SRB-A
H-IIA204型の開発にあたり最大動圧を抑制し、衛星の負担を減らす目的で開発されたのがSRB-A2である。ノズル出口径を拡大、モータ前方の推進薬を数%増し、その分後方の推進薬を減らすことで、推力レベルを従来のSRB-Aの70%に抑え、長時間(約120秒)燃焼する推力パターンを持つ。また、ノズル形状をコニカル型からベル型へと変更することで、SRB-A開発中に問題となった局所エロージョンを分散半減し、信頼性を向上させる設計であった。
2003年4月15日にプロトタイプモデルの地上燃焼試験を終え、同12月の認定型試験を残すのみであったが、11月にH-IIAロケット6号機でSRB-Aの分離失敗が発生、その後の事故調査結果によって別途SRB-Aの改良が行われることになり、SRB-A2の開発はSRB-A改良型の開発へと統合された。
H-IIロケットのSRBでは油圧ブローダウン方式だったが、SRB-AではTVCによって単体でピッチ・ヨー制御能力を持つ、電動アクチュエータを用いた可動ノズル推力方向制御 (MNTVC) を採用しており、これによって大幅な整備費低減が達成された。開発にあたっては、大出力小型電動モータや大電力インバータ、大出力電源の開発が課題であった。電動モータには高占積率ステータと高エネルギー積永久磁石を用いた大型低慣性ロータを採用し実現した。また、大電力インバータには信頼性が高く小型モジュール化された絶縁ゲートバイポーラトランジスタ(IGBT, Insulated Gate Bipolar Transistor)、及び耐振動性を増した大容量アルミ電解コンデンサを採用することでこれを実現した。電源としては、300 V級に高電圧化、150 A級に高電流化した熱電池を使用している。