米国人由于技术限制，始终无法突破。
大推力液氧煤油发动机的技术难关，尤其是无法解决液氧煤油发动机用作再生冷却剂结焦的问题，所以进入七十年代后，米国放弃了液氧煤油发动机的研制。
转而进行SSME为代表的。
高压补燃液氢液氧发动机的研制，这主要是受制于煤油用作，再生冷却剂结焦的问题。
由于液氧煤油的诸多优越性。
米国这方面技术落后，不得不全方位引进购买俄罗斯的技术，液氧煤油发动机由于密度比冲高，无毒，无污染，特点备受关注，米国引进了俄罗斯的几乎所有高压补燃液氧煤油发动机。
对它们进行试验研究。
试图掌握这种技术。
苏联则通过在推动室设置，内冷却环节和其他措施，保证推动室热壁温度不超过500摄氏度，成功解决没有冷却高压推力室技术难题。
使燃烧室壁压高达24.5MPa。
研制出大中小一系列，先进的高压补燃液氧煤油发动机”。
俄罗斯的rd170发动机，每台的地面推力就达740吨，是目前世界上推力最大的，液体火箭发动机。一台发动机就几乎相当于，中华长征系列采用的，火箭发动机如YF-20B的十台以上，而且比冲更高，还可以重复使用。
从设计上说，可在大修前提下，重复使用20次。
而用于能源号芯级液氢液氧火箭发动机rd-0120同样非常先进，是大推力氢氧发动机，能源号火箭芯级采用4台RD-0120作为动力装置。
每台发动机的真空推力200吨。
真空比冲455 s。
它与米国航天飞机主发动机水平相当，在某些材料、工艺方面，还超过了米国航天飞机主发动机，但运载火箭的综合能力方面，米国要强于俄火箭，日本运载火箭的单项技术和美俄差不多，但规模还有所不及。
为了抗衡前苏联和米国，在航天领域的强大发展势头。
1972年法国建议，西欧10国联合组成欧洲航天局，共同研制“阿丽亚娜”运载火箭。
1973年7月研制计划获得批准。
法国空间研究中心，负责“阿丽亚娜”火箭的计划管理，航空航天公司负责总装，迄今，“阿丽亚娜”运载火箭系列，已经发展了从“阿丽亚娜1”至“阿丽亚娜Ⅴ”共5个型号。
“阿丽亚娜1”为三级液体运载火箭。
该火箭长50米带有效载荷，直径3．8米，发射质量200吨，进入远地点36000公里高度过渡轨道的，有效载荷为1700公斤。
欧空局的“阿丽亚娜”5，起飞重量700多吨。
规模比日本大型主力火箭h-2b大。
日本大型主力火箭h-2b的，地球同步转移轨道运载能力是 8吨，低轨道运载能力是16～17吨，日本发射过最大筹载是htv的16.5吨但是 h2b最大可达到19吨。
它是一种捆绑了两个，大型固体助推器的两级火箭。
一、二级均采用液氢／液氧发动机。
第一级的LE－7发动机是新研制的，推力86吨；第二级的LE－SA发动机是“H－1”火箭第一级发动机的改进型，推力12吨。
火箭总长50米，直径4米，起飞质量260吨。
“H－2”火箭的主要特点：
一是结构良好，火箭长度短，重量轻，其重量仅为运载能力相同的苏联“质子”火箭的38％，欧航局的“阿丽亚娜Ⅳ”的一半，而且可靠性高达96％；二是技术先进，如第一级主发动机采用的二级燃烧循环方式是一项燃烧效率很高的高难技术。
目前只有米国航天飞机的，主发动机和前苏联的“能源号”火箭第一级发动机，采用了这项技术。
第二级火箭具有重新启动功能。
使h2火箭具有足够的灵活性来满足把有效载荷送入不同轨道的要求。但发射成本较高，每一枚相当1．55亿米元。
而发射能力相近的“阿丽亚娜Ⅳ”只需0．82亿米元。
目前最新的就是固体火箭发动机，属于化学火箭发动机。
用固态物质作为推进剂，固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能，燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管。
排出从而产生推力推动导弹向前飞行。
固体火箭发动机主要由壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置等四部分组成，其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计。
采用材料与制造工艺、壳体材料及制造工艺是最为关键的环节。
直接影响固体发动机的性能。
固体推进剂配方各种组分的混合物，可以用压伸成型工艺预制成药柱再装填到壳体内，也可以直接在壳体内进行贴壁浇铸，壳体直接用作燃烧室，喷管用于超音速排出燃气。
产生推力；
喷管组件还要有推力矢量控制系统，来控制导弹的飞行姿势。
点火装置，在点火指令控制下，解除安全保险并点燃发火药，产生高温高压火焰，用于点燃壳体内的推进剂。
固体发动机的水平。