией). Состоит из двух алюминиевых топливных баков, которые способны вместить до 110-115 т компонентов топлива: несимметричного диметилгидразина (горючее) и тетраоксида диазота (окислитель). На ступень установлены 2 улучшенных жидкостных ракетных двигателя Vikas-2, позволяющие ступени развивать тягу в 1598 кН в вакууме, с удельным импульсом 293 с. Двигатели используют регенеративное охлаждение циркуляцией топлива, что позволило улучшить удельный импульс и его весовые характеристики по сравнению с предыдущими ракетами. Каждый двигатель может отклонятся от центральной оси индивидуально, позволяя обеспечивать контроль вектора тяги во всех плоскостях. Старт ракеты-носителя обеспечивается только за счёт тяги твердотопливных ускорителей, зажигание двигателей первой ступени происходит только на 110 секунде полёта, за 20 секунд до завершения работы ускорителей. Двигатели первой ступени работают в течение 200 секунд, после чего происходит расстыковка первой и второй ступени.

L140

L144

L220

L33

L9

M-14

M-25

M-34

M-34c

M-35

M-3B

M-V-1

M-V-2

M-V-3

M-V-4

MIHT-3

MIHT-4

Mage-1

Mage-2

Nebula-M VTVL

P120C

Твердотопливный ракетный блок, который был разработан итальянской Avio и французской ASL (Airbus Safran Launchers). Является дальнейшим развитием блока P80, который используется в составе РН Вега. Также как и предшественник имеет корпус из углеволокна. 

P230

Блок собирается непосредственно на космодроме Куру и состоит из трех секции, толщина стальных стенок конструкции 8 мм. Две первые секции включают три 3.35 метровых цилиндра. Топливо состоит из 68%-го перхлората аммония, 18% алюминия; 3.4 метровые секции, поставляются из Италии. Система управления позволяет отклонять вектор тяги на величену 6 °. В планах стоит перевод систем на многоразовое исполнение за счет встраивания в блоки парашютных систем, однако данное решение приведет к падению массы полезной нагрузки, выводимой на ГТО, в размере 100 кг.

PAL

PAM-D

PAM-D2

PAP

PAP-10

PS0

PS0-XL

PS1

PS2

PS3

PS4

PSOM-XL

Pegasus XL-2

Pegasus-3

Phantom Express

RLV-TD

RLV-TD это уменьшенная в шесть раз копия индийской многоразовой системы Avatar. 

S-200

Твердотопливные ускорители S200, разработанны ISRO в целях использования их в качестве боковых ускорителей РН GSLV. С точки зрения габаритов эти блоки являются по состоянию на 2017 год самыми большими из тех, что были создлани Индией. Сопло двигателя управляется при помощи электро-гидравлических приводов и может отклоняться на 5,5° от центральной оси в двух направлениях. 

S85

SR-118

SR-119

SR-120

SRB-A3

SS2

SS3

Shuttle SRB

Star-48BV

Start-1

Start-2

Thiokol titan IV SRB

Titan UA1205

Titan UA1207

Titan USRM

VEGA P80

YZ-1

YZ1 (Yuanzheng-1 или Expedition-1) -верхняя ступень ракеты-носителя которая функционирует шесть с половиной часов. Ее отличительной особенностью является возможность многократного включения. В качестве топлива ступень использует несимметричный диметилгидразин как топливо и тетраоксид диазота как окислитель. Двигательная установка ступени выдает тягу 663 кгс. Удельный импульс 315 сек.

Отличительной особенность модификаций YZ-1A/2 является возможность многократного включения.

Yuanzheng-2 CZ-5

Yuanzheng-2 CZ-5 это опционально устанавливаемый на верхнюю ступень РН серии Великий Поход-5 ракетный блок. В основном он предназначен для реализации процесса выведения полезной нагрузки напрямую на геостационарную орбиту. Конструктивно данных блок является во многом сходжим с блоком YZ-1, однако отличается от последнего увеличенными габаритами.

Zefiro-40

Агрегатный модуль

Атлас 5 400 Common Core Booster

Первая ступень ракеты Атлас 5 541 (Common Core Booster) имеет длину 32.46 метра и диаметр 3.81 метра. Сухая масса блока составляет 21054 кг. Масса заправляемых компонентов ракетного топлива составляет 284089 кг. В качестве топливной пары ракетный блок использует керосин и кислород. Двигательной установкой ракетного блока выступает РД-180 российского производства. Материалом для изготовления баков с компонентами топлива выступает алюминий. Наддув баков производится при помощи гелия. Давление в баках контролируется при помощи компьютерной установки. На блоке установлена система подрыва ракеты-носителя. Также на блоке установлена навигационная и компьютерная системы которые позволяют повысить точность определения координат и наклонения ракеты.

Атлас 5 400 Центавр

Верхняя ступень ракеты атлас 5 XX1 использует однодвигательный ракетный блок Центавр. Диаметр блока составляет 3.05 метра, длина 12.68 метров, сухая масса 2243 кг. В качестве топлива блок использует топливную пару водород+кислород. Масса заправляемых компонентов ракетного топлива составляет 20830 кг. Дно баков с топливом и окислителем имеет эллиптическую форму.

Атлас 5 400 твердотопливный ускоритель

Ракеты семейства Atlas 5 5/4 могут быть оснащены твердотопливными ракетными блоками производства компании Aerojet. Данные ракетные блоки запускаются сразу после старта ракеты предоставляя ей дополнительную тягу (соотношение тяга вес достигает значения равного двум). Каждый из ускорителей имеет сухую массу 5740 кг. Масса топлива составляет 41000 кг. Ускоритель выдает тягу в размере 172200 кг. Особенностью эксплуатации данных блоков является то, что при их отделении от центрального блока используется задержка во времени (1-2 секунды между сбросом пар блоков). Само время отделения блоков определяется исходя из выделенных районов падения и, как правило, сброс происходит через 10 секунд после остановки работы ускорителя.

БВ Волга

Блок выведения (БВ) «Волга» в составе ракет-носителей «Союз-2» этапов 1а, 1б, 1в обеспечивает выведение полезной нагрузки на низкие круговые орбиты высотой до 1500 км, а также на солнечно-синхронные орбиты высотой до 850 км с космодромов Плесецк и Байконур. Блок выведения «Волга» обеспечивает решение следующих задач:

Первый запуск БВ «Волга» состоялся в 2013 году в составе комплекса РН «Союз-2-1в»

Блок «А»

Блок «Б», «В», «Г», «Д»

Блок «И»

Блок «И» (РД-0124)

Блок второй ступени CZ-7

Боковой блок GSLV

Боковой блок ракет серии GSLV (LH40). Имеет диаметр 2.1 метра и длину 19.7 метра. В его состав входят два топливных алюминиевых бака, каждый из которых может хранить по 42000 кг топлива.
В качестве двигательной установки на блок установлен ЖРД Vikas 2, который, унаследован от двигательной установки РН Ариан 1 и теперь производится по лицензии. В данном изделии двигатель был немного упрощен и его длина составляет 2.87 метра, диаметр 0.99 метра, а масса 900 кг. Давление в камере сгорания составляет 58.5 бар. Соотношение компонентов топлива 1.7. Тяга 763 кНьютон. Время работы в составе РН GsLV MkII 148 секунд. Двигатель имеет систему управления вектором тяги.

Боковой блок ракеты Ангара А5

Боковой ускоритель CZ-2F

Боковой ускоритель CZ-3B

Long March 3B использует в качестве боковых ускорителей четыре ракетных блока которые соединяются с центральным блоком первой ступени. С этими четырьмя ускорителями диаметр ракеты увеличивается до 8 метров. Каждый из ускорителей имеет длину 15.33 и диаметр 2.25 метра. Конструкция блока предусматривает наличие баков с топливом и окислителем. Каждый из ускорителей имеет сухую массу в размере 3 тонн и заправляются 37746 кг. компонентами ракетного топлива. На каждом блоке установлено по одному двигателю DaFY-5-1 который обеспечивает тягу около 740 кН на уровне моря.

Боковой ускоритель РН Дельта 4 тяжелая

Боковой ускоритель первой ступени CZ-5

Боковые ускорители CZ-5-300 предназначены для работы в составе первой ступени РН серии Великий Поход 5. Данные блоки имеют диаметр около 3.3 метров и длину около 27 метров. В качестве компононтов топлива они используют кислород и керосин. Сухая масса блока составляет около 14 тонн, а количество топливо составлет около 140 тыс. кг. В качестве двигательной установки блок использует пару двигателей YF-100. 

Боковой ускоритель первой ступени CZ-7

Бриз-КМ

«Бриз-КМ» используется в качестве третьей ступени ракеты-носителя легкого класса «Рокот». Маршевый двигатель РБ «Бриз» имеет возможность многократного включения, что позволяет реализовать различные схемы выведения космических аппаратов, в том числе групповой запуск космических аппаратов на одну или несколько различных орбит. Аппаратура разгонного блока «Бриз» способна обеспечить высокую точность выведения космических аппаратов на орбиту, необходимую ориентацию полезного груза и, при необходимости, его энергоснабжение в орбитальном полете продолжительностью до 7 часов.
Подготовка РБ 14С45 "Бриз-КМ" представляет собой следующую последовательность операций (при исходном состоянии - РБ прибыл в МИК и находится в вагоне на ложементах в транспортном положении):

После выполнения вышеприведённых работ, РБ перегружается на транспортный агрегат ТА-68Р в технологическое защитное устройство ТЗУ-68Р, к которому подключаются системы термостатирования и виброизмерений, и транспортируется на заправочно-нейтрализационную станцию (ЗНС). Заправка РБ производится при вертикальном положении РБ в технологическом защитном устройстве ТЗУ-68Р на транспортном агрегате ТА-68Р в следующей последовательности:

После заправки сжатыми газами и КРТ РБ возвращается на ТК, также с проведением термостатирования и замером виброускорений.

Электрические проверки РБ в составе РКН. Объём работ на месте электрических проверок РБ в составе РКН заключаются в следующем:

Бриз-КС

Бриз-М

Разгонный блок Бриз-М предназначен для доставки полезной нагрузки на низкую, среднюю и другие виды орбит. Конструктивной особенностью блока является то, что он построенн с учетом малого пространства под головным обтекателем. Бриз-М способен работать в течении 24 часов, однако, поскольку он в основном используется при выведении поезных нагрузок на гестационарную. Двигательная установка разгонного блока может включаться около 8-и раз.

Вторая ступень (Ariane 5 ECA)

Вторая ступень CZ-3B

Вторая ступень ракеты CZ-3B также как и первая использует самовоспламенющееся топливо которое хранится в двух баках. Конструктивно бак с окислителем расположен над баком с топливом, что привело конструкторов к необходимости прокладки магистрали через нижний бак. Ступень имеет длину 9.94 метра и диаметр 3.35 метра. Сухая масса изделия составляет 3850 кг., а масса заправляемых компонентов топлива составляет 49605 кг. В качестве двигательной установки на блок установлен двигатель DaFY-20-1, управление вектором тяги осуществляется при помощи установленного на блок четырех камерного DaFY-21-1.

Вторая ступень РН Ангара А5

Первая ступень CZ-3B

Большой центральный блок первой ступени ракеты CZ-3B имеет длину 23.27 метра и диаметр 3.35 метра. Конструктивно данная ступень не отличается от аналогичных конструкций в которых топливный бак находится под баком с окислителем. Баки имеют собственные переборки, что позволяет установить на образовавшийся зазор дополнительное оборудование. Окислительная магистраль проложена через бак с топливом. Сухая масса изделия составляет 12125 кг и заправляется 171775 кг топлива. В качестве маршевого двигателя на блоке установлена двигательная установка   DaFY-6-2 которая конструктивно состоит из четырех двигателей DaFY-5-1.

Первая ступень. Ariane ECA

Проект ракеты-носителя «Аврора» Блок «А»

Изначально на РН «Аврора»(ранее известной также под обозначением «Ямал»)планировалось заменить двигатель РД-108 центрального блока на двигатель НК-33(11Д111),разработанный в свое время в Куйбышевском КБ Н.Д.Кузнецова для варианта лунной РН Н-1.

Проект ракеты-носителя «Аврора» Блок «И»

В качестве третьей ступени РН «Аврора» планировалось использовать усовершенствованный блок «И» с модификацией двигателя РД-0124 воронежского КБХА. Усиленный вариант блока «И» РН «Союз» с увеличенным запасом топлива служит третьей ступенью РН «Авроры». На ней устанавливается один четырехкамерный двигатель.

Проект ракеты-носителя «Аврора» Блок «Корвет»

Система управления РН «Аврора» разработана на основе системы управления РБ ДМ. В качестве четвертой ступени РН планировалось использовать РБ «Корвет» или «Таймыр», проектируемые РКК «Энергия» на базе основных решений РБ семейства ДМ. Основным силовым элементом конструкции РБ«Корвет» является каркасный межбаковый отсек, связывающий в единую силовую схему бак горючего и бак окислителя с фермой подвески. Бак окислителя имеет форму чечевицы; бак горючего-тора. Ось тора наклонена по отношению к продольной оси РБ «Корвет» для уменьшения незабора топлива. К каркасному отсеку с помощью стержней крепится маршевый двигатель 11Д58МФ (модификация двигательной установки РБ ДМ). Аппаратура и агрегаты пневмогидравлической системы подачи компонентов топлива устанавливаются в основном наверхнем днище бака горючего.Настержнях верхней опорной фермы установлены антенныа ппаратуры спутниковой навигацииисистемы«Квант-ВД». Для обеспечения ориентациии стабилизации РБ «Корвет» на пассивных участках полета используются два блока вспомогательных двигательных установок, работающих на газообразном кислороде и нафтилеРГ-1.

РБ Curie

РБ КВТК

РБ КВТК-2

РБ КВТК-А7

Данный разгонный блок планируется создавать на основе РБ КВТК путем увеличения объема хаправляемого топлива на 35 процентов. При этом, разработчики планируют наряду с блоком увеличить размеры ГО.

РБ Фрегат

Разгонный блок «Фрегат», разработан в НПО им. С.А.Лавочкина и предназначен для использования в составе ракет-носителей среднего и тяжелого класса с целью выведения аппарата на заданные орбиты. РБ «Фрегат» обеспечивает решение следующих задач:

Принятые при создании блока технические решения: заправка РБ компонентами топлива на заправочной станции космодрома до его установки на ракету-носитель; применение автономной системы управления позволяют использовать РБ «Фрегат» в составе ракет-носителей «Союз-ФГ», «Союз-2», «Союз-2-3», «Зенит-3SLБФ» и «Ангара-А3». Одним из достоинств «Фрегата» стала возможность его модернизации с целью увеличения рабочего запаса топлива. Так при установке на блоке баков дополнительных емкостей масса топлива может быть увеличена до 5600 кг (малые дополнительные емкости) или до 7100кг (большие дополнительные емкости). В этом случае конструкция РБ «Фрегат», его составляющие системы не затрагиваются, что, практически, исключает принципиальные изменения разгонного блока и, следовательно, сокращает сроки и стоимость модернизации.

Управление разгонным блоком

Автономная система управления разгонным блоком обеспечивает решение навигационной задачи, начиная со старта ракеты-носителя, что обеспечивает высокую точность выведения космического аппарата на рабочие орбиты. Система разработана и изготавливается Научно-производственным центром автоматического приборостроения им. академика Н.А.Пилюгина. Двигательная установка стабилизации, ориентации, и обеспечения запуска (ДУ СОЗ) предназначена для:

РН H2A SRB-A

РН H2A SSB

РН H2B SRB-A

Серия GEM

Серия РБ Orion

Серия разгонных блоков ДМ

Ступень довыведения CZ-2С

Третья ступень CZ-3B

CZ 3B использует криогенную верхнюю ступень которая используется для вывода полезной нагрузки на геопереходную орбиту или отлетные траекторию. Ступень имеет длину 12.38 метра и диаметр 3.0 метра, сухую массу 2740 кг. Третья ступень заправляется компонентами топлива массой 18193 кг.  Бак с водородом расположен над блоком с жидким кислородом. Два бака оснащены сенсорами уровня топлива. Блок оснащен кластером из двух двигателей YF-75. Кластер имеет возможность запускаться несколько раз. На блоке, помимо баков с топливом установлены баки с гелием, газообразным кислородом и гидразином. Последний используется в качестве топлива для ускорителей которые позволяют блоку осуществлять маневрирование в ходе выведения полезной нагрузки.

УРМ РН Ангара

Ускоритель РН Дельта 4 тяжелая

Центральный блок первой ступени CZ-7

Центральный блок ракеты Ангара А5

Центральный ускоритель второй ступени CZ-2F

Центральный ускоритель первой ступени CZ-2F

Четвертая ступень. Ariane 1