RS-25

RS-25

RS-25の試射。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年4月12日）
デザイナー	ロケットダイン
メーカー	ロケットダイン（1972–2005） プラット・アンド・ホイットニー・ロケットダイン（2005～2013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	燃料豊富な二軸段燃焼
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	1,860 kN (418,000 lbf) [ 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（4.436 km/s）[ 1 ]
比推力、海面	366秒（3.59 km/s）[ 1 ]
質量流量	514.49 kg/秒 (1,134.26 ポンド/秒)
寸法
長さ	4.3メートル（168インチ）
直径	2.4メートル（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% における 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）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使用し、各エンジンは離陸時に1,859 kN（418,000 lb _f）の推力を発揮します。RS-25の歴史は1960年代に遡りますが、その本格的な開発は1970年代に始まり、1981年4月12日の初飛行であるSTS-1が行われました。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、そして整備負荷を向上させるための改良が重ねられてきました。

このエンジンは、真空状態で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、}定格出力の67%から109%まで1%刻みで調整可能です。RS-25の部品は、-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、オービターの船尾に搭載された3基のRS-25エンジン群を使用し、外部燃料タンクから燃料を供給しました。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推力が増強されました。各飛行の後、RS-25エンジンはオービターから取り外され、検査と修理が行われた後、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、コアステージの基部にあるエンジンセクションに収納され、使用後は廃棄されます。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。その後の飛行では、現在試験・開発中の「プロダクション・リスタート」と呼ばれる簡素化されたRS-25Eエンジンが使用されます。

コンポーネント

RS-25 回路図

RS-25の簡略図

燃料流量

酸化剤の流れ

RS-25推進剤流量

RS-25エンジンは、ポンプ、バルブ、その他の部品が連携して推力を生み出すことで構成されている。スペースシャトルの外部燃料タンクからの燃料（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に入り、そこからオービタの主推進システム（MPS）供給ラインを通って流れた。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ラインに流れ込む。MPSラインに入った燃料と酸化剤は、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）に送られる。各分岐では、プレバルブによって推進剤がエンジンに送られる。^{[ 4 ] [ 5 ]}

エンジン内に入ると、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) を通り、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異なる経路で移動します。酸化剤は 4 つの経路に分割されます。酸化剤熱交換器へ送られ、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かれます。低圧酸化剤ターボポンプ (LPOTP) へ、高圧酸化剤予燃焼器へ送られ、そこから HPFTP タービンと HPOTP に分かれ、高温ガスマニホールドで再び合流して主燃焼室 (MCC) へ送られるか、または直接主燃焼室 (MCC) インジェクターへ送られます。

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、または燃焼室冷却バルブに流れ込む。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高温ガスマニホールド冷却システム（そこからMCCに流れ込む）に送られる。ノズル冷却および燃焼室冷却バルブシステムの燃料は、予燃焼器を経由してHPFTPタービンとHPOTPに送られ、再び高温ガスマニホールドに送られ、そこからMCCインジェクターに流れ込む。インジェクター内で推進剤は混合され、主燃焼室に噴射されて点火される。燃焼中の推進剤混合物がエンジンノズルのスロート部とベル部から噴出することで推力が発生する。^{[ 4 ]}

ターボポンプ

酸化剤システム

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5,150 rpmで動作する軸流ポンプです。LPOTPは液体酸素の圧力を0.7～2.9 MPa（100～420 psi）に昇圧し、LPOTPからの流量がHPOTPに供給されます。エンジン運転中は、この昇圧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運転が可能です。LPOTPは約450×450 mm（18×18インチ）の大きさで、ロケットの推進剤ダクトに接続され、打ち上げ機の構造体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、 Oガスが充填される。₂熱交換器からのガスを蓄熱し、膜を持たず、チャージガスを連続的に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抑制するための様々なタイプのバッフルが多数配置されています。これはそれ自体が有用なだけでなく、HPOTPに吸入される低圧酸化剤ダクトへのガス漏れを防ぐ効果もあります。

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で駆動される 2 台の単段遠心ポンプ(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) に押し上げ、23,260  hp (17.34  MW ) の出力を生み出します。HPOTP の排出流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、そこを通過してメイン燃焼室に入ります。もう 1 つの小さな流路が分岐して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、熱交換器への流入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、液体酸素タンクを加圧する経路に送られます。別の経路はHPOTP第二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）に昇圧します。ガスは酸化剤プレバーナーの酸化剤バルブを通過して酸化剤プレバーナーに、さらに燃料プレバーナーの酸化剤バルブを通過して燃料プレバーナーに送られます。HPOTPの寸法は約600 x 900 mm（24 x 35インチ）で、フランジによって高温ガスマニホールドに接続されています。^{[ 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を多く含んだ高温ガスとメインポンプ内の液体酸素が混合すると危険が生じる可能性があります。これを防ぐため、両セクションはキャビティによって分離されており、エンジン運転中はエンジンのヘリウム供給によって継続的にパージされます。キャビティへの漏れを最小限に抑えるために、2つのシールが配置されています。1つはタービンセクションとキャビティの間、もう1つはポンプセクションとキャビティの間です。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 ]}

燃料システム

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。エンジン運転中は、LPFTPによる昇圧により、HPFTPはキャビテーションを発生することなく高速運転が可能です。LPFTPは約16,185 rpmで運転し、寸法は約450×600 mm（18×24インチ）です。機体の推進剤ダクトに接続され、打ち上げ機体構造物に固定支持されています。^{[ 4 ]}

HPFTPは、2段高温ガスタービンによって駆動される3段遠心ポンプです。液体水素の圧力を1.9MPa（276～6,515psia）から45MPa（276～6,515psia）まで昇圧し、約35,360rpmで71,140hp（53.05MW）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、メインバルブを通過した後、3つの流路に分岐します。1つは主燃焼室のジャケットを通過する流路で、ここで水素は燃焼室壁の冷却に使用されます。次に、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からの流量の一部は、3つのエンジンすべてから共通マニホールドに送られ、液体水素タンクへの単一の流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、主燃焼室へ排出されます。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（ノズル冷却用）を通ります。その後、燃焼室冷却バルブからの3番目の流路に合流します。この合流した水素は、燃料予燃焼器と酸化剤予燃焼器へと送られます。HPFTPは約550×1,100mm（22×43インチ）の大きさで、フランジによって高温ガスマニホールドに接続されています。^{[ 4 ]}

パワーヘッド

上部を横切る大きな銀色のパイプは、低圧燃料ターボポンプ（見えません）から高圧燃料ターボポンプ（HPFTP、左下の銀色のドラム）へ燃料を送ります。HPFTPの上部は、高温ガスマニホールド（黒色、茶色の斜めのパイプ）の一部にボルトで固定されており、その上には燃料プレバーナー（同じく黒色、右側から茶色のパイプが挿入されています）があります。^{[ 6 ]}

プレバーナー

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起こります。拡張スパークイグナイターは、各プレバーナーのインジェクター中央に配置された小さな混合室です。2つの二重冗長スパークイグナイター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行われるため、約3秒後に停止します。プレバーナーは燃料を豊富に含んだ高温ガスを生成し、タービンを通過して高圧ターボポンプの作動に必要な電力を生成します。酸化剤プレバーナーからの流出ガスは、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。燃料プレバーナーからの流出ガスは、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予燃焼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位置が制御され、エンジンコントローラはこれらのバルブを使用して予燃焼器への液体酸素の流量を絞り、エンジン推力を制御しま す。酸化剤バルブと燃料予燃焼酸化剤バルブは液体酸素の流量を増減させ、予燃焼室圧力、HPOTPタービンとHPFTPタービンの速度、そして主燃焼室への液体酸素とガス状水素の流入量を増減させ、エンジン推力を増減させます。酸化剤バルブと燃料予燃焼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量を制御し、各エンジンコントローラによって制御されます。エンジンが運転中、メインバルブは全開になっています。^{[ 4 ]}

主燃焼室

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豊富に含んだ高温ガスを受け取ります。ガス状の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。混合気は、インジェクターヘッド中央の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 ]}主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ライニングされたインコネル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3,300℃（5,970℉）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、液体水素をライナーを通して送り、MCCを冷却する。^{[ 8 ] [ 9 ]}

SLSミッションに使用されるRS-25エンジンの製造の代替案として、遮熱コーティング（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あります。^{[ 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バリアとして機能します。製造時にインコネル718シェルにTBCを適用すると、エンジン寿命が延び、冷却コストが削減されます。さらに、CMCはNi基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。

ノズル

STS-93着陸後のスペースシャトル・コロンビア号の3基のRS-25エンジンのノズル。3番エンジンのノズル（右下）の明るい部分は、打ち上げ時に発生した損傷によるものです。

エンジンのノズルは長さが121インチ（3.1 m）で、スロート部分の直径が10.3インチ（0.26 m）、出口部分の直径が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、ド・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 ]}海面では、この比率のノズルでは通常、ノズルからのジェットの流れが剥離し、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、エンジンの動作を助けるために、ロケットダインの技術者はノズル壁の角度を理論上の推力最適値から変え、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、流れの剥離を防ぐ。流れの内側部分は圧力がはるかに低く、約2psi（14kPa）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、オービタから供給される熱シールドへのエンジン接続点となっています。ノズルは、打ち上げ、上昇、軌道上、そして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 ]}

コントローラ

ブロックII RS-25D主エンジン制御装置

各エンジンにはメインエンジンコントローラ（MEC）が搭載されています。これは、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、その性能を監視する統合コンピュータです。Honeywell Aerospace社によって製造された各 MEC は、当初 2 台の冗長化された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インストールすると、エンジンと打ち上げ車両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ことでソフトウェアも簡素化され、信頼性も向上します。

2 台の独立したデュアル CPU コンピュータ A および 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、動作機能を妨げずにコントローラ システム B に自動的に切り替えられます。その後のコントローラ システム B の障害では、エンジンが適切にシャットダウンされます。各システム (A および 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にある 2 台の M68000 プロセッサのバス上の信号レベルを比較することで障害を検出できます。2 つのバス間に差異が検出されると、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 と第 2 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 が使用されます (たとえば、システム A には Motorola の CPU が 2 つ搭載され、システム B には TRW 製の 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）がハネウェル・エアロスペース社に搬送され、検査と分析が行われました。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・損傷していました。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ました。乾燥と真空ベーキングの後、これらのユニットからデータが回収され、鑑識調査が行われました。^{[ 18 ]}

メインバルブ

エンジン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（酸化剤予燃焼酸化剤バルブ、燃料予燃焼酸化剤バルブ、主酸化剤バルブ、主燃料バルブ、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、これらの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、主酸化剤バルブと燃料ブリードバルブを用いて残留推進剤を排出し、残留液体酸素はエンジンから、残留液体水素は液体水素充填・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期間、閉じられたままでした。^{[ 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する水素ガスの量を制御し、それによって温度を制御します。燃焼室冷却バルブは、エンジン始動前には100%開度です。エンジン運転中は、スロットル開度が100%から109%の範囲で100%開度です。スロットル開度が65%から100%の範囲では、バルブの位置は66.4%から100%の範囲です。^{[ 4 ]}

ジンバル

外部ビデオ
RS-25ジンバルテスト

RS-25ジンバルテスト

各エンジンには、ジンバルベアリング（ユニバーサルボールジョイント）が取り付けられており、上部フランジがロケットに、下部フランジがエンジンにボルトで固定されています。ジンバルベアリングは、エンジンとロケット間の推力インターフェースとなり、7,480ポンド（3,390 kg）のエンジン重量を支え、500,000ポンド（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が変化し、ロケットを正しい方向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、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際に質量中心が絶えず移動することで発生するピッチモーメント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、オービターの機体後部推力構造に180°間隔で設置された。低圧ターボポンプから高圧ターボポンプへの配管にはフレキシブルベローズが内蔵されており、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回転している間、低圧ターボポンプを固定状態に保つことができる。また、ポンプに負荷がかかった際にポンプが損傷するのを防ぐ役割も果たしている。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断熱されている。^{[ 4 ]}

ヘリウムシステム

燃料および酸化剤システムに加え、打ち上げ機の主推進システムには、10個の貯蔵タンク、各種調整器、逆止弁、配管、制御弁からなるヘリウムシステムも搭載されています。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、突入時に残留したヘリウムは、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 ]}

歴史

発達

2015年初頭のステニス宇宙センターでのRS-25のテスト

RS-25の歴史は1960年代に遡ります。当時NASAのマーシャル宇宙飛行センターとロケットダイン社は、アポロ計画でサターンVロケットのS-IIおよびS-IVB上段に使用されて成功を収めたJ-2エンジンをベースに開発した高圧エンジンの研究を行っていました。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 ]}アポロ計画の資金が減少するにつれ、HG-3は中止され、既にテストされていたアップグレード版のF-1エンジンも中止されました。 ^{[ 21 ]} RS-25の基礎となったのはHG-3の設計でした。^{[ 22 ]}

一方、1967年、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ました。研究の結論として、P&WはXLR-129と呼ばれる250,000 lb _fエンジンの提案を提出しました。このエンジンは、2位置拡張ノズルを使用することで、幅広い高度範囲で効率を向上させました。^{[ 23 ] [ 24 ]}

1969年1月、NASAはジェネラル・ダイナミクス、ロッキード・マーティン、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XLR-129の改良型で415,000 lbf（1,850 kN）を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押し進め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制する」ために、はるかに先進的な設計を選択することを決定した。^{[ 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」のメインエンジン概念研究の提案依頼書を発表し、スロットラブルな段階燃焼のラバル型エンジンの開発を求めたときに始まりました。^{[ 12 ] [ 23 ]}この要求は、2つの再利用可能な段階、オービタと有人フライバックブースターを備えた当時のスペースシャトルの設計に基づいており、2つの異なるノズル（それぞれ550,000 lbf（2,400 kN）の海面推力を持つ12個のブースターエンジンと、それぞれ632,000 lbf（2,810 kN）の真空推力を持つ3個のオービタエンジン）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した。^{[ 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の実用化を実証）、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 ]}

契約が締結された時には、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3,172 psi（21,870 kPa）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月に詳細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、飛行可能なエンジンの最初の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行われ、最初のテストは個々のエンジンコンポーネントで構成され、HPFTP、HPOTP、バルブ、ノズル、燃料予燃焼器など、設計のさまざまな領域の欠陥を特定しました。個々のエンジンコンポーネントのテストの後、1977年3月16日に完成したエンジン (0002) の最初のテストが、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に最終組み立てラインが設置された後に行われました。^{[ 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日に到達し、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）に取り付けられて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運ばれ、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、オービターに再設置された。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 ]}

スペースシャトル計画

スペースシャトルアトランティスの RS-25D メインエンジン 3 基がSTS-110の打ち上げ時に稼働中

SSME の起動およびシャットダウン シーケンス

各スペースシャトルには3基のRS-25エンジンがあり、オービタがビークル組立棟に移送される前に、オービタ処理施設内のスペースシャトルオービタ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%までスロットルが上げられました。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領域（最大q）を通過する際にかかる空力負荷を軽減する。^{[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、推進剤の消費によってスタックが 徐々に軽量化していく中で加速度が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する。^{[ 23 ]}

各飛行後、エンジンはオービタから取り外され、スペースシャトル主エンジン加工施設（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エンジンが飛行した。各エンジンの価格はそれぞれ約4000万ドルで、新品またはオーバーホールされたエンジンは飛行前にステニス宇宙センターの試験スタンドで飛行認定を受ける必要があった。^{[ 27 ] [ 30 ] [ 31 ]}

アップグレード

スペースシャトルのメインエンジンの飛行履歴

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、一連のアップグレードを経て、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負担を軽減しました。その結果、計画期間中にRS-25の複数のバージョンが使用されました。^{[ 9 ] [ 23 ] [ 25 ] [ 27 ] [ 32 ] [ 33 ] [ 34 ] [ 35 ] [ 36 ]}

• FMOF（初の有人軌道飛行）：定格出力レベル（RPL）100%の認証を取得。軌道飛行試験ミッションSTS-1～STS-5（エンジン2005、2006、2007年）に使用。
• フェーズI：STS-6からSTS-51-Lまでのミッションで使用されたフェーズIエンジンは、耐用年数が延長され、RPL（継続時間積算値）104%の認定を取得しました。チャレンジャー号事故後、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、安全性に関する数多くのアップグレードが提供され、緊急事態が発生した場合に 104% RPL および 109% フルパワー レベル (FPL) が認定されました。
• ブロックI（RS-25B）： STS-70で初飛行したブロックIエンジンは、セラミックベアリングを採用した改良型ターボポンプ、回転部品の半減、溶接箇所を削減する新しい鋳造工程を採用しました。ブロックIの改良点には、高温ガスの流れを改善する新しい2ダクト式パワーヘッド（HPFTPに3本、HPOTPに2本のダクトを備えた当初の設計から変更）と、改良された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（これは1980年にロケットダイン社によって最初に推奨されていた）、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の認証が含まれていました（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% RPL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することになった）。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のすべての改良に加え、新型高圧燃料ターボポンプが搭載されました。このモデルは、地上試験でコンティンジェンシー・アボート（緊急停止）時の燃料消費率111%まで耐えられることが確認され、無損傷アボート（緊急停止）時の燃料消費率109%まで耐えられることが認証されました。
• RS-25E： RS-25Dの在庫が意図的に使い切られるため、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として設計されている。 ^{[ 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）、様々なコスト削減策と製造における革新を取り入れる予定である。最初の試験エンジンであるE10001は、NASAのステニス宇宙センターですべての認定と試験に合格し、113%のFPLと30%の推力増加を示した。^{[ 37 ]}

エンジンスロットル/出力

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顕著な効果は、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%の出力にスロットル制御されるが、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%のスロットルで運転され、^{[ 38 ]} 113%の出力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、エンジンが生み出す推力に大きな違いをもたらした。^{[ 6 ] [ 27 ]}

	RPL （％ ）	推力
		海面	真空
最小電力レベル（MPL）	67		1,406 kN (316,100 lb f )
定格電力レベル（RPL）	100	1,670 kN (380,000 lb f )	2,090 kN (470,000 lb f )
公称出力レベル（NPL）	104.5	1,750 kN (390,000 lb f )	2,170 kN (490,000 lb f )
フルパワーレベル（FPL）	109	1,860 kN (420,000 lb f )	2,280 kN (510,000 lb f )
SLS生産再開	111		2,320 kN (521,000 lb f )
生産再開の中止	113	1,887 kN (424,000 lb f )	2,362 kN (531,000 lb f )

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ませんが、それには理由があります。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す。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ると、これらの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混乱が軽減されました。不変の固定関係が生まれ、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からです。出力レベルが上昇し、その新しい値が 100% と言われた場合、以前のデータと文書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 ]}

事件

このシャトル制御パネルは、STS-51-Fミッションで使用された軌道投入中止（ATO）オプションを選択するように設定されています。軌道投入後、ミッションは通常通り続行され、オービターは乗組員を乗せて地球に帰還しました。

回収されたコロンビア号の主エンジンの一つのパワーヘッド。コロンビア号は再突入時に熱シールドの故障により失われた。

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（RS-25Dエンジンが1基追加で製造されたものの、結局使用されなかった）。135回のミッション（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、SSMEの飛行中の故障はスペースシャトル・チャレンジャー号のSTS-51-Fミッション中に発生したのみである。^{[ 3 ]}しかし、計画期間中、エンジンは発射台故障（冗長セット・ローンチ・シーケンサー・アボート、RSLS）やその他の問題に何度か悩まされた。

• 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エンジンの冷却弁の故障により、T-3秒でRSLSが停止した。^{[ 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、軌道投入中止に至った（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が停止しました。^{[ 44 ]}
• STS-51ディスカバリー号– 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を停止させた。^{[ 45 ]}
• STS-68エンデバー号の3号エンジン（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– オービター計画 AC1 フェーズ A の電気配線のショートが T+5 秒で発生し、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、エンジンの停止は必要なかった。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。この 3 本の破損により漏れが発生し、エンジンが早期に停止した。このとき、外部タンクの LO ₂センサー 4 個が瞬時に空になったため、主エンジンが低位停止し、速度 16 フィート/秒 (4.9 m/秒) の低速度と 8 海里の低高度で、やや早めに主エンジンが停止した。^{[ 47 ]}

星座

STS-134とSTS-135で使用された6機のRS-25Dがケネディ宇宙センターに保管されている。

スペースシャトルの最終的な退役に先立つ期間、残存エンジンについては様々な計画が提案された。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する（または1基あたり40万～80万ドルで売却する）案まで様々であった。^{[ 48 ]}この方針は、コンステレーション計画のアレスV貨物打ち上げ機とアレスI有人打ち上げ機ロケットの計画構成変更を受けたもので、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 ]}これらの構成は当初、2010年のシャトル退役後に当時の最新技術を使用することになるため価値があると思われたが、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 段用の空気始動型に改造するのは、費用がかかり、時間がかかり、重量も増すことになります。

アレスIとアレス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第二段用に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。これはRS-25がシャトル艦隊とともに退役することを意味していた。^{[ 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、新しい大型ロケットの開発に集中するよう指示された。^{[ 50 ]}

XS-1

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。この技術実証機には、エアロジェット・ロケットダイン社製のAR-22エンジンが使用される予定だった。AR-22はRS-25の派生型で、エアロジェット・ロケットダイン社とNASAが保有する初期型のエンジンから部品を調達していた。^{[ 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秒間の噴射を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 ]}

現在の使用

スペース・ローンチ・システム

2019年11月7日、ミシュー組立施設ビル103にて、4基のRS-25エンジンが取り付けられたスペース・ローンチ・システムのコアステージ底部の後方からの眺め。

2011年9月14日、スペースシャトルの退役後、NASAはシャトルに代わる新型打ち上げ機、スペース・ローンチ・システム（SLS）を開発すると発表した。 ^{[ 55 ]} SLSの設計では、RS-25が中核段の一部として採用され、ロケットのバージョンによって3基から5基のエンジンが搭載される。^{[ 56 ] [ 57 ]}新型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「保守に必要な地上システムと共に」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。^{[ 58 ] [ 59 ]}アルテミス1号では、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。^{[ 60 ]}これらは2019年11月6日までにコアステージに設置された。^{[ 61 ]}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る予定だった。^{[ 62 ]}これらは2023年9月25日までにコアステージに設置された。 ^{[ 63 ]} 2025年春、E2063エンジンは、酸素バルブ油圧に漏れが発見されたため、E2061に交換された。^{[ 64 ]}

RS-25Dに加えて、SLS計画では、残っている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（オービターの退役に伴い撤去された）。最初の2回の打ち上げ（アルテミス1号とアルテミス2号）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に搭載する予定だった 。 ^{[ 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、上部に段間構造物がある。 ^{[ 5 ]}

最初の2回のアルテミス計画では、エンジンはミショー組立施設の103号棟にあるSLSコアステージに設置された。^{[ 66 ]}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。^{[ 67 ] [ 68 ]}

残りのRS-25Dが枯渇すると、より安価で消耗品である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、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、新規生産RS-25エンジンの製造における製造時間と労働力の削減を報告した。^{[ 69 ]}

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17億9000万ドルで延長し、SLS契約の総額は35億ドル近くに達しました。^{[ 70 ]}

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に問題が発生し、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、遅延しました。^{[ 71 ]}

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飛行であった。^{[ 72 ]}

エンジンテスト

2015年に、新しいエンジン制御装置を用いて、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度によるより高い入口圧力、および4基のエンジン構成とSLSブースター排気ノズルと同じ平面にあることによるノズルの加熱の下で、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ることになっていた。^{[ 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）に行われた。^{[ 79 ]}

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。^{[ 77 ]} 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。^{[ 80 ]}

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秒以上実施しました。これは、この推力レベルでのこれまでの試験の約4倍の長さです。^{[ 81 ]}

2021年1月16日、アルテミス計画の一環として、RS-25エンジンがホットファイア試験中に再び点火されました。この試験は当初8分間の予定でしたが、推力ベクトル制御（TVC）システム試験中に、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に違反したため、67秒で中止されました。エンジン2のCAPUは自動的に停止しましたが、この問題が飛行中に発生した場合、残りのCAPUで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、打ち上げ中止には至りませんでした。^{[ 82 ]}また、エンジン制御システムにおいて、計器の故障に起因する別の「主要部品故障」も発生しました。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ていたでしょう。 ^{[ 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^{[ 84 ]} 、アルテミスIコアステージの飛行が認証されました。

2022年12月14日、開発中のRS-25E（シリアル番号E10001）1機が500秒間のホットファイア試験を試みた。試験はT+209.5に中止された。これは、ホットファイア試験中に不適切な構成の加速度計群からの信号を試験システムが許容振動限度を超えていると解釈したためである。^{[ 85 ]}エンジンの試験は2023年も継続され、2023年2月8日には新型ノズルを装着し、111%の出力で500秒間の点火試験が行われた。^{[ 86 ]}その後のテストには、2月22日の111%出力での600秒テスト、^{[ 87 ]} 3月8日の113%出力での520秒テスト、^{[ 88 ]} 3月21日の113%出力での600秒テスト、^{[ 89 ]} 4月5日の113%出力での500秒テスト、^{[ 90 ]} 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、^{[ 91 ]} 5月10日の630秒テスト、[ 92 ] 5月23日、^{[ 40 ] 6月1日、 [ 93 ]} 6月8日、[ 94 ] 6月15日^、[ 95 ^{] 6月}16日のジンバルなしの500秒¹¹³ %出力レベルのテストがさらに5回含まれてい^ました。 22. ^{[ 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テストで、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。^{[ 97 ] [ 98 ] [ 99 ]} 11月15日に500秒間113％の出力レベルでテストされ、^{[ 100 ] [ 101 ]}、2023年11月29日にジンバルを使用して650秒間113％でテストされ、^{[ 102 ]} 2024年1月17日には500秒間113％でテストされ、 ^{[ 103 ] [ 104 ] [ 105 ] 1月23日、 [ 106 ] [ 107 ]} 、2025年1月26日には500秒間113％でテストされました。 29日、^{[ 108 ] [ 109 ]} 2月23日には550秒間113%まで上昇し、^{[ 110 ] [ 111 ]} 2月29日には615秒間111%まで上昇し、 ^{[ 112 ]} 3月6日には600秒間113%まで上昇し、^{[ 113 ] [ 114 ] [ 115 ]} 3月22日には500秒間113%まで上昇し、[ 116 ] 3月27日には500秒間^{113%まで上昇し、[ 117 ] 4月3}日には500秒間113%まで上昇した。 ^{[ 118 ]}

2025年2月20日、E20001番エンジンがテストスタンドに設置され、テストを受けた最初の量産RS-25Eとなった。^{[ 119 ]} 6月20日には500秒間111%の出力レベルでテストされた。^{[ 120 ]} 11月12日には、2番目の量産RS-25E、シリアル番号E20002が同じレベルと時間制限でテストされた。^{[ 121 ]}

参照

• シャトルC
• RD-0120

注記

外部ビデオ
STS-49 飛行準備射撃
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

1. スロットルレベルは当初65%に設定されていましたが、初期の飛行性能の見直しを受け、MPSの疲労を軽減するため、最低67%に引き上げられました。スロットルレバーは、初期の打ち上げ性能に基づいて動的に計算され、通常は70%程度に下げられました。

参考文献

 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 マテリアルが組み込まれています。

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外部リンク

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• 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の主任技師を務めたローレンス・J・トムソンのファイル
• アメリカの歴史的技術記録（HAER）第TX-116-I号、「宇宙輸送システム、スペースシャトルのメインエンジン、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