LE-9
H3の先代機のH-IIA/Bでは、第1段用ロケットエンジンLE-7Aのエンジンサイクルに二段燃焼サイクルを採用している。二段燃焼サイクルは燃焼室で発生する燃焼圧を大きくすることが他のエンジンサイクルよりも容易であり比推力向上の点で優れているが、配管・タービン各所が高温高圧に晒されるため頑丈に製作する必要がありプリバーナー室等の追加の造作も必要なため製造コストが嵩む。
一方、現在の衛星打ち上げ市場において受注を勝ち取るためにはロケットの製造費用を下げて打ち上げ費用を下げることが重要である。このため、H3の1段目エンジンLE-9では従来の高価で複雑な二段燃焼サイクルにかわり、日本で最初に実用化された簡素で信頼性のあるエキスパンダーブリードサイクルを採用することにした。これによりLE-9の部品点数はLE-7Aより20%少なくなる。エキスパンダーブリードサイクルエンジンの開発と運用の前例として第2段用の推力 137 kN 未満のLE-5A/Bエンジンの実績はあるが、同サイクルはターボポンプの駆動エネルギーを燃焼室からの吸熱に頼るという物理的制約から大推力を生成することが難しく、第1段用エンジンとしての実用化は世界初の試みとなるため、1471 kN という大推力が必要とされるLE-9の開発はH3における最も挑戦的な開発要素となる。