Исследован выбор оптимального расположения топливных баков ракеты с точки зрения минимизации стартовой массы при сохранении ее устойчивости. Основное внимание уделено расчетам на прочность и устойчивость обечаек баков, определению их толщины при двух вариантах компоновки баков: окислитель - горючее, горючее - окислитель. Для этих вариантов рассчитана масса получаемой конструкции, проанализирована разбежка центра давления и центра масс. Проведено сравнение значения весового коэффициента, получаемого на основе прочностного расчета, со значением, принимаемым при проектировании на основе статистических данных. Предложено решение проблемы статической неустойчивости ракеты с помощью установки решетчатых стабилизаторов, аргументирован выигрыш полученной конструкции в массовом отношении. Доказана выгода расположения бака окислителя за баком горючего, что позволит создавать более легкие ракеты и увеличить массу полезного груза без увеличения массы изделия в целом.