RS-25

RS-25

RS-25のテスト発射。写真下部の明るい部分はショックダイヤモンドです。
原産国	アメリカ合衆国
初飛行	1981年4月12日( STS-1 ) ( 1981-04-12 )
デザイナー	ロケットダイン
メーカー	ロケットダイン（1981–2005） プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン（2005年～2013年） エアロジェット ロケットダイン(2013年～現在)
関連LV	スペースシャトル スペース ローンチ システム
前任者	HG-3
状態	使用中
液体燃料エンジン
推進剤	LOX / LH 2
混合比	6.03:1
サイクル	燃料豊富な二軸式段階燃焼
構成
ノズル比	78:1 [1]
パフォーマンス
推力、真空	2,279  kN (512,300  lbf ) [1]
推力、海面	1,860kN（418,000lbf）[1]
スロットル範囲	67～109%
推力重量比	73.1 [2]
チャンバー圧力	2,994 psi (20.64 MPa) [1]
比推力、真空	452.3秒（4.436km/s）[1]
比推力、海面	366秒（3.59km/s）[1]
質量流量	514.49 kg/秒 (1,134.26 ポンド/秒)
寸法
長さ	4.3 m (168 インチ)
直径	2.4 m (96 インチ)
乾燥質量	3,177 kg (7,004 ポンド) [2]
参考文献
参考文献	[3] [2]
注記	データは定格電力レベルの 109% の RS-25D のものです。

RS -25は、スペースシャトルメインエンジン（SSME）^[1]としても知られ、 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（SLS）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。

米国のロケットダイン社（後のプラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン社およびエアロジェット・ロケットダイン社）によって設計・製造されたRS-25は、極低温（超低温）の液体水素および液体酸素推進剤を燃焼し、各エンジンは離陸時に1,859 kN（418,000 lb _f）の推力を生み出す。RS-25の歴史は1960年代に遡るが、その集中的な開発は1970年代に始まり、1981年4月12日の初飛行であるSTS-1が行われた。RS-25は運用の歴史を通じてエンジンの推力、信頼性、安全性、およびメンテナンス負荷を改善するためにアップグレードされてきた。

このエンジンは真空中で452秒（4.43 kN-sec/kg）、海面で366秒（3.59 kN-sec/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、定格出力レベルの67％から109％まで1％刻みでスロットル調整が可能です。RS-25のコンポーネントは、-253〜3,300°C（-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、オービターの船尾に搭載された 3 基の RS-25 エンジンのクラスターを使用し、外部タンクから燃料を供給しました。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、総推力は 2 つの固体ロケット ブースターとオービターの 2 つのAJ10 軌道操縦システムエンジンによって増加しました。各飛行の後、RS-25 エンジンはオービターから取り外され、検査され、修理されてから、別のミッションで再利用されました。

各スペース ローンチ システムには 4 基の RS-25 エンジンが搭載されており、コア ステージの基部のエンジン セクションに収納され、使用後は消費されます。スペース ローンチ システムの最初の 4 回の飛行では、スペース シャトル プログラム用に製造されたエンジンを近代化および改修したものが使用されます。その後の飛行では、テストおよび開発中の Production Restart と呼ばれる簡素化された RS-25E エンジンが使用されます。

RS-25 エンジンは、ポンプ、バルブ、および推力を生成するために連携して動作するその他のコンポーネントで構成されています。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 ディスコネクト バルブからオービターに入り、そこからオービターの主推進システム (MPS) 供給ラインを通って流れました。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は直接 MPS ラインに流れ込みます。MPS ラインに入ると、燃料と酸化剤はそれぞれ別の経路に分岐して各エンジン (スペースシャトルでは 3 つ、SLS では 4 つ) に流れ込みます。各分岐では、プレバルブによって推進剤がエンジンに入ります。^{[4] [5]}

エンジン内に入ると、推進剤は低圧燃料および酸化剤ターボポンプ(LPFTP および LPOTP) を通り、そこから高圧ターボポンプ (HPFTP および HPOTP) に流れます。これらの HPTP から、推進剤はエンジン内の異なるルートをたどります。酸化剤は 4 つの別々の経路に分割されます。酸化剤は、酸化剤熱交換器へ、次に酸化剤タンク加圧システムとポゴ抑制システムに分割されます。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、ここで HPFTP タービンと HPOTP に分割され、その後高温ガスマニホールドで再結合されて主燃焼室 (MCC) に送られるか、または直接主燃焼室 (MCC) インジェクターに送られます。

一方、燃料は主燃料バルブからノズルとMCCの再生冷却システム、またはチャンバー冷却バルブに流れ込みます。MCC冷却システムを通過した燃料は、LPFTPタービンに戻り、燃料タンク加圧システムまたはホットガスマニホールド冷却システム（そこからMCCに流れ込みます）に送られます。ノズル冷却およびチャンバー冷却バルブシステムの燃料は、プレバーナーを介してHPFTPタービンとHPOTPに送られ、ホットガスマニホールドで再び結合され、そこからMCCインジェクターに流れ込みます。インジェクターに入ると、推進剤は混合され、主燃焼室に噴射され、そこで点火されます。燃焼中の推進剤混合物がエンジンのノズルのスロートとベルから噴出す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を動力源とする6段タービンによって駆動され、約5,150rpmで動作する軸流ポンプです。液体酸素の圧力を0.7～2.9MPa（100～420psi）に高め、LPOTPからの流れがHPOTPに供給されます。エンジンの動作中、圧力ブーストにより高圧酸化剤ポンプはキャビテーションを発生することなく高速で動作できます。約450×450mm（18×18インチ）のLPOTPは、車両の推進剤ダクトに接続され、打ち上げ機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]

そして、HPOTPの前には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、} Heが前充填され、後充填され、ガス状Oが充填される。
₂熱交換器から排出され、膜を持たず、チャージガスを継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配置されています。これはそれ自体有用であり、また、HPOTP に取り込まれる低圧酸化剤ダクトへのガスの漏れを防ぐのにも役立ちます。

HPOTP は、共通シャフトに取り付けられ、2 段の高温ガスタービンによって駆動される 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) で構成されています。メイン ポンプは、約 28,120 rpm で動作しながら、液体酸素の圧力を 2.9 ～ 30 MPa (420 ～ 4,350 psi) に上げ、23,260  hp (17.34  MW ) の出力を実現します。HPOTP の排出フローは複数の経路に分かれ、そのうちの 1 つは LPOTP タービンを駆動します。もう 1 つの経路はメイン酸化剤バルブに至り、メイン燃焼室に入ります。別の小さな流路が分岐し、酸化剤熱交換器に送られます。液体酸素は、十分な熱が生じて HPOTP タービンから排出される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まで、熱交換器に流入するのを防ぐフラッド防止バルブを通過します。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経路に送られる。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30MPaから51MPa（4,300psiaから7,400psia）に上げる。ガスは酸化剤プレバーナー酸化剤バルブを通過し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過して燃料プレバーナーに入る。HPOTPの大きさは約600×900mm（24×35インチ）で、フランジで高温ガスマニホールドに取り付けられている。^[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の燃料を多く含む高温ガスとメインポンプの液体酸素が混合す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、エンジンが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段タービンで駆動する軸流ポンプである。液体水素の圧力を30～276 psia（0.2～1.9 MPa）に上げ、高圧燃料ターボポンプ（HPFTP）に供給する。エンジン運転中、LPFTPによる圧力上昇により、HPFTPはキャビテーションを発生することなく高速で動作することができる。LPFTPは約16,185 rpmで動作し、サイズは約450 x 600 mm（18 x 24インチ）である。機体の推進剤ダクトに接続され、打ち上げ機の構造に取り付けられて固定位置に支持されている。^[4]

HPFTP は、2 段の高温ガスタービンで駆動される 3 段の遠心ポンプです。液体水素の圧力を 1.9 ～ 45 MPa (276 ～ 6,515 psia) に高め、約 35,360 rpm で 71,140  hp (53.05  MW ) の電力で動作します。ターボポンプからの排出流はメインバルブに送られ、メインバルブを通過した後、3 つの流路に分割されます。1 つの流路はメイン燃焼室のジャケットを通り、ここで水素が燃焼室の壁を冷却するために使用されます。次にメイン燃焼室から LPFTP に送られ、ここで LPFTP タービンの駆動に使用されます。次に LPFTP からの流量の一部が 3 つのエンジンすべてから共通の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、高温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ります（ノズルを冷却するため）。次に、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 x 1,100 mm（22 x 43インチ）で、フランジによって高温ガスマニホールドに取り付けられています。^[4]

酸化剤と燃料のプレバーナーは、高温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。拡張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さな組み合わせチャンバーです。2 つの二重冗長スパーク点火装置は、エンジン コントローラーによって起動され、エンジン始動シーケンス中に各プレバーナーで燃焼を開始するために使用されます。燃焼プロセスはその後自立的になるため、約 3 秒後にオフになります。プレバーナーは、タービンを通過する燃料が豊富な高温ガスを生成し、高圧ターボポンプの動作に必要な電力を生成します。酸化剤プレバーナーの流出は、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は、HPFTP に接続されたタービンを駆動します。^[4]

HPOTP タービンと HPFTP タービンの速度は、対応する酸化剤バルブと燃料プレバーナー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配置され、エンジン コントローラはこれらのバルブを使用してプレバーナーへの液体酸素の流れを絞り、エンジンの推力を制御しま す。酸化剤バルブと燃料プレバーナー酸化剤バルブは液体酸素の流量を増減させ、それによってプレバーナー室の圧力、HPOTP および HPFTP タービンの速度、および主燃焼室への液体酸素とガス状水素の流入を増減させ、エンジンの推力を増減させます。酸化剤バルブと燃料プレバーナー バルブは連携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]

主酸化剤バルブと主燃料バルブは、エンジンへの液体酸素と液体水素の流入を制御し、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、メインバルブは完全に開いています。^[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を多く含んだ高温ガスを受け取ります。ガス状水素と液体酸素はインジェクターから燃焼室に入り、推進剤を混合します。混合物は、インジェクターヘッドの中央にあるH ₂ /O _{2炎である「拡張スパークイグナイター」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ており、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 専用に開発された 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。飛行中、燃焼室内の温度は鉄の沸点よりも高い3300℃（6000℉）に達するため、ライナー壁には約390本の溝が機械加工されており、ライナーを通して液体水素を運び、MCCを冷却する。^{[8] [9]}

SLSミッションで使用されるRS-25エンジンの製造の代替案は、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）などの高度な構造セラミックの使用です。^[10]これらの材料は金属合金よりも熱伝導率が大幅に低いため、燃焼効率が向上し、冷却要件が軽減されます。TBCは金属部品に堆積し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の間の熱遮断として機能します。製造中にインコネル718シェルにTBCを適用すると、エンジンの寿命が延び、冷却コストが削減されます。さらに、CMCはNiベースの超合金の代替品として研究されており、SiCマトリックスに連続的に分散した高強度繊維（BN、C）で構成されています。CMCで構成されるMCCは、TBCの適用ほど研究されておらず、実現にはほど遠いですが、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、ノズルのスロート部分の直径は10.3インチ（0.26 m）、出口部分の直径は90.7インチ（2.30 m）である。^[11]ノズルはベル型の延長部で、主燃焼室にボルトで固定されており、デ・ラバル・ノズルと呼ばれる。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）を持っている。^[12]海面レベルでは、この比率のノズルでは通常、ジェットとノズルの間に流れの分離が生じ、制御が困難になり、車両に機械的な損傷を与える可能性もある。しかし、ロケットダインの技術者は、エンジンの動作を助けるために、ノズル壁の角度を推力の理論上の最適値から変え、出口付近の角度を下げた。これにより、縁付近の圧力が絶対圧力4.6～5.7 psi（32～39 kPa）に上昇し、流れの分離を防ぐ。流れの内側部分は、約 2 psi (14 kPa) 以下と、はるかに低い圧力になっています。^[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、オービターから提供された熱シールドへのエンジン取り付けポイントになっています。ミッションの打ち上げ、上昇、軌道上、および突入段階でノズルの露出部分が受けるため、熱保護が必要です。断熱材は、金属箔とスクリーンで覆われた 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。これは統合コンピュータで、エンジンのすべての機能（バルブの使用を通じて）を制御し、その性能を監視します。Honeywell Aerospace社によって製造された各 MEC は、当初 2 台の冗長 Honeywell HDC-601 コンピュータで構成されていましたが、^[14]後に 2 台の二重冗長Motorola 68000（M68000）プロセッサ（コントローラあたり合計 4 台の M68000）で構成されるシステムにアップグレードされました。^[15]コントローラをエンジン自体に取り付けることで、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。これは、すべてのセンサーとアクチュエータがコントローラに直接接続され、各 MEC が独自のエンジンインターフェイスユニット（EIU）を介してオービターの汎用コンピュータ（GPC）または SLS の航空電子機器スイートに接続されるためです。^[16]専用システムを使用するとソフトウェアも簡素化され、信頼性が向上します。

2 台の独立したデュアル CPU コンピュータ A と B がコントローラを構成し、システムに冗長性をもたらします。コントローラ システム A に障害が発生すると、動作機能を妨げることなくコントローラ システム B に自動的に切り替えられます。その後コントローラ システム B に障害が発生した場合は、エンジンを正常にシャットダウンできます。各システム (A と B) 内では、2 台の M68000 がロック ステップで動作するため、各システムは、そのシステム内の 2 台の M68000 プロセッサのバス上の信号レベルを比較して障害を検出できます。2 つのバスに差異が発生した場合は、割り込みが生成され、制御が他のシステムに引き渡されます。Motorola の M68000 とセカンド ソース メーカーTRW のM68000 には微妙な違いがあるため、各システムでは同じメーカーの M68000 を使用します (たとえば、システム A には Motorola の CPU が 2 台、システム B には TRW 製の CPU が 2 台搭載されます)。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 メモリと同様に機能し、電源を切っ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を使用していました。^[15]

制御装置は打ち上げ時の衝撃に耐えられるよう頑丈に設計されており、損傷に対して極めて耐久性があることが証明された。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）がハネウェル・エアロスペースに運ばれ、検査と分析が行われた。1つの制御装置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た。両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た。乾燥および真空焼成後、これらのユニットのデータは法医学的検査のために回収された。^[18]

エンジンの出力を制御するために、MECは各エンジンの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、チャンバー冷却剤バルブ）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して、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、停止後に主酸化剤と燃料ブリード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から排出され、残留液体水素は液体水素充填および排出バルブから排出されました。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は閉じたままでした。^[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バルブ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できる水素ガスの量を調整し、その温度を制御します。燃焼室冷却バルブは、エンジン始動前には100％開いています。エンジン運転中は、スロットル設定が100％から109％の場合、100％開いています。スロットル設定が65％から100％の場合、バルブの位置は66.4％から100％の範囲でした。^[4]

外部ビデオ
RS-25 ジンバルテスト

各エンジンには、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たユニバーサルボールソケットジョイントであるジンバル ベアリングが取り付けられています。これは、エンジンとロケットの間の推力インターフェイスを表し、7,480ポンド（3,390 kg）のエンジン重量を支え、500,000 lbf（2,200,000 N）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2つの自由軸を中心に±10.5°の範囲で回転（または「ジンバル」）させることができます。^[19]この動きにより、エンジンの推力ベクトルを変更して、ロケットを正しい方向に操縦できます。比較的大きなジンバル範囲は、飛行中およびブースター分離後にロケットが燃料を燃焼するときに質量の中心が絶えず移動することによって発生するピッチ運動量を補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、チタン合金で作られています。^[6]

低圧酸素および低圧燃料ターボポンプは、オービターの機体後部推力構造に 180° 離して取り付けられました。低圧ターボポンプから高圧ターボポンプへのラインには柔軟なベローズが組み込まれており、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で固定されている間、低圧ターボポンプを固定したままにしておくことができ、また、ポンプに負荷がかかったときにポンプが損傷するのを防ぎます。LPFTP から HPFTP への液体水素ラインは、液体空気の形成を防ぐために絶縁されています。^[4]

燃料および酸化剤システムに加えて、ロケットの主推進システムには、10 個の貯蔵タンク、各種調整器、チェック バルブ、配管、制御バルブで構成されるヘリウム 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、突入時に残ったヘリウムは再突入時のエンジン パージと再加圧に使用されました。^[4]

RS-25の歴史は、NASAのマーシャル宇宙飛行センターとロケットダインが、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に関する一連の研究を行っていた1960年代に遡ります。この研究はサターンVエンジンのアップグレードプログラムの一環として行われ、 HG-3として知られる350,000 lbf（1,600 kN）上段エンジンの設計が生まれました。^{[20]アポロの資金レベルが低下したため、HG-3はキャンセルされ、すでにテストされていたアップグレードされた}F-1エンジンもキャンセルされました。^[21] HG-3の設計がRS-25の基礎となりました。^[22]

一方、1967年にアメリカ空軍はアイシングラス計画で使用するための先進的なロケット推進システムの研究に資金を提供し、ロケットダイン社にはエアロスパイクエンジンの調査を、プラット・アンド・ホイットニー社（P&W）にはより効率的な従来型のド・ラバルノズル型エンジンの研究を依頼した。研究の結論として、P&Wは250,000 lb _fエンジンのXLR-129を提案した。これは2位置拡張ノズルを使用して、幅広い高度で効率を高めた。^{[23] [24]}

1969年1月、NASAはジェネラル・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・ロックウェルと契約を結び、スペースシャトルの初期開発を開始した。^[25]これらの「フェーズA」研究の一環として、関係各社は、415,000 lbf (1,850 kN) の推力を発揮するXLR-129のアップグレード版を、自社の設計のベースラインエンジンとして選択した。^[23]この設計は、最終決定に至るまで、計画されていた多くのシャトルのバージョンに採用されている。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強いる」ために、はるかに先進的な設計を選択することにした。^{[12] [23]}彼らは、エンジンの性能を向上させる、約3,000 psi (21,000 kPa) で稼働する高圧燃焼室に基づく新しい設計を求めた。

開発は1970年にNASAが「フェーズB」主エンジン概念研究の提案依頼書を発表し、スロットラブルで段階的に燃焼するド・ラバル型エンジンの開発を求めたときに始まった。^{[12] [23]}この要求は、当時のスペースシャトルの設計に基づいており、再利用可能な2段式ステージ、オービター、有人フライバックブースターを備え、2つの異なるノズル（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）を介して両方の車両に動力を与えることができる1つのエンジンが必要であった。^[12]ロケットダイン、P&W、エアロジェット・ゼネラルの3社が資金提供を受ける企業に選ばれたが、P&Wの開発が既に進んでおり（その年、350,000 lbf（1,600 kN）のコンセプトエンジンを実用化した）、エアロジェット・ゼネラルは1,500,000 lbf（6,700 kN）のM-1エンジンを開発した経験があったため、ロケットダインは競合他社に追いつくために多額の民間資金を設計プロセスに投入せざるを得なかった。^[23]

契約が締結された頃には、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、外部燃料タンク、2つのブースターの構成に変更されており、そのためエンジンは上昇中にオービタに動力を供給することのみが必要となった。^[12] 1年に及ぶ「フェーズB」の研究期間中、ロケットダインはHG-3エンジンの開発経験を活かしてSSME提案を設計し、1971年1月までにプロトタイプを製作した。エンジンはロケットダイン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日にテストされ、チャンバー圧力は3,172psi（21,870kPa）になった。参加した3社は1971年4月にエンジン開発の入札を行い、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社からの訴訟により、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月に予備設計レビューが実施され、続いて1976年9月に厳密な設計レビューが実施され、その後エンジンの設計が決定され、最初の飛行可能なエンジンセット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レビューは、1979年に実施されました。設計レビューは、いくつかのテストマイルストーンと並行して実行されました。最初のテストは、HPFTP、HPOTP、バルブ、ノズル、燃料プリバーナーなど、設計のさまざまな領域の欠陥を特定した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本社工場に最終組み立てラインが設置された後、1977年3月16日に完成したエンジン（0002）の最初のテストが行​​われました。^[26] NASAは、シャトルの初飛行の前に、エンジンは少なくとも65,000秒間のテストを受けている必要があると規定しており、1980年3月23日にこのマイルストーンが達成され、エンジンはSTS-1の時点でステニス宇宙センターのテストスタンドと主推進試験装置（MPTA）への取り付けの両方で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配達され、コロンビアに取り付けられ、1980年にさらなるテストのために取り外され、オービターに再取り付けられた。最初の有人軌道飛行（FMOF）構成で100％定格出力レベル（RPL）での運転が認定されたエンジンは、1981年2月20日に202秒間の飛行準備噴射で運転され、検査の後、飛行準備完了が宣言された。^[12]

各スペースシャトルには3基のRS-25エンジンがあり、オービターがビークル組立棟に移送される前に、オービター処理施設内のスペースシャトルオービターの後部構造物に設置されていました。必要に応じて、エンジンは発射台で交換できました。エンジンは、オービターの主推進システム（MPS）を介してスペースシャトルの外部燃料タンク（ET）から推進剤を引き出し、打ち上げのT-6.6秒前に点火されました（各点火は120 ミリ秒ずつずらされていました^[27] ）。これにより、シャトルを打ち上げるスペースシャトル固体ロケットブースター（SRB）の点火前にエンジンの性能をチェックすることができました。 ^[28]打ち上げ時には、エンジンは100％RPLで動作し、打ち上げ直後に104.5％までスロットルが作動します。エンジンはこの出力レベルをT+40秒頃まで維持し、そこで約70%まで絞り込まれ、シャトルスタックが最大動圧、つまり最大qの領域を通過する際に空気力学的負荷を軽減する。^{[注 1] [23] [27]}その後、エンジンはT+8分頃まで絞り込まれ、その時点で徐々に67%まで絞り込まれ、推進剤の消費により徐々に軽くなっていくスタック の加速度が3gを超えないようにする。その後、エンジンはT+8.5分頃にメインエンジンカットオフ（MECO）と呼ばれる手順で停止した。^[23]

各飛行後、エンジンはオービターから取り外され、スペースシャトル主エンジン処理施設（SSMEPF）に移送され、次の飛行で再利用できるように検査および改修される。^[29]スペースシャトル計画中、合計46基の再利用可能なRS-25エンジンが飛行し、それぞれ約4000万ドルの費用がかかり、新品またはオーバーホールされたエンジンが飛行在庫に入るたびに、飛行前にステニス宇宙センターのテストスタンドの1つで飛行認定を受ける必要があった。^{[27] [30] [31]}

スペースシャトル計画の過程で、RS-25は燃焼室の変更、溶接の改善、ターボポンプの変更など、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の必要性を減らすための一連のアップグレードを経た。その結果、計画中にRS-25のいくつかのバージョンが使用された。^{[9] [23] [25] [27] [32] [33] [34] [35] [36]}

• FMOF (最初の有人軌道飛行): 100% 定格出力レベル (RPL) の認定を取得。軌道飛行テスト ミッションSTS-1～STS-5で使用(エンジン 2005、2006、2007)。
• フェーズ I: STS-6～STS-51-Lミッションに使用されたフェーズ I エンジンは、耐用年数が長く、104% RPL の認定を受けました。チャレンジャー号の事故後、フェーズ II に置き換えられました。
• フェーズ II (RS-25A): STS-26で初めて飛行したフェーズ II エンジンは、数多くの安全性向上を実現し、不測の事態に備えて 104% RPL および 109% 全出力レベル (FPL) の認定を取得しました。
• ブロック I (RS-25B): STS-70で初めて飛行したブロック I エンジンは、セラミック ベアリングを備えた改良型ターボポンプ、回転部品の半減、溶接数を削減する新しい鋳造工程を提供しました。ブロック I の改良には、高温ガスの流れを改善する新しい 2 ダクト パワーヘッド (HPFTP に接続された 3 つのダクトと HPOTP に接続された 2 つのダクトを備えた元の設計ではなく) と改良型エンジン熱交換器も含まれていました。
• ブロック IA (RS-25B): STS-73で初めて飛行したブロック IA エンジンは、メインインジェクターの改良が施されました。
• ブロック IIA (RS-25C): STS-89で初飛行したブロック IIA エンジンは、ブロック II エンジンの特定のコンポーネントの開発が完了するまでの暫定モデルでした。変更点には、新しい大型スロート主燃焼室 (1980 年に Rocketdyne 社が最初に推奨していた)、改良された低圧ターボポンプ、および比推力の 2 秒 (0.020 km/s) の低下を補うための 104.5% RPL の認証(当初の計画では、国際宇宙ステーションの重いペイロードを積載するためにエンジンは 106% の認証を受けることになっていたが、これは必須ではなく、エンジンの耐用年数を短縮していた) が含まれていました。わずかに改良されたバージョンがSTS-96で初飛行しました。
• ブロック II (RS-25D): STS-104で初めて飛行したブロック II アップグレードには、ブロック IIA のすべての改良点に加えて、新しい高圧燃料ターボポンプが含まれていました。このモデルは、不測の事態による中止の際に 111% FPL まで地上テストされ、無傷の中止時に使用するために 109% FPL まで認定されました。
• RS-25E: RS-25Dの在庫が意図的に使い切られているため、アルテミスVから始まる将来のアルテミス計画ミッションのスペース・ローンチ・システムで使用される。以前のバージョンとは異なり、このエンジンは使い捨てになるよう設計されている。 ^[5]パワーヘッドはほぼ完全に再設計されており（2023年9月現在、-25Dからの具体的な設計変更は発表されていない）、さまざまなコスト削減策と製造における革新を組み込むことを目的としている。最初のテストエンジンであるE10001は、NASAのステニス宇宙センターですべての資格とテストに合格し、113%のFPLと30%の推力増加の両方を実証した。^{[37][アップデート]}

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らかな効果は、エンジンスロットルの改善であった。FMOFエンジンの最大出力は100% RPLであったが、ブロックIIエンジンは緊急時には109%または111%までスロットルを高くすることができ、通常の飛行性能は104.5%であった。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飛行中に109%のパワーにスロットルされているが、スペース・ローンチ・システム用に製造された新しいRS-25エンジンは111%のスロットルで稼働することになっており、^[38] 113%のパワーがテストされている。^{[39] [40]}これらのスロットルレベルの増加は、エンジンによって生成される推力に大きな違いをもたらした。^{[6] [27]}

100% を超える出力レベルを指定するのは無意味に思えるかもしれませんが、その背後には論理がありました。100% レベルは、達成可能な最大の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、つまり予想される定格出力レベルでした。後の研究でエンジンが 100% を超えるレベルで安全に動作できることが示されたため、これらのより高いレベルが標準になりました。出力レベルと物理的推力の元の関係を維持することで、テスト データ (または過去または将来のミッションの運用データ) を簡単に比較できるように、不変の固定関係が作成され、混乱が軽減されました。出力レベルが増加し、その新しい値が 100% であるとされた場合、以前のデータとドキュメントはすべて変更するか、その日の 100% 出力レベルに対応する物理的推力と照合する必要があります。^[12]エンジン出力レベルはエンジンの信頼性に影響を及ぼし、研究によるとエンジン故障の確率は出力レベルが104.5%を超えると急激に増加するため、104.5%を超える出力レベルは緊急時のみに保持されていました。^[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た（追加で1基のRS-25Dが製造されたが、結局使用されなかった）。135回のミッション中、合計405回のエンジンミッションにおいて、^[30]プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダインは99.95%の信頼性を報告しており、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ミッション中にのみ発生した。^[3]しかし、エンジンは計画期間中にいくつかの発射台故障（冗長セット発射シーケンサーの中止、またはRSLS）やその他の問題に悩まされた。

• STS-41-D ディスカバリー– 第3エンジンはメインエンジンバルブの冗長制御の喪失によりT-4秒でRSLSの停止を引き起こし、スタックがロールバックされエンジンが交換されました。^[41]
• STS-51-F チャレンジャー– 第2エンジンが冷却弁の故障によりT-3秒でRSLSを停止させた。^{[42] [43]}
• STS-51-F チャレンジャー– No. 1エンジン（2023）は温度センサーの故障によりT+5:43に停止し、軌道投入中止となった（ただし、ミッションの目的と期間はATOによって損なわれなかった）。^{[27] [43]}
• STS-55 コロンビア– 3番エンジンの液体酸素プリバーナーチェックバルブの漏れにより、T-3秒でRSLSが停止した。^[44]
• STS-51 ディスカバリー– 第2エンジンは水素燃料センサーの故障によりT-3秒でRSLSの停止を引き起こした。^[45]
• STS-68 エンデバー号の3番エンジン（2032）は、HPOTPの温度センサーがレッドラインを超えたため、T-1.9秒でRSLSが停止しました。^[46]
• STS-93 コロンビア– オービター プロジェクト AC1 フェーズ T+5 秒で電気配線のショートが発生し、電圧不足により SSME  1A および SSME  3B コントローラーが機能しなくなったが、エンジンの停止は不要だった。さらに、酸化剤ポスト オリフィスを塞ぐために使用されていた直径 0.1 インチ、長さ 1 インチの金メッキ ピン (再設計により艦隊から排除された不適切な SSME 修正措置) がエンジンのメイン インジェクター内で緩み、エンジン ノズルの内面に衝突して 3 本の水素冷却ラインが破裂した。結果として生じた 3 つの破損により漏れが発生し、エンジンが早期に停止した。4 つの外部タンク LO ₂センサーが瞬時に乾燥し、主エンジンが低レベルで停止し、16 フィート/秒 (4.9 m/秒) の低速度で、高度が 8 海里低い状態で主エンジンがやや早めに停止した。^[47]

スペースシャトルの最終的な退役に先立つ期間中、残ったエンジンについては、NASAが全て保管する、博物館や大学などの様々な機関に全て寄贈する（または1基あたり40万～80万ドルで売却する）など、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アレスV貨物打ち上げロケットとアレスI有人打ち上げロケットの計画構成の変更を受けて策定されたもので、これらのロケットはそれぞれ第1段と第2段にRS-25を使用する予定であった。^[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、当初は価値があるように思われたが、計画にはいくつかの欠点があった。^[49]

• エンジンは廃棄された段に恒久的に取り付けられるため、再利用はできない。
• 各エンジンは設置と打ち上げの前にテスト発射を受ける必要があり、テスト後には改修が必要となる。
• 地上始動型の RS-25D を Ares I の第 2 段ロケット用の空中始動型に改造するには、費用がかかり、時間がかかり、重量も増加します。

アレスIおよびアレスVロケットに数回の設計変更が行われた後、RS-25はアレスI第2段用にJ-2Xエンジン1基、アレスV中核段用に改良型RS-68エンジン6基（SSMEとアポロ時代のJ-2エンジンの両方をベースとしていた）に置き換えられることとなった。つまり、RS-25はシャトル艦隊とともに退役することになる。^[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およびアレスVの開発を中止し、新しい大型ロケットの開発に注力するよう指示された。^[50]

2011年9月14日、スペースシャトルの退役後、NASAはシャトル艦隊に代わる新しい打ち上げ機、スペース・ローンチ・システム（SLS）を開発すると発表した。 ^{[51] SLSの設計では、RS-25が}コアステージの一部として採用されており、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。^{[52] [53]}新しい打ち上げ機の最初の飛行では、以前に飛行したブロックII RS-25Dエンジンが使用され、NASAはこれらのエンジンを「保守に必要なすべての地上システムとともに」ステニス宇宙センターの「パージされた安全な」環境に保管している。^{[54] [55]}アルテミスIでは、3機すべてのオービターからシリアル番号E2045、E2056、E2058、E2060のRS-25Dユニットが使用された。^[56]これらは2019年11月6日までにコアステージに設置されました。^[57]アルテミスIIでは、シリアル番号E2047、E2059、E2062、E2063のユニットが使用されます。^[58]これらは2023年9月25日までにコアステージに設置されました。^[59]

RS-25Dに加えて、SLS計画では、残りの3機のシャトル・オービターの主推進システム（MPS、エンジンに燃料を供給する「配管」）を試験目的で利用する（オービターの廃止の一環として撤去された）。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、スペースシャトルのアトランティスと 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想されていた 。^{[53] [55] [60]} 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る。コアステージは、後部にMPS配管とエンジンを備えた改造されたスペースシャトルの外部タンクと、上部に中間段構造物から構成される。^[5]

最初の2回のアルテミス計画では、エンジンはミシュー組立施設の103号棟にあるSLSコアステージに設置された。^[61]アルテミスIIIから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ある。^{[62] [63]}

残りのRS-25Dが使い果たされると、RS-25Eと呼ばれるより安価な消耗型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、パワーヘッドの製造時間が15%短縮され、主燃焼室の製造に必要な時間が22か月短縮されるなど、新生産RS-25エンジンの製造中に製造時間と労働力の要件が削減されたと報告した。^[64]

2020年5月1日、NASAは18基の追加RS-25エンジンと関連サービスの製造契約を17億9,000万ドルで延長し、SLS契約の総額は35億ドル近くになった。^[65]

2022年8月29日、アルテミス1号はRS-25D #3（シリアル番号E2058）のエンジニアリングセンサーの問題により、理想的な動作温度まで冷却されていないと誤って報告され、遅延した。^[66]

2022年11月16日、アルテミス1号はケネディ宇宙センター39B発射施設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終飛行であるSTS-135以来初めてRS-25エンジンが飛行したことになる。 ^[67]

2015年に、新しいエンジンコントローラユニットを搭載したRS-25エンジンの性能を判定するためのテストキャンペーンが実施されました。液体酸素温度が低く、SLSコアステージ液体酸素タンクの高さと車両の加速が高いため入口圧力が高く、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ためノズルの加熱が強く、新しいエンジンコントローラユニットを搭載したRS-25エンジンの性能を判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熱シールド断熱材もテストされました。^{[68] [より良い情報源が必要]}テストは1月9日（500秒）、^[69] 5月28日（450秒）、^[70] 6月11日（500秒）、 [ ⁶⁸ ] 6月25日（650秒）、^[71] 7月17日（535秒）、^[72] 8月13日（535秒）^[73]および8月27日（535秒）に行われました。^[74]

これらのテストに続いて、さらに4つのエンジンが新しいテストサイクルに入る予定でした。^{[72] [より良い情報源が必要]} SLS使用ケースでの性能を評価するために設計された新しい一連のテストが2017年に開始されました。^[75]

2019年2月28日、NASAは開発中のRS-25ロケットの510秒間の試験燃焼を、当初設計された推力の113%で430秒以上にわたって実施した。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。^[76]

2021年1月16日、アルテミス計画の一環として行われたホットファイアテストで、RS-25エンジンが再び点火された。このテストは当初8分間のテストとして予定されていたが、推力ベクトル制御（TVC）システムテスト中に、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テストパラメータが破られたため、67秒目に終了した。エンジン2のCAPUは自動的にシャットダウンされたが、この問題が飛行中に発生した場合、残りのCAPUが4つのエンジンすべての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。^[77]エンジンはまた、計器の故障によって引き起こされたエンジン制御システムの別の「主要コンポーネント故障」にも見舞われた。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だろう。[ ^78]

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コアステージホットファイアテストの一環として再び点火され、500秒間継続し、^[79]アルテミスIコアステージの飛行が認定されました。

2022年12月14日、開発中のRS-25E（シリアル番号E10001）1機が500秒間の高温燃焼試験を試みた。試験はT+209.5に中止されたが、これは高温燃焼中に不適切に構成された加速度計のグループからの信号が許容振動限度を超えていると試験システムが解釈したためである。^[80]エンジンの試験は2023年も続けられ、2023年2月8日には新型ノズルを装着して111%のパワーで500秒間燃焼した。^[81]その後のテストには、2月22日の111%出力での600秒テスト、^[82] 3月8日の113%出力での520秒テスト、^[83] 3月21日の113%出力での600秒テスト、^[84] 4月5日の113%出力での500秒テスト、^[85] 4月26日のエンジンの推力偏向ジンバルシステムをテストした720秒の点火、^[86] 5月10日の630秒テスト、^[87]ジンバルなしでの500秒113%出力レベルのテストがさらに5回、5月23日、^[40] 6月1日、^[88] 6月8日、^[89] 6月15日、^[90] 6月22日、^{[91] [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、フレックスダクト、ターボポンプなどの新しいコンポーネントを大幅に追加し、2023年10月17日から始まる一連の認証テストの最初のもので、550秒間111％の出力レベルでホットファイアテストを受けました。^{[92] [93] [94]} 11月15日に500秒間113％の出力レベルでテストされ、^{[95] [96] 2023年11月29日にはジンバルで650秒間113％のテストが行​​われ、 [97] 2024年1月17日には500秒間113％のテストが行​​われ、 [98] [99] [} 100] 2024年1月23日には113％のテストが行​​われ、 ^{[101] [102]} 2025年1月29日には113％のテストが行​​われ、[103] [104] 2026年2月には113 ^％のテストが行​​われ、[105] [106] 2027年3月には113％のテストが行​​われ、^{[107] [108]} 23日、^{[105] [106]} 2月29日には615秒間111%まで上昇し、^[107] 3月6日には600秒間113%まで上昇し、^{[108] [109] [110] 3月22日[111]}、27日^[112]、4月3日には500秒間113%まで上昇した。 ^[113]

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。技術実証機にはエアロジェット・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のバージョンであり、エアロジェット・ロケットダインとNASAのエンジン初期バージョンの在庫から部品を調達した。^{[114] [115]} 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秒発射を10回成功させた。^[116]

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。^[117]

• シャトルC

外部ビデオ
STS-49 飛行準備発射
STS-135 SSME 設置のタイムラプスビデオ
2015年5月28日のSLS用RS-25テスト
2017年7月27日のRS-25エンジンコントローラシステムテスト
2023年10月17日にSLSのRS-25テストを実施

この記事には、アメリカ航空宇宙局 のウェブサイトまたは文書からのパブリック ドメインの資料が組み込まれています。

ウィキメディア・コモンズには、RS-25 (ロケットエンジン)に関連するメディアがあります。

• ステニス宇宙センターへの出荷前の SSME 処理施設内の RS-25D の球面パノラマ
• ローレンス J. トムソン コレクション、アラバマ大学ハンツビル校アーカイブおよび特別コレクション 1971 年から 1986 年まで SSME の主任エンジニアを務めたローレンス J. トムソンのファイル
• 歴史的アメリカ工学記録(HAER) No. TX-116-I、「宇宙輸送システム、スペース シャトル メイン エンジン、リンドン B. ジョンソン宇宙センター、2101 NASA パークウェイ、ヒューストン、ハリス郡、テキサス州」、写真 20 枚、実測図 2 枚、写真キャプション ページ 8 ページ