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RS -25は、スペースシャトルメインエンジン（SSME ）としても知られており、[ 1 ] NASAのスペースシャトルで使用され、スペースローンチシステムで使用されている液体燃料極低温ロケットエンジンです。
ロケットダイン社（後にプラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン社、エアロジェット・ロケットダイン社となる）が米国で設計・製造したRS-25エンジンは、極低温（超低温）の液体水素と液体酸素を推進剤とし、各エンジンは離陸時に1,859 kN（418,000 lb f ）の推力を発生する。RS-25の起源は1960年代に遡るが、本格的な開発は1970年代に始まり、1981年4月12日に初飛行となるSTS-1が行われた。RS-25は運用期間中に、エンジンの推力、信頼性、安全性、メンテナンス負荷を向上させるための改良が加えられてきた。
このエンジンは真空中では452秒（4.43 kN⋅s/kg）、海面では366秒（3.59 kN⋅s/kg）の比推力（I sp ）を発生し、質量は約3.5トン（7,700ポンド）で、定格出力の67%から109%の間で1%刻みでスロットル制御が可能です。RS-25のコンポーネントは-253～3,300 ℃（-400～6,000 °F）の温度範囲で動作します。[ 1 ]
スペースシャトルは、オービター後部に搭載された3基のRS-25エンジンをクラスター状に配置しており、燃料は外部燃料タンクから供給された。これらのエンジンは宇宙船の上昇中ずっと推進力として使用され、2基の固体ロケットブースターとオービターの2基のAJ10軌道制御システムエンジンによって総推力が増強された。各飛行後、RS-25エンジンはオービターから取り外され、点検、整備された後、別のミッションで再利用された。
スペース・ローンチ・システム（SLS）には、コアステージ基部のエンジンセクションに4基のRS-25エンジンが搭載され、使用後は廃棄されます。最初の4回のSLS飛行では、スペースシャトル計画用に製造されたエンジンを近代化・改修したものが使用されます。それ以降の飛行では、現在試験開発中の簡素化されたRS-25Eエンジン（プロダクション・リスタート）が使用される予定です。
RS-25 エンジンは、ポンプ、バルブ、その他のコンポーネントが連携して推力を発生させる構成になっています。スペース シャトルの外部タンクからの燃料(液体水素) と酸化剤(液体酸素) は、アンビリカル切断バルブからオービターに入り、そこからオービターのメイン推進システム (MPS) 供給ラインを通って流れます。一方、スペース ローンチ システム(SLS) では、ロケットのコア ステージからの燃料と酸化剤が直接 MPS ラインに流れます。MPS ラインに入ると、燃料と酸化剤はそれぞれ別々の経路に分岐して各エンジンに送られます (スペース シャトルでは 3 つ、SLS では 4 つ)。各分岐では、プレバルブによって推進剤がエンジンに入ることができます。[ 4 ] [ 5 ]
エンジンに入ると、推進剤は低圧燃料ターボポンプと酸化剤ターボポンプ（LPFTPとLPOTP）を通過し、そこから高圧ターボポンプ（HPFTPとHPOTP）へと流れます。これらのHPTPから、推進剤はエンジン内をさまざまな経路で流れます。酸化剤は4つの別々の経路に分かれます。酸化剤熱交換器へ。そこから酸化剤タンク加圧システムとポゴ抑制システムに分岐します。低圧酸化剤ターボポンプ（LPOTP）へ。高圧酸化剤プレバーナーへ。そこからHPFTPタービンとHPOTPに分岐し、高温ガスマニホールドで再合流して主燃焼室（MCC）へ送られます。または主燃焼室（MCC）インジェクターへ直接送られます。
一方、燃料は主燃料弁を通ってノズルとMCCの再生冷却システム、または燃焼室冷却弁を通って流れます。MCC冷却システムを通過した燃料は、LPFTPタービンに戻ってから、燃料タンク加圧システムまたは高温ガスマニホールド冷却システム（そこからMCCへ）に送られます。ノズル冷却システムと燃焼室冷却弁システムの燃料は、プレバーナーを介してHPFTPタービンとHPOTPに送られ、高温ガスマニホールドで再び合流し、そこからMCCインジェクターへ送られます。インジェクターに入ると、推進剤は混合されて主燃焼室に噴射され、そこで点火されます。燃焼した推進剤混合物がエンジンのノズルのスロートとベルを通って噴射されることで推力が発生します。[ 4 ]
低圧酸化剤ターボポンプ（LPOTP）は、高圧酸化剤ターボポンプ（HPOTP）からの高圧液体酸素によって駆動される6段タービンによって駆動される軸流ポンプで、約5,150 rpmで動作します。液体酸素の圧力を0.7 MPaから2.9 MPa（100 psiから420 psi）に昇圧し、LPOTPからの流れがHPOTPに供給されます。エンジンの運転中、圧力昇圧により、高圧酸化剤ポンプはキャビテーションを起こさずに高速で動作できます。約450 x 450 mm（18 x 18インチ）のLPOTPは、ロケット推進剤ダクトに接続され、ロケットの構造に取り付けられて固定位置に支持されています。[ 4 ]
次に、HPOTPの前にポゴ振動抑制システムアキュムレータが設置されている。[ 6 ]使用時には、ヘリウムガスを前処理および後処理で充填し、さらに酸素ガスを充填する。2熱交換器から供給され、膜がないため、充填ガスを連続的に再循環させることで動作します。アキュムレータ内部には、スロッシングと乱流を制御するためのさまざまなタイプのバッフルが多数設置されており、それ自体が有用であるだけでなく、ガスが低圧酸化装置ダクトに漏れて高圧酸化処理プラントに取り込まれるのを防ぐ役割も果たします。
HPOTPは、共通のシャフトに取り付けられた2つの単段遠心ポンプ（メインポンプとプレバーナーポンプ）で構成され、2段の高温ガスタービンによって駆動されます。メインポンプは、約28,120rpmで運転しながら、液体酸素の圧力を2.9MPaから30MPa （420psiから4,350psi ）に昇圧し、 23,260hp （17.34MW ）の出力を得ます。HPOTPの排出流はいくつかの経路に分岐し、そのうちの1つがLPOTPタービンを駆動します。別の経路は、メイン酸化装置バルブを通ってメイン燃焼室に入ります。別の小さな流路は分岐され、酸化装置熱交換器に送られます。液体酸素は、熱交換器がHPOTPタービンから排出されたガスに含まれる熱を利用して液体酸素をガスに変換するのに十分な熱が得られるまで、熱交換器への流入を防ぐ逆流防止弁を通過します。ガスはマニホールドに送られ、その後液体酸素タンクを加圧するために経路が取られます。別の経路はHPOTP第2段プレバーナーポンプに入り、液体酸素の圧力を30 MPaから51 MPa (4,300 psiaから7,400 psia)まで昇圧します。酸化剤プレバーナー酸化剤バルブを通って酸化剤プレバーナーに入り、燃料プレバーナー酸化剤バルブを通って燃料プレバーナーに入ります。HPOTPの寸法は約600 x 900 mm (24 x 35インチ)です。フランジでホットガスマニホールドに取り付けられています。[ 4 ]
HPOTPタービンとHPOTPポンプは共通のシャフトに取り付けられています。タービンセクション内の燃料リッチな高温ガスとメインポンプ内の液体酸素が混ざると危険が生じる可能性があるため、これを防ぐために、2つのセクションは、エンジンの運転中にエンジンのヘリウム供給によって継続的にパージされるキャビティによって分離されています。2つのシールがキャビティへの漏れを最小限に抑えます。1つのシールはタービンセクションとキャビティの間にあり、もう1つのシールはポンプセクションとキャビティの間にあります。このキャビティ内のヘリウム圧力が失われると、エンジンは自動的に停止します。[ 4 ]
低圧燃料ターボポンプ（LPFTP）は、気体水素を動力源とする2段タービンで駆動される軸流ポンプです。液体水素の圧力を30～276 psia（0.2～1.9 MPa）まで昇圧し、高圧燃料ターボポンプ（HPFTP）に供給します。エンジンの運転中、LPFTPによる圧力昇圧により、HPFTPはキャビテーションを起こさずに高速で運転できます。LPFTPは16,185 rpm前後で動作し、サイズは約450×600 mm（18×24インチ）です。ロケット推進剤ダクトに接続され、ロケットの構造に取り付けられて固定位置に支持されています。[ 4 ]
HPFTPは、2段式高温ガスタービンで駆動される3段式遠心ポンプです。液体水素の圧力を1.9 MPaから45 MPa（276 psiaから6,515 psia）まで昇圧し、約35,360 rpmで71,140 hp （53.05 MW ）の出力で動作します。ターボポンプからの吐出流はメインバルブに送られ、そこを通過して3つの流路に分岐します。1つの流路は主燃焼室のジャケットを通り、そこで水素は燃焼室壁の冷却に使用されます。その後、主燃焼室からLPFTPに送られ、LPFTPタービンの駆動に使用されます。LPFTPからの流量のごく一部は、3つのエンジンすべてからの共通マニホールドに送られ、液体水素タンクへの単一の経路を形成して加圧を維持します。残りの水素は、ホットガスマニホールドの内壁と外壁の間を通過して冷却され、その後、主燃焼室に排出されます。主燃料バルブからの2番目の水素流路は、エンジンノズルを通って（ノズルを冷却するため）流れます。その後、チャンバー冷却バルブからの3番目の流路に合流します。この合流した流れは、燃料および酸化剤のプレバーナーに送られます。HPFTPのサイズは約550×1,100 mm（22×43インチ）で、フランジによってホットガスマニホールドに取り付けられています。[ 4 ]
酸化剤プレバーナーと燃料プレバーナーは、ホットガスマニホールドに溶接されています。燃料と酸化剤はプレバーナーに入り、混合されて効率的な燃焼が行われます。増強型スパーク点火装置は、各プレバーナーのインジェクターの中央にある小型の混合室です。2つの二重冗長スパーク点火装置はエンジンコントローラによって作動し、エンジン始動シーケンス中に各プレバーナーでの燃焼を開始するために使用されます。燃焼プロセスが自己維持されるため、約3秒後にオフになります。プレバーナーは、タービンを通過して高圧ターボポンプを駆動するために必要な動力を生成する燃料リッチな高温ガスを生成します。酸化剤プレバーナーの流出物は、HPOTPと酸化剤プレバーナーポンプに接続されたタービンを駆動します。燃料プレバーナーの流出物は、HPFTPに接続されたタービンを駆動します。[ 4 ]
HPOTP および HPFTP タービンの回転速度は、対応する酸化剤および燃料予燃焼器酸化剤バルブの位置によって決まります。これらのバルブはエンジンコントローラによって制御され、予燃焼器への液体酸素の流れを絞ることでエンジンの推力を制御します。酸化剤および燃料予燃焼器酸化剤バルブは液体酸素の流れを増減させ、それによって予燃焼室圧力、HPOTP および HPFTP タービンの回転速度、および主燃焼室への液体酸素と気体水素の流れを増減させ、エンジンの推力を増減させます。酸化剤および燃料予燃焼器バルブは連動してエンジンを絞り、推進剤混合比を 6.03:1 に一定に保ちます。[ 3 ]
メイン酸化剤バルブとメイン燃料バルブは、エンジンへの液体酸素と液体水素の流れを制御し、各エンジンコントローラによって制御されます。エンジンが作動しているときは、メインバルブは全開になっています。[ 4 ]
エンジンの主燃焼室 (MCC) は、高温ガスマニホールド冷却回路から燃料リッチな高温ガスを受け取ります。気体水素と液体酸素はインジェクターで燃焼室に入り、推進剤を混合します。混合気は、インジェクターヘッドの中心にあるH 2 /O 2炎である「増強スパーク点火装置」によって点火されます。 [ 7 ]メインインジェクターとドームアセンブリは高温ガスマニホールドに溶接され、MCC も高温ガスマニホールドにボルトで固定されています。[ 4 ] MCC は、1970 年代に RS-25 用に特別に開発された NARloy-Z と呼ばれる銅-銀-ジルコニウム合金で裏打ちされた、インコネル 718製の構造シェルで構成されています。燃焼室内の温度は飛行中に鉄の沸点よりも高い3,300 ℃（5,970 °F）に達するため、ライナー壁には約390のチャネルが加工され、液体水素をライナーを通してMCC冷却に供給します。[ 8 ] [ 9 ]
SLSミッションで使用されるRS-25エンジンの構造の代替案として、熱遮断コーティング（TBC）やセラミックマトリックス複合材（CMC）などの先進的な構造セラミックの使用が挙げられます。[ 10 ]これらの材料は金属合金よりも熱伝導率が著しく低いため、より効率的な燃焼が可能になり、冷却要件が軽減されます。TBCは金属部品上に堆積された薄いセラミック酸化物層で、高温のガス状燃焼生成物と金属シェルとの間の熱遮断として機能します。製造時にインコネル718シェルにTBCを適用することで、エンジンの寿命を延ばし、冷却コストを削減できます。さらに、CMCはNi基超合金の代替として研究されており、SiCマトリックス中に連続的に分散された高強度繊維（BN、C）で構成されています。CMCで構成されたMCCは、TBCの適用よりも研究が進んでおらず、実用化には程遠いものの、前例のないレベルのエンジン効率を提供できる可能性があります。
エンジンのノズルは長さが121インチ (3.1 m)で、喉部の直径が10.3 インチ (0.26 m) 、出口の直径が90.7 インチ (2.30 m)です。 [ 11 ]ノズルは、メイン燃焼室にボルトで固定されたベル型の延長部で、ド ラバル ノズルと呼ばれています。RS-25 ノズルは、燃焼室圧力に対して異常に大きな膨張比(約 69:1) を持っています。[ 12 ]海面では、この比率のノズルでは通常、ノズルからジェットの流れが剥離し、制御が困難になり、機体に機械的な損傷を与える可能性さえあります。しかし、エンジンの動作を助けるために、ロケットダインのエンジニアは、ノズル壁の角度を推力の理論上の最適値から変更し、出口付近で角度を小さくしました。これにより、リムのすぐ周りの圧力が4.6 ～ 5.7 psi (32 ～ 39 kPa)の絶対圧力に上昇し、流れの剥離を防ぎます。流れの内部は圧力がはるかに低く、約2 psi (14 kPa)以下です。[ 13 ]各ノズルの内面は、ろう付けされたステンレス鋼管壁の冷却通路を流れる液体水素によって冷却されます。スペースシャトルでは、ノズルの前端に溶接されたサポートリングが、オービターから供給される耐熱シールドへのエンジンの取り付けポイントとなっています。ノズルの部分は、ミッションの打ち上げ、上昇、軌道上、および大気圏突入の各段階で熱にさらされるため、熱保護が必要です。断熱材は、金属箔と遮熱板で覆われた 4 層の金属バッティングで構成されています。[ 4 ]
各エンジンには、メインエンジンコントローラ (MEC) が装備されています。これは、バルブを使用してエンジンのすべての機能を制御し、その性能を監視する統合コンピュータです。ハネウェル エアロスペースによって製造された各 MEC は、当初は冗長構成のHoneywell HDC-601コンピュータ 2 台で構成されていましたが、[ 14 ]後に、二重冗長構成のMotorola 68000 (M68000) プロセッサ 2 台で構成されるシステムにアップグレードされました (コントローラ 1 台あたり合計 4 台の M68000)。[ 15 ]コントローラがエンジン自体に搭載されているため、エンジンと打ち上げロケット間の配線が大幅に簡素化されます。すべてのセンサーとアクチュエータはコントローラのみに直接接続され、各 MEC は独自のエンジン インターフェース ユニット (EIU) を介してオービターの汎用コンピュータ(GPC) または SLS のアビオニクス スイートに接続されます。[ 16 ]専用システムを使用することで、ソフトウェアも簡素化され、信頼性が向上します。
コントローラは、AとBという2つの独立したデュアルCPUコンピュータで構成され、システムに冗長性を持たせています。コントローラシステムAが故障すると、動作機能を損なうことなく自動的にコントローラシステムBに切り替わります。その後、コントローラシステムBが故障すると、エンジンは正常に停止します。各システム（AとB）内では、2つのM68000が同期して動作し、システム内の2つのM68000プロセッサのバス上の信号レベルを比較することで、各システムが故障を検出できます。2つのバス間で差異が検出されると、割り込みが発生し、制御がもう一方のシステムに渡されます。Motorola製と2番目の供給元であるTRW製のM68000には微妙な違いがあるため、各システムは同じメーカーのM68000を使用します（たとえば、システムAにはMotorola製CPUが2つ、システムBにはTRW製CPUが2つ搭載されます）。ブロックIコントローラのメモリはメッキ線タイプで、磁気コアメモリと同様の動作をし、電源が切れた後もデータを保持します。[ 17 ]ブロック II コントローラは従来のCMOSスタティックRAMを使用した。[ 15 ]
コントローラーは打ち上げ時の衝撃に耐えられるよう設計されており、損傷に対して非常に高い耐性があることが証明されました。チャレンジャー号事故の調査中、海底から回収された2つのMEC（エンジン2020と2021のもの）は、検査と分析のためにハネウェル・エアロスペースに送られました。1つのコントローラーは片側が破損しており、両方とも海洋生物によってひどく腐食し損傷していました。両方のユニットは分解され、メモリユニットは脱イオン水で洗浄されました。乾燥および真空ベーキング後、これらのユニットからデータが取得され、法医学的調査が行われました。[ 18 ]
エンジンの出力を制御するために、MECは各エンジンに搭載された5つの油圧作動式推進剤バルブ（酸化剤プレバーナー酸化剤、燃料プレバーナー酸化剤、主酸化剤、主燃料、および燃焼室冷却剤バルブ）を操作します。緊急時には、エンジンのヘリウム供給システムをバックアップ作動システムとして使用することで、バルブを完全に閉じることができます。[ 4 ]
スペースシャトルでは、停止後にメイン酸化剤バルブと燃料抜き取りバルブを使用して残留推進剤を排出し、残留液体酸素はエンジンを通して、残留液体水素は液体水素充填バルブと排出バルブを通して排出されました。排出が完了すると、バルブは閉じられ、ミッションの残りの間閉じたままでした。[ 4 ]
各エンジンの燃焼室冷却バイパスダクトには冷却制御弁が取り付けられています。エンジンコントローラは、ノズル冷却ループをバイパスする水素ガスの量を調整し、それによって温度を制御します。燃焼室冷却弁は、エンジン始動前は100%開いています。エンジン運転中は、スロットル設定が100～109%のときに100%開いています。スロットル設定が65～100%の場合、その位置は66.4～100%の範囲でした。[ 4 ]
各エンジンにはジンバルベアリングが取り付けられています。これはユニバーサルボールジョイントで、上部フランジでロケットに、下部フランジでエンジンにボルトで固定されています。エンジンとロケット間の推力インターフェースとして機能し、7,480ポンド（3,390kg ）のエンジン重量を支え、500,000lbf （2,200,000N ）を超える推力に耐えます。ジンバルベアリングは、エンジンをロケットに取り付ける手段を提供するだけでなく、エンジンを±10.5°の範囲で2つの自由軸を中心に回転（または「ジンバル」）させることを可能にします。[ 19 ]この動きにより、エンジンの推力ベクトルを変更して、ロケットを正しい向きに操縦することができます。比較的大きなジンバル範囲は、ロケットが飛行中およびブースター分離後に燃料を燃焼する際に、重心が常に移動することによって生じるピッチモーメントを修正するために必要です。ベアリングアセンブリは、約290×360mm （11×14インチ）で、質量は105ポンド（48kg ）で、チタン合金製です。[ 6 ]
低圧酸素ターボポンプと低圧燃料ターボポンプは、オービターの後部胴体推力構造上に180°離れて取り付けられた。低圧ターボポンプから高圧ターボポンプへの配管には、エンジンの残りの部分が推力ベクトル制御のためにジンバルされている間、低圧ターボポンプを静止させておくことができる柔軟なベローズが内蔵されており、また、負荷がかかったときにポンプが損傷するのを防ぐ。LPFTPからHPFTPへの液体水素配管は、液体空気の生成を防ぐために絶縁されている。[ 4 ]
燃料および酸化剤システムに加えて、打ち上げロケットの主推進システムには、各種レギュレーター、チェックバルブ、分配ライン、および制御バルブに加えて、10 個の貯蔵タンクからなるヘリウムシステムも装備されています。このシステムは、飛行中にエンジンをパージするために使用され、推進剤管理システム内のエンジンバルブを作動させるための圧力と、緊急停止時に圧力を供給します。スペースシャトルでは、大気圏再突入時に残ったヘリウムは、再突入時のエンジンのパージと再加圧に使用されました。[ 4 ]
RS-25 の歴史は 1960 年代に遡り、NASAのマーシャル宇宙飛行センターとロケットダイン社が、アポロ計画中にサターン VロケットのS-IIおよびS-IVB上段で使用された成功したJ-2 エンジンから開発された高圧エンジンの一連の研究を行っていた。これらの研究は、サターン V エンジンのアップグレードプログラムの下で行われ、HG-3として知られる350,000 lbf (1,600 kN)の上段エンジンの設計が生まれた。[ 20 ]アポロ計画の資金が削減されるにつれて、HG-3 は、すでにテストされていたアップグレードされたF-1 エンジンとともにキャンセルされた。 [ 21 ] RS-25 の基礎となったのは、HG-3 の設計であった。[ 22 ]
一方、1967年に米国空軍は、プロジェクト・アイシングラスで使用するための先進的なロケット推進システムの調査に資金を提供し、ロケットダイン社はエアロスパイクエンジンを、プラット・アンド・ホイットニー社（P&W）はより効率的な従来のド・ラバルノズル型エンジンを調査するよう依頼された。調査の最後に、P&Wは、広範囲の高度で効率を高めるために2ポジション拡張ノズルを使用したXLR-129と呼ばれる250,000 ポンドfのエンジンの提案を行った。 [ 23 ] [ 24 ]
1969 年 1 月、NASA は、スペース シャトルの初期開発を開始するために、ゼネラル ダイナミクス、ロッキード、マクドネル ダグラス、ノース アメリカン ロックウェルに契約を与えました。[ 25 ]これらの「フェーズ A」研究の一環として、関係企業は、設計の基本エンジンとして、415,000 lbf (1,850 kN)の推力を発生させる XLR-129 の改良版を選択しました。 [ 23 ]この設計は、最終決定に至るまで、計画されたシャトルの多くのバージョンに見られます。しかし、NASA はあらゆる面で最先端技術を推進することに関心があったため、「ロケット エンジン技術の進歩を促す」ために、はるかに高度な設計を選択することにしました。[ 12 ] [ 23 ]彼らは、エンジンの性能を向上させるために、約3,000 psi (21,000 kPa)で動作する高圧燃焼室に基づく新しい設計を求めました。
開発は1970年に始まり、NASAが「フェーズB」メインエンジンコンセプト研究の提案依頼書を公表し、スロットル調整可能な二段燃焼式ド・ラバル型エンジンの開発を要求した。[ 12 ] [ 23 ]この要求は、当時最新鋭だったスペースシャトルの設計に基づいており、オービターと有人フライバックブースターという2つの再利用可能なステージを備え、2つの異なるノズルを介して両方の機体に動力を供給できる1つのエンジンが必要だった（海面推力550,000 lbf（2,400 kN）のブースターエンジン12基と、真空推力632,000 lbf（2,810 kN）のオービターエンジン3基）。 [ 12 ]ロケットダイン、P&W、エアロジェット・ジェネラルが資金提供を受ける企業として選ばれたが、P&Wが既に開発を進めており（同年中に350,000 lbf（1,600 kN）のコンセプトエンジンを実演）、エアロジェット・ジェネラルが1,500,000 lbf（6,700 kN）のM-1エンジンの開発経験があったため、ロケットダインは競合他社に追いつくために設計プロセスに多額の私財を投入せざるを得なかった。[ 23 ]
契約が締結される頃には、予算上の圧力により、シャトルの設計は最終的なオービター、外部燃料タンク、および2基のブースター構成に変更されていたため、エンジンは上昇中にオービターに動力を供給するだけでよくなっていた。[ 12 ] 1年にわたる「フェーズB」の研究期間中、ロケットダイン社はHG-3エンジンの開発経験を利用してSSMEの提案を設計し、1971年1月までにプロトタイプを製作した。このエンジンはロケットダイン社が開発した新しい銅-ジルコニウム合金（NARLoy-Zと呼ばれる）を使用し、1971年2月12日に試験が行われ、 3,172 psi（21,870 kPa）の燃焼室圧力を生成した。参加した3社は1971年4月にエンジン開発の入札を提出し、ロケットダイン社は1971年7月13日に契約を獲得したが、P&Wからの法的異議申し立てのため、エンジン開発作業は1972年3月31日まで開始されなかった。[ 12 ] [ 23 ]
契約締結後、1972 年 9 月に予備設計審査が行われ、続いて 1976 年 9 月に詳細設計審査が行われ、その後エンジンの設計が確定し、最初の飛行可能なエンジンの製造が開始されました。 エンジンを含むスペース シャトルのすべてのコンポーネントの最終審査は 1979 年に実施されました。 設計審査は、いくつかのテスト マイルストーンと並行して行われ、最初のテストは、HPFTP、HPOTP、バルブ、ノズル、燃料プレバーナーなど、設計のさまざまな領域の欠陥を特定する個々のエンジン コンポーネントで構成されていました。 個々のエンジン コンポーネントのテストに続いて、ロサンゼルスのカノガパークにあるロケットダイン社のメイン工場に最終組み立てラインが設置された後、1977 年 3 月 16 日に完全なエンジン (0002) の最初のテストが行われました。[ 26 ] NASAは、スペースシャトルの初飛行前に、エンジンが少なくとも65,000秒間のテストを受けなければならないと規定しており、このマイルストーンは1980年3月23日に達成され、STS-1の時点でエンジンはステニス宇宙センターのテストスタンドと主推進試験機（MPTA）への搭載の両方で110,253秒間のテストを受けていた。最初のエンジンセット（2005、2006、2007）は1979年にケネディ宇宙センターに納入され、コロンビアに搭載された後、1980年にさらなるテストのために取り外され、オービターに再搭載された。最初の有人軌道飛行（FMOF）構成で、定格出力レベル（RPL）の100%での動作が認定されたこれらのエンジンは、1981年2月20日に20秒間の飛行準備燃焼で動作し、検査後に飛行準備完了と宣言された。[ 12 ]
Each Space Shuttle had three RS-25 engines, installed in the aft structure of the Space Shuttle orbiter in the Orbiter Processing Facility prior to the orbiter being transferred to the Vehicle Assembly Building. If necessary, the engines could be changed on the pad. The engines, drawing propellant from the Space Shuttle external tank (ET) via the orbiter's main propulsion system (MPS), were ignited at T−6.6 seconds prior to liftoff (with each ignition staggered by 120 ms[27]), which allowed their performance to be checked prior to ignition of the Space Shuttle Solid Rocket Boosters (SRBs), which committed the shuttle to the launch.[28] At launch, the engines would be operating at 100% RPL, throttling up to 104.5% immediately following liftoff. The engines would maintain this power level until around T+40 seconds, where they would be throttled back to around 70% to reduce aerodynamic loads on the shuttle stack as it passed through the region of maximum dynamic pressure, or max. q.[note 1][23][27] The engines would then be throttled back up until around T+8 minutes, at which point they would be gradually throttled back down to 67% to prevent the stack exceeding 3 g of acceleration as it became progressively lighter due to propellant consumption. The engines were then shut down, a procedure known as main engine cutoff (MECO), at around T+8.5 minutes.[23]
After each flight the engines would be removed from the orbiter and transferred to the Space Shuttle Main Engine Processing Facility (SSMEPF), where they would be inspected and refurbished in preparation for reuse on a subsequent shuttle flight.[29] A total of 46 reusable RS-25 engines, each costing around US$40 million, were flown during the Space Shuttle program, with each new or overhauled engine entering the flight inventory requiring flight qualification on one of the test stands at the Stennis Space Center prior to flight.[27][30][31]
スペースシャトル計画の期間中、RS-25 は、エンジンの性能と信頼性を向上させ、使用後のメンテナンス量を減らすために、燃焼室の変更、溶接の改善、ターボポンプの変更など、一連のアップグレードを受けました。その結果、計画中にいくつかのバージョンの RS-25 が使用されました。[ 9 ] [ 23 ] [ 25 ] [ 27 ] [ 32 ] [ 33 ] [ 34 ] [ 35 ] [ 36 ]
スペースシャトル計画を通じてRS-25が受けたアップグレードの最も明白な効果は、エンジンのスロットルの改善でした。FMOFエンジンの最大出力は100%（RPL）でしたが、ブロックIIエンジンは緊急時に109%または111%までスロットルを上げることができ、通常の飛行性能は104.5%でした。スペースローンチシステムで使用されている既存のエンジンは通常の飛行中に109% RPLにスロットルされますが、スペースローンチシステム用に製造された新しいRS-25Eエンジンは111% RPLで運転でき、[ 38 ] 113%のスロットルがテストされています。[ 39 ] [ 40 ]これらのスロットルレベルの上昇は、エンジンによって生成される推力に相応の違いをもたらしました。[ 6 ] [ 27 ]
100%を超える出力レベルを指定することは無意味に思えるかもしれないが、そこには論理的な根拠があった。100%というレベルは、達成可能な最大物理的出力レベルを意味するのではなく、エンジン開発中に決定された仕様、つまり想定される定格出力レベルだった。その後の研究で、エンジンが100%を超えるレベルでも安全に動作できることが示されたため、これらの高いレベルが標準となった。出力レベルと物理的推力の元の関係を維持することで、試験データ（または過去や将来のミッションからの運用データ）を容易に比較できる不変の固定関係が確立され、混乱を軽減することができた。出力レベルが引き上げられ、その新しい値が100%とされた場合、それまでのすべてのデータと文書は、その時点で100%の出力レベルに対応する物理的推力を変更するか、相互チェックする必要があった。[ 12 ]エンジン出力レベルはエンジンの信頼性に影響を与え、研究によると、出力レベルが 104.5% を超えるとエンジン故障の確率が急速に上昇することが示されており、そのため 104.5% を超える出力レベルは緊急時のみに使用されるように維持されていました。[ 32 ]
スペースシャトル計画の期間中、合計46基のRS-25エンジンが使用されました（RS-25Dが1基製造されましたが、使用されませんでした）。135回のミッションで、合計405回のエンジンミッションが行われ、[ 30 ]プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン社は99.95%の信頼性を報告しており、唯一の飛行中のSSME故障はスペースシャトル・チャレンジャーのSTS-51-Fミッション中に発生しました。[ 3 ]しかし、エンジンは計画期間中に、多数の発射台の故障（冗長セット発射シーケンサーの中止、RSLS）やその他の問題に見舞われました。
スペースシャトルの最終退役に先立つ期間、残りのエンジンについては、NASAが全て保管する案から、博物館や大学などの様々な機関に全て譲渡（または1基あたり40万～80万ドルで売却）する案まで、様々な計画が提案された。[ 48 ]この方針は、コンステレーション計画の貨物打ち上げロケット「アレスV」と有人打ち上げロケット「アレスI」の計画構成の変更に続くもので、これらのロケットはそれぞれ第1段と第2段にRS-25を使用する予定だった。[ 49 ]これらの構成は、2010年のシャトル退役後に当時の最新技術を使用するため、当初は価値があると思われたが、この計画にはいくつかの欠点があった。[ 49 ]
アレスIとアレスVロケットの設計変更が何度か行われた結果、アレスIの第2段にはRS-25エンジンの代わりにJ-2Xエンジンが1基、アレスVのコアステージには改良型RS-68エンジン（SSMEとアポロ時代のJ-2エンジンの両方をベースにしたもの）が6基搭載されることになった。これらの変更により、RS-25はスペースシャトルとともに退役することになった。[ 49 ]しかし、2010年にNASAはコンステレーション計画を中止し、アレスIとアレスVの開発も中止して、新しい大型打ち上げロケットの開発に注力するよう指示された。[ 50 ]
2017年5月24日、DARPAはXS-1プログラムの設計作業を完了するためにボーイング社を選定したと発表した。この技術実証機はエアロジェット・ロケットダインAR-22エンジンを使用する予定だった。AR-22はRS-25の派生型で、エアロジェット・ロケットダインとNASAの初期バージョンのエンジンの在庫から部品を調達した。[ 51 ] [ 52 ] 2018年7月、エアロジェット・ロケットダインは10日間でAR-22の100秒間の燃焼を10回成功させた。[ 53 ]
2020年1月22日、ボーイングはXS-1プログラムからの撤退を発表し、AR-22の役割はなくなった。[ 54 ]
2011年9月14日、スペースシャトルの退役に伴い、NASAはシャトルの後継機としてスペース・ローンチ・システム（SLS）と呼ばれる新しい打ち上げロケットを開発すると発表した。 [ 55 ] SLSの設計では、コアステージの一部としてRS-25が採用されており、ロケットの異なるバージョンには3基から5基のエンジンが搭載されている。[ 56 ] [ 57 ]新しい打ち上げロケットの最初の飛行では、以前に飛行したブロックII RS-25Dエンジンが使用されており、NASAはこれらのエンジンをステニス宇宙センターの「パージされた安全な」環境に保管し、「それらを維持するために必要なすべての地上システム」も備えている。[ 58 ] [ 59 ]アルテミスIでは、3機のオービターすべてからシリアル番号E2045、E2056、E2058、E2060のRS-25Dユニットが使用された。[ 60 ] 2019 年 11 月 6 日までにコア ステージに設置されました。[ 61 ]アルテミス II では、シリアル番号 E2047、E2059、E2062、および E2063 のユニットが使用される予定でした。[ 62 ] 2023 年 9 月 25 日までにコア ステージに設置されました。 [ 63 ] 2025 年春、エンジン E2063 は、酸素バルブ油圧系統に漏れが発見されたため、E2061 に交換されました。[ 64 ]
SLSプログラムでは、RS-25Dに加えて、残りの3機のスペースシャトルオービターのメイン推進システム（MPS、エンジンに燃料を供給する「配管」）を試験目的で使用しています（オービターの退役の一環として取り外されたものです）。最初の2回の打ち上げ（アルテミスIとアルテミスII ）では、当初、スペースシャトルアトランティスとエンデバーのMPSハードウェアをコアステージで使用すると予測されていました。 [ 57 ] [ 59 ] [ 65 ] SLSの推進剤は、ロケットのコアステージからエンジンに供給されます。コアステージは、改造されたスペースシャトルの外部タンクの後部にMPS配管とエンジンがあり、上部にステージ間構造があります。 [ 5 ]
最初の 2 つのアルテミス ミッションでは、エンジンはミショー組立施設の 103 棟にある SLS コア ステージに設置されました。[ 66 ]アルテミス III以降は、ケネディ宇宙センターの宇宙ステーション処理施設に設置される予定です。[ 67 ] [ 68 ]
残りのRS-25Dが使い果たされたら、より安価な使い捨てバージョンのRS-25Eに置き換えられる予定である。[ 5 ] 2023年、エアロジェット・ロケットダインは、新型RS-25エンジンの製造中に製造時間と労働力要件が削減されたと報告した。例えば、パワーヘッドの製造時間が15%短縮され、メイン燃焼室の製造に必要な時間が22か月短縮された。[ 69 ]
2020年5月1日、NASAは18基のRS-25エンジンと関連サービスの製造契約を17億9000万ドルで延長し、SLS契約の総額は35億ドル近くになった。[ 70 ]
2022年8月29日、アルテミスIはRS-25D #3（シリアル番号E2058）のエンジニアリングセンサーに問題があり、理想的な動作温度まで冷却されていないと誤って報告したため遅延した。[ 71 ]
2022年11月16日、アルテミスIはケネディ宇宙センターの発射複合施設39Bから打ち上げられた。これは、 2011年7月21日のスペースシャトルの最後の飛行であるSTS-135以来、RS-25エンジンが飛行した初めての事例である。[ 72 ]
2015年に、新しいエンジン制御ユニットを使用して、より低い液体酸素温度、より高いSLSコアステージ液体酸素タンクとより高い機体加速によるより高い吸気圧、および4つのエンジン構成とSLSブースター排気ノズルと同じ平面にある位置によるノズル加熱の増加の下で、RS-25エンジンの性能を決定するためのテストキャンペーンが実施されました。新しいアブレーション耐熱シールド断熱材もテストされる予定でした。[ 73 ]テストは1月9日（500秒）、[ 74 ] 5月28日（450秒）、[ 75 ] 6月11日（500秒）、[ 73 ] 6月25日（650秒）、[ 76 ] 7月17日（535秒）、[ 77 ] 8月13日（535秒）[ 78 ]および8月27日（535秒）に実施されました。[ 79 ]
これらのテストに続いて、さらに4基のエンジンが新たなテストサイクルに入る予定となった。[ 77 ] SLSのユースケースにおける性能を評価するために設計された新たな一連のテストが2017年に開始された。[ 80 ]
2019年2月28日、NASAは開発中のRS-25エンジンの試験燃焼を、当初設計された推力の113%で430秒以上、510秒間実施した。これは、この推力レベルでのこれまでの試験の約4倍の長さである。[ 81 ]
2021年1月16日、アルテミス計画の一環として、RS-25エンジンが再び点火され、燃焼試験が行われた。当初、試験は8分間の予定だったが、推力ベクトル制御（TVC）システムの試験中に、エンジン2（シリアル番号E2056）のコアステージ補助動力装置（CAPU）の油圧システムで意図的に保守的な試験パラメータが破られたため、67秒で中止された。エンジン2のCAPUは自動的に停止したが、この問題が飛行中に発生したとしても、残りのCAPUが4基すべてのエンジンのTVCシステムに電力を供給できるため、中止には至らなかっただろう。[ 82 ]また、エンジン制御システムでは計器の故障が原因で、別の「主要コンポーネント故障」が発生した。これは、実際の打ち上げ試行中に打ち上げカウントダウンの中止を引き起こしたであろう。 [ 83 ]
2021年3月18日、4基のRS-25コアステージエンジンが、2回目のSLSコアステージ燃焼試験の一環として再び点火され、500秒間の試験が成功裏に終了し[ 84 ] 、アルテミスIコアステージの飛行認証が行われた。
2022年12月14日、シリアル番号E10001の開発用RS-25Eが500秒間の燃焼試験を試みた。試験システムは、燃焼中に不適切に構成された加速度計群からの信号を許容振動限界を超えていると解釈したため、T+209.5で試験は中止された。[ 85 ]エンジンの試験は2023年も継続され、2023年2月8日には、新生産ノズルを装着して111%の出力で500秒間燃焼した。[ 86 ]その後の試験には、2 月 22 日に 111% の出力で 600 秒間の試験、[ 87 ] 3 月 8 日に 113% の出力で 520 秒間の試験、[ 88 ] 3 月 21 日に 113% の出力で 600 秒間の試験、[ 89 ] 4 月 5 日に 113% の出力レベルで 500 秒間の試験、[ 90 ] 4 月 26 日にエンジンの推力偏向ジンバル システムをテストする 720 秒間の燃焼、[ 91 ] 5 月 10 日に630 秒間の試験、[ 92 ]さらに 5 月 23 日にジンバルなしで 113% の出力レベルで 500 秒間の試験、[ 40 ] 6 月 1 日に[ 93 ] 6 月 8 日に[ 94 ] 6 月 15 日に[ 95 ] 6 月22 日に 5 回ジンバルなしで 113% の出力レベルで500秒間の試験が含まれます。[ 96 ] [ 37 ]
RS-25E開発ユニットE0525は、再設計されたノズル、油圧アクチュエータ、フレキシブルダクト、ターボポンプなどの新しいコンポーネントが大幅に組み込まれており、2023年10月17日から始まる一連の認証試験の最初の試験で、550秒間111%の出力レベルで燃焼試験が行われた。[ 97 ] [ 98 ] [ 99 ] 11月15日には500秒間113%の出力レベルで試験され、[ 100 ] [ 101 ] 2023年11月29日にはジンバルを使用して650秒間113%で試験され、[ 102 ] 2024年1月17日には500秒間113%で試験され、[ 103 ] [ 104 ] [ 105 ] 1月23日、[ 106 ] [ 107 ]および1月29日には、[ 108 ] [ 109 ] 2月23日に550秒間113%まで、[ 110 ] [ 111 ] 2月29日に615秒間111%まで、[ 112 ] 3月6日に600秒間113%まで[ 113 ] [ 114 ] [ 115 ] 、 3月22日[ 116 ]と27日[ 117 ]、4月3日[ 118 ]に500秒間。
2025年2月20日、エンジン番号E20001が試験台に設置され、試験を受けた最初の量産型RS-25Eとなった。[ 119 ] 6月20日には、出力111%で500秒間の試験が行われた。[ 120 ] 11月12日には、2番目の量産型RS-25E、シリアル番号E20002が同じ出力レベルと時間制限で試験された。[ 121 ]
2026年1月22日、シリアル番号E2063のRS-25Dエンジンは、酸素バルブ油圧の修理後の作業を検証し、アルテミスIVへの搭載許可を得るために、300秒間109%の出力レベルで正常にテストされました。[ 122 ]
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