这一段不但是过渡结构，同时也是上面一级火箭的发动机舱，能够用来保护发动机在大气层中飞行时不受气动力和气动热的影响。此外，级间段还是动力系统、控制系统、遥测系统等部分仪器设备的安装场所。
级间段有两类结构形式：一是薄壳结构形式，需要在壳体侧面开有若干排焰口，以保证上面一级发动机点燃后产生的火焰能及时排到箭体外面；二是桁架结构形式，它是由若干根圆杆构成（有点类似于建筑工地上的脚手架）的，并不是封闭的，这非常有利于发动机排焰。在级间分离时，为了尽量减少上面级的结构质量，级间段大部分随下面级分离掉。
5.段尾
顾名思义，段尾是火箭尾部的一段结构。其有以下用途：当火箭竖立在发射台上时承受整个火箭的重量；是第一级的发动机舱；当火箭在大气层内飞行时，它可以保护发动机不受气动力和气动热的影响；若火箭带有尾翼，它就是安装尾翼的基体；另外它还安装有部分控制、遥测等系统设备。
通常情况下，段尾多是薄壳结构形式，壳体侧面开有若干窗口，在发射准备阶段，用来对动力系统进行全面检查和测试，有利于对动力系统部分组件的安装。
6.推进剂贮箱
这里所说的推进剂贮箱是指液体火箭的推进剂贮箱，它是贮存液体推进剂的贮存容器。因为在一枚火箭中，推进剂的质量大约占整个火箭的90%左右，所以推进剂贮箱的荷重也就占了整个火箭质量的大部分。
推进剂贮箱不仅用于存贮推进剂，而且还是火箭的主要承力结构，用以承受发动机和空气动力作用在火箭上的力；贮箱还有定量功能，就是控制加注贮箱内的推进剂量，因为火箭对所需要的推进剂量要求很严格，加注的推进剂量少了，火箭还没有达到预定的速度，推进剂就会耗尽，发动机就会停止工作，当然也就不能把航天器送入预定的轨道。与之相反，如果推进剂加多了，火箭达到预定的速度后发动机关机，多余的推动剂不但没有任何用途，反而在整个飞行中一直消耗火箭的能量，因此会成为火箭的负担，降低了火箭的运载能力；贮箱还能根据发动机工作的需要将推进剂输送给发动机系统。对于使用低温推动剂的贮箱，还能起到隔热保温的作用，以防止低温推进剂在常温环境下大量挥发。
推进剂贮箱按其使用的推进剂类型分为常温推进剂贮箱和低温推进剂贮箱。常温贮箱一般为薄壳式结构，多数是采用高强度铝合金板材焊接而成（有的板材还采用数控铣切成网格状，以减轻其质量）；而对于低温贮箱而言，除了具有与常温贮箱相同的金属薄壳结构外，往往还要在外面包上一层隔热材料（当然还有其他的隔热方式）。
7.分离系统
众所周知，火箭在飞行过程中往往将一些完成任务后没有什么用途的部件全部抛掉，执行这些预定指令的功能都是由火箭上的分离系统来完成的。
这些分离包括：级与级之间的分离、整流罩的分离、有效载荷的分离以及逃逸塔与火箭的分离等。
分离系统一般由以下三部分构成：
（1）连接解锁装置：
能够保证在分离之前能牢固地连接在一起，而需要分离时又能可靠地分开。比如，爆炸螺栓，聚能爆炸索等。
（2）分离冲量装置：当两个部件分离时，不仅是把连接装置解脱开，还要把它们推开一定的距离，但是需要一定的能量，分离冲量装置就是为分离部件提供分离能量。比如，常用的有压缩弹簧、气动式火药作动筒、反推小火箭等。
（3）引爆装置：无论是连接解锁装置还是分离冲量装置，大都采用火工装置，即采用电爆管之类的火工品来引爆，这就是引爆装置。
8.动力系统
动力系统是为火箭飞行提供动力和姿态控制力的系统。
换句话说，火箭能够克服地球引力和飞行时的大气阻力把火箭送入太空，完全依靠动力系统提供的能量来实现的，同时在飞行过程中不断对火箭的姿态进行调整所需要的力也是由动力系统提供的。
根据使用的推进剂来划分，动力系统可以分为固体、液体和固液混合型三类。使用固体推进剂的动力系统就是我们常说的的固体火箭发动机。
它的结构比较简单，主要由燃烧室（包括推进剂）、喷管、安全点火装置和推力终止机构等部分组成；采用液态推进剂的动力系统由发动机系统和增压系统组成；固液混合型动力系统则介于上述二者之间。下面我们再介绍一下使用液态推进剂的动力系统。
（1）发动机系统
发动机系统根据其功能，可分为助推发动机和姿控发动机两大类。
为火箭提供推动力的发动机就是助推发动机，又称主发动机。这种发动机的推力一般都比较大，一台小的发动机推力也有十余吨，大的推力能达到几百吨，比如“土星Ⅴ”火箭一级发动机的单台推力就达到七百多吨。助推发动机由主系统、副系统和启动系统组成。主系统包括燃烧室(又称推力室)、喷管等，副系统包括涡轮泵组和活门自动器等。启动系统包括启动器(火药启动，电、气启动)和启动活门等。
按其工作高度划分，助推发动机可分为低空发动机和高空发动机。火箭的第一级采用低空发动机，第二级和第三级多用高空发动机。
按其启动方式，可分为一次性启动和多次启动型发动机。有些发动机是固定的，只能提供轴向推力；有些发动机是可以摆动的，除了提供轴向动力之外，还可以通过它的摆动提供与火箭纵轴垂直的姿态控制力。
凡是为调整火箭姿态提供动力，为精确修正末级关机点速度提供冲量和在真空滑行段为推进剂管理提供能量的发动机，统称为姿控发动机。在前面我们已经提到，当助推发动机工作时，可以通过它的摇摆提供姿态控制动力。但是对于上面采用二次启动的发动机来说，当第一次发动机已关闭，而第二次发动机还没有启动时，在这一间隔时间内，火箭处于滑行阶段，换言之，火箭是在没有动力助推的情况下依靠惯性来飞行的。这时，主发动机无法再提供控制力了，可是火箭不能无控制的“自由”飞行，因此需要专用的姿控发动机提供控制动力，以保证火箭稳定的按预定轨道飞行。
为了保证航天器的入轨精确度，必须严格控制末级火箭关机点的速度。但是助推发动机的推力一般都比较大，当大推力发动机突然关闭时，关机的后效冲量偏差势必会引起控制关机点的速度偏差，因此，为了修正这一偏差，当助推发动机关闭后，改用小推力的姿控发动机逐渐进行修正，当速度达到精确要求之后，接着关闭姿控发动机，这样就可以保证航天器的入轨精度。
在前面我们已经讲过，当火箭在高空滑行段飞行时是无动力惯性飞行，箭上设备处于失重或微重力状态，这时候贮箱内的液体推进剂因失重而漂浮不定，而且极易与贮箱中的增压气体混合在一起，如果这时再次启动发动机，推进剂就不能按要求进入发动机燃烧室进行燃烧，当然发动机也就不能正常工作。不过，这是绝对不允许的。为此，在滑行段无动力惯性飞行时，用姿控发动机产生一定的轴向推力来消除其失重环境，使液体始终沉于贮箱底部，从而保证助推发动机再次启动时能正常工作。
由于其工作性质，姿控发动机具有以下特点：推力小，一般几十牛顿至几百牛顿；可多次启动；可在失重状态下启动工作；启动和关闭多为电磁阀控制；推进剂贮箱为特制贮箱，如囊式贮箱或表面张力式贮箱等。
姿控发动机一般由贮箱、推力室、电磁阀、增压系统和管路活门等组成。
（2）增压系统
为了保证发动机的涡轮泵组正常工作，输送到涡轮泵入口的推进剂必须有一定的压力，然而仅仅依靠推进剂流动的自重压力是远远不够的。正由于此，特意在火箭上设计了一套增压系统，在火箭起飞前就要给推进剂贮箱充气增压，在火箭飞行过程中还要持续不断地增压，以保证涡轮泵组能持续的正常工作。
增压系统的增压方式一般有：气体增压、自生增压、化学增压等。
