GXロケット
全長:約53m (1段目約42m、2段目約10m、フェアリング約11m)
直径:1段目 3.8m、2段目 3.1m、フェアリング 3.3m (4mも検討)
全備質量:約333t (1段目 約311t、2段目 約21t、フェアリング 約1t)
推進薬種類:1段目 液体酸素/ケロシン(RP-1)、2段目 液体酸素/液化天然ガス(LNG)
真空中推力:1段目 4152kN(可変)、2段目 107kN
真空中比推力:1段目 338.4s、2段目 313s
低軌道(高度300km、傾斜角約63度)への打ち上げ能力(ペイロード):約4.5t(ヴァンデンバーグ空軍基地)
太陽同期軌道(高度500km)への打ち上げ能力(ペイロード):約3t(ヴァンデンバーグ空軍基地)
2010年6月29日閲覧。
↑ “GXロケット開発会社が特別清算 事業仕分けで廃止判定”. 産経新聞 (2010年6月29日). 2010年6月29日閲覧。
↑ “GXロケットの高度500キロメートルへの打上げ能力について”. 文部科学省宇宙開発委員会 (2006年10月24日). 2012年6月3日閲覧。
↑ “IHI技報 第49巻第3号 172頁-177頁 次世代中型ロケット GX ロケットの開発” (PDF). IHI. 2011年3月21日閲覧。
↑ “IHI技報 第50巻第3号 72頁-77頁 LNG 推進系LE-8 エンジンの開発” (PDF). IHI. 2011年3月21日閲覧。
↑ 比推力350秒程度,エンジン重量300kg以下,燃焼室圧力5MPa以上,同軸型噴射器
↑ 推力3〜4t程度,比推力350秒以上,再着火機能有,スロットリング機能有
↑ “JAXA、LNGエンジン基礎技術を確立、NASAの性能上回る”. Response.. 2012年7月6日閲覧。
↑ “LNGエンジン研究開発の状況について” (PDF). JAXA. 2012年7月6日閲覧。
↑ “LNG推進系の研究開発について” (PDF). 宇宙航空研究開発機構 (2010年3月31日). 2010年10月17日閲覧。
↑ “株式会社IHIエアロスペース 技術紹介 液体推進系の研究開発” (HTML). IHIエアロスペース. 2010年10月17日閲覧。
宇宙開発事業団(NASDA)が1997年(平成9年)に検討に着手し、かねてから基礎研究を行っていたLNG推進系エンジンの飛行実証試験計画から発展して、LNG推進ロケットの計画はスタートした。 新たなロケットの開発はせず、既存のH-IIロケットの2段目と置き換える形でLNGエンジンを搭載し、数回の打ち上げ試験を行うに止める案もあったが、この計画に、低コストな商業ロケット打ち上げサービスを始めたいIHIが加わり、官民共同の宇宙開発計画として「J-I改ロケット」計画が生まれた。J-IAやJ-IUとも表記され、J-IIロケットとも呼ばれていた。J-Iロケットの改良型のような名前となっているが、実際にはJ-Iとの共通点はまったく無く、単に予算獲得の都合などの理由により、このような名前になっていたのではないかと思われる。これは第1段に米国のアトラスII AS用燃料タンクとロシア製のNK-33ロケットエンジンを使用することで、安価かつ高性能な中小型商用ロケット打上げ能力を実現しようとするものであった。1998年(平成10年)にはIHIと日産自動車を受注者として選定し、打上げは当初2001年(平成13年)冬とされていた。1999年(平成11年)8月には先端技術実証ロケットと名称変更した。
1段目がケロシンを燃料とする液体燃料ロケットで、固体ロケットブースターは使用せず(平成10年頃の検討段階ではSRBを2本または4本使用する案も有った)、2段目に新規開発するLNG燃料エンジン、という全体の構成は最終的なGXと同じである。