航天飞机尾部有三台以液氢液氧为推进剂的液体火箭发动机，称之为主发动机。三台主发动机的结构是完全一样的。发动机具有两个预燃室，涡轮泵输出的大部分燃料和小部分氧化剂在预燃室内进行富燃料燃烧( 氧：氢约为0.8 )，燃气温度在600~700℃左右，用来驱动涡轮，然后排入主燃烧室与其余的氧化剂进行补充燃烧，形成高温高压燃气从燃烧室喷口排出。三台主发动机合起来可以提供600多吨的推力。发动机中氢系统和氧系统的工作环境是极其恶劣的，这就对其材料提出了特殊而苛刻的要求。

航天飞机尾部有三台以液氢液氧为推进剂的液体火箭发动机，称之为主发动机。三台主发动机的结构是完全一样的。发动机具有两个预燃室，涡轮泵输出的大部分燃料和小部分氧化剂在预燃室内进行富燃料燃烧（氧：氢约为0.8），燃气温度在600~700℃左右，用来驱动涡轮，然后排入主燃烧室与其余的氧化剂进行补充燃烧，形成高温高压燃气从燃烧室喷口排出。三台主发动机合起来可以提供600多吨的推力。发动机中氢系统和氧系统的工作环境是极其恶劣的，这就对其材料提出了特殊而苛刻的要求。

航天飞机主发动机由洛克威尔国际公司火箭发动机分公司生产，提供给国家航宇局马歇尔空间飞行中心。首批17次飞行成功地把哥伦比亚号、挑战者号和发现者号轨道级自肯尼迪空间中心发射上去。尽管发动机可保证在109%的推力下工作, 这些发射还是按额定推力和104%的额定推力进行的。发动机使用液氧和液氢，它们由连接在轨道级上的外贮箱携带。两台固体火箭发动机组在大约8 分半钟动力飞行段的最初两分钟内提供附加推力。航天飞机主发动机则继续工作到飞行器接近所要求的轨道速度。接着航天飞机主发动机熄火，外贮箱分离，而最终入轨则由轨道机动系统来完成。完成轨道飞行后，轨道级再入大气层并滑行着陆。

在主发动机中，既使用气态氧，也使用液态氧，所以氧系统中的金属和非金属材料要具有下列特性：高的着火温度；好的急冷性能；低的冲击敏感性；高的导热性，能与氧产生反应；耐磨和抗点腐蚀；低的摩擦系数；金属表面应有较厚的氧化膜等。

SSME的主要部件低压氧化剂涡轮泵（LPOTP）是一个靠液氧带动的六级涡轮驱动的轴流泵，尺寸为450mm×450mm。转速约5,150 rpm，它将液氧的压力从0.7MPa增加到2.9MPa，加压后的液氧供给到高压氧化剂涡轮泵（HPOTP），从而保证在高压状态下工作的HPOTP不会产生空穴。

HPOTP由两个连接在同一主轴的单级离心泵（一个主泵，一个预燃泵）组成，由一台两级高温涡轮驱动，尺寸为600mm×900mm，由法兰片连接在高温歧管上，转速约28,120 rpm，主泵将液氧压力从2.9MPa增加到30 MPa。加压液氧被分成几路，一路用来驱动LPOTP，其余大部分液氧流向燃烧室。剩余一小部分送往液氧热交换机，控制这部分液氧的是一种“防溢阀”，当热量将液氧转化为气体时，阀门才打开。一部分氧气通过专用管道进入附加燃料箱，挤压液氧；另一部分氧气进入预燃泵，驱动预燃泵将液氧压力从30MPa增加到51 MPa。

HPOTP的涡轮和泵装在同一转轴上。涡轮中的高温燃料气与主泵里的液氧混合可能导致事故，为了防止事故发生，涡轮与泵由充满氦气的空穴隔开，氦气气压降低将触发发动机自动停车。

低压燃料涡轮泵（LPFTP）是一个靠氢气带动的二级涡轮驱动的轴流泵，尺寸450mm×600mm，转速约16,185 rpm，它将液氢的压力从0.2MPa增加到1.9 MPa，并将之供给高压燃料涡轮泵（HPFTP）。涡轮泵安装在与LPOTP相对的位置上。HPFTP是一台三级离心泵，由一台两级高温涡轮驱动，尺寸为550mm×1100mm，由法兰片连接在高温歧管上，转速约35,360 rpm，它将液氢的压力从1.9MPa增加到45 MPa。高压液氢流过主阀门后分为三路：一路流经燃烧室外壳用以冷却，一部分氢气流回LPFTP，驱动LPFTP的涡轮，一小部分氢气被送回附加燃料箱中给液氢箱增压，其余氢气注入燃烧室；第二路通过喷嘴后气化加入第三路，随后送入预燃室。为避免LPFTP到HPFTP的管道周围生成液态空气，设计时采取了必要的隔热措施。

氢系统用材主要应克服发动机启动/关车和载荷急剧变化而引起的强烈热振动，以及工作中的高温高压，特别是氢腐蚀。因此，氢系统用材一般要满足：具有氢脆抗力；具有平均应力下从低温到高温的较好的高周疲劳寿命；在氢环境中具有较好的低周疲劳寿命；热疲劳阻力；在7.5小时内承受高应力；较好的焊接和机械加工性能等。为满足这些要求，主发动机中广泛使用Ni、Co和Fe-Ni基高温合金。

轨道器加工厂（OPF）中正在安装一号主发动机氧化剂和燃料的预燃室焊接在高温歧管上。电弧点火器位于喷射器的中央，这个双备份点火器由发动机控制器控制，在发动机启动后依次工作来点燃每个预燃室，大约三秒后，燃烧室能自我为继，点火器关闭。预燃室产生的高温富燃料气体用以驱动高压涡轮泵。氧化剂的预燃轮和预燃泵；燃料的预燃室的高温气驱动HPFTP的涡轮。

HPOTP和HPFTP涡轮的转速依赖于预燃室中控制氧化剂流量的阀门的开启程度，发动机控制器控制通过控制阀门开闭来达到控制推力的目的。氧化剂和燃料预燃室阀门共同作用，产生6:1的推进剂混合比。

冷却剂控制阀安装在燃烧室的冷却旁路管上，发动机启动前，阀门都是完全开启的。在发动机运转过程中，阀门可呈100%开启以实现100%至109%的冷却效果；或呈66.4%至100%开启，以实现65%至100%的冷却效果。

主发动机燃烧室的推进剂是富燃料型的，氢气和液氧通过高温气体歧管冷却回路注入燃烧室。燃烧室和喷嘴的内壁靠外壁的管壁式冷却管道中的液氢来冷却。钟罩形喷嘴依靠拧接螺栓连接在主燃烧室下。喷嘴长2.9 m（113英尺），出口直径2.4 m（94英尺）。喷嘴前端的支撑环就是发动机挡热板的连接点。由于航天飞机在发射，在轨和返回时发动机都暴露在外界，因此有必要对之进行隔热处理，隔热层由四层金属棉和包在外层的金属箔和金属网组成。SSME的膨胀比达到了罕见的77:1，足够大的喷嘴可以承受能引起控制失衡和造成航天器机械损伤的流动分离问题。洛克达因的工程师降低了喷嘴出口处的外壁倾角，这将出口边缘的压力增加到4.6psi至5.7 psi，而中间部分压力只有2psi，由此解决了流动分离问题。

燃烧室由内壁、外壁和承力套组成。内壁是铜-银-金合金( 即NARLOY-Z )。这种材料在导热性、高温强度、延展性、稳定性和长寿命等方面都比较好。燃烧室内壁的外表面上铣有390个矩形截面（1.00nm宽x2.54mm深）的冷却槽。外壁用铜-镍合金制成，厚度约为1.3nm。内外壁组成了用液氢进行再生冷却的冷却套。这样，燃烧室喉部的热流虽然高达163020000W/ ，但是从燃烧区域到喉部区域的燃气壁面温度仍比较均匀，大约为536℃ 。承力套承受燃烧室的高压、喷管的推力、摆动载荷和侧向载荷等。由内、外壁构成的冷却套位于承力套的内侧。

主发动机上共五个主阀门，分别位于氧化剂预燃室、燃料预燃室、氧化剂管、燃料管和燃烧室冷却剂管。阀门都是压力开启，并通过控制器控制的。在氦气保护系统出现压力异常时，阀门会完全关闭。氧化剂和燃料的放泄阀是在发动机停车后开启的，剩余的液氢液氧由此被排泄到航天器外。排尽后阀门重新关闭。

万向轴承尺寸为290mm×360mm，是连接发动机和航天器的组件。低压液氧的燃料涡轮泵相对安装在机尾的受力结构上。从低压泵到高压泵的管道采用柔性波纹管，能让低压泵在发动机万向转动调整推力矢量时保持固定。

SSME的推力可以在67%到109%范围内调节，发射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飞机异常中止模式” 。以下是具体推力值，前者是海平面值，后者是真空值：

100%推力：1670kN / 2090kN（375,000磅力/470,000磅力）

104.5%推力：1750kN / 2170kN（393,800磅力 /488,800磅力）

109%推力：1860kN / 2280kN（417,300磅力 /513,250磅力）

其中，100%推力并不代表最大推力值，而是额定值，是在SSME研发期间计算得出的。之后的研究表明主发动机在超过预设推力下也能安全工作。为了维持原来的预设标准不变，也便于以后推力比较，特意将原预设值规定为100%推力，此后如果推力增大，就不需要修改原值。

SSME的推力会影响其可靠性，有研究表明当发动机推力超过104.5%时，对可靠性有明显影响。因此超过100%的推力模式较少使用。

海平面推力：1859kN（418,000磅力） 真空推力：2279kN（512,000磅力）

海平面比冲：366s 真空比冲：452.3s

推重比：73.3:1 喷口面积：93平方英寸

喷嘴面积：50.265平方英尺 室压：2747 psi（100%推力）

出口压力：1.049 psi（额定值） 燃烧时间：520s

航天飞机主发动机(SSME) 计划目前正利用称之为阶段Ⅰ的发动机结构状态以保证航天飞机在100%和104%额定推力下发射。截止1985年5月已进行了广泛的地面研制和鉴定试验，在17 次飞行中成功地发射了51 台次主发动机。104 % 的推力和在该推力下确保15 次飞行的发动机寿命可满足目前的发射要求。两台高压涡轮泵的寿命却受到限制，每飞行6 次便需更换。将来的发射要求规定要在109%额定推力( 真空推力为512300磅) 下工作和要有寿命更长的涡轮泵，以便把发射费用减到最小。

SSME计划的阶段Ⅱ为研制与鉴定经过改进并能在109%推力下确保10次飞行的高压燃料和氧化剂涡轮泵。对涡轮泵所作的设计更改主要是使转动机械能耐受由阶段Ⅱ发动机设计所造成的环境，例如，涡轮温度、推进剂流量、系统压降、不对称侧向力的分布等。

改善涡轮机组工作环境和提高性能裕度是两个附加阶段的目标。第一个附加阶段称为阶段Ⅱ+ , 还将加上设计改进以改善SSME的燃气系统工作环境。阶段Ⅱ+的主要目的是实现两管式燃气集合器。这种新集合器将大大地改善燃气流的特性，该燃气流从高压燃料涡轮一级轮盘出口起，流经涡轮出口调头集合器、燃气集合器管道到主喷注器流路集合器，再绕过主喷注器氧化剂空心管柱本身。压降和动压振荡的减小将导致涡轮工作温度和整个燃气流系统周期应力的减小。将用大量的测试仪器配合发动机的研制试验对这些设计改进进行验证。飞行鉴定将在以后进行。

第二个附加阶段称之为工艺试验台前驱计划( 以下简称前驱)，这是一项工艺计划，用以验证改进的可行性。通过热试车验证可以表明，这些更改会改进发动机的性能和工作环境。该计划包括分析、构件设计和生产技术研究、实验室试验和发动机热试车的验证。

阶段Ⅱ+计划的总目标是为SSME提供两管式燃气集合器和改进的预燃室氧化剂空心管柱。目的是改善发动机涡轮泵的工作环境，并使阶段亚结构状态的发动机能在109%额定推力下保证10次以上的飞行。

三模态热管式喷气发动机

航天飞机要经过起飞、加速、爬升到高空高速，进入稀薄大气层这三个飞行阶段。所用的动力装置，在起飞和中低空中低速以涡轮喷气和加力式涡轮风扇发动机最佳；高空高速却是冲压喷气发动机最好；稀薄大气层只有火箭发动机才能胜任。单级人轨航天飞机要同时安装这三类动力装置，从布局到结构重量都是不允许的。能否研制出重量轻、多功能的动力装置，是单级入轨航天飞机成功与否的关键。

三模态热管式喷气发动机是脉动式喷气发动机、冲压式喷气发动机和液体火箭发动机的有机组合型喷气发动机，简称为三模态热管式喷气发动机(PRRD jet enigne)。脉动式发动机的进气活门由燃烧室内气体压力控制，燃烧室内压力低于进气压力时进气活门打开，高于进气压力时活门关闭。如果在燃烧室压力略低于进气压力的状态下进行等压燃烧，进气活门则一直处于打开状态，成为典型的冲压式喷气发动机热力循环。如果同时喷入液氢和液氧，在燃烧室进行高压燃烧，进气活门则一直处于关闭状态，这就成了典型的火箭发动机热力循环过程。

三模态热管式喷气发动机是在同一热管（燃烧室）中，按照航天飞机在起飞、加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段，依次进入脉动式、冲压式和火箭三种工作模态。计算表明：用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机，完全满足单级入轨、水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求，是结构简单、重量轻、运行经济性好的新型的航天飞机主发动机。