RS-25
ジンバル軸受けは主噴射器とドームアッセンブリーにボルトで固定されエンジンとオービターの間で推力を伝達する。軸受けは約290x360mm (11.3 x 14 インチ) である。
低圧酸素と低圧燃料ターボポンプはオービターの尾部の推力構造物に180°の間隔で固定される。
低圧ターボポンプから高圧ターボポンプへの配管は低圧ポンプが固定されていて推力偏向時にエンジンがジンバルで首を振る事に対応する為に柔軟性のある蛇腹を使用している。低圧燃料ターボポンプ (LPFTP) から高圧燃料ターボポンプ (HPFTP) への液体水素の配管は空気の液化を防止する為に断熱されている。
SN-2018 12 STS-9, STS-41D, STS-51A, STS-51C, STS-51D, STS-51G, STS-51I, STS-61C, STS-54, STS-56, STS-58, STS-59
SN-2019 19 STS-9, STS-51J, STS-61B, STS-26, STS-28, STS-36, STS-38, STS-37, STS-48, STS-50, STS-54, STS-57, STS-61, STS-65, STS-70, STS-76, STS-83, STS-86, STS-93
SN-2020 6 STS-41C, STS-41G, STS-51B, STS-51F, STS-61A, STS-51L
SN-2021 6 STS-41D, STS-41G, STS-51B, STS-51F, STS-61A, STS-51L
SN-2022 8 STS-26, STS-29, STS-28, STS-32, STS-38, STS-40, STS-42, STS-47
SN-2023 5 STS-41G, STS-51B, STS-51F, STS-61A, STS-51L
SN-2024 7 STS-32, STS-35, STS-43, STS-45, STS-53, STS-56, STS-58
SN-2026 6 STS-39, STS-42, STS-47, STS-68, STS-74, STS-80
SN-2027 7 STS-30, STS-34, STS-36, STS-38, STS-40, STS-42, STS-46
これには2つ理由がある。一つは完全燃焼させてしまうと、燃焼室の温度が上がり過ぎて耐えられなくなるので、水素を余分に供給することにより温度を下げるためである。二つ目は、推進剤としては排出されるガスを100%水蒸気ではなく、水素ガスを混ぜて軽くした方が噴射速度が高くなる(比推力が大きくなる)ためである。特にスペースシャトルの構成は、固体ロケットブースターを第1段、RS-25を持つ本体を第2段と見ることができ、そういった構成では2段目を比推力重視としたほうが有利である。
RS-25は、初期型以降、Phase-II(1988年: チャレンジャー事故後の改良型)、Block-I(1995年)、Block-IIA(1998年)、Block-IIと信頼性・整備性を向上するための改良が行われており、2001年からはBlock-IIが使われるようになっている。帰還後、3基のエンジンは機体から外されてSpace Shuttle Main Engine Processing Facility (SSMEPF) で整備され、分解、検査、必要な部材は交換され、再組み立て、燃焼試験が行われ、次のフライトに備えられた。
RS-25は液体水素と液体酸素を燃焼する事で推力を発生させる。スペースシャトルでは外部燃料タンクから液体水素と液体酸素を3基のRS-25に供給して推力を得て、更に固体燃料ロケットとオービタルマニューバリングシステムからも推力を得る。それぞれのエンジンは離陸時におよそ1.8MNまたは400,000lbfの推力を発生する。エンジンの比推力 (Isp) は真空中で453秒、海面高度で363秒で噴出速度はそれぞれ4440 m/sと3560 m/sである。
RS-25の質量は全体で約3.2 t (7,000lb) である。RS-25は極端な温度差の下で運転される。液体水素は-253°Cで液体酸素と燃焼すると鉄の沸点よりも高い3300°Cに達する。それぞれのエンジンは毎秒1340lの推進剤を消費する。もしエンジンが液体酸素と液体水素の代わりに水を消費したら平均的な水泳プールに相当する量を75秒(3基の場合は25秒)で排出する。
外部燃料タンクからの燃料と酸化剤は3系統のラインによってそれぞれのエンジンに供給される。RS-25の燃焼の際の水素と酸素の質量混合比は1対6となっている。酸素+水素=水の化学反応を完全に行わせる場合の水素と酸素の質量混合比は1対8であり、RS-25の質量混合比は水素が多い(燃料リッチ)。
酸化剤と燃料プリバーナーは高温ガスマニホールドに溶接される。燃料と酸化剤はプリバーナーに入り、効率よく燃焼する比率で混合される。電気火花点火器はそれぞれのプリバーナーの中心部に小燃焼室が位置する。二重系統の電弧式点火器はエンジン制御装置によって作動し、エンジン始動からそれぞれのプリバーナーが燃焼するまで使用される。燃焼が自律運転に移行するので約3秒後に停止する。プリバーナーは燃料リッチの高温ガスを生成しタービンを駆動して高圧ターボポンプを駆動する力を生み出す。酸化剤プリバーナーで生成したガスはHPOTPと酸化剤プリバーナーのポンプを駆動するタービンへ送られる。燃料プリバーナーで生成したガスはHPFTPを駆動するタービンへ送られる。
HPOTPとHPFTPのタービンの速度は酸化剤と燃料プリバーナーの酸化剤の弁の開度に依存する。これらの弁はエンジン制御装置によって開度が制御され、プリバーナーへの液体酸素の流量を加減する事でエンジンの推力を制御する。酸化剤と燃料プリバーナーの酸化剤弁は液体酸素の流量を加減する事によりプリバーナーの圧力を加減し、それによりHPOTPとHPFTPのタービンの速度を加減して主燃焼器へ送る液体酸素と水素ガスの流量を加減する事によってエンジンの推力を加減する。
酸化剤と燃料のプリバーナーの弁は共にいかなるエンジンの出力時でも常に推進剤が6対1の混合比になるようになっている。主酸化剤弁と主燃料弁はエンジンへ送られる液体酸素と液体水素の流量を加減し、それぞれエンジン制御装置によって制御される。エンジン運転中は主弁は完全に開く。
重要な技術革新は統合型制御装置がエンジン自体に含まれることである。このデジタルコンピューター(原型はハネウェルHDC-601を2台冗長系として構成される)と後にモトローラ68000プロセッサによる2台の冗長系に更新されたシステムは2つのタスクを持つ。一つはエンジンと燃焼プロセスの制御と自身を監視する事である。全てのセンサーとアクチュエーターが制御装置だけに直接接続されるようになった事によりエンジンとシャトル間の配線が大幅に簡略化された。このシステムを使用することにより同様にソフトウェアも簡略化され信頼性が向上した。2台の独立したコンピューターA・Bによって冗長系のある制御装置を構成する。システムAが故障した場合は運用上の能力を損ねずに自動的にシステムBに切り替わる。システムBが故障した場合は正常にエンジンを停止する。
スペースシャトルの引退後はRS-25の利用案が複数検討された。一例として2008年頃、NASAは1基あたり$400,000—800,000で売却しようとした。2010年初頭にはNASAは無料で譲渡することを計画した。これらのエンジンは最終的にシャトル後継ロケットであるスペース・ローンチ・システム (SLS) で使用されることとなった。