Топливо для двигателей широко применяется в американских ракетах. В состав топлива входит горючее: связка из терполимера полибутадиена акриловой кислоты и акрилонитрила - 12 % общей массы, окислитель на основе перхлората аммония - 70%, присадка из алюминиевого порошка - 16 %, эпоксидная смола для вулканизации топлива - примерно 2% и следы окиси железа для регулирования скорости горения. Заливка топлива в сборочные секции производится в вакууме. Затем выдержка в течение четырех дней. Высокий начальный уровень тяги и последующее программированное значение тяги двигателя обеспечивается профилированием центрального канала в виде одиннадцатиконечной звезды в передней секции и круглым - в сопловой.
Система воспламенения заряда осуществляется композицией зажигающих пиротехнических блоков. Пламя внутри топливного заряда двигателя распространяется за 0,15 с и полное рабочее давление в двигателе достигается менее чем за 0,5 с.
Управление вектором тяги в плоскостях тангажа и курса осуществляется отклонением сопла твердотопливного двигателя, опирающегося на гибкий подшипник. Основу подшипника составляют чередующиеся стальные и каучуковые кольцевые пластины, склеенные в единый блок.
Двигатель имеет парашютную систему спасения, состоящую из вытяжного, тормозного и основных парашютов. Приводнение корпуса двигателя происходит со скоростью около 95 км/ч.
Экспериментальная отработка ракетной системы
Испытания маршевых двигателей. Отделение "Рокетдайн" фирмы "Рокуэлл интернэшнл" начало разработку маршевого двигателя в 1972 г. по контракту с Центром Маршалла. Испытания маршевых двигателей проводились в Национальной лаборатории космической техники НСТЛ на стендах, ранее использовавшихся для отработки двигателей ракетно-космического комплекса "Сатурн-Аполлон". Имеются два стенда для испытаний одиночных двигателей и стенд для испытаний связки трех маршевых двигателей (двигательной установки) и топливных систем корабля.
Первое огневое испытание одиночного двигателя было проведено в мае 1975 г., а первое испытание маршевой двигательной установки в составе стендового варианта ступени МРТА - в апреле 1978 г. Основное внимание уделялось автономной отработке агрегатов и систем двигателя. В ходе испытаний двигателей столкнулись с рядом технических проблем. Основные из них были связаны с установлением требуемого распределения нагрузок на подшипники турбонасосного агрегата, разработкой уплотнений, усталостными характеристиками лопаток и турбин, устранением трущихся элементов в кислородных трактах, динамическими характеристиками двигателя.
После завершения поиска решений по возникшим техническим проблемам была проведена программа сертификационных испытаний маршевого двигателя. Испытывались два двигателя штатной конструкции с общей наработкой до 20 тыс. с в диапазоне изменения тяги 65-100%. Параллельно с сертификационными испытаниями одиночных двигателей проводились испытания двигательной установки в связке МРТА с комплексной отработкой топливных систем. В состав стендового варианта ступени, или стендовой маршевой двигательной установки, входили штатная задняя секция фюзеляжа с тремя маршевыми двигателями, топливные системы орбитального корабля, подвесной топливный отсек и другие системы, связанные с функционированием маршевых двигателей.
Программа квалификационных испытаний на летную годность двигательной установки включала в себя 12 огневых испытаний до первого экспериментального пуска "Спейс Шаттла".
Программа создания двигателей строилась исходя из концепции проведения ужесточенных испытаний критических узлов и успешной опытно-конструкторской разработки. Особое внимание было уделено планированию испытаний и тщательному проектному анализу. Сравнение суммарной продолжительности огневой отработки маршевого двигателя ССМЕ и двигателя Джей-2 в ходе сертификационных испытаний показывает, что вся опытно-конструкторская разработка маршевого двигателя была осуществлена с меньшим числом испытаний. Первое успешное испытание связки маршевых двигателей на полную продолжительность работы было проведено уже в девятом испытании, тогда как аналогичное испытание связки двигателей Джей-2 было осуществлено лишь во время шестнадцатого испытания. Успешное испытание связки двигателей Джей-2 проведено в то время, когда общая программа отработки была выполнена примерно на 75%, тогда как этот же этап для двигателей ССМЕ был пройден значительно раньше.