LE-8
GXロケットの開発開始に伴い、並行して開発が開始された。GXロケットの2段目に使用されるLNG推進系は打ち上げ機の用途としては世界初の実用化の試みだった。一般的にロケットの開発工程においてロケットエンジンの開発はロケット本体よりも開発期間を要するため、先駆けて開発が進められるが、LE-8の開発ではほぼ同時期に開発が開始された。新型ロケットエンジンの開発では一般的に推進剤の特性に応じた燃焼室、推進剤噴射装置の開発が不可欠なため、要素技術の開発が予め進められている。しかし、2000年代初頭の時点においてLNG推進系に関する国内での知見は、LE-7開発時に燃焼器の基礎燃焼試験をした程度で乏しかった。やがてこれが後の開発に影響を及ぼすことになる。
エンジンサイクルは当初は機構が単純で開発費が少なく、同時に高信頼性が期待できる圧送式サイクルで進められていたが、より高性能化が期待できるガス発生器サイクルに切り替えられた。推力室はアブレーション冷却とし、燃料噴射器はLE-5Bなどに使われる同軸型の噴射器ではなく衝突型の噴射器を採用した。 当初、圧送式サイクルで開発していたため、他のエンジンサイクルと比較して燃焼圧力が低いので相対的に比推力が低下するものの、燃料タンクに軽量で高強度の複合材タンクを採用することと、エンジンからガス発生器やターボポンプを省略することで、2段目全体の質量を軽くし能力低下を補う予定だった。 なお、LE-8エンジンには再着火機能、出力調整機能は無い。