อาร์เอส-25

การทดสอบยิง RS-25 บริเวณสว่างด้านล่างของภาพคือเพชรกันกระแทก
ประเทศต้นกำเนิด	สหรัฐอเมริกา
เที่ยวบินแรก	12 เมษายน 2524 ( STS-1 ) ( 12 เมษายน 1981 )
นักออกแบบ	ร็อกเก็ตไดน์
ผู้ผลิต	ร็อกเก็ตไดน์ (1972–2005) บริษัท Pratt & Whitney Rocketdyne (2005–2013) บริษัท Aerojet Rocketdyne (ปี 2013 – ปัจจุบัน)
แอลวีที่เกี่ยวข้อง	กระสวยอวกาศ ระบบปล่อยจรวดอวกาศ
ผู้มาก่อน	HG-3
สถานะ	กำลังใช้งาน
เครื่องยนต์เชื้อเพลิงเหลว
เชื้อเพลิงขับดัน	ล็อกซ์ / แอลเอช2
อัตราส่วนการผสม	6.03:1
วงจร	การเผาไหม้แบบหลายขั้นตอนด้วยเพลาคู่ที่มีเชื้อเพลิงมากเกินไป
การกำหนดค่า
อัตราส่วนหัวฉีด	78:1 [ 1 ]
ผลงาน
แรงขับ, สุญญากาศ	2,279  kN (512,300  lbf ) [ 1 ]
แรงผลักดัน ระดับน้ำทะเล	1,860 kN (418,000 lbf) [ 1 ]
ช่วงคันเร่ง	67–109%
อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนัก	73.1 [ 2 ]
แรงดันในห้อง	2,994 psi (20.64 MPa) [ 1 ]
แรงดลจำเพาะสุญญากาศ	452.3 วินาที (4.436 กม./วินาที) [ 1 ]
แรงดลจำเพาะณ ระดับน้ำทะเล	366 วินาที (3.59 กม./วินาที) [ 1 ]
การไหลของมวล	514.49 กก./วินาที (1,134.26 ปอนด์/วินาที)
มิติ
ความยาว	4.3 เมตร (168 นิ้ว)
เส้นผ่านศูนย์กลาง	2.4 เมตร (96 นิ้ว)
มวลแห้ง	3,177 กก. (7,004 ปอนด์) [ 2 ]
เอกสารอ้างอิง
เอกสารอ้างอิง	[ 3 ] [ 2 ]
หมายเหตุ	ข้อมูลนี้ใช้สำหรับ RS-25D ที่ระดับกำลังไฟ 109% ของกำลังไฟที่กำหนด

RS -25หรือที่รู้จักกันในชื่อเครื่องยนต์หลักของกระสวยอวกาศ ( SSME ) ^{[ 1 ]}เป็นเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงเหลวแบบไค รโอเจนิก ที่ใช้ในกระสวยอวกาศของNASAและใช้ในSpace Launch System

เครื่องยนต์ RS-25 ออกแบบและผลิตในสหรัฐอเมริกาโดยRocketdyne (ต่อมาคือPratt & Whitney RocketdyneและAerojet Rocketdyne ) ใช้ เชื้อเพลิงเหลวไฮโดรเจนและออกซิเจนเหลวที่อุณหภูมิต่ำมาก (ไครโอเจนิก) โดยแต่ละเครื่องยนต์สร้าง แรงขับ 1,859 กิโลนิวตัน (418,000 ปอนด์_ฟุต ) ขณะขึ้นบิน แม้ว่าประวัติของ RS-25 จะย้อนกลับไปถึงทศวรรษ 1960 แต่การพัฒนาอย่างจริงจังเริ่มต้นในทศวรรษ 1970 ด้วยเที่ยวบินแรกSTS-1เมื่อวันที่ 12 เมษายน 1981 เครื่องยนต์ RS-25 ได้รับการปรับปรุงตลอดประวัติการใช้งานเพื่อเพิ่มแรงขับ ความน่าเชื่อถือ ความปลอดภัย และภาระการบำรุงรักษา

เครื่องยนต์สร้างแรงดลจำเพาะ ( I _sp ) 452 วินาที (4.43 kN⋅s/kg) ในสุญญากาศ หรือ 366 วินาที (3.59 kN⋅s/kg) ที่ระดับน้ำทะเล มีมวลประมาณ 3.5 ตัน (7,700 ปอนด์) และสามารถปรับกำลังได้ระหว่าง 67% ถึง 109% ของระดับกำลังที่กำหนดโดยเพิ่มขึ้นทีละ 1 เปอร์เซ็นต์ ส่วนประกอบของ RS-25 ทำงานที่อุณหภูมิตั้งแต่ −253 ถึง 3,300 °C (−400 ถึง 6,000 °F) ^{[ 1 ]}

ยานอวกาศสเปซชัตเติลใช้เครื่องยนต์ RS-25 จำนวน 3 เครื่อง ติดตั้งอยู่ที่ท้ายยานโดยดึงเชื้อเพลิงจากถังภายนอกเครื่องยนต์เหล่านี้ใช้ในการขับเคลื่อนตลอดการขึ้นสู่ชั้นบรรยากาศของยาน โดยแรงขับรวมเพิ่มขึ้นจากจรวดเชื้อเพลิงแข็ง 2 เครื่อง และเครื่องยนต์ AJ10 สำหรับระบบควบคุมวงโคจรอีก 2 เครื่องของยานหลังจากภารกิจแต่ละครั้ง เครื่องยนต์ RS-25 จะถูกถอดออกจากยาน ตรวจสอบ ปรับปรุงใหม่ และนำกลับมาใช้ใหม่ในภารกิจอื่น

จรวดส่งยานอวกาศแต่ละลำติดตั้งเครื่องยนต์ RS-25 จำนวน 4 เครื่อง โดยติดตั้งอยู่ในส่วนเครื่องยนต์ที่ฐานของตัวจรวดหลักและจะถูกกำจัดทิ้งหลังการใช้งาน สี่เที่ยวบินแรกของจรวดส่งยานอวกาศใช้เครื่องยนต์ที่ได้รับการปรับปรุงและซ่อมแซมใหม่ ซึ่งสร้างขึ้นสำหรับโครงการกระสวยอวกาศ เที่ยวบินต่อๆ ไปจะใช้เครื่องยนต์ RS-25E ที่ได้รับการปรับปรุงให้เรียบง่ายขึ้น เรียกว่า Production Restart ซึ่งอยู่ระหว่างการทดสอบและพัฒนา

แผนผังวงจร RS-25

แผนภาพอย่างง่ายของ RS-25

การไหลของเชื้อเพลิง

การไหลของสารออกซิไดเซอร์

อัตราการไหลของเชื้อเพลิง RS-25

เครื่องยนต์ RS-25 ประกอบด้วยปั๊ม วาล์ว และส่วนประกอบอื่นๆ ที่ทำงานร่วมกันเพื่อสร้างแรงขับ เชื้อเพลิง ( ไฮโดรเจนเหลว ) และสารออกซิไดเซอร์ ( ออกซิเจนเหลว ) จาก ถังภายนอกของกระสวยอวกาศเข้าสู่ยานอวกาศที่วาล์วตัดการเชื่อมต่อของสายส่งและจากนั้นไหลผ่านท่อส่งของระบบขับเคลื่อนหลัก (MPS) ของยานอวกาศ ในขณะที่ในระบบปล่อยจรวดอวกาศ (SLS) เชื้อเพลิงและสารออกซิไดเซอร์จากส่วนแกนกลางของจรวดจะไหลเข้าสู่ท่อ MPS โดยตรง เมื่ออยู่ในท่อ MPS แล้ว เชื้อเพลิงและสารออกซิไดเซอร์แต่ละชนิดจะแยกออกเป็นเส้นทางต่างๆ ไปยังเครื่องยนต์แต่ละเครื่อง (สามเครื่องในกระสวยอวกาศ สี่เครื่องใน SLS) ในแต่ละเส้นทาง วาล์วก่อนจะอนุญาตให้เชื้อเพลิงเข้าสู่เครื่องยนต์^{[ 4 ] [ 5 ]}

เมื่อเข้าสู่เครื่องยนต์แล้ว สารขับดันจะไหลผ่านปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิงและออกซิไดเซอร์ แรงดันต่ำ (LPFTP และ LPOTP) จากนั้นจึงเข้าสู่ปั๊มเทอร์โบแรงดันสูง (HPFTP และ HPOTP) จากปั๊ม HPTP เหล่านี้ สารขับดันจะไหลไปตามเส้นทางต่างๆ ภายในเครื่องยนต์ ออกซิไดเซอร์จะถูกแยกออกเป็นสี่เส้นทาง ได้แก่: ไปยังเครื่องแลกเปลี่ยนความร้อน ของออกซิไดเซอร์ ซึ่งจะแยกออกไปยังระบบเพิ่มแรงดันถังออกซิไดเซอร์และ ระบบระงับการสั่น สะเทือน ; ไปยังปั๊มเทอร์โบออกซิไดเซอร์แรงดันต่ำ (LPOTP); ไปยังเครื่องเผาไหม้ล่วงหน้าออกซิไดเซอร์แรงดันสูง ซึ่งจะแยกออกไปยังกังหัน HPFTP และ HPOTP ก่อนที่จะรวมกันอีกครั้งในท่อร่วมก๊าซร้อนและส่งไปยังห้องเผาไหม้หลัก (MCC); หรือเข้าสู่หัวฉีดของห้องเผาไหม้หลัก (MCC) โดยตรง

ในขณะเดียวกัน เชื้อเพลิงจะไหลผ่านวาล์วเชื้อเพลิงหลักเข้าสู่ระบบระบายความร้อนแบบหมุนเวียน สำหรับ หัวฉีดและ MCC หรือผ่านวาล์วสารหล่อเย็นห้องเผาไหม้ เชื้อเพลิงที่ผ่านระบบระบายความร้อนของ MCC จะไหลกลับผ่านกังหัน LPFTP ก่อนที่จะถูกส่งไปยังระบบอัดแรงดันถังเชื้อเพลิงหรือระบบระบายความร้อนท่อร่วมก๊าซร้อน (จากที่นั่นจะไหลเข้าสู่ MCC) เชื้อเพลิงในระบบระบายความร้อนหัวฉีดและระบบวาล์วสารหล่อเย็นห้องเผาไหม้จะถูกส่งผ่านเครื่องเผาไหม้ล่วงหน้าไปยังกังหัน HPFTP และ HPOTP ก่อนที่จะรวมกันอีกครั้งในท่อร่วมก๊าซร้อน จากนั้นจะไหลเข้าสู่หัวฉีด MCC เมื่ออยู่ในหัวฉีด สารขับดันจะถูกผสมและฉีดเข้าไปในห้องเผาไหม้หลักซึ่งจะจุดติดไฟ การพุ่งของส่วนผสมสารขับดันที่กำลังลุกไหม้ผ่านคอและปากกระบอกของหัวฉีดเครื่องยนต์จะสร้างแรงขับ^{[ 4 ]}

ปั๊มเทอร์โบออกซิไดเซอร์แรงดันต่ำ (LPOTP) เป็นปั๊มแบบไหลตามแนวแกน ซึ่งทำงานที่ ความเร็วประมาณ 5,150 รอบต่อนาที ขับเคลื่อนด้วย กังหันหกขั้นตอนที่ขับเคลื่อนด้วยออกซิเจนเหลวแรงดันสูงจากปั๊มเทอร์โบออกซิไดเซอร์แรงดันสูง (HPOTP) โดยจะเพิ่มแรงดันของออกซิเจนเหลวจาก 0.7 เป็น 2.9 MPa (100 ถึง 420 psi) จากนั้นการไหลจาก LPOTP จะถูกส่งไปยัง HPOTP ในระหว่างการทำงานของเครื่องยนต์ แรงดันที่เพิ่มขึ้นทำให้ปั๊มออกซิไดเซอร์แรงดันสูงสามารถทำงานที่ความเร็วสูงได้โดยไม่เกิดโพรงอากาศ LPOTP ซึ่งมีขนาดประมาณ 450 x 450 มม. (18 x 18 นิ้ว) เชื่อมต่อกับท่อส่งเชื้อเพลิงของยานและได้รับการรองรับในตำแหน่งคงที่โดยการติดตั้งบนโครงสร้างของยานปล่อย^{[ 4 ​​]}

จากนั้น ระบบสะสมพลังงานสำหรับระงับการแกว่งแบบ pogoจะถูกติดตั้งไว้ก่อน HPOTP ^{[ 6 ]}สำหรับการใช้งาน จะต้องชาร์จด้วยฮีเลียม ก่อนและหลัง และชาร์จด้วยก๊าซO₂จากเครื่องแลกเปลี่ยนความร้อน และเนื่องจากไม่มีเมมเบรน จึงทำงานโดยการหมุนเวียนก๊าซที่ป้อนเข้าไปอย่างต่อเนื่อง มีแผ่นกั้นหลายประเภทอยู่ภายในถังสะสมเพื่อควบคุมการกระฉอกและการปั่นป่วน ซึ่งมีประโยชน์ในตัวเองและยังช่วยป้องกันไม่ให้ก๊าซรั่วไหลเข้าไปในท่อออกซิไดเซอร์แรงดันต่ำเพื่อถูกส่งเข้าไปใน HPOTP ด้วย

ระบบ HPOTP ประกอบด้วยปั๊มแรงเหวี่ยงแบบ ขั้นตอนเดียวสองตัว (ปั๊มหลักและปั๊มก่อนการเผาไหม้) ติดตั้งอยู่บนเพลาเดียวกันและขับเคลื่อนด้วยกังหันก๊าซร้อนแบบสองขั้นตอน ปั๊มหลักจะเพิ่มความดันของออกซิเจนเหลวจาก 2.9 เป็น 30 MPa (420 ถึง 4,350 psi) ในขณะที่ทำงานที่ความเร็วประมาณ 28,120 รอบต่อนาที ทำให้ได้กำลังขับ 23,260  แรงม้า (17.34  เมกะวัตต์ ) กระแสไหลออกจาก HPOTP จะแยกออกเป็นหลายเส้นทาง เส้นทางหนึ่งขับเคลื่อนกังหัน LPOTP อีกเส้นทางหนึ่งไปยังและผ่านวาล์วออกซิไดเซอร์หลักและเข้าสู่ห้องเผาไหม้หลัก และอีกเส้นทางเล็กๆ จะแยกออกและส่งไปยังเครื่องแลกเปลี่ยนความร้อน ของออกซิได เซอร์ ออกซิเจนเหลวไหลผ่านวาล์วป้องกันน้ำท่วมซึ่งป้องกันไม่ให้เข้าสู่เครื่องแลกเปลี่ยนความร้อนจนกว่าจะมีปริมาณความร้อนเพียงพอสำหรับเครื่องแลกเปลี่ยนความร้อนในการใช้ความร้อนที่มีอยู่ในก๊าซที่ปล่อยออกมาจากกังหัน HPOTP เพื่อเปลี่ยนออกซิเจนเหลวให้เป็นก๊าซ ก๊าซจะถูกส่งไปยังท่อร่วมแล้วจึงส่งไปยังถังออกซิเจนเหลวเพื่อเพิ่มแรงดัน อีกเส้นทางหนึ่งเข้าสู่ปั๊มก่อนการเผาไหม้ขั้นที่สองของ HPOTP เพื่อเพิ่มแรงดันของออกซิเจนเหลวจาก 30 เป็น 51 MPa (4,300 psiaถึง 7,400 psia) มันผ่านวาล์วออกซิไดเซอร์ก่อนการเผาไหม้เข้าไปในตัวออกซิไดเซอร์ก่อนการเผาไหม้ และผ่านวาล์วออกซิไดเซอร์ก่อนการเผาไหม้เชื้อเพลิงเข้าไปในตัวเผาไหม้เชื้อเพลิงก่อน HPOTP มีขนาดประมาณ 600 x 900 มม. (24 x 35 นิ้ว) มันติดอยู่กับท่อร่วมก๊าซร้อนด้วยหน้าแปลน^{[ 4 ]}

กังหัน HPOTP และปั๊ม HPOTP ติดตั้งอยู่บนเพลาเดียวกัน การผสมกันของก๊าซร้อนที่มีเชื้อเพลิงมากในส่วนกังหันและออกซิเจนเหลวในปั๊มหลักอาจก่อให้เกิดอันตราย และเพื่อป้องกันสิ่งนี้ ส่วนทั้งสองจึงถูกแยกออกจากกันด้วยช่องว่างที่ถูกไล่ออกอย่างต่อเนื่องโดยการจ่ายฮีเลียมของเครื่องยนต์ในระหว่างการทำงานของเครื่องยนต์ ซีลสองตัวช่วยลดการรั่วไหลเข้าไปในช่องว่าง ซีลตัวหนึ่งอยู่ระหว่างส่วนกังหันและช่องว่าง ในขณะที่อีกตัวหนึ่งอยู่ระหว่างส่วนปั๊มและช่องว่าง การสูญเสียความดันฮีเลียมในช่องว่างนี้ส่งผลให้เครื่องยนต์หยุดทำงานโดยอัตโนมัติ^{[ 4 ]}

ปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิงแรงดันต่ำ (LPFTP) เป็นปั๊มแบบไหลตามแนวแกนที่ขับเคลื่อนด้วยกังหันสองขั้นตอนที่ใช้พลังงานจากไฮโดรเจนก๊าซ โดยจะเพิ่มแรงดันของไฮโดรเจนเหลวจาก 30 เป็น 276 psia (0.2 ถึง 1.9 MPa) และส่งไปยังปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิงแรงดันสูง (HPFTP) ในระหว่างการทำงานของเครื่องยนต์ แรงดันที่เพิ่มขึ้นจาก LPFTP ช่วยให้ HPFTP ทำงานที่ความเร็วสูงได้โดยไม่เกิดการเกิดโพรงอากาศ LPFTP ทำงานที่ความเร็วประมาณ 16,185 รอบต่อนาทีและมีขนาดประมาณ 450 x 600 มม. (18 x 24 นิ้ว) โดยเชื่อมต่อกับท่อส่งเชื้อเพลิงของยานและยึดอยู่ในตำแหน่งคงที่โดยติดตั้งกับโครงสร้างของยานปล่อย^{[ 4 ​​]}

ปั๊มแรงดันสูง (HPFTP) เป็นปั๊มแรงเหวี่ยงสามขั้นตอนที่ขับเคลื่อนด้วยกังหันก๊าซร้อนสองขั้นตอน มันเพิ่มแรงดันของไฮโดรเจนเหลวจาก 1.9 เป็น 45 MPa (276 เป็น 6,515 psia) และทำงานที่ความเร็วประมาณ 35,360 รอบต่อนาที ด้วยกำลัง 71,140  แรงม้า (53.05  เมกะวัตต์ ) กระแสไหลออกจากปั๊มเทอร์โบจะถูกส่งไปยังและผ่านวาล์วหลัก จากนั้นจะถูกแยกออกเป็นสามเส้นทาง เส้นทางหนึ่งผ่านปลอกของห้องเผาไหม้หลัก ซึ่งไฮโดรเจนจะถูกใช้เพื่อระบายความร้อนผนังห้องเผาไหม้ จากนั้นจะถูกส่งจากห้องเผาไหม้หลักไปยังปั๊มแรงดันต่ำ (LPFTP) ซึ่งใช้ในการขับเคลื่อนกังหัน LPFTP ส่วนเล็ก ๆ ของกระแสไหลจาก LPFTP จะถูกส่งไปยังท่อร่วมจากเครื่องยนต์ทั้งสามเครื่องเพื่อสร้างเส้นทางเดียวไปยังถังไฮโดรเจนเหลวเพื่อรักษาระดับแรงดัน ไฮโดรเจนที่เหลือจะไหลผ่านระหว่างผนังด้านในและด้านนอกของท่อส่งก๊าซร้อนเพื่อทำให้เย็นลง จากนั้นจึงปล่อยเข้าไปในห้องเผาไหม้หลัก เส้นทางการไหลของไฮโดรเจนเส้นที่สองจากวาล์วเชื้อเพลิงหลักจะผ่านหัวฉีดเครื่องยนต์ (เพื่อทำให้หัวฉีดเย็นลง) จากนั้นจะรวมกับเส้นทางการไหลเส้นที่สามจากวาล์วสารหล่อเย็นห้องเผาไหม้ การไหลรวมกันนี้จะถูกส่งไปยังเครื่องเผาไหม้ล่วงหน้าของเชื้อเพลิงและสารออกซิไดเซอร์ HPFTP มีขนาดประมาณ 550 x 1,100 มม. (22 x 43 นิ้ว) และติดอยู่กับท่อส่งก๊าซร้อนโดยใช้หน้าแปลน^{[ 4 ]}

ตัวเผาไหม้ล่วงหน้าของสารออกซิไดเซอร์และเชื้อเพลิงถูกเชื่อมติดกับท่อส่งก๊าซร้อน เชื้อเพลิงและสารออกซิไดเซอร์เข้าสู่ตัวเผาไหม้ล่วงหน้าและผสมกันเพื่อให้เกิดการเผาไหม้ที่มีประสิทธิภาพ ตัวจุด ประกายไฟ เสริม เป็นห้องผสมขนาดเล็กที่อยู่ตรงกลางของหัวฉีดของตัวเผาไหม้ล่วงหน้าแต่ละตัว ตัวจุดประกายไฟสำรองคู่สองตัวถูกเปิดใช้งานโดยตัวควบคุมเครื่องยนต์และใช้ในระหว่างลำดับการสตาร์ทเครื่องยนต์เพื่อเริ่มต้นการเผาไหม้ในตัวเผาไหม้ล่วงหน้าแต่ละตัว พวกมันจะปิดลงหลังจากประมาณสามวินาทีเนื่องจากกระบวนการเผาไหม้สามารถดำเนินต่อไปได้เอง ตัวเผาไหม้ล่วงหน้าผลิตก๊าซร้อนที่มีเชื้อเพลิงเข้มข้นซึ่งผ่านกังหันเพื่อสร้างพลังงานที่จำเป็นในการทำงานของปั๊มเทอร์โบแรงดันสูง การไหลออกของตัวเผาไหม้ล่วงหน้าของสารออกซิไดเซอร์จะขับเคลื่อนกังหันที่เชื่อมต่อกับ HPOTP และปั๊มตัวเผาไหม้ล่วงหน้าของสารออกซิไดเซอร์ การไหลออกของตัวเผาไหม้ล่วงหน้าของเชื้อเพลิงจะขับเคลื่อนกังหันที่เชื่อมต่อกับ HPFTP ^{[ 4 ]}

ความเร็วของกังหัน HPOTP และ HPFTP ขึ้นอยู่กับตำแหน่งของวาล์วออกซิไดเซอร์และวาล์วออกซิไดเซอร์ของห้องเผาไหม้เชื้อเพลิงก่อนที่เกี่ยวข้อง วาล์วเหล่านี้ถูกกำหนดตำแหน่งโดยตัวควบคุมเครื่องยนต์ ซึ่งใช้วาล์วเหล่านี้ในการควบคุมการไหลของออกซิเจนเหลวไปยังห้องเผาไหม้ก่อน และด้วยเหตุนี้จึงควบคุมแรงขับของเครื่องยนต์ วาล์วออกซิไดเซอร์และวาล์วออกซิไดเซอร์ของห้องเผาไหม้เชื้อเพลิงก่อนจะเพิ่มหรือลดการไหลของออกซิเจนเหลว ดังนั้นจึงเพิ่มหรือลดความดันในห้องเผาไหม้ก่อน ความเร็วของกังหัน HPOTP และ HPFTP และการไหลของออกซิเจนเหลวและไฮโดรเจนก๊าซเข้าไปในห้องเผาไหม้หลัก ซึ่งจะเพิ่มหรือลดแรงขับของเครื่องยนต์ วาล์วออกซิไดเซอร์และวาล์วออกซิไดเซอร์ของห้องเผาไหม้เชื้อเพลิงก่อนทำงานร่วมกันเพื่อควบคุมเครื่องยนต์และรักษาอัตราส่วนส่วนผสมเชื้อเพลิงให้คงที่ที่ 6.03:1 ^{[ 3 ]}

วาล์วออกซิไดเซอร์หลักและวาล์วเชื้อเพลิงหลักควบคุมการไหลของออกซิเจนเหลวและไฮโดรเจนเหลวเข้าสู่เครื่องยนต์ และถูกควบคุมโดยตัวควบคุมเครื่องยนต์แต่ละตัว เมื่อเครื่องยนต์ทำงาน วาล์วหลักจะเปิดเต็มที่^{[ 4 ]}

ห้องเผาไหม้หลัก (MCC) ของเครื่องยนต์รับก๊าซร้อนที่มีเชื้อเพลิงเข้มข้นจากวงจรระบายความร้อนของท่อส่งก๊าซร้อน ก๊าซไฮโดรเจนและออกซิเจนเหลวเข้าสู่ห้องเผาไหม้ที่หัวฉีด ซึ่งจะผสมเชื้อเพลิงเข้าด้วยกัน ส่วนผสมจะถูกจุดติดโดย "ตัวจุดประกายไฟเสริม" ซึ่งเป็นเปลวไฟ H2 _/ O2 _ที่อยู่ตรงกลางหัวหัวฉีด^{[ 7 ]}หัวฉีดหลักและชุดโดมถูกเชื่อมติดกับท่อส่งก๊าซร้อน และ MCC ก็ถูกยึดด้วยสลักเกลียวกับท่อส่งก๊าซร้อนเช่นกัน^{[ 4 ]} MCC ประกอบด้วยเปลือกโครงสร้างที่ทำจากInconel 718ซึ่งบุด้วยโลหะผสมทองแดง - เงิน - เซอร์โคเนียม ที่เรียกว่า NARloy-Z ซึ่งพัฒนาขึ้นโดยเฉพาะสำหรับ RS-25 ในช่วงทศวรรษ 1970 มีการเจาะช่องประมาณ 390 ช่องในผนังด้านในเพื่อลำเลียงไฮโดรเจนเหลวผ่านด้านในเพื่อระบายความร้อน MCC เนื่องจากอุณหภูมิในห้องเผาไหม้สูงถึง 3,300 °C (5,970 °F) ระหว่างการบิน ซึ่งสูง^กว่าจุดเดือดของเหล็ก [ ^{8 ] [ 9 ]}

ทางเลือกในการสร้างเครื่องยนต์ RS-25 ที่จะใช้ในภารกิจ SLS คือการใช้เซรามิกโครงสร้างขั้นสูง เช่นสารเคลือบป้องกันความร้อน (TBCs) และวัสดุคอมโพสิตเมทริกซ์เซรามิก (CMCs) ^{[ 10 ]}วัสดุเหล่านี้มีค่าการนำความร้อนต่ำกว่าโลหะผสมอย่างมาก จึงช่วยให้การเผาไหม้มีประสิทธิภาพมากขึ้นและลดความต้องการการระบายความร้อน TBCs คือชั้นออกไซด์เซรามิกบางๆ ที่เคลือบอยู่บนชิ้นส่วนโลหะ ทำหน้าที่เป็นฉนวนความร้อนระหว่างผลิตภัณฑ์การเผาไหม้ที่เป็นก๊าซร้อนกับเปลือกโลหะ การใช้ TBC กับ เปลือก Inconel 718ในระหว่างการผลิตสามารถยืดอายุการใช้งานของเครื่องยนต์และลดต้นทุนการระบายความร้อนได้ นอกจากนี้ CMCs ยังได้รับการศึกษาเพื่อใช้แทนซูเปอร์อัลลอยที่มีนิกเกลเป็นส่วนประกอบ และประกอบด้วยเส้นใยที่มีความแข็งแรงสูง (BN, C) ที่กระจายตัวอย่างต่อเนื่องในเมทริกซ์ SiC แม้ว่า MCC ที่ประกอบด้วย CMC จะยังไม่ได้รับการศึกษาและยังห่างไกลจากความสำเร็จเท่ากับการใช้ TBC แต่ก็อาจให้ประสิทธิภาพของเครื่องยนต์ในระดับที่ไม่เคยมีมาก่อน

หัวฉีดของเครื่องยนต์มีความยาว 121 นิ้ว (3.1 ม.) มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 10.3 นิ้ว (0.26 ม.) ที่คอ และ 90.7 นิ้ว (2.30 ม.) ที่ทางออก^{[ 11 ]}หัวฉีดเป็นส่วนขยายรูปทรงระฆังที่ยึดติดกับห้องเผาไหม้หลัก เรียกว่าหัวฉีดเดอลาวาลหัวฉีด RS-25 มีอัตราส่วนการขยายตัว ที่ใหญ่ผิดปกติ (ประมาณ 69:1) สำหรับความดันในห้องเผาไหม้^{[ 12 ]}ที่ระดับน้ำทะเล หัวฉีดที่มีอัตราส่วนนี้โดยปกติจะเกิดการแยกตัวของไอพ่นออกจากหัวฉีด ซึ่งจะทำให้เกิดปัญหาในการควบคุมและอาจทำให้ยานเสียหายทางกลไกได้ อย่างไรก็ตาม เพื่อช่วยในการทำงานของเครื่องยนต์ วิศวกรของ Rocketdyne ได้ปรับมุมของผนังหัวฉีดจากค่าที่เหมาะสมที่สุดทางทฤษฎีสำหรับแรงขับ โดยลดมุมลงใกล้กับทางออก ซึ่งจะทำให้ความดันรอบขอบเพิ่มขึ้นเป็นความดันสัมบูรณ์ระหว่าง 4.6 ถึง 5.7 psi (32 ถึง 39 kPa) และป้องกันการแยกตัวของการไหล ส่วนภายในของการไหลมีแรงดันต่ำกว่ามาก ประมาณ 2 psi (14 kPa) หรือน้อยกว่า^{[ 13 ]}พื้นผิวภายในของหัวฉีดแต่ละอันจะถูกระบายความร้อนด้วยไฮโดรเจนเหลวที่ไหลผ่าน ทางเดินระบายความร้อนของผนังท่อสแตนเลส ที่เชื่อมติด กัน บนกระสวยอวกาศ วงแหวนรองรับที่เชื่อมติดกับปลายด้านหน้าของหัวฉีดเป็นจุดยึดเครื่องยนต์กับแผ่นกันความร้อนที่จัดหาโดยยานอวกาศ การป้องกันความร้อนเป็นสิ่งจำเป็นเนื่องจากส่วนต่างๆ ของหัวฉีดสัมผัสกับความร้อนในระหว่างการปล่อย การขึ้นสู่ชั้นบรรยากาศ ในวงโคจร และขั้นตอนการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของภารกิจ ฉนวนประกอบด้วยแผ่นใยโลหะสี่ชั้นหุ้มด้วยฟอยล์โลหะและตะแกรง^{[ 4 ]}

เครื่องยนต์แต่ละเครื่องติดตั้งตัวควบคุมเครื่องยนต์หลัก (MEC) ซึ่งเป็นคอมพิวเตอร์แบบบูรณาการที่ควบคุมการทำงานทั้งหมดของเครื่องยนต์ (โดยใช้วาล์ว) และตรวจสอบประสิทธิภาพการทำงานMEC แต่ละตัว ซึ่งสร้างโดย Honeywell Aerospace เดิมประกอบด้วย คอมพิวเตอร์Honeywell HDC-601 สองตัว ที่ทำงานซ้ำซ้อนกัน^{[ 14 ]}ต่อมาได้รับการอัปเกรดเป็นระบบที่ประกอบด้วย โปรเซสเซอร์ Motorola 68000 (M68000) สองตัวที่ทำงานซ้ำซ้อนกันสองเท่า (รวมเป็น M68000 สี่ตัวต่อตัวควบคุม) ^{[ 15 ]}การติดตั้งตัวควบคุมไว้บนเครื่องยนต์เองช่วยลดความซับซ้อนของการเดินสายระหว่างเครื่องยนต์และยานปล่อยจรวดได้อย่างมาก เนื่องจากเซ็นเซอร์และแอคทูเอเตอร์ทั้งหมดเชื่อมต่อโดยตรงกับตัวควบคุมเท่านั้น จากนั้น MEC แต่ละตัวจะเชื่อมต่อกับคอมพิวเตอร์อเนกประสงค์ (GPC) ของยานอวกาศหรือชุดระบบอิเล็กทรอนิกส์การบินของ SLS ผ่านหน่วยอินเทอร์เฟซเครื่องยนต์ (EIU) ของตัวเอง^{[ 16 ]}การใช้ระบบเฉพาะยังช่วยลดความซับซ้อนของซอฟต์แวร์และปรับปรุงความน่าเชื่อถืออีกด้วย

คอมพิวเตอร์แบบ dual-CPU สองเครื่องที่ทำงานอิสระต่อกัน คือ A และ B ประกอบกันเป็นตัวควบคุม ทำให้ระบบมีความซ้ำซ้อน หากระบบควบคุม A ล้มเหลว ระบบจะเปลี่ยนไปใช้ระบบควบคุม B โดยอัตโนมัติโดยไม่กระทบต่อการทำงาน และหากระบบควบคุม B ล้มเหลวอีกครั้ง ระบบจะปิดเครื่องยนต์อย่างนุ่มนวล ภายในแต่ละระบบ (A และ B) M68000 ทั้งสองตัวทำงานพร้อมกันทำให้แต่ละระบบสามารถตรวจจับความล้มเหลวได้โดยการเปรียบเทียบระดับสัญญาณบนบัสของโปรเซสเซอร์ M68000 ทั้งสองตัวภายในระบบนั้น หากพบความแตกต่างระหว่างบัสทั้งสอง ระบบจะสร้างสัญญาณขัดจังหวะและเปลี่ยนการควบคุมไปยังอีกระบบหนึ่ง เนื่องจากมีความแตกต่างเล็กน้อยระหว่าง M68000 จาก Motorola และผู้ผลิตรายที่สองTRWแต่ละระบบจึงใช้ M68000 จากผู้ผลิตรายเดียวกัน (ตัวอย่างเช่น ระบบ A จะมี CPU ของ Motorola สองตัว ในขณะที่ระบบ B จะมี CPU ที่ผลิตโดย TRW สองตัว) หน่วยความจำสำหรับตัวควบคุมบล็อก I เป็น แบบ ลวดชุบซึ่งทำงานในลักษณะคล้ายกับหน่วยความจำแกน แม่เหล็ก และเก็บรักษาข้อมูลได้แม้หลังจากปิดเครื่องแล้ว^{[ 17 ]}ตัวควบคุมบล็อก II ใช้หน่วยความจำแบบคงที่CMOS ทั่วไป^{[ 15 ]}

ตัวควบคุมได้รับการออกแบบให้มีความทนทานเพียงพอที่จะทนต่อแรงกระแทกจากการปล่อยจรวดและพิสูจน์แล้วว่ามีความยืดหยุ่นต่อความเสียหายอย่างมาก ในระหว่างการสอบสวนอุบัติเหตุ ของ ยานชาเลนเจอร์ MEC สองตัว (จากเครื่องยนต์ 2020 และ 2021) ที่กู้คืนจากก้นทะเล ได้ถูกส่งไปยัง Honeywell Aerospace เพื่อตรวจสอบและวิเคราะห์ ตัวควบคุมตัวหนึ่งแตกออกด้านหนึ่ง และทั้งสองตัวมีการกัดกร่อนและเสียหายอย่างรุนแรงจากสิ่งมีชีวิตในทะเล หน่วยทั้งสองถูกถอดประกอบและหน่วยความจำถูกล้างด้วยน้ำปราศจากไอออนหลังจากที่ทำให้แห้งและอบในสุญญากาศแล้ว ข้อมูลจากหน่วยเหล่านี้ถูกดึงออกมาเพื่อตรวจสอบทางนิติวิทยาศาสตร์^{[ 18 ]}

เพื่อควบคุมกำลังขับของเครื่องยนต์ MEC จะควบคุมวาล์วเชื้อเพลิงที่ขับเคลื่อนด้วยระบบไฮดรอลิก 5 ตัวในแต่ละเครื่องยนต์ ได้แก่ วาล์วออกซิไดเซอร์ก่อนการเผาไหม้ วาล์วออกซิไดเซอร์ก่อนการเผาไหม้เชื้อเพลิง ออกซิไดเซอร์หลัก เชื้อเพลิงหลัก และวาล์วสารหล่อเย็นห้องเผาไหม้ ในกรณีฉุกเฉิน วาล์วเหล่านี้สามารถปิดสนิทได้โดยใช้ระบบจ่ายฮีเลียมของเครื่องยนต์เป็นระบบสำรอง^{[ 4 ]}

ในกระสวยอวกาศ วาล์วหลักสำหรับออกซิไดเซอร์และระบายเชื้อเพลิงจะถูกใช้หลังจากปิดเครื่องเพื่อระบายเชื้อเพลิงที่เหลืออยู่ โดยออกซิเจนเหลวที่เหลืออยู่จะถูกระบายออกทางเครื่องยนต์ และไฮโดรเจนเหลวที่เหลืออยู่จะถูกระบายออกทางวาล์วเติมและระบายไฮโดรเจนเหลว หลังจากระบายเสร็จแล้ว วาล์วจะปิดและคงปิดอยู่ตลอดภารกิจที่เหลือ^{[ 4 ]}

วาล์ว ควบคุม สารหล่อเย็นติดตั้งอยู่บนท่อบายพาสสารหล่อเย็นของห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์แต่ละเครื่อง ตัวควบคุมเครื่องยนต์จะควบคุมปริมาณไฮโดรเจนที่เป็นก๊าซที่อนุญาตให้บายพาสวงจรสารหล่อเย็นของหัวฉีด จึงควบคุมอุณหภูมิของสารหล่อเย็น วาล์วสารหล่อเย็นของห้องเผาไหม้จะเปิด 100% ก่อนสตาร์ทเครื่องยนต์ ในระหว่างการทำงานของเครื่องยนต์ วาล์วจะเปิด 100% สำหรับการตั้งค่าคันเร่งที่ 100 ถึง 109% สำหรับการตั้งค่าคันเร่งระหว่าง 65 ถึง 100% ตำแหน่งของวาล์วจะอยู่ในช่วง 66.4 ถึง 100% ^{[ 4 ]}

วิดีโอภายนอก
การทดสอบกิมบอล RS-25

เครื่องยนต์แต่ละเครื่องติดตั้งตลับลูกปืนกิมบอล ซึ่งเป็นข้อต่อลูกบอล และเบ้าแบบสากลที่ยึดติดกับยานปล่อยจรวดด้วยหน้าแปลน ด้านบน และยึดติดกับเครื่องยนต์ด้วยหน้าแปลนด้านล่าง ตลับลูกปืนกิมบอลทำหน้าที่เป็นส่วนเชื่อมต่อแรงขับระหว่างเครื่องยนต์และยานปล่อยจรวด รองรับน้ำหนักเครื่องยนต์ 7,480 ปอนด์ (3,390 กิโลกรัม) และทนต่อแรงขับได้มากกว่า 500,000 ปอนด์ (2,200,000 นิวตัน) นอกจากจะเป็นวิธีการยึดเครื่องยนต์เข้ากับยานปล่อยจรวดแล้ว ตลับลูกปืนกิมบอลยังช่วยให้เครื่องยนต์สามารถหมุน (หรือ "กิมบอล") รอบแกนอิสระสองแกนได้ในช่วง ±10.5° ^{[ 19 ]}การเคลื่อนไหวนี้ช่วยให้เวกเตอร์แรงขับของเครื่องยนต์เปลี่ยนแปลงได้ จึงช่วยบังคับทิศทางของยานให้ไปในทิศทางที่ถูกต้อง ช่วงกิมบอลที่ค่อนข้างกว้างนั้นจำเป็นต่อการแก้ไขโมเมนตัมการเอียงที่เกิดขึ้นเนื่องจากศูนย์กลางมวลที่เคลื่อนที่อย่างต่อเนื่องขณะที่ยานเผาไหม้เชื้อเพลิงในระหว่างการบินและหลังจากการแยกบูสเตอร์ ชุดแบริ่งมีขนาดประมาณ 290 x 360 มม. (11 x 14 นิ้ว) มีมวล 105 ปอนด์ (48 กก.) และทำจากโลหะผสมไทเทเนียม^{[ 6 ]}

ปั๊มเทอร์โบออกซิเจนแรงดันต่ำและปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิงแรงดันต่ำถูกติดตั้งห่างกัน 180° บนโครงสร้างแรงขับของลำตัวด้านท้ายของยานอวกาศ ท่อจากปั๊มเทอร์โบแรงดันต่ำไปยังปั๊มเทอร์โบแรงดันสูงมีท่ออ่อนที่ยืดหยุ่นได้ ซึ่งช่วยให้ปั๊มเทอร์โบแรงดันต่ำสามารถอยู่กับที่ได้ในขณะที่ส่วนที่เหลือของเครื่องยนต์หมุนได้เพื่อควบคุมทิศทางแรงขับ และยังช่วยป้องกันความเสียหายต่อปั๊มเมื่อมีการรับน้ำหนัก ท่อไฮโดรเจนเหลวจาก LPFTP ไปยัง HPFTP ถูกหุ้มฉนวนเพื่อป้องกันการเกิดอากาศเหลว^{[ 4 ]}

นอกจากระบบเชื้อเพลิงและสารออกซิไดเซอร์แล้ว ระบบขับเคลื่อนหลักของยานปล่อยยังติดตั้งระบบฮีเลียมซึ่งประกอบด้วยถังเก็บ 10 ถัง รวมถึงตัวควบคุม วาล์วตรวจสอบ ท่อส่ง และวาล์วควบคุมต่างๆ ระบบนี้ใช้ในระหว่างการบินเพื่อไล่อากาศออกจากเครื่องยนต์และให้แรงดันเพื่อสั่งการวาล์วเครื่องยนต์ภายในระบบจัดการเชื้อเพลิงและในระหว่างการปิดระบบฉุกเฉิน ในระหว่างการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของกระสวยอวกาศ ฮีเลียมที่เหลืออยู่จะถูกใช้เพื่อไล่อากาศออกจากเครื่องยนต์ในระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและเพื่อปรับแรงดันใหม่^{[ 4 ]}

ประวัติของ RS-25 ย้อนกลับไปในช่วงทศวรรษ 1960 เมื่อศูนย์การบินอวกาศมาร์แชลล์ของNASAและRocketdyneกำลังดำเนินการศึกษาชุดหนึ่งเกี่ยวกับเครื่องยนต์แรงดันสูง ซึ่งพัฒนามาจากเครื่องยนต์ J-2 ที่ประสบความสำเร็จ ซึ่งใช้ใน ขั้นบน S-IIและS-IVBของ จรวด Saturn Vในระหว่างโครงการ Apolloการศึกษาเหล่านี้ดำเนินการภายใต้โครงการปรับปรุงเครื่องยนต์ Saturn V ซึ่งได้สร้างการออกแบบเครื่องยนต์ขั้นบนขนาด 350,000 lbf (1,600 kN) ที่รู้จักกันในชื่อHG-3 [ ^{20 ] เมื่อ}ระดับเงินทุนสำหรับ Apollo ลดลง HG-3 ก็ถูกยกเลิก เช่นเดียวกับเครื่องยนต์ F-1 ที่ ได้รับการปรับปรุง ซึ่งกำลังอยู่ระหว่างการทดสอบ^{[ 21 ]}การออกแบบของ HG-3 จะเป็นพื้นฐานสำหรับ RS-25 ^{[ 22 ]}

ในขณะเดียวกัน ในปี พ.ศ. 2510 กองทัพอากาศสหรัฐฯได้ให้ทุนสนับสนุนการศึกษาระบบขับเคลื่อนจรวดขั้นสูงเพื่อใช้ในโครงการ Isinglassโดย Rocketdyne ได้รับมอบหมายให้ตรวจสอบ เครื่องยนต์ แอโรสไปค์และPratt & Whitney (P&W) ให้ทำการวิจัย เครื่องยนต์แบบ หัวฉีดเดอลาวาล แบบดั้งเดิมที่มีประสิทธิภาพมากขึ้น เมื่อสิ้นสุดการศึกษา P&W ได้เสนอเครื่องยนต์ขนาด 250,000 ปอนด์_-ฟุตที่เรียกว่าXLR-129 ซึ่งใช้ หัวฉีดขยายสองตำแหน่งเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพในช่วงระดับความสูงที่หลากหลาย^{[ 23 ] [ 24 ]}

ในเดือนมกราคม พ.ศ. 2512 NASA ได้มอบสัญญาให้กับ General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas และ North American Rockwell เพื่อเริ่มต้นการพัฒนากระสวยอวกาศในระยะแรก^{[ 25 ]}ในส่วนหนึ่งของการศึกษา 'ระยะ A' เหล่านี้ บริษัทที่เกี่ยวข้องได้เลือกเครื่องยนต์ XLR-129 รุ่นปรับปรุงใหม่ ซึ่งมีกำลัง 415,000 lbf (1,850 kN) เป็นเครื่องยนต์พื้นฐานสำหรับการออกแบบของพวกเขา^{[ 23 ]}การออกแบบนี้สามารถพบได้ในกระสวยอวกาศหลายรุ่นที่วางแผนไว้จนถึงการตัดสินใจขั้นสุดท้าย อย่างไรก็ตาม เนื่องจาก NASA สนใจที่จะผลักดันเทคโนโลยี ให้ ก้าวหน้าในทุกด้าน พวกเขาจึงตัดสินใจเลือกการออกแบบที่ล้ำหน้ากว่ามากเพื่อ "ผลักดันความก้าวหน้าของเทคโนโลยีเครื่องยนต์จรวด" ^{[ 12 ] [ 23 ]}พวกเขาเรียกร้องให้มีการออกแบบใหม่โดยใช้ห้องเผาไหม้แรงดันสูงที่มีแรงดันประมาณ 3,000 psi (21,000 kPa) ซึ่งจะเพิ่มประสิทธิภาพของเครื่องยนต์

การพัฒนาเริ่มขึ้นในปี พ.ศ. 2513 เมื่อ NASA ออกคำขอเสนอโครงการสำหรับการศึกษาแนวคิดเครื่องยนต์หลัก 'เฟส B' ซึ่งต้องการการพัฒนาเครื่องยนต์แบบ de Laval ที่มี การเผาไหม้ แบบหลายขั้นตอนและสามารถปรับแรงขับได้ ^{[ 12 ] [ 23 ]}คำขอนี้อิงตามการออกแบบกระสวยอวกาศในขณะนั้น ซึ่งมีสองขั้นตอนที่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้ คือ ยานอวกาศโคจรและจรวดขับกลับที่มีลูกเรือ และต้องการเครื่องยนต์หนึ่งเครื่องที่สามารถขับเคลื่อนยานทั้งสองลำผ่านหัวฉีดสองแบบที่แตกต่างกัน (เครื่องยนต์จรวดขับกลับ 12 เครื่อง แต่ละเครื่องมีแรงขับที่ระดับน้ำทะเล 550,000 lbf (2,400 kN) และเครื่องยนต์ยานอวกาศโคจร 3 เครื่อง แต่ละเครื่องมีแรงขับในสุญญากาศ 632,000 lbf (2,810 kN)) ^{[ 12 ]} Rocketdyne, P&W และAerojet Generalได้รับเลือกให้ได้รับเงินทุน แม้ว่า P&W จะมีการพัฒนาที่ก้าวหน้าไปแล้ว (โดยได้สาธิตเครื่องยนต์ต้นแบบที่มีกำลัง 350,000 lbf (1,600 kN) ที่ใช้งานได้จริงในระหว่างปี) และ Aerojet General มีประสบการณ์มาก่อนในการพัฒนาเครื่องยนต์ M-1 ที่มีกำลัง 1,500,000 lbf (6,700 kN) ทำให้ Rocketdyne ต้องใช้เงินทุนส่วนตัวจำนวนมากในการออกแบบเพื่อให้บริษัทสามารถตามทันคู่แข่งได้^{[ 23 ]}

เมื่อถึงเวลาที่สัญญาได้รับการอนุมัติ แรงกดดันด้านงบประมาณทำให้การออกแบบกระสวยอวกาศเปลี่ยนไปเป็นการกำหนดค่าขั้นสุดท้ายของยานโคจร ถังเชื้อเพลิงภายนอก และบูสเตอร์สองตัว ดังนั้นเครื่องยนต์จึงจำเป็นต้องใช้เพื่อขับเคลื่อนยานโคจรเฉพาะในช่วงการขึ้นสู่ชั้นบรรยากาศเท่านั้น^{[ 12 ]}ในช่วงระยะเวลาการศึกษา 'เฟส B' หนึ่งปี Rocketdyne สามารถใช้ประสบการณ์ในการพัฒนาเครื่องยนต์ HG-3 เพื่อออกแบบข้อเสนอ SSME ของตน โดยผลิตต้นแบบได้ภายในเดือนมกราคม พ.ศ. 2514 เครื่องยนต์นี้ใช้ โลหะผสม ทองแดง - เซอร์โคเนียม ที่ Rocketdyne พัฒนาขึ้นใหม่ (เรียกว่า NARloy-Z) และได้รับการทดสอบเมื่อวันที่ 12 กุมภาพันธ์ พ.ศ. 2514 โดยสร้างแรงดันในห้องเผาไหม้ได้ 3,172 psi (21,870 kPa) บริษัทที่เข้าร่วมทั้งสามแห่งได้ยื่นข้อเสนอการพัฒนาเครื่องยนต์ในเดือนเมษายน พ.ศ. 2514 โดย Rocketdyne ได้รับสัญญาเมื่อวันที่ 13 กรกฎาคม พ.ศ. 2514 แม้ว่างานพัฒนาเครื่องยนต์จะไม่ได้เริ่มต้นจนกระทั่งวันที่ 31 มีนาคม พ.ศ. 2515 เนื่องจากมีการฟ้องร้องทางกฎหมายจาก P&W ^{[ 12 ] [ 23 ]}

หลังจากการลงนามในสัญญา การตรวจสอบการออกแบบเบื้องต้นได้ดำเนินการในเดือนกันยายน พ.ศ. 2515 ตามด้วยการตรวจสอบการออกแบบที่สำคัญในเดือนกันยายน พ.ศ. 2519 หลังจากนั้นการออกแบบเครื่องยนต์ก็ได้รับการกำหนดและเริ่มการก่อสร้างเครื่องยนต์ชุดแรกที่สามารถใช้งานได้จริง การตรวจสอบขั้นสุดท้ายของส่วนประกอบทั้งหมดของกระสวยอวกาศ รวมถึงเครื่องยนต์ ได้ดำเนินการในปี พ.ศ. 2522 การตรวจสอบการออกแบบดำเนินการควบคู่ไปกับขั้นตอนการทดสอบหลายขั้นตอน การทดสอบเบื้องต้นประกอบด้วยส่วนประกอบเครื่องยนต์แต่ละชิ้น ซึ่งระบุข้อบกพร่องในด้านต่างๆ ของการออกแบบ รวมถึง HPFTP, HPOTP, วาล์ว, หัวฉีด และตัวเผาไหม้เชื้อเพลิงล่วงหน้า การทดสอบส่วนประกอบเครื่องยนต์แต่ละชิ้นตามมาด้วยการทดสอบเครื่องยนต์ที่สมบูรณ์ครั้งแรก (0002) ในวันที่ 16 มีนาคม พ.ศ. 2520 หลังจากที่สายการประกอบขั้นสุดท้ายได้ถูกจัดตั้งขึ้นในโรงงานหลักของ Rocketdyne ในCanoga Park ลอสแอนเจลิส^{[ 26 ]} NASA ระบุว่าก่อนการบินครั้งแรกของกระสวยอวกาศ เครื่องยนต์จะต้องผ่านการทดสอบอย่างน้อย 65,000 วินาที ซึ่งเป็นเป้าหมายที่บรรลุได้ในวันที่ 23 มีนาคม 1980 โดยเครื่องยนต์ได้ผ่านการทดสอบ 110,253 วินาที ณ เวลาที่STS-1 ออก เดินทาง ทั้งบนแท่นทดสอบที่ศูนย์อวกาศสเตนนิสและติดตั้งบนMain Propulsion Test Article (MPTA) ชุดเครื่องยนต์ชุดแรก (2005, 2006 และ 2007) ถูกส่งไปยังศูนย์อวกาศเคนเนดีในปี 1979 และติดตั้งบน โคลัมเบียก่อนที่จะถูกถอดออกในปี 1980 เพื่อทำการทดสอบเพิ่มเติมและติดตั้งใหม่บนยานอวกาศ เครื่องยนต์เหล่านี้ ซึ่งเป็นแบบสำหรับการบินโคจรที่มีมนุษย์ควบคุมครั้งแรก (FMOF) และได้รับการรับรองให้ทำงานที่ระดับกำลังสูงสุด 100% (RPL) ได้ถูกใช้งานในการทดสอบความพร้อมในการบินเป็นเวลา 20 วินาทีในวันที่ 20 กุมภาพันธ์ 1981 และหลังจากตรวจสอบแล้ว ก็ได้รับการประกาศว่าพร้อมสำหรับการบิน^{[ 12 ]}

ยานอวกาศสเปซชัตเติลแต่ละลำมีเครื่องยนต์ RS-25 จำนวน 3 เครื่อง ติดตั้งอยู่ในโครงสร้างด้านท้ายของยานอวกาศในโรงงานแปรรูปยานอวกาศก่อนที่จะย้ายยานอวกาศไปยังอาคารประกอบยานหากจำเป็น สามารถเปลี่ยนเครื่องยนต์บนแท่นปล่อยได้ เครื่องยนต์เหล่านี้ดึงเชื้อเพลิงจากถังเชื้อเพลิงภายนอก (ET) ของยานอวกาศผ่านระบบขับเคลื่อนหลัก (MPS) ของยานอวกาศ และจะจุดระเบิดที่ T−6.6 วินาทีก่อนการปล่อย (โดยการจุดระเบิดแต่ละครั้งจะเหลื่อมกัน 120  มิลลิวินาที^{[ 27 ]} ) ซึ่งช่วยให้สามารถตรวจสอบประสิทธิภาพได้ก่อนการจุดระเบิดของจรวดขับดันแข็ง (SRB) ของยานอวกาศสเปซชัตเติลซึ่งเป็นตัวกำหนดการปล่อยยานอวกาศ^{[ 28 ]}ในขณะปล่อย เครื่องยนต์จะทำงานที่ RPL 100% และเร่งกำลังขึ้นเป็น 104.5% ทันทีหลังจากการปล่อย เครื่องยนต์จะรักษาระดับกำลังนี้ไว้จนถึงประมาณ T+40 วินาที จากนั้นจะลดกำลังลงเหลือประมาณ 70% เพื่อลดภาระทางอากาศพลศาสตร์บนยานอวกาศขณะที่เคลื่อนผ่านบริเวณที่มีแรงดันไดนามิกสูงสุด หรือmax.q ^{[หมายเหตุ 1} ] [ ^{23 ] [ 27 ] จากนั้น}เครื่องยนต์จะเพิ่มกำลังขึ้นอีกครั้งจนถึงประมาณ T+8 นาที ณ จุดนั้นเครื่องยนต์จะค่อยๆ ลดกำลังลงเหลือ 67% เพื่อป้องกันไม่ให้ยานอวกาศมีอัตราเร่งเกิน 3  gขณะที่น้ำหนักเบาลงเรื่อยๆ เนื่องจากการใช้เชื้อเพลิง จากนั้นเครื่องยนต์จะถูกปิด ซึ่งเป็นขั้นตอนที่เรียกว่าการปิดเครื่องยนต์หลัก (MECO) ในเวลาประมาณ T+8.5 นาที^{[ 23 ]}

หลังจากการบินแต่ละครั้ง เครื่องยนต์จะถูกถอดออกจากยานอวกาศและส่งไปยังโรงงานแปรรูปเครื่องยนต์หลักของกระสวยอวกาศ (SSMEPF) ซึ่งจะได้รับการตรวจสอบและปรับปรุงใหม่เพื่อเตรียมพร้อมสำหรับการนำกลับมาใช้ใหม่ในการบินกระสวยอวกาศครั้งต่อไป^{[ 29 ]}มีเครื่องยนต์ RS-25 ที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้ทั้งหมด 46 เครื่อง แต่ละเครื่องมีราคาประมาณ 40 ล้านดอลลาร์สหรัฐ ถูกนำมาใช้ในโครงการกระสวยอวกาศ โดยเครื่องยนต์ใหม่หรือเครื่องยนต์ที่ได้รับการปรับปรุงใหม่แต่ละเครื่องที่เข้าสู่รายการบินจะต้องผ่านการรับรองการบินบนแท่นทดสอบแห่งใดแห่งหนึ่งที่ศูนย์อวกาศสเตนนิสก่อนการบิน^{[ 27 ] [ 30 ] [ 31 ]}

ตลอดระยะเวลาของโครงการกระสวยอวกาศ เครื่องยนต์ RS-25 ได้รับการปรับปรุงหลายครั้ง รวมถึงการเปลี่ยนแปลงห้องเผาไหม้ การเชื่อมที่ดีขึ้น และการเปลี่ยนแปลงปั๊มเทอร์โบ เพื่อปรับปรุงประสิทธิภาพและความน่าเชื่อถือของเครื่องยนต์ และลดปริมาณการบำรุงรักษาที่จำเป็นหลังการใช้งาน ส่งผลให้มีการใช้เครื่องยนต์ RS-25 หลายเวอร์ชันในระหว่างโครงการ: ^{[ 9 ] [ 23 ] [ 25 ] [ 27 ] [ 32 ] [ 33 ] [ 34 ] [ 35 ] [ 36 ]}

• FMOF (เที่ยวบินโคจรที่มีมนุษย์ควบคุมครั้งแรก): ได้รับการรับรองสำหรับระดับกำลังสูงสุด 100% (RPL) ใช้ในภารกิจทดสอบการบินโคจรSTS-1 – STS-5 (เครื่องยนต์ปี 2005, 2006 และ 2007)
• เฟสที่ 1: ใช้ในภารกิจSTS-6 – STS-51-Lเครื่องยนต์เฟสที่ 1 มีอายุการใช้งานยาวนานขึ้นและได้รับการรับรอง RPL ที่ 104% ถูกแทนที่ด้วยเฟสที่ 2 หลังเหตุการณ์ภัยพิบัติยานชาเลนเจอร์
• เฟส II (RS-25A): เครื่องยนต์เฟส II ถูกนำมาใช้งานครั้งแรกในภารกิจSTS-26โดยมีการปรับปรุงด้านความปลอดภัยหลายประการ และได้รับการรับรองสำหรับการใช้งานที่ระดับกำลังสูงสุด (RPL) 104% และ 109% ในกรณีฉุกเฉิน
• เครื่องยนต์ บล็อก I (RS-25B): เครื่องยนต์บล็อก I ถูกใช้ครั้งแรกในภารกิจ STS-70โดยมีการปรับปรุงปั๊มเทอร์โบให้ดีขึ้น เช่น ใช้ตลับลูกปืนเซรามิก ลดจำนวนชิ้นส่วนหมุนลงครึ่งหนึ่ง และใช้กระบวนการหล่อแบบใหม่ที่ลดจำนวนรอยเชื่อม การปรับปรุงในบล็อก I ยังรวมถึงหัวจ่ายพลังงานแบบสองท่อ (แทนที่จะเป็นแบบเดิมที่มีสามท่อเชื่อมต่อกับ HPFTP และสองท่อเชื่อมต่อกับ HPOTP) ซึ่งช่วยปรับปรุงการไหลของก๊าซร้อน และเครื่องแลกเปลี่ยนความร้อนของเครื่องยนต์ที่ได้รับการปรับปรุง
• เครื่องยนต์ บล็อก IA (RS-25B): เครื่องยนต์บล็อก IA ถูกนำมาใช้งานครั้งแรกใน ภารกิจ STS-73 โดยมีการปรับปรุงระบบหัวฉีดหลักให้ดีขึ้น
• เครื่องยนต์ Block IIA (RS-25C): เครื่องยนต์ Block IIA ถูกใช้ครั้งแรกในภารกิจ STS-89โดยเป็นรุ่นชั่วคราวที่ใช้ในระหว่างการพัฒนาชิ้นส่วนบางอย่างของเครื่องยนต์ Block II การเปลี่ยนแปลงต่างๆ ได้แก่ ห้องเผาไหม้หลักที่มีคอขนาดใหญ่ขึ้น (ซึ่งเดิมที Rocketdyne แนะนำไว้ในปี 1980) ปั๊มเทอร์โบแรงดันต่ำที่ได้รับการปรับปรุง และการรับรอง RPL ที่ 104.5% เพื่อชดเชยการลดลงของแรงขับจำเพาะ 2 วินาที (0.020 กม./วินาที) (แผนเดิมกำหนดให้เครื่องยนต์ได้รับการรับรองที่ 106% สำหรับการบรรทุกสัมภาระหนักไปยังสถานีอวกาศนานาชาติแต่ไม่จำเป็นและจะลดอายุการใช้งานของเครื่องยนต์) เวอร์ชันที่ได้รับการปรับปรุงเล็กน้อยถูกใช้ครั้งแรกในภารกิจ STS- 96
• บล็อก II (RS-25D): บินทดสอบครั้งแรกในภารกิจSTS-104การอัพเกรดบล็อก II ประกอบด้วยการปรับปรุงทั้งหมดของบล็อก IIA บวกกับปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิงแรงดันสูงแบบใหม่ รุ่นนี้ได้รับการทดสอบภาคพื้นดินที่ระดับ 111% ของ RPL ในกรณีฉุกเฉินที่ต้องยกเลิกภารกิจ และได้รับการรับรองที่ระดับ 109% ของ RPL สำหรับการใช้งาน ในกรณีการยกเลิกภารกิจโดยที่ยานยังคงสภาพสมบูรณ์
• RS-25E: เป็นรุ่นที่อยู่ระหว่างการพัฒนา มีแผนจะนำไปใช้กับระบบปล่อยจรวดอวกาศ (Space Launch System)สำหรับ ภารกิจ โครงการ Artemis ในอนาคต โดยเริ่มจากArtemis Vเนื่องจากสต็อก RS-25D กำลังถูกใช้หมดไปในเที่ยวบิน SLS (ส่วนแกนกลางจะถูกทิ้งในชั้นบรรยากาศพร้อมกับเครื่องยนต์) แตกต่างจากรุ่นก่อนหน้า เครื่องยนต์นี้ได้รับการออกแบบให้เป็นแบบใช้แล้วทิ้ง^{[ 5 ]}ส่วนหัวของเครื่องยนต์ได้รับการออกแบบใหม่เกือบทั้งหมด (ณ เดือนกันยายน 2023 ยังไม่มีการประกาศการเปลี่ยนแปลงการออกแบบเฉพาะจาก RS-25D) และมีจุดประสงค์เพื่อรวมมาตรการประหยัดต้นทุนและนวัตกรรมต่างๆ ในการผลิต เครื่องยนต์ทดสอบเครื่องแรก E10001 ผ่านคุณสมบัติและการทดสอบทั้งหมดที่ศูนย์อวกาศ Stennis ของ NASA และแสดงให้เห็นถึงการทำงานที่ RPL 113% ^{[ 37 ]}

ผลกระทบที่เห็นได้ชัดที่สุดของการอัปเกรดที่ RS-25 ได้รับผ่านโครงการกระสวยอวกาศคือการปรับปรุงคันเร่งเครื่องยนต์ ในขณะที่เครื่องยนต์ FMOF มีกำลังขับสูงสุด 100% (RPL) เครื่องยนต์ Block II สามารถเพิ่มคันเร่งได้สูงถึง 109% หรือ 111% ในกรณีฉุกเฉิน โดยประสิทธิภาพการบินปกติอยู่ที่ 104.5% เครื่องยนต์ที่มีอยู่ซึ่งใช้ในระบบปล่อยจรวดอวกาศจะถูกจำกัดคันเร่งไว้ที่ 109% RPL ในระหว่างการบินปกติ ในขณะที่เครื่องยนต์ RS-25E ใหม่ที่ผลิตขึ้นสำหรับระบบปล่อยจรวดอวกาศสามารถทำงานได้ที่ 111% RPL ^{[ 38 ]}โดยมีการทดสอบคันเร่งที่ 113% ^{[ 39 ] [ 40 ]}การเพิ่มระดับคันเร่งเหล่านี้ทำให้เกิดความแตกต่างที่สอดคล้องกันกับแรงขับที่ผลิตโดยเครื่องยนต์: ^{[ 6 ] [ 27 ]}

การระบุระดับกำลังที่สูงกว่า 100% อาจดูไม่สมเหตุสมผล แต่ก็มีเหตุผลอยู่เบื้องหลัง ระดับ 100% ไม่ได้หมายถึงระดับกำลังทางกายภาพสูงสุดที่สามารถทำได้ แต่เป็นข้อกำหนดที่ตัดสินใจกันในระหว่างการพัฒนาเครื่องยนต์ ซึ่งเป็นระดับกำลังที่คาดหวังไว้ เมื่อการศึกษาในภายหลังบ่งชี้ว่าเครื่องยนต์สามารถทำงานได้อย่างปลอดภัยที่ระดับสูงกว่า 100% ระดับที่สูงขึ้นเหล่านี้จึงกลายเป็นมาตรฐาน การรักษาความสัมพันธ์เดิมระหว่างระดับกำลังกับแรงขับทางกายภาพช่วยลดความสับสน เนื่องจากเป็นการสร้างความสัมพันธ์คงที่ที่ไม่เปลี่ยนแปลง ทำให้ข้อมูลการทดสอบ (หรือข้อมูลการปฏิบัติงานจากภารกิจในอดีตหรืออนาคต) สามารถเปรียบเทียบได้ง่าย หากระดับกำลังเพิ่มขึ้น และค่าใหม่นั้นระบุว่าเป็น 100% ข้อมูลและเอกสารก่อนหน้านี้ทั้งหมดจะต้องได้รับการเปลี่ยนแปลงหรือตรวจสอบกับแรงขับทางกายภาพที่สอดคล้องกับระดับกำลัง 100% ในวันที่นั้น^{[ 12 ]}ระดับกำลังเครื่องยนต์ส่งผลต่อความน่าเชื่อถือของเครื่องยนต์ โดยการศึกษาชี้ให้เห็นว่าความน่าจะเป็นของความล้มเหลวของเครื่องยนต์จะเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วเมื่อระดับกำลังเกิน 104.5% ซึ่งเป็นเหตุผลว่าทำไมระดับกำลังที่สูงกว่า 104.5% จึงถูกเก็บไว้ใช้ในกรณีฉุกเฉินเท่านั้น^{[ 32 ]}

ในระหว่างโครงการกระสวยอวกาศ มีการใช้เครื่องยนต์ RS-25 ทั้งหมด 46 เครื่อง (โดยมีการสร้าง RS-25D เพิ่มอีกหนึ่งเครื่อง แต่ไม่เคยใช้งาน) ในระหว่างภารกิจ 135 ครั้ง รวมเป็นภารกิจของเครื่องยนต์แต่ละเครื่อง 405 ครั้ง^{[ 30 ]} Pratt & Whitney Rocketdyne รายงานอัตราความน่าเชื่อถือ 99.95% โดยความล้มเหลวของ SSME ระหว่างการบินเพียงครั้งเดียวเกิดขึ้นในภารกิจSTS-51-Fของกระสวยอวกาศชาเลนเจอร์^{[ 3 ]}อย่างไรก็ตาม เครื่องยนต์เหล่านี้ประสบปัญหาความล้มเหลวของแท่นปล่อย (การยกเลิกลำดับการปล่อยที่ซ้ำซ้อน หรือ RSLS) และปัญหาอื่นๆ ในระหว่างโครงการ:

• STS-41-D Discovery – เครื่องยนต์หมายเลข 3 ทำให้ RSLS หยุดทำงานที่ T−4 วินาทีเนื่องจากสูญเสียการควบคุมสำรองบนวาล์วเครื่องยนต์หลัก ท่อไอเสียถูกดึงกลับและเปลี่ยนเครื่องยนต์^{[ 41 ]}
• STS-51-F Challenger – เครื่องยนต์หมายเลข 2 ทำให้ RSLS หยุดทำงานที่ T−3 วินาทีเนื่องจากวาล์วน้ำหล่อเย็นทำงานผิดปกติ^{[ 42 ] [ 43 ]}
• STS-51-F Challenger – เครื่องยนต์หมายเลข 1 (2023) หยุดทำงานที่ T+5:43 เนื่องจากเซ็นเซอร์วัดอุณหภูมิทำงานผิดปกติ ส่งผลให้ต้องยกเลิกการโคจร (แม้ว่าวัตถุประสงค์และระยะเวลาของภารกิจจะไม่ได้รับผลกระทบจากการยกเลิก) ^{[ 27 ] [ 43 ]}
• STS-55 โคลัมเบีย – เครื่องยนต์หมายเลข 3 ทำให้ RSLS หยุดทำงานที่ T−3 วินาทีเนื่องจากการรั่วไหลในวาล์วตรวจสอบพรีเบิร์นเนอร์ออกซิเจนเหลว^{[ 44 ]}
• STS-51 Discovery – เครื่องยนต์หมายเลข 2 ทำให้ RSLS หยุดทำงานที่ T−3 วินาทีเนื่องจากเซ็นเซอร์เชื้อเพลิงไฮโดรเจนทำงานผิดปกติ^{[ 45 ]}
• STS-68 Endeavour – เครื่องยนต์หมายเลข 3 (2032) ทำให้ RSLS หยุดทำงานที่ T−1.9 วินาทีเมื่อเซ็นเซอร์อุณหภูมิใน HPOTP เกินขีดจำกัดสูงสุด^{[ 46 ]}
• STS-93 Columbia – เกิดไฟฟ้าลัดวงจรในสายไฟฟ้าของโครงการ Orbiter AC1 เฟส A ที่ T+5 วินาที ทำให้เกิดแรงดันไฟฟ้าต่ำ ซึ่งทำให้ตัวควบคุม SSME  1A และ SSME  3B ไม่ทำงาน แต่ไม่จำเป็นต้องปิดเครื่องยนต์ นอกจากนี้ หมุดชุบทองขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 0.1 นิ้ว ยาว 1 นิ้ว ซึ่งใช้สำหรับอุดรูของสารออกซิไดเซอร์ (การแก้ไข SSME ที่ไม่เหมาะสมซึ่งถูกกำจัดออกจากยานอวกาศโดยการออกแบบใหม่) หลุดออกมาภายในหัวฉีดหลักของเครื่องยนต์และกระทบกับพื้นผิวด้านในของหัวฉีดเครื่องยนต์ ทำให้ท่อระบายความร้อนไฮโดรเจน 3 เส้นแตก การแตก 3 จุดดังกล่าวทำให้เกิดการรั่วไหล ส่งผลให้เครื่องยนต์ปิดตัวลงก่อนกำหนด เมื่อเซ็นเซอร์ LO ₂ ของถังภายนอก 4 ตัว แห้งสนิท ส่งผลให้เครื่องยนต์หลักดับลงในระดับต่ำ และเครื่องยนต์หลักดับลงก่อนกำหนดเล็กน้อยด้วยความเร็วต่ำกว่า 16 ฟุต/วินาที (4.9 เมตร/วินาที) และระดับความสูงต่ำกว่า 8 ไมล์ทะเล^{[ 47 ]}

ในช่วงเวลาก่อนการปลดระวางกระสวยอวกาศ ครั้งสุดท้าย มีการเสนอแผนต่างๆ สำหรับเครื่องยนต์ที่เหลืออยู่ ตั้งแต่ NASA เก็บไว้ทั้งหมด ไปจนถึงการมอบให้ (หรือขายในราคา 400,000–800,000 ดอลลาร์สหรัฐต่อเครื่อง) แก่สถาบันต่างๆ เช่น พิพิธภัณฑ์และมหาวิทยาลัย^{[ 48 ]}นโยบายนี้เป็นไปตามการเปลี่ยนแปลงการกำหนดค่าที่วางแผนไว้ของ จรวดขนส่ง Ares Vและจรวด ส่งลูกเรือ Ares Iของโครงการ Constellationซึ่งวางแผนที่จะใช้ RS-25 ในขั้นตอนแรกและขั้นตอนที่สองตามลำดับ^{[ 49 ]}แม้ว่าการกำหนดค่าเหล่านี้ในตอนแรกดูเหมือนจะคุ้มค่า เนื่องจากจะใช้เทคโนโลยีในขณะนั้นหลังจากการปลดระวางกระสวยอวกาศในปี 2010 แต่แผนดังกล่าวก็มีข้อเสียหลายประการ: ^{[ 49 ]}

• เครื่องยนต์เหล่านี้จะไม่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้ เนื่องจากจะถูกติดตั้งอย่างถาวรกับชิ้นส่วนที่ถูกทิ้งแล้ว และจะถูกกำจัดทิ้งในชั้นบรรยากาศ
• เครื่องยนต์แต่ละเครื่องจะต้องผ่านการทดสอบการจุดระเบิดก่อนการติดตั้งและใช้งานจริง โดยจะต้องมีการปรับปรุงแก้ไขหลังจากเสร็จสิ้นการทดสอบ
• การดัดแปลงจรวด RS-25D ที่สตาร์ทจากพื้นดินให้เป็นแบบสตาร์ทจากอากาศสำหรับขั้นที่สองของจรวด Ares I นั้นจะมีค่าใช้จ่ายสูง ใช้เวลานาน และมีน้ำหนักมาก

หลังจากมีการเปลี่ยนแปลงการออกแบบจรวด Ares I และ Ares V หลายครั้ง เครื่องยนต์ RS-25 ถูกแทนที่ด้วยเครื่องยนต์J-2X เพียงเครื่องเดียวสำหรับขั้นที่สองของ Ares I และเครื่องยนต์ RS-68 ที่ได้รับการดัดแปลงจำนวน 6 เครื่อง (ซึ่งมีพื้นฐานมาจากทั้งเครื่องยนต์ SSME และเครื่องยนต์ J-2 ในยุค Apollo) สำหรับขั้นแกนกลางของ Ares V การเปลี่ยนแปลงเหล่านี้หมายความว่า RS-25 จะถูกปลดระวางพร้อมกับยานอวกาศ Shuttle ^{[ 49 ]}อย่างไรก็ตาม ในปี 2010 NASA ได้รับคำสั่งให้ยุติโครงการ Constellation และการพัฒนา Ares I และ Ares V แทนที่จะมุ่งเน้นไปที่การสร้างจรวดขนส่งขนาดใหญ่รุ่นใหม่^{[ 50 ]}

เมื่อวันที่ 24 พฤษภาคม 2560 DARPAประกาศว่าได้เลือกบริษัทโบอิ้งให้ดำเนินการออกแบบโครงการ XS-1 ให้เสร็จสมบูรณ์ โดยวางแผนที่จะใช้ เครื่องยนต์ Aerojet Rocketdyne AR-22 ซึ่งเป็นเครื่องยนต์รุ่นดัดแปลงจาก RS-25 โดยใช้ชิ้นส่วนจาก Aerojet Rocketdyne และคลังสินค้าของ NASA จากเครื่องยนต์รุ่นแรกๆ^{[ 51 ] [ 52 ]} ในเดือนกรกฎาคม 2561 Aerojet Rocketdyne ประสบความสำเร็จในการทดสอบการจุดระเบิด AR-22 เป็นเวลา 100 วินาที จำนวน 10 ครั้ง ภายใน 10 วัน^{[ 53 ]}

เมื่อวันที่ 22 มกราคม 2020 โบอิ้งประกาศถอนตัวออกจากโครงการ XS-1 ทำให้ AR-22 ไม่มีบทบาทอีกต่อไป^{[ 54 ]}

เมื่อวันที่ 14 กันยายน 2011 หลังจากการปลดระวางกระสวยอวกาศ NASA ได้ประกาศว่าจะพัฒนายานปล่อยจรวดใหม่ที่เรียกว่าSpace Launch System (SLS) เพื่อทดแทนกระสวยอวกาศ^{[ 55 ]}การออกแบบ SLS ใช้เครื่องยนต์ RS-25 เป็นส่วนหนึ่งของขั้นตอนหลักโดยจรวดรุ่นต่างๆ จะติดตั้งเครื่องยนต์ระหว่างสามถึงห้าเครื่อง^{[ 56 ] [ 57 ]}เที่ยวบินเริ่มต้นของยานปล่อยจรวดใหม่นี้ใช้เครื่องยนต์ RS-25D รุ่น Block II ที่เคยใช้งานมาก่อน โดย NASA เก็บเครื่องยนต์เหล่านี้ไว้ในสภาพแวดล้อมที่ "ปลอดภัย" ที่ศูนย์อวกาศสเตนนิส "พร้อมกับระบบภาคพื้นดินทั้งหมดที่จำเป็นในการบำรุงรักษา" ^{[ 58 ] [ 59 ]}สำหรับ Artemis I ได้ใช้หน่วย RS-25D ที่มีหมายเลขซีเรียล E2045, E2056, E2058 และ E2060 จากยานโคจรทั้งสามลำ^{[ 60 ]}พวกมันถูกติดตั้งบนแกนกลางภายในวันที่ 6 พฤศจิกายน 2019 ^{[ 61 ]}สำหรับ Artemis II หน่วยที่มีหมายเลขซีเรียล E2047, E2059, E2062 และ E2063 มีกำหนดจะใช้งาน^{[ 62 ]}พวกมันถูกติดตั้งบนแกนกลางภายในวันที่ 25 กันยายน 2023 ^{[ 63 ]}ในฤดูใบไม้ผลิปี 2025 เครื่องยนต์ E2063 ถูกแทนที่ด้วย E2061 หลังจากพบการรั่วไหลในระบบไฮดรอลิกของวาล์วออกซิเจน^{[ 64 ]}

นอกจาก RS-25D แล้ว โครงการ SLS ยังใช้ระบบขับเคลื่อนหลัก (MPS ซึ่งเป็น "ท่อ" ที่ส่งเชื้อเพลิงไปยังเครื่องยนต์) จากยานอวกาศสเปซชัตเติลที่เหลืออีก 3 ลำเพื่อวัตถุประสงค์ในการทดสอบ (โดยได้ถอดออกเป็นส่วนหนึ่งของการปลดประจำการยานอวกาศ) โดยการปล่อยจรวดสองครั้งแรก ( Artemis IและArtemis II ) เดิมทีคาดว่าจะใช้ฮาร์ดแวร์ MPS จากยานอวกาศสเปซชัตเติล แอตแลนติสและ เอนเดเวอร์ในส่วนแกนกลาง^{[ 57 ] [ 59 ] [ 65 ]}เชื้อเพลิงของ SLS ถูกส่งไปยังเครื่องยนต์จากส่วนแกนกลางของจรวด ซึ่งประกอบด้วยถังเชื้อเพลิงภายนอกของยานอวกาศสเปซชัตเติลที่ดัดแปลงแล้ว โดยมีท่อ MPS และเครื่องยนต์อยู่ที่ส่วนท้าย และ โครงสร้าง ระหว่างส่วนที่ด้านบน^{[ 5 ]}

สำหรับภารกิจอาร์เทมิสสองภารกิจแรก เครื่องยนต์จะถูกติดตั้งบนแกนหลักของ SLS ในอาคาร 103 ของโรงงานประกอบ Michoud [ ^{66 ] และ}จะถูกติดตั้งในโรงงานประมวลผลสถานีอวกาศที่เคนเนดี โดยเริ่มจากอาร์เทมิส III ^{[ 67 ] [ 68 ]}

เมื่อ RS-25D ที่เหลือหมดลง จะต้องเปลี่ยนมาใช้รุ่นที่ถูกกว่าและใช้แล้วทิ้งได้ ซึ่งเรียกว่า RS-25E ^{[ 5 ]} ในปี 2023 Aerojet Rocketdyne รายงานว่ามีการลดเวลาการผลิตและความต้องการแรงงานในการผลิตเครื่องยนต์ RS-25 รุ่นใหม่ เช่น ลดเวลาการผลิตส่วนหัวเครื่องยนต์ลง 15% และลดเวลาที่จำเป็นในการผลิตห้องเผาไหม้หลักลง 22 เดือน^{[ 69 ]}

เมื่อวันที่ 1 พฤษภาคม 2020 NASA ได้อนุมัติการต่อสัญญาเพื่อผลิตเครื่องยนต์ RS-25 เพิ่มเติมอีก 18 เครื่อง พร้อมบริการที่เกี่ยวข้อง มูลค่า 1.79 พันล้านดอลลาร์ ทำให้มูลค่าสัญญา SLS ทั้งหมดเพิ่มขึ้นเป็นเกือบ 3.5 พันล้านดอลลาร์^{[ 70 ]}

เมื่อวันที่ 29 สิงหาคม พ.ศ. 2565 Artemis I เกิดความล่าช้าเนื่องจากปัญหาเกี่ยวกับเซ็นเซอร์ทางวิศวกรรมบน RS-25D #3 (หมายเลขซีเรียล E2058) ซึ่งรายงานผิดพลาดว่าอุณหภูมิไม่ลดลงจนถึงอุณหภูมิการทำงานที่เหมาะสม^{[ 71 ]}

เมื่อวันที่ 16 พฤศจิกายน 2022 ยานอวกาศอาร์เทมิส 1 ถูกปล่อยจาก ฐานปล่อยจรวดหมายเลข 39Bของศูนย์อวกาศเคนเนดีซึ่งเป็นครั้งแรกที่เครื่องยนต์ RS-25 ได้ถูกใช้งานนับตั้งแต่เที่ยวบินสุดท้ายของกระสวยอวกาศSTS-135เมื่อวันที่ 21 กรกฎาคม 2011 ^{[ 72 ]}

ในปี 2558 มีการดำเนินการทดสอบเพื่อกำหนดประสิทธิภาพของเครื่องยนต์ RS-25 ด้วยหน่วยควบคุมเครื่องยนต์ใหม่ ภายใต้อุณหภูมิออกซิเจนเหลวที่ต่ำกว่า ด้วยแรงดันขาเข้าที่มากขึ้นเนื่องจากถังออกซิเจนเหลวของแกนกลาง SLS ที่สูงขึ้น และอัตราเร่งของยานที่สูงขึ้น และด้วยความร้อนของหัวฉีดที่มากขึ้นเนื่องจากการกำหนดค่าเครื่องยนต์สี่ตัวและตำแหน่งที่อยู่ในระนาบเดียวกับหัวฉีดไอเสียของบูสเตอร์ SLS ฉนวนกันความร้อนแบบใหม่ก็ได้รับการทดสอบเช่นกัน^{[ 73 ]}การทดสอบเกิดขึ้นในวันที่ 9 มกราคม (500 วินาที) ^{[ 74 ]} 28 พฤษภาคม (450 วินาที) ^{[ 75 ]} 11 มิถุนายน (500 วินาที) ^{[ 73 ]} 25 มิถุนายน (650 วินาที) ^{[ 76 ]} 17 กรกฎาคม (535 วินาที) ^{[ 77 ]} 13 สิงหาคม (535 วินาที) ^{[ 78 ]}และ 27 สิงหาคม (535 วินาที) ^{[ 79 ]}

หลังจากการทดสอบเหล่านี้ เครื่องยนต์อีกสี่เครื่องได้รับการกำหนดให้เข้าสู่รอบการทดสอบใหม่^{[ 77 ]}ชุดการทดสอบใหม่ที่ออกแบบมาเพื่อประเมินประสิทธิภาพในกรณีการใช้งาน SLS ได้เริ่มต้นขึ้นในปี 2017 ^{[ 80 ]}

เมื่อวันที่ 28 กุมภาพันธ์ 2019 NASA ได้ทำการทดสอบการเผาไหม้ RS-25 รุ่นพัฒนาเป็นเวลา 510 วินาทีที่ระดับแรงขับ 113 เปอร์เซ็นต์ของแรงขับที่ออกแบบไว้เดิมเป็นเวลานานกว่า 430 วินาที ซึ่งยาวนานกว่าการทดสอบครั้งก่อนๆ ที่ระดับแรงขับนี้ประมาณสี่เท่า^{[ 81 ]}

เมื่อวันที่ 16 มกราคม 2021 เครื่องยนต์ RS-25 ได้ถูกจุดไฟอีกครั้งในระหว่างการทดสอบการจุดระเบิดร้อน ซึ่งเป็นส่วนหนึ่งของโครงการอาร์เทมิส การทดสอบนี้เดิมกำหนดไว้เป็นเวลา 8 นาที แต่ถูกยุติลงในวินาทีที่ 67 เนื่องจากพารามิเตอร์การทดสอบที่ตั้งใจให้ระมัดระวังถูกละเมิดในระบบไฮดรอลิกของหน่วยพลังงานเสริมของแกนกลาง (CAPU) ของเครื่องยนต์ที่ 2 (หมายเลขซีเรียล E2056) ในระหว่างการทดสอบระบบควบคุมทิศทางแรงขับ (TVC) CAPU ของเครื่องยนต์ที่ 2 ถูกปิดโดยอัตโนมัติ แม้ว่าหากปัญหานี้เกิดขึ้นในระหว่างการบิน ก็จะไม่ทำให้ต้องยกเลิกการปล่อยจรวด เนื่องจาก CAPU ที่เหลือสามารถจ่ายพลังงานให้กับระบบ TVC ของเครื่องยนต์ทั้งสี่ได้^{[ 82 ]}เครื่องยนต์ยังประสบกับ "ความล้มเหลวของส่วนประกอบหลัก" ที่แตกต่างกันในระบบควบคุมเครื่องยนต์ ซึ่งเกิดจากความล้มเหลวของอุปกรณ์วัด ซึ่งจะทำให้การนับถอยหลังการปล่อยจรวดถูกยกเลิกในระหว่างการพยายามปล่อยจรวดจริง^{[ 83 ]}

เมื่อวันที่ 18 มีนาคม พ.ศ. 2564 เครื่องยนต์ RS-25 สี่เครื่องของขั้นแกนกลางถูกจุดไฟอีกครั้งในการทดสอบการจุดไฟร้อนของขั้นแกนกลาง SLS ครั้งที่สอง ซึ่งกินเวลานานถึง 500 วินาที^{[ 84 ]}ซึ่งได้รับการรับรองขั้นแกนกลาง Artemis I สำหรับการบินได้สำเร็จ

เมื่อวันที่ 14 ธันวาคม 2022 เครื่องยนต์ RS-25E รุ่นพัฒนาเพียงเครื่องเดียว หมายเลขซีเรียล E10001 พยายามทำการทดสอบการจุดระเบิดร้อนเป็นเวลา 500 วินาที การทดสอบถูกยกเลิกที่ T+209.5 เนื่องจากระบบทดสอบตีความสัญญาณจากกลุ่มของมาตรวัดความเร่งที่กำหนดค่าไม่ถูกต้องในระหว่างการจุดระเบิดร้อนว่าเกินขีดจำกัดการสั่นสะเทือนที่ยอมรับได้^{[ 85 ]}การทดสอบเครื่องยนต์ยังคงดำเนินต่อไปในปี 2023 เมื่อวันที่ 8 กุมภาพันธ์ 2023 เครื่องยนต์ถูกจุดระเบิดเป็นเวลา 500 วินาทีที่กำลัง 111% โดยติดตั้งหัวฉีดที่ผลิตใหม่^{[ 86 ]}การทดสอบครั้งต่อมาได้แก่ การทดสอบ 600 วินาทีที่กำลัง 111% ในวันที่ 22 กุมภาพันธ์^{[ 87 ]}การทดสอบ 520 วินาทีที่กำลัง 113% ในวันที่ 8 มีนาคม^{[ 88 ]}การทดสอบ 600 วินาทีที่กำลัง 113% ในวันที่ 21 มีนาคม^{[ 89 ]}การทดสอบระดับกำลัง 113% เป็นเวลา 500 วินาทีในวันที่ 5 เมษายน^{[ 90 ]}การทดสอบการจุดระเบิดเป็นเวลา 720 วินาทีเพื่อทดสอบระบบกิมบอลเวกเตอร์แรงขับของเครื่องยนต์ในวันที่ 26 เมษายน^{[ 91 ]}การทดสอบ 630 วินาทีในวันที่ 10 พฤษภาคม^{[ 92 ]}และการทดสอบอีก 5 ครั้ง ครั้งละ 500 วินาทีที่กำลัง 113% โดยไม่มีกิมบอลในวันที่ 23 พฤษภาคม^{[ 40 ]} 1 มิถุนายน^{[ 93 ]} 8 มิถุนายน^{[ 94 ]} 15 มิถุนายน^{[ 95 ]}และ 22 ^{มิถุนายน 96 ] [ 37 ]}

หน่วยพัฒนา RS-25E E0525 ซึ่งมีการรวมส่วนประกอบใหม่จำนวนมาก รวมถึงหัวฉีดที่ออกแบบใหม่ แอคชูเอเตอร์ไฮดรอลิก ท่ออ่อน และปั๊มเทอร์โบ ได้รับการทดสอบการเผาไหม้ที่ระดับพลังงาน 111% เป็นเวลา 550 วินาที ในการทดสอบการรับรองครั้งแรกในชุดการทดสอบที่เริ่มต้นเมื่อวันที่ 17 ตุลาคม 2023 ^{[ 97 ] [ 98 ] [ 99 ]}ได้รับการทดสอบที่ระดับพลังงาน 113% เป็นเวลา 500 วินาที ในวันที่ 15 พฤศจิกายน^{[ 100 ] [ 101 ]}และที่ระดับพลังงาน 113% เป็นเวลา 650 วินาที พร้อมระบบกันสั่น ในวันที่ 29 พฤศจิกายน 2023 ^{[ 102 ]}และที่ระดับพลังงาน 113% เป็นเวลา 500 วินาที ในวันที่ 17 มกราคม 2024 ^{[ 103 ] [ 104 ] [ 105 ]}วันที่ 23 มกราคม^{[ 106 ] [ 107 ]}และวันที่ 29 มกราคม^{[ 108 ] [ 109 ]}ถึง 113% เป็นเวลา 550 วินาที ในวันที่ 23 กุมภาพันธ์^{[ 110 ] [ 111 ]}ถึง 111% เป็นเวลา 615 วินาที ในวันที่ 29 กุมภาพันธ์^{[ 112 ]}และถึง 113% เป็นเวลา 600 วินาที ในวันที่ 6 มีนาคม^{[ 113 ] [ 114 ] [ 115 ]}และ 500 วินาที ในวันที่ 22 มีนาคม^{[ 116 ]}และ 27 มีนาคม ^{[ 117 ]}และ 3 เมษายน^{[ 118 ]}

เมื่อวันที่ 20 กุมภาพันธ์ พ.ศ. 2568 เครื่องยนต์หมายเลข E20001 ได้รับการติดตั้งที่แท่นทดสอบ ซึ่งเป็นเครื่องยนต์ RS-25E รุ่นผลิตเต็มรูปแบบเครื่องแรกที่ผ่านการทดสอบ^{[ 119 ]}โดยได้รับการทดสอบที่ระดับกำลัง 111% เป็นเวลา 500 วินาที เมื่อวันที่ 20 มิถุนายน^{[ 120 ]}เมื่อวันที่ 12 พฤศจิกายน เครื่องยนต์ RS-25E รุ่นผลิตเครื่องที่สอง หมายเลขซีเรียล E20002 ได้รับการทดสอบที่ระดับและระยะเวลาเดียวกัน^{[ 121 ]}

เมื่อวันที่ 22 มกราคม พ.ศ. 2569 เครื่องยนต์ RS-25D หมายเลขซีเรียล E2063 ได้รับการทดสอบสำเร็จที่ระดับกำลัง 109% เป็นเวลา 300 วินาที เพื่อตรวจสอบงานหลังการซ่อมแซมในระบบไฮดรอลิกของวาล์วออกซิเจนและอนุมัติให้ใช้งานกับ^Artemis IV [ ^{122 ]}

• ยานอวกาศซี
• อาร์ดี-0120

วิดีโอภายนอก
การทดสอบการเตรียมความพร้อมบิน STS-49
วิดีโอไทม์แลปส์แสดงขั้นตอนการติดตั้ง STS-135 SSME
การทดสอบ RS-25 สำหรับ SLS เมื่อวันที่ 28 พฤษภาคม 2558
การทดสอบระบบควบคุมเครื่องยนต์ RS-25 เมื่อวันที่ 27 กรกฎาคม 2560
การทดสอบ RS-25 สำหรับ SLS ในวันที่ 17 ตุลาคม 2566

วิกิมีเดียคอมมอนส์มีสื่อที่เกี่ยวข้องกับRS-25 (เครื่องยนต์จรวด )

• ภาพพาโนรามาทรงกลมของ RS-25D ในโรงงานแปรรูป SSME ก่อนการจัดส่งไปยังศูนย์อวกาศสเตนนิส
• เอกสารจากคอลเล็กชันของลอว์เรนซ์ เจ. ทอมสัน หอจดหมายเหตุและเอกสารพิเศษ มหาวิทยาลัยอลาบามาในฮันต์สวิลล์แฟ้มเอกสารของลอว์เรนซ์ เจ. ทอมสัน หัวหน้าวิศวกรของ SSME ตั้งแต่ปี 1971 ถึง 1986
• บันทึกประวัติศาสตร์วิศวกรรมอเมริกัน (HAER) หมายเลข TX-116-I " ระบบขนส่งอวกาศ เครื่องยนต์หลักของกระสวยอวกาศ ศูนย์อวกาศลินดอน บี. จอห์นสัน 2101 ถนนนาซา พาร์คเวย์ ฮิวสตัน เทศมณฑลแฮร์ริส รัฐเท็กซัส " 20 ภาพ, 2 แบบร่างที่วัดขนาดแล้ว, 8 หน้าคำบรรยายภาพ