新型基幹ロケット、仮称「H-III」では、第1段エンジン「LE-9」と第2段の「LE-11」を同時に開発する。液体ロケットエンジン開発は、ロケット開発における最難関で、これまで何度もトラブルを出し、開発スケジュール遅延の原因となってきた。
特にLE-9は、これまでのH-II/H-IIAロケットの第1段エンジンLE-7/LE-7Aと比べると、エンジン動作の仕組みを、「二段燃焼サイクル」から「エキスパンダー・ブリード・サイクル」という方式に変更する。新しいエンジンサイクルは、構造が簡素になり、エンジンが低コストになる一方で、大型エンジンほど開発が難しくなるという特徴がある。
従って実機開発中に何か大きなトラブルが起きても不思議はない。いや、むしろトラブルは必至と考えるべきだろう。
しかも日本にとって液体ロケットエンジン2種類の同時開発は初めて。決してリスクは小さくない。開発難航と初号機打ち上げ遅延を見越した“隠し球”を予め開発計画の中に仕込んでおく必要がある。
カギは推進剤を押し込む「ターボポンプ」の駆動方法
液体ロケットエンジンは、燃料と酸化剤（まとめて推進剤という）をターボポンプで主燃焼室に押し込んで燃焼させ、得られた高温ガスをノズルから噴射して推力を得る。主燃焼室の圧力が高いほどエンジンは高性能になるので、高効率・高圧のターボポンプが必須となる。
ターボポンプを駆動するエネルギーをどうやって得るかで、液体エンジンのエンジン・サイクルは分類される。基本となるのは、別途小さな副燃焼室（ガス・ジェネレーター）で少量の推進剤を燃焼させて、得られた高温ガスでターボポンプを駆動するガス・ジェネレーター（GG）サイクルだ。GGサイクルは、主燃焼室が高圧になるほど、そこに推進剤を押し込むターボポンプの出力を上げねばならず、駆動に使う推進剤が増える。この分のガスは推力に寄与しないのでエンジン全体でみた損失が大きくなる。
この欠点を改良したのが、LE-7/7Aで採用された二段燃焼サイクルだ。