RD-301
LREは二段燃焼サイクルで燃焼室内の温度は4400Kに低減された。推進剤の混合比は2.7だった。燃料で冷却された(ノズルと燃焼室の再生冷却)。1軸式のターボポンプで470回転/秒で1265 kWだった。システム管理は圧縮されたヘリウムを使用した電子ガス圧制御だった。複数回の始動が選択肢として用意された。酸化剤の高い腐食性により、部品が破損して開発の行程において多くの技術的困難が伴った。
ロケットでの部分的な使用を想定した開発は失敗だったが、得られた知見は後のエンジンの開発に役立った。プロトンロケットの3段目の類似の単燃焼室を備えた8D21のようなエンジンの開発に受け継がれた。フッ素とアンモニアを使用する上段ロケットの開発は中止された。ソビエトの月計画の枠組みで開発者達の一部は関心を寄せた。特殊な上段であるブロックDでの開発が検討された。