H-IIBロケット
3kg(試験機では203.9kg)、ロケット各段・SRB-A・ペイロード分離部・フェアリングの火工品は合わせて18.5kg(試験機では18.3kg)、2段ガスジェットのヒドラジンは108kg(最大値、試験機では72kg)、1段目エンジン部の作動油は84リットルが2個(試験機では83.5リットルが2個)となっている(以上試験機の数値は標準値)。
第1段機体
LE-7A(再生冷却長ノズル)型ロケットエンジン(推進剤:液体酸素/液体水素)をクラスター化し2基搭載、キャビテーション対策にインデューサの改良をした液体酸素ターボポンプを適用している。開発段階において一部メディアで、実質新規開発エンジン「LE-7B」を第1段に使用するとの誤報があった。LE-7Aは当初からクラスター搭載に対応して設計されており、H-IIBに使用されるLE-7AはH-IIA用とほぼ同一設計である。クラスター化に伴い、2基1組でないと作動しないということはなく、領収燃焼試験は1基ずつ行っている。クラスター化の開発には新規性があまりなく、次世代へのエンジン設計技術の継承にあまり役に立たなくて困ったという。
H-IIAからタンク直径を4mから5.2mに拡大、全長を1m伸長することにより推進薬量を約1.7倍に増大させている。従来よりタンクの溶接はTIG溶接(Tungsten Inert Gas(Welding Method))で行われてきたが、MHI名古屋航空宇宙システム製作所によりロケットタンクの溶接では世界で初めて円周方向にもFSW(摩擦攪拌接合)が導入された。