В состав двигателя входит система воспламенения с тремя искровыми воспламенителями, размещенными в центральной части форсуночной головки камеры сгорания, и по одному - на головках газогенераторов.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием. Около 20% топлива сгорает в газогенераторе, образуя восстановительный газ сравнительно низкой температуры, который используется для привода турбонасосного агрегата и затем поступает в камеру сгорания, где дожигается в оставшейся части топлива.
Подвесной топливный oтceк является стержневым конструктивным элементом. В момент старта топливный отсек воспринимает суммарную тягу от трех маршевых двигателей и двух твердотопливных ускорителей. В составе пакета топливный отсек единственный крупный элемент одноразового использования. Отсек состоит из бака окислителя, бака горючего и межбакового отсека, в котором закомпонованы приборы и вписаны передние узлы связи с твердотопливными двигателями. Наружная поверхность покрыта теплозащитным слоем из пенополиизонианурата толщиной 25 мм, который поддерживает заданный уровень температур компонентов топлива и предохраняет от аэродинамического прогрева.
Конструкция баков состоит из элементов, изготовленных из алюминиевых сплавов 2024, 2219, 7075. Общая длина cваpных швов более 917 м. Масса сухой конструкции порядка 35,5 т. Бак жидкого кислорода - конструкция оживальной формы - вмещает в себя более 600 т кислорода. Панели и секции днищ баков по внутренней поверхности оболочек механически и химически фрезерованы. Внутри бака устанавливаются демпфирующие перегородки.
Бак горючего вмещает 100 т водорода. Масса сухой конструкции 14 т. Оболочки цилиндрических секций имеют продольный стрингерной набор. Устойчивость оболочки секций обеспечивается тринадцатью промежуточными шпангоутами.
Перед заправкой топливные баки продуваются газообразным гелием, обеспечивающим сушку баков и удаление остатков воздуха.
Твердотопливный двигатель SRM (СРМ) - самый большой из применяемых в космических программах. Двигатель таких размеров впервые используется в составе пилотируемого ракетно-космического комплекса. Проводились наземные огневые испытания более крупных твердотопливных двигателей, однако их разработка не была доведена до конца.
Проектные проработки НАСА показали, что риск и стоимость разработки твердотопливных ускорителей будут минимальными. Однако основным доводом в пользу твердотопливных двигателей была необходимость поддержания развитой на то время промышленной базы, производящей твердотопливные двигатели для боевых ракет типа "Минитмен".
Общая масса двух твердотопливных ускорителей чуть более 1180 т. Тяга одного двигателя достигает 11,760 MH (1200 m).
Корпус двигателя изготавливается из 11 отдельных стальных обечаек. Каждая секция подвергается термообработке, закалке и механической обработке. Соединение секций штифтовое. Герметизация стыков обеспечивалась каучуковым бандажом, приклеиваемым к корпусу. Внутренняя теплоизоляция выполнена из каучукового материала на основе нитрилбутадиена, применявшегося в других твердотопливных двигателях. Поверх теплоизоляции днища задней сборочной секции корпуса наносится мономер этиленпропилендиена с наполнителем из углеродного волокна. В заключительном этапе технологического процесса на теплоизоляцию напыляется толстый слой облицовочного материала. Облицовка образует связующую прослойку между топливом и теплоизоляцией. Затем - вулканизация облицовки, и по завершению процесса сборочные секции устанавливаются в вертикальном положении в шахте для заливки топлива. Масса топлива распределена почти поровну между четырьмя секциями.