Por las razones que sean, parece que el motor de etapa superior estándar en el inventario de EE. UU. es el RL-10. Un motor de alto rendimiento con buen impulso específico (I sp = 450-465 s), pero muy bajo empuje (25 Klbs).
Para Ares-1 , la idea inicial era probar un motor principal del transbordador espacial (SSME) en la segunda etapa y arrancarlo con aire, lo que terminó siendo un fracaso.
SSME tiene un gran rendimiento en I sp (452 segundos en el vacío y 366 segundos a nivel del mar) y un empuje mucho mayor (512 KLbs de empuje), pero eso es literalmente 20 veces el empuje.
Debido a la dificultad de iniciar en el aire (realmente el período de inicio) un SSME, cambiaron a la noción de usar un J-2X con buen I sp (448 s en el vacío) y aproximadamente la mitad del empuje (294 Klbs).
La carga útil de Ares-1 a LEO no fue enorme (56 KLbs), en comparación con, digamos, un Delta-4 Heavy que usa el RL10 como etapa superior.
Entonces, un aumento de 20 veces en el empuje parece ser más un obstáculo que una ayuda. J-2X con solo un aumento de empuje de 10 veces parece que también sería problemático.
Puede acelerar todo lo que quiera, pero un aumento de empuje de 10 o 20 veces parece ser un gran problema para adaptarse.
Entiendo que I sp es el rey en las etapas superiores, razón por la cual el RL10 de empuje relativamente bajo es tan efectivo (similar a la discusión en la pregunta ¿Cómo es un motor RD-180 un reemplazo razonable para 2 motores NK-33/AJ-26? en Antares? ).
SSME no habría estado loco. RL-10 se usa en etapas superiores relativamente livianas: Centaur y DCSS más sus cargas útiles están en el rango de 20 a 40 toneladas, y la relación de empuje a peso termina en el estadio de béisbol de 0.3: 1, no lo suficiente para levantar apagado, pero razonable para circularizar su órbita una vez que la primera etapa lo lleva a la mayor parte del camino a la altitud.
Si tiene 10 veces el empuje, puede empujar una carga útil mucho más grande con la misma aceleración, por lo que la segunda etapa de Ares-I sería una bestia mucho más grande.
No sé exactamente cuán grande habría sido la segunda etapa conceptual de Ares-I impulsada por SSME, pero saben cuánto me encantan las matemáticas básicas:
Con un transbordador SRB con un empuje de 12000 kN, un peso total de 800 toneladas podría haber comenzado en la plataforma con un empuje por peso de 1,5:1, lo cual es respetable. SRB es de 600 t, por lo que la segunda etapa más Orion habría llegado a 200 t. SSME a 1860kN empuja eso a aproximadamente 1: 1 TWR cuando se enciende, aumentando a medida que se quema el combustible, que de hecho es mucho más alto que la mayoría de las etapas RL-10, pero no inaceptablemente alto.
Según Wikipedia, parece que Orion iba a consumir demasiado de ese presupuesto masivo de 200 toneladas:
Poco después de que se aprobara el diseño inicial, pruebas adicionales revelaron que la nave espacial Orion sería demasiado pesada para que la levantara el propulsor de cuatro segmentos.
Así que el diseño evolucionó de una etapa SRB + SSME de 4 segmentos a una SRB + J-2 de 5 segmentos. El propulsor de cinco segmentos aumenta el empuje a 16000 kN (y presumiblemente el peso a aproximadamente 750 t), lo que le brinda 1088 t fuera de la plataforma a 1.5: 1. La etapa superior de 338 t, J-2X a 1310 kN, produce una TWR mucho más baja en la separación, alrededor de 0,4:1, muy similar a lo que se ve en las etapas superiores impulsadas por RL-10.
Se rumoreaba que el arranque aéreo del SSME en la separación de etapas era factible, pero reiniciarlo para cualquier tipo de quemado orbital no lo era. Nunca he visto esto discutido abiertamente, y me cuesta creer que no se abordara en el diseño conceptual, pero algo los hizo cambiar a J-2X con los efectos nefastos posteriores en el programa.
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