航天运载系统发展历程概述（三）
五、XS-1发动机XS-1是美国国防高等研究计划署(DARPA)研发的可重复使用小型无人空天飞机(Spaceplane)项目，用于快速将小型卫星推送至太空轨道。XS-1将通过减少卫星进入轨道所需的时间来满足军方的需求,其目标为10天内连续完成10次卫星发射任务。XS-1将直接取代多级火箭的第一级，且可以重复利用。它能够以高超声速飞抵亚轨道，此后再通过一个或多个一次性的上面级将有效载荷分离并部署到低地球轨道，每24小时重复一次。DARPA称XS-1既不是传统的飞机，也不是传统的运载火箭，而是两者的结合，目标是将发射成本降低10倍，并消除目前令人沮丧的发射的长时间等候。过去的几年中，美国军方一直在寻求制造这种全新的超声速空天飞机的可能，它可以在短时间内重复使用，将多颗卫星送入轨道，并可重复使用。
XS-1计划是2013年11月在DARPA行业会议上宣布的。DARPA指出，由于有更好的技术，包括轻型和低成本复合材料的机身和燃料罐结构、耐用的热防、可重复使用和可负担的推进装置以及类似飞机的健康管理系统，XS-1更为可行。XS-1项目经理斯庞奈贝尔(Jess Sponable)于2014年2月5日在NASA未来太空作战小组发表演讲时指出：“这里的愿景是打破升级太空运载系统的成本的周期，使超声速飞行器有可能日常地访问太空”。
DARPA 对XS-1计划定出了明确的要求：无人重复使用空天飞机要像飞机一样进入空间，能以马赫数10以上的高超声速飞行，将1.4-2.3吨的负荷送入近地轨道后快速返回，10天能飞10次，发射费用每次500万美元，大约是一次性运载火箭发射费用的1/11。其中可重复使用的第一级助推器以超声速飞行到亚轨道高度，再加上一个或多个一次性的上面级分离和部署卫星。
DARPA在2014年选择了波音公司设计和制造这种军用的空天飞机XS-1。波音公司的第一方案是带翼构型的设计，类似于现代飞机，称为幻影快车(Phantom Express)。在XS-1项目第一阶段，波音公司曾同蓝源公司结成伙伴，希望由蓝源公司为其提供发动机。但后来决定采用航空喷气洛克达因公司(Aerojet & Rocketdyne)在航天飞机主发动机(SSME)基础上研制的AR-22发动机。航空喷气洛克达因公司称，它利用本公司和NASA库存老型号SSME发动机的部件为该项目提供2台“有过参加航天飞机飞行经历”的发动机。这个发动机将在NASA设在密西西比州的斯坦尼斯航天中心里组装和测试。“幻影快车”的工程公司发言人称，选用航空喷气洛克达因公司的发动机，是因为该公司能提供一种经过飞行验证的可重复使用发动机，满足DARPA的任务要求。
AR-22发动机 AR-22是一款分级燃烧液氢液氧发动机，带有两个独立的预燃室，可单独驱动高压涡轮泵将液氧和液氢从独立的低压涡轮泵送到主燃烧室，主燃烧室借助于燃料循环通过燃烧室提供的再生冷却来冷却喷管壁。亚轨道助推飞行器垂直起飞，装载驮在机体上方的卫星上面级。上面级投放后，该亚轨道助推飞行器将会滑翔返回，并在跑道上着陆。按照计划，“幻影快车”将在2019年前完成空天飞机的设计、建造和测试，2020年进行12-15次飞行测试，然后在10天中进行10次飞行。在试验的起初，最高速度为马赫5，没有有效载荷;然后速度增加到10马赫，并发送一个400-1350公斤的卫星进入低地球轨道。
波音幻影工程部总裁戴维斯(Darryl Davis)表示：“Phantom Express旨在打破和改变我们今天所知的卫星发射过程，创造一种新的费用更低和风险更低的按需发射能力。”DARPA官员表示，XS-1空天飞机的技术不会仅仅是美军的利益，还有助于打开一系列下一代商业机会的大门。
下面的艺术家概念图给出幻影快车空天飞机设计思路：尺寸大小与常规飞机相当，使用液氧和液氢燃料的 AR-22发动机为第一级，像火箭一样垂直发射升空，以高超声速(马赫10)飞到大气层的边缘(高度大约100公里)，与背负式的第二级分离后返回地面水平着陆，一次性使用的第二级将载荷和卫星运载到轨道上。“幻影快车”将由波音“幻影工程”部门建造，该部门还建造了两架无人空天飞机X-37B。
XS-1实验空天飞机概念图
六、美国航天飞机(1981-2011)及其主发动机RS-25
航天飞机(Space Shuttle)是一种有人驾驶、可重复使用的、往返于太空和地面之间的航天器。它既能像运载火箭那样把人造卫星等航天器送入太空，也能像载人飞船那样在轨道上运行，还能像滑翔机那样在大气层中滑翔着陆。航天飞机为人类自由进出太空提供了很好的工具，是航天史上的一个重要里程碑，最早由美国研发。它是往返于地面和近地轨道之间运送人、货等有效载荷的飞行器，兼具载人航天器和运载器功能，迄今只有美国与前苏联曾经制造能进入近地轨道的航天飞机，并曾实际成功发射与回收，而美国是唯一曾以航天飞机成功进行载人任务的国家。除美、俄以外，其他国家发展的类似计划则尚未有实际发射并进入轨道的纪录。由于目前人类开始将太空探索的目光投向火星，对于服务于近地轨道的航天飞机来说，已经没有用武之地。但是，此技术继续可应用于猎户座计划、太空发射系统、空天飞机、宇宙飞船等。
航天飞机由三个主要部分组成：轨道器，燃料罐和助推器。轨道器有3个液氢液氧火箭主发动机的和2台轨道发动机。为主发动机提供推进剂的大型液氢液氧燃料罐、为航天飞机提供大部分推力的2个固体燃料火箭助推器在发射2分钟后分离坠入大海。航天飞机加速6分钟后便达到入轨速度7.8公里/秒。每一次发射后，外燃料箱都会在大气层中烧毁。除了外燃料箱外，另外两个组成部分都可以重复利用。
航天飞机等待发射
航天飞机发射升空
轨道飞行器
轨道器飞行器简称轨道器，是美国航天飞机最具代表性的部分，长37.24米，高17.27米，翼展29.79米，起飞重量204吨，飞行轨道高度184-640公里。主发动机在起飞时工作，使用外挂燃料箱中的推进剂。每台发动机可产生167吨的推力。在轨道器中段和后段外的两侧是机翼。在轨道器的头部和机翼前缘，贴有约2万块防热瓦，用以保护轨道器在返回时不被气动加热产生的600-1500℃的高温所烧毁。在轨道器的头锥部和尾部内，还有用于微调轨道的小发动机，共44台。与轨道器相连的有外挂燃料箱(简称外贮箱)，长46.2米，直径8.25米，能装700多吨液氢液氧推进剂。连接在外贮箱两侧的是2枚固体火箭助推器，长45米，直径约3.6米，每枚可产生1568吨的推力，承担航天飞机起飞时80%的推力。
助推器
助推器是固体燃料火箭助推器，它与主发动机同时启动，在飞行的头2分钟里为航天飞机提供额外的推力以便摆脱地球引力。大约上升到45公里的高空时，助推器与航天飞机/外挂燃料油箱分离，依靠降落伞下落，最后落进大西洋。船只将其打捞上来，送回陆地，经过检查、维护后，可供下一次使用。除了固体燃料火箭发动机外，助推器还包含结构、推力矢量控制、分离、回收、电子和仪表等子系统。这个固体燃料火箭发动机是为太空飞行研制的最大的一款固体推进剂发动机，也是第一种为有人驾驶飞机研制的发动机。这个巨大的发动机包含一个固体推进剂箱、一个点火系统、一个可移动的喷管和必要的仪器及整合硬件。
每一个固体燃料火箭发动机携带45万公斤推进剂，推进剂在犹他州的一个工厂里混合。混合在600加仑的钵中进行，这些钵分别安放在3个不同的搅拌大楼里。混合完成后的推进剂被送到特别的铸造大楼里，灌进铸件中。固化的推进剂看上去像硬塑料打字机的橡皮，摸上去也像是橡皮。
外燃料箱
在外燃料箱里面，装的是航天飞机主发动机使用的推进剂。在发射时，外燃料箱也是航天飞机的“脊柱”，可为轨道器及其附加装置——固体燃料推进器提供结构支撑。它也是航天飞机中唯一不能重复使用的部件，升空大约8.5分钟后，推进剂耗尽，外燃料箱被抛开，与轨道器分离，使命完成。
在升空时，外燃料箱吸收了3个主发动机和2个固体火箭发动机的推力负载354吨。当固体火箭助推器在大约45公里的高度分离后，主发动机仍在燃烧的轨道器携带外燃料箱继续上升到地球以上大约113公里的上空，达到接近轨道速度的速度。这个时候，燃料几乎耗尽的外燃料箱分离，依照事先设计的线路下落，其构造的大部分在大气中烧毁，残骸落进大洋里。
外燃料箱的三个主要部件是：位于前端的氧燃料箱，位于后端的氢燃料箱，还有一个中间燃料箱。后者将两个推进燃料箱连在一起，仪表和燃料处理设备也在中间箱里，同时它也为固体火箭助推器前端提供附着结构。
氢燃料箱的体积是氧燃料箱的2.5倍，但完全灌满燃料后，其重量只有后者的1/3，这是因为液氧的密度是液氢的16倍。
外燃料箱的蒙皮由热保护系统覆盖。热保护系统是一层2.5厘米厚的聚氨酯泡沫涂料，作用是将推进剂维持在一个可接受的温度下，保护蒙皮表面不会因为与大气摩擦产生的高温损坏，也将表面结冰的可能性降至最低。
外燃料箱包括一个推进剂输出系统(将推进推输送到轨道器的发动机里)，一个加压与通风系统(负责调控燃料箱的压力)，一个环境调节系统(负责调控温度，补充中间燃料箱区域的大气)，还有一个电子系统(负责分配电力、仪表信号，提供闪电保护)。
外燃料箱推进剂通过一根直径43厘米(17英寸)的连接管输送给轨道器，这根连接管在轨道器内部分成3根更细的管子，向每一个发动机输送推进剂。
轨道飞行器构成
轨道飞行器既是这套太空运输系统的大脑，又是心脏。这个飞行器与一架DC-9飞机的大小和重量差不多，包括加压乘员舱(通常可以乘载7名宇航员)、巨大的货舱以及安装在尾部的3个主发动机。驾驶舱、生活舱和实验操作站设在机身的前部，货物放在机身中部的有效载荷舱里，而轨道器的主发动机和机动推进器则在机身尾部。
机身前部有驾驶舱、生活舱和实验操作站，这一部分有一个加压的乘员舱，并为机头部分、前起落架和前起落架轮舱和门提供支持。其中乘员舱的空间为65.8立方米，由三部分组成，分别是加压的工作间、生活间和储存间。在乘员舱后舱壁外面的有效载荷舱里，安装有一个对接舱和一个有接头的气密过渡转移通道，以方便对接、乘员进入实验室和到舱外活动。两层的乘员舱前部有一个驾驶舱，机长的座位在驾驶舱的左侧，飞行员的座位在右侧。
驾驶舱通常设计成驾驶员/副驾驶员都可操作模式，这样在任何一个座位上都可以驾驶轨道器，也可以执行单人的紧急返回任务。每个座位上都有手动飞行控制器，包括旋转和转换驾驶杆、方向舵踏板和减速板控制器。驾驶舱里可以坐4个人。轨道显示器和控制器在驾驶舱/乘员舱的尾部，左边的轨道显示器和控制器是用来操纵轨道飞行器的，右边的轨道显示器和控制器是用来操纵有效载荷的。在驾驶舱里有多达2020个分散的显示器和控制器。
航天飞机主发动机是与固体燃料火箭助推器联接在一起的3个液氢液氧火箭发动机，在最初上升阶段为轨道飞行器提供推力，使之脱离地球引力，在发射后持续运行8.5分钟左右，这段期间是航天飞机的动力推动飞行阶段。
当固体燃料火箭被抛开后，主发动机提供的推力可以将航天飞机的速度在6分钟里从1.34公里/秒提高到7.8公里/秒，从而可以进入地球轨道。
航天飞机加速期间，主发动机会燃烧掉50万加仑的液态推进剂。这些推进剂由巨大的橙色外挂燃料箱提供，主发动机燃烧液氢和液氧。液氢是世界上第二最冷的液体，温度在零下华氏423度(摄氏零下252.8度)。发动机一开始排放的是由氢和氧合成的水汽。主发动机在分阶段燃烧周期内，使用高能推进剂产生推力，推进剂的一部分在双重预烧器里消耗掉，产生高压热气，推动涡轮泵。燃烧则是在主燃烧室完成的。每个航天飞机的主发动机使用的液氧/液氢比例是6：1，产生水平推力179吨、垂直推力213吨。
发动机产生的推力可在65%至109%的范围内调节。这样，点火发动和初始上升阶段可以有更大的推力，而在最后的上升阶段则会减少推力，将加速度限制在3g以下。在上升阶段，发动机的万向接头(即平衡架)可提供倾斜、偏航和滚动控制。
航天飞机主发动机SSME
一般简称为“主发动机”，由普惠公司的洛克达因分部为航天飞机设计。在公司内部也称为RS-25。SSME是西方世界研制的第一种实用化的分段燃烧火箭发动机，也是目前世界最大的分级燃烧液态氢氧发动机
主发动机RS-25是一种非常复杂的动力装置，以外储箱中的液氢/液氧为推进剂。每台发动机在起飞时能提供大约180吨的推力。航天飞机每次飞行归来后，发动机都将被卸下交给航天飞机主发动机加工厂(SSMEPF)进行维护检测，替换一些部件。主发动机能够在极端温度下工作，氢燃料的储藏温度为-253 C(-423 F)，而燃烧室的温度可达3,300 C(6,000 F)，后者高于铁的沸点。若将主发动机的燃料泵用于排水，一个家用游泳池的水可在25秒内排尽，并且将池水送到6000米的高空。
主发动机的工作流程：外挂燃料箱中的推进剂通过脐带管进入航天飞机，然后进入三条并行管道，通过工作泵供给燃烧室。这里采用了成本比较高的双预燃室设计，工作原理如下：液氢首先由预压泵进行预压，然后进入主泵二次加压，接下来对喷管进行冷却并气化。气化后的氢分成两路，比较大的一路要再次分成两路分别注入两个预燃室，比较小的一路则要用来冷却燃烧室，变成温度更高的气体用于推动氢预压泵，然后也分为两路分别注入两个预燃室，这一部分实际上为部分膨胀循环。液氧也首先通过预压泵预压，然后通过主氧泵再次加压，加压后则分为三路：流量最大的一路直接进入燃烧室;流量稍小的一路则用于驱动连接着液氧预压泵的涡轮，然后合并到氧预压泵预压过的低压液氧流中，再次进入主氧泵;最小的一路经过一个与主氧泵同轴的高压氧泵再次加压后分成两路，分别注入两个预燃室。最后，全部的氢和少量的液氧在两个预燃室中燃烧为富燃燃气，分别推动连接液氧泵和液氢泵的涡轮，最后注入到燃烧室。
SSME的结构非常复杂，但也因此获得了很高的性能和操纵余量。每台发动机的真空推力为213吨，可在65%～109%范围内调节。安全性也保持得不错，发动机使用次数为55次。从1981年4月参加航天飞机首飞开始，至今SSME已完成近百次飞行任务。
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450厘米×450厘米，转速约5,150转/分。它将液氧的压力从0.7兆帕提高到2.9兆帕，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1台两级高温涡轮驱动，尺寸为600厘米×900厘米，由法兰片连接在高温歧管上，转速约28,120转/分，主泵将液氧压力从2.9兆帕增加到30兆帕。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30兆帕增加到51兆帕。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机。
氢燃料系统：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450厘米×600厘米，转速约16,185转/分。它将液氢的压力从0.2兆帕增加到1.9兆帕，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是三级离心泵，由1台两级高温涡轮驱动，尺寸为550厘米×1100厘米，由法兰片连接在高温歧管上，转速约35,360转/分。它将液氢的压力从1.9兆帕增加到45兆帕。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;第二路通过喷管后气化加入第三路，随后送入预燃室。为避免LPFTP到HPFTP的管道周围生成液态空气，设计师采取了必要的隔热措施。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3秒后，燃烧能够自维持，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、氧化剂的预燃涡轮和预燃泵。燃料预燃室的高温气体驱动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。
冷却控制系统：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。
燃烧室和喷管：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。燃烧室和喷管的内壁靠外壁的管壁式冷却管道中的液氢来冷却。钟罩形喷管依靠螺栓连接在主燃烧室下方。喷管长2.9米，出口直径2.4米。喷管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大气层中，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最外层的金属箔与金属网组成。SSME喷管的膨胀比达到了罕见的77:1，足够大的喷管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管出口处的外壁倾角，这将出口边缘的压力增加到4.6帕斯卡至5.7帕斯卡，而中间部分压力只有2帕斯卡，由此解决了流动分离问题。主发动机上共有5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。
推力数据：SSME的推力可以在67%到109%范围内调节，目前的发射都采用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：
a、100%推力：167吨/209吨
b、104.5%推力：175吨/217吨
c、109%推力：186吨/228吨
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。
性能指标：航天飞机主发动机SSME的主要性能参数如下
a、推力：1670千牛/2090千牛
b、真空比冲：452.5秒
c、推重比：73.3:1
d、喉部面积：600厘米2
e、喷嘴面积：4.5米2
f、室压：187大气压(100%推力)
g、出口压力：0.07大气压(额定值)
h、燃烧时间：520秒
前苏联的航天飞机
上世纪70年代初，美国制定了研制航天飞机的计划，并将其列为载人航天的首要项目。美国人最初目的是为了发展一种更经济的轨道运输工具，以取代飞船和运载火箭。但是，前苏联当局则将这一新型航天器视为未来美国搭载核武器的工具，因而于1976年决定发展类似的航天器作为对这种“威胁”的回应。苏联人将其取名为“暴风雪(Buran)”。当年，米高扬设计局从事螺旋计划的部分技术人员，以及来自莫尔尼亚、米亚西舍夫等设计局的一些工程师也被调去从事暴风雪计划。暴风雪号的主体由新成立的莫尔尼亚联合体全权负责研发。
“暴风雪号”航天飞机 前苏联总共建造过5架用于开展飞行活动的“暴风雪”号，它是前苏联唯一的一架进行过自动驾驶模式下太空飞行的航天飞机。由于在资金方面遭遇巨大障碍，俄罗斯于1993年最终取消了有关航天飞机的一系列计划。“暴风雪”号于2002年5月12日被完全拆解，所有权归属哈萨克斯坦。除此之外，前苏联还建造过8架测试模型，用于进行各种验证活动，德国博物馆曾购买过其中的一架。
总之，航天飞机是世界上第一种可以再重复使用的太空船，也是历史上第一种可携带大型卫星进入轨道和离开轨道的太空船。航天飞机的发射像火箭，在地球轨道上运行像太空船，而着陆又像飞机。美国设计制造了5架，30年运行了135次。其中失败2次，为挑战号(198年)和哥论比亚号(2003年)，有14人遇难。美国对航天飞机的总投资2090亿美元，每次发射费用 4.5-15亿美元, 相当于每公斤6000-20000美元。按照计划，每一架航天飞机都要按需要执行至少100次太空飞行任务设计。但到目前为止，它们加起来执行的任务总和还不到预定值的1/4。
来源：力学园地(lxyd.imech.ac.cn)，作者：余力。
七、阿波罗登月计划
土星5号(Saturn V)运载火箭以及F1火箭发动机是美国航天局(NASA)在“阿波罗登月”和“天空实验室”两项太空计划中使用的运载火箭，为可载人的多级一次性液态燃料火箭。土星5号，又译为农神5号，因为它同时是农神运载火箭系列中唯一实际运用的3个火箭型号之一。
土星5号是截至目前仍是人类历史上使用过的自重最大的运载火箭，高达110.6米，起飞重量达3038.5吨，总推力达3408吨，月球轨道运载能力45吨，近地轨道运载能力118吨。土星5号是三级火箭，由S-1C第一级、S-II第二级、S-IVB第三级以及仪器舱和有效载荷组成。第一级长42米，直径10米，到尾段底部直径增大到13米。尾段上装有4个稳定尾翼，翼展约18米。第一级采用5台F-1发动机，推进剂为液氧和煤油，2个10米直径的铝制推进剂贮箱采用桁条和隔框来加强。第二级长25米，直径10米，采用液氧液氢推进剂，共用5台J-2发动机。第三级长18.8米，直径6.6米，有1台J-2发动机，推进剂为液氧液氢。
土星5号也是土星号运载火箭成员中最大的火箭，由马歇尔太空飞行中心总指挥沃纳·冯·布劳恩与他的德国火箭团队担任设计研发工作，主要的承包商包括波音公司、北美航空公司、道格拉斯飞行器公司以及IBM。
土星5号超重型运载火箭是仅次于苏联“能源号”运载火箭的推力第二大的运载火箭。在1967-1973年间，美国共发射了13枚“土星5号”运载火箭，它们保持着完美的发射记录。其中有9枚“土星5号”运载火箭将载人的“阿波罗”号宇宙飞船送上月球轨道。“土星5号”运载火箭的生产线于1970年关闭，而其最后一次发射是1973年。这次发射将“天空实验室”空间站送入了近地轨道。它的续任者是太空发射系统(SLS),号称史上最强运载火箭系统。
“土星5号”火箭于1962年开始研制，1967年11月9日首次飞行，1973年5月末次飞行，计划发射19次，后来取消2次，成功率达到100%。其中第1-3次是不载人模拟环地飞行，第4次是不载人试飞，从第7次开始是载人飞行。1968年12月21日发射的“阿波罗8号”载着3名航天员完成了人类第一次绕月飞行，随后，又发射了7次登月飞船,为阿波罗登月计划的实施做出了贡献。
研发背景
1946年9月，美国总统杜鲁门开展的“回纹针”行动中，德国的科学家沃纳·冯·布劳恩在这次行动中被选为引入美国的大约700名科学家的一员。从那时起，“土星5号”运载火箭的设想就开始了。“回纹针”行动的目的是将德国科学家与他们的经验一起带到美国，从而使美国在冷战中取得优势。为了合法的将这些曾经积极参与过纳粹活动的科学家带回美国，陆军部的联合情报机构篡改了包括冯·布劳恩在内的许多科学家的档案，以淡化他们对纳粹的同情。由于冯·布劳恩直接参与了V-2火箭的研制工作，美国让他加入了陆军火箭设计部门。在1945年到1958年间，他的工作被限制在将V-2火箭的设计思想和方法传授给美国工程师。尽管冯·布劳恩在未来的空间运载火箭方面发表了很多文章，NASA仍然继续资助空军和海军的火箭项目，用以测试他们失败了很多次的“前卫”导弹。直到1957年，苏联发射了“斯普特尼克1号”卫星，美国政府和军方才开始正式地考虑将美国人送上太空的计划。由于冯·布劳恩和他的团队在这些年间已经研制并试验了“木星”系列火箭，美国政府最终找到了他们。“木星C”火箭在1958年1月成功地将美国的第一颗人造卫星送入太空。“木星”系列火箭是冯·布劳恩研制“土星”火箭的重要阶段，后来他称之为土星婴儿期。
上世纪60年代初期，苏联在太空的竞赛中领先于其对手美国。1961年4月12日，苏联宇航员尤里·加加林成为第一个进入太空的人。美国总统约翰·肯尼迪认为，为了在太空竞争中胜过苏联人就需要首先登月。他在1961年5月25日宣布美国将会在1970年之前将宇航员送上月球，而在那时，美国唯一的一次载人太空任务是艾伦·谢泼德的“自由7号”，它仅在太空停留了15分钟，尚未进入近地轨道。当时世界上没有火箭能够一次运送可登月的航天器。土星1号火箭当时还在研制过程中，但由于其推力远远不够，需要若干次发射才能将登月所需要的各个部件送入轨道。在肯尼迪讲话后不久，冯·布劳恩就开始为NASA工作，领导载人航天的火箭设计和制造工作。
在登月计划的初期阶段，NASA曾考虑过三个主要的设想：地球轨道交会、直接起飞以及月球轨道交会(LOR)。尽管NASA起初没有选择月球轨道交会，因为人类当时连地球轨道交会都没有执行过，更不用说难度更大的月球轨道交会了。后来，由于能够使任务时间缩短以及较其他两种方法更为简单，月球轨道交会集合仍然被采纳。运载系统的设计必须和登月计划的使命和任务相适应，这是对于土星5号设计者的重大挑战。
设计与制造
土星5号的设计起源于V-2火箭和木星系列火箭。由于木星系列火箭的成功，新一代的土星系列火箭迅速出现。首先是土星1号和1B号，最终是土星5号。冯·布劳恩在马歇尔航天飞行中心领导了一个团队，要建造一个足以将一艘宇宙飞船送上登月轨道的运载火箭。在他们转为NASA工作以前，冯·布劳恩的团队就已经开始进行增加推力、减少操作系统复杂度和设计更好的力学系统的工作了。在设计过程中，他们决定抛弃V-2火箭中的单发动机设计思路，转而设计多级火箭。土星1号和1B号反映了这些设计思想的变化，但是仍不足以将一艘载人宇宙飞船送上月球，需要若干次发射才能将登月所需要的各个部件送入轨道。但是在NASA做出最优登月方式决定的过程中，他们的这些设计仍然提供了一个基准参考。
土星5号的最终设计使用F-1火箭发动机配合新型的称为J-2火箭发动机的液氢推进系统。这可以使土星C-5的配置达到最优。1962年，NASA做出了最终计划，决定按照冯·布劳恩的土星设计方案继续研究，而这也为阿波罗计划赢得了时间。
随着火箭的配置工作的完成，NASA开始考虑选择登月的任务模式。在经历争论之后，NASA决定采用月球轨道交会的方法。在推进燃料的选择、燃料需求量和火箭制造过程等等问题都得到了解决之后，土星5号被选为登月飞船的运载火箭。这只火箭的建造过程自顶向下分为三个部分：S-IC、S-II和S-IVB，每一部分都由冯·布劳恩在亨茨维尔设计，由其它合同商负责制造，如波音、北美航空、道格拉斯飞行器公司以及IBM。
土星5号火箭的生产、组装与发射情况汇总表
C-5火箭
1962年1月10日，NASA宣布了建造C-5火箭的计划。这枚火箭仍然由三级组成，第一级(S-IC)包括5个F-1发动机，第二级(S-II)包括5个J-2发动机，而第三级(S-IVB)是1个J-2发动机。所有的三级发动机都使用液氧作为氧化剂。第一级使用RP-1煤油作为燃料，第二级和第三级都使用了液氢作为燃料，每一级的上一级都使用了小的固体燃料发动机以将其与下一级分离，同时保证液体推进剂在正确的位置注入泵中。C-5火箭的运载能力更强，可以直接完成一次月球任务。它可以将41吨的载荷送上月球。1963年，NASA确认了选择C-5火箭作为阿波罗计划的运载火箭，同时给了这枚火箭一个新的名字──土星5号。
土星5号的巨大体积和载荷容量远远超过了之前曾经成功飞行过的火箭。将阿波罗宇宙飞船放置在其顶端后，其总高度达到111米，直径达10米。加满燃料以后，总重量达到3000吨，可以将118吨重的物体送到近地轨道。作为对比，土星5号的高度仅比伦敦圣保罗大教堂低1英尺。而美国第一次载人太空飞行所用的火箭仅比土星5号的第三级长3.4米，甚至还不如阿波罗指令舱的逃生系统火箭的推力大。
土星5号基本上是由在亚拉巴马州亨茨维尔的马歇尔航天飞行中心设计完成的，而其中也有很多主要的系统，如推进系统等等，是由分包商来设计的。它使用了大推力的新型火箭发动机F1和J-2作为推进装置。在测试时，这些发动机震碎了周围房屋的窗户。设计者很早就决定在土星1号计划中尽可能多地使用新技术。因此，土星5号的第三级S-IVB实际上就是基于土星1号的第二级S-IV。控制土星5号的仪器设备和土星1号的也有共同之处。
S-IC 第一级
S-IC第一级在装配中(1968年2月1日) 一级火箭发动机的5台发动机所需的液氧和煤油分别由一台液氧泵和一台煤油泵提供，其中液氧泵的流量为每秒24811加仑，煤油泵的流量为每秒15741加仑。液氧泵的工作温度为-185℃，煤油泵的工作温度为15℃。液氧泵和煤油泵由1台55000马力的涡轮机提供动力，涡轮泵的工作温度为650℃。
S-IC推进器在位于路易斯安那州新奥尔良的波音公司密乔装配厂中建造。这家工厂也负责建造航天飞机外部燃料箱。发射时，它的2000多吨重量中的绝大部分都是推进剂，也就是RP-1和液氧氧化剂。它的高度达42米，直径10米，可以提供34兆牛的推力，可以使火箭上升至61千米高。这一级推进器的净重为131吨，装满燃料后重量达到2300吨。5个F-1发动机排成十字型，中心的发动机位置固定，而周围的四个发动机可以通过液压转向以控制火箭。在飞行中，中央的发动机要比周围的发动机早关闭26秒，以限制加速度。在发射中，S-IC推进器将工作168秒钟(升空7秒前点火)，随后发动机关闭，此时火箭的高度大约是68千米。而火箭大约飞行93千米时，速度达到2390米/秒。
S-IC的性能参数汇总表 土星5号火箭第一级的5个F-1火箭发动机
S-II第二级
S-II推进器由位于加利福尼亚州的北美航空公司建造。这个推进器使用液氢和液氧作为燃料，共有5个J-2火箭发动机。和第一级的S-IC推进器类似，发动机的排列仍呈十字形，外部的发动机可以提供控制能力。S-II推进器有24.9米高，直径与S-IC推进器相同，都是10米。S-II的净重大约36吨，当加满燃料后重达480吨。第二级可以在大气层外为土星5号提供大约360千牛的推力。加满燃料以后，90%以上的重量都是推进剂，但这种超轻的设计在结构测试中导致了两次失败。在S-IC推进器中，通过内部燃料箱的结构将两个燃料箱完全分开，但是在S-II中没有采用这种方法。S-II推进器的液氧燃料箱的顶部与液氢燃料箱的底部使用了一个共同的箱壁，这个箱壁由中间夹有酚醛树脂的蜂窝状结构的两片铝板构成。这个箱壁需要承受两个燃料箱之间70°C的温度差。共用箱壁的设计节省了3.6吨的重量。S-II和S-IC推进器都是通过海运运抵装配大楼的。
S-II第二级性能参数汇总表 S-II第二级在吊装中
S-IVB 第三级
S-IVB第三级在建造中 S-IVB推进器由位于加利福尼亚州的道格拉斯飞行器公司建造。它使用了一个J-2火箭发动机，和S-II推进器一样都使用液氢和液氧作为燃料。S-IVB推进器在两个燃料柜间也使用了共用箱壁。这个推进器有17.85米高，直径6.6米，重量也尽量的减轻了，尽管减轻的程度不如S-II那样大。S-IVB的净重11吨，加满燃料后重119吨。这一级在任务过程中会使用两次，首先在第二级活动及关闭后，S-IVB点火工作2.5分钟，然后在月球转移轨道射入阶段点火大约6分钟。两个加满液体燃料的辅助推进设备装在推进器尾部，用来在待机轨道和月球转移阶段控制火箭的高度。这两个辅助推进设备也用作姿态控制，以帮助燃料在月球转移轨道上射入点火前处于正确的位置。
S-IVB第三级性能参数汇总表 下表则是对于世界各国研制的大型火箭的运载能力做了一个比较。
大型火箭运载能力比较表(截至2017年) 前苏联针对土星5号火箭，设计了N1运载火箭。尽管土星5号更高、更重，运载能力也更强，但是N1火箭提供的起飞推力更大，第一级推进器的直径也更大。在计划取消前，N1运载火箭一共进行了4次试验发射，每次都在飞行的早期失败。N-1火箭的海平面起飞推力可以达到44.1兆牛，但是从来没有成功入轨。
1969年7月16日，阿波罗11号起飞。这是人类历史上第一次登上月球。土星5号执行了所有的阿波罗登月任务，都是从肯尼迪航天中心的39号发射台发射的。在火箭飞离发射塔后，飞行控制就转移到了位于德克萨斯州休斯顿的约翰逊航天中心的任务控制中心。火箭的平均任务时间总共仅仅需要20分钟。尽管阿波罗6号和阿波罗13号任务中出现了发动机故障，箭载电脑仍然可以通过延长剩余发动机的工作时间来补偿损失的推力，没有任何一次阿波罗发射损失了载荷。
阿波罗11号任务中，土星5号发射升空过程
S-IC工作时序
第一级推进器大约工作2.5分钟将火箭推送到68千米的高空，火箭速度达到9920千米/小时将消耗2000吨燃料。在发射前8.9秒，第一级推进器点火时序开始。中央发动机首先点燃，随后周围相对的发动机以300毫秒的间隔点火，以减小火箭的结构负载。当箭载电脑对推力确认了以后，火箭通过两个阶段进行软释放。首先，压紧火箭的臂将火箭松开，然后，在火箭开始向上加速的时候，它通过拉掉固定的锥形金属销钉减速约半秒钟。一旦火箭起飞，如果发动机出现故障，它将无法安全地返回到发射场。
火箭离开发射塔需要大约12秒钟。在这段时间，火箭将偏斜1.25度，以保证能够即使在逆风情况下也能安全地离开发射塔。这个偏斜量虽然很小，但是也能在从西边或东边拍摄到的发射照片中观察到。在高度大约130米的时候，火箭将调整到正确的航向，然后逐渐地压低角度，直到第二级推进器点火后38秒。这个压低的程序根据在发射的那个月中的主要风向来设定。四个外侧的发动机也向外倾斜，这样，在一个外侧发动机关闭的情况下，仍然可以保持剩余火箭发动机的推力在火箭的重心之上。土星5号火箭迅速的加速，在高度大约1600米的时候，速度会达到约120米/秒。早期飞行的大多数时间，研发人员都是在提升火箭的高度，后面才开始有速度要求。
在大约80秒的时候，火箭将达到最大动态压力。火箭上的动态压力随空气密度的变化与相对速度的平方发生变化。尽管速度不停地增加，空气密度随减小得更快，从而使空气压力小于最大动态压力。
S-IC推进器工作时的加速度增加有两方面原因：推进剂的质量减小了，F-1火箭发动的推力在稀薄空气中的效率提高，这从而使得推力增加。在135秒时，中央的发动机关闭，以将加速度限制在4g(39.2米/秒2)以下。外侧发动机继续燃烧，直到传感器检测到氧化剂或者燃料消耗完毕。第一级推进器在关闭发动机后略小于1秒后分离，以利用F1发动机的剩余推力。8个较小的固体燃料分离发动机使S-IC推进器从级间结构脱离，这时火箭的高度大约67千米。第一级随后依其弹道上升至大约109千米高，然后坠入560千米外的大西洋。
在S-IC推进器脱离以后，S-II第二级推进器大约工作6分钟，将飞船推送至170千米的高空，速度达到25182千米/小时(7.00千米/秒)，接近第一宇宙速度。
在头两次无人发射过程中，8个固体燃料推进器点火大约4秒钟，给S-II推进器提供了正的加速度，随后S-II推进器的5个J-2火箭发动机点火。在头7次载人阿波罗任务中，仅仅使用了4个固体燃料推进器;在最后四次发射中，则没有使用它们。在第一级推进器分离30秒以后，级间环从第二级推进器上脱落。脱落时通过惯性固定姿态，因此级间环虽然距离箭载J-2发动机仅有1米，却可以顺利脱落而不碰到它们。级间环脱落以后很短时间内逃生系统也被抛弃了。
但是，S-IIC推进器的发动机排气影响了脱落过程。第二级推进器点火后38秒钟，土星5号从预先设定的轨迹进入一个闭合环，或者称为迭代导航模式。控制设备单元开始进行实时计算，以找出能够到达预定轨道的最有效利用燃料的轨迹。如果控制设备单元出现故障，宇航员可以将对土星5号的控制转移到指令舱的计算机，或者采用手动控制，甚至取消这次飞行。
在第二级推进器关闭前的90秒，中央发动机关闭，以减小纵向耦合振动。首先应用于阿波罗14号的耦合抑制器可以停止这种振动，但是中央发动机仍然需要关闭，以免加速度过大。大约在这个时候，液氧的流量也减小了，使得两种推进剂的混合比例发生改变，使得第二级推进剂飞行结束时燃料柜中剩余推进剂尽量少。当达到预先设定的速度变化时，便开始采用这种方式。
在S-II推进剂燃料箱的底部有5个液位传感器，他们在S-II飞行阶段启用，只要有任何两个传感器检测到燃料耗尽，就会触发S-II推进器关机。关机1秒钟后，S-II推进器分离，几秒钟以后第三级S-IVB推进器点火。S-II推进器顶端的固体火箭点火将这一级推进器反向加速，以脱离S-IVB推进器。S-II将会落在距离发射场4200千米的地方。S-IC和S-IVB的分离是一种两阶段的分离，而S-II和S-IVB分离仅仅需要一步。尽管级间环作为第三级推进器的一部分进行建造，它仍然与第二级推进器相连。
在阿波罗11号这个典型的登月任务中，第三级推进器工作大约2.5分钟左右，到任务的第11分40秒第一次关机。这时，火箭已经飞行了大约2640千米，进入高度约191.2千米的待机轨道，速度达到7.75千米/秒。宇宙飞船随后需要绕地球飞行两圈半，在此期间宇航员和飞行任务控制人员进行月球轨道转移射入的准备工作，而这时第三极推进器一直与宇宙飞船连在一起。
待机轨道在地球轨道中是相当低的，而由于大气的阻力，这个轨道的寿命比较短。对于登月任务来说，这还不是一个问题，因为飞船不会待机轨道上停留很长时间。S-IVB发动机还通过排放气化的氢气继续提供较低的推力，以使推进剂沉在燃料箱中，防止推进剂供给管道中出现气泡。由于液态氢气在燃料箱中会沸腾，排放气体也可以使燃料箱保持合适的压力。释放氢气的推力很容易就超过大气阻力了。
在最后三次阿波罗飞行任务中，临时待机轨道更低(大约只有150千米)。通过这样的待机轨道可以增加这些任务中的载荷。阿波罗9号执行了地球轨道任务，轨道就是后来的阿波罗11号的轨道。但是宇宙飞船使用自己的发动机将近地点提升到足够高以完成10天的任务。天空实验室的轨道有明显的区别，近地点大约434千米远，可以维持6年，轨道平面和赤道的夹角为50度，而阿波罗任务中的夹角是32.5度。
在阿波罗11号的飞行过程中，在火箭发射后2小时44分飞船开始进行月球转移轨道射入。S-IVB推进器燃烧大约6分钟，使得飞船的速度加速到接近地球的逃逸速度11.2千米/秒。这条能够有效利用能量轨道并可以通过月球俘获飞船，从而使命令服务舱的燃料消耗量最小。
轨道射入以后40分钟，阿波罗的命令服务舱从第三级推进器分离，旋转180度以后和发射期间处在下方的登月舱对接。服务舱和登月舱在50分钟后和第三级推进器完全分离。如果保持和飞船一样的轨迹，S-IVB会有与飞船相撞的风险。因此，它将排出剩余的推进剂，同时辅助的推进系统将点火将它移走。在阿波罗13号以前的登月任务中，S-IVB被导向月球运行方向的后方，这样月球可以通过引力弹弓效应将其加速至地球逃逸速度，进入太阳轨道。从阿波罗13号以后，控制人员引导S-IVB使其撞击月球。在前面的任务中放置在月球上的地震仪可以检测到撞击的影响，得到的信息可以用于描绘出月球的内部情况。
2006年，在已经取消的星座计划中，NASA披露了曾经试图建造一种重型“战神5号”运载火箭。这项计划是用来取代航天飞机的，在这种航天飞机衍生的运载工具的设计中，使用了一些已经存在的航天飞机和土星5号的结构。原始设计的命名是向土星5号致敬。这个设计基于航天飞机的外部燃料箱，有110米高，使用了5个航天飞机主发动机和2个升级后的航天飞机固体助推器。经过改进的固体助推器可以用于发射战神1号运载火箭。随着设计的进展，战神5号也被略微修改了。它的直径仍然是10米，和土星5号的S-IC推进器与S-II推进器一致，但使用了5个RS-68火箭发动机来代替航天飞机主发动机。RS-68火箭发动机也用在了德尔塔-4运载火箭上。用RS-68火箭发动机代替航天飞机主发动机的原因是：航天飞机主发动机的成本过于高昂，而且每次使用后都将会被抛弃，而RS-68发动机就相对来说较便宜，而且更容易制造，也比航天飞机主发动机的力量更大。
美国研制的大推力运载火箭(自左向右)：土星5号、航天飞机、战神1号、战神5号、战神4号、太空发射系统
2008年，NASA再次重新设计了战神5号火箭，将它的核心加长加宽，添加了一个RS-68B发动机，这样火箭总共使用了6个发动机。此外，在发射的时候，还要捆绑两个航天飞机固体助推器，而不是原先设计中的助推器。战神5号的上面级是基于S-IVB推进器而设计的，被称为地球出发级。它使用的发动机是J-2发动机的改进型，命名为J-2X火箭发动机。战神5号运载火箭高达116米，可以将180吨的载荷送入低地轨道，它将会在高度、升力以及发射能力方面超过土星5号。
土星5号的不同型号 RS-68B火箭发动机是基于普惠公司下属的洛克达因公司制造的RS-68和RS-68A发动机来设计的。每一个火箭的推力不到土星5号的F-1发动机的一半，但是效率更高，可以增加或减小节流，这个特点和航天飞机主发动机更像。J-2X火箭发动机在J-2火箭发动机的基础上有所改进，它既用在了地球出发级上也用在了战神1号运载火箭的第二级推进器上。在战神1号火箭上只用了一个J-2X发动机，而地球出发级的原始设计中使用了两个，在用5个RS-68B发动机替代航天飞机主发动机以后才修改成了一个。
土星5号的外形尺寸和质量汇总表
F-1火箭发动机
作为土星5号第一级的主力发动机，F-1火箭发动机(以下简称F-1)是美国洛克达因公司设计制造的一款煤油液氧发动机，用于农神5号运载火箭(也称土星5号运载火箭)的第一级。F-1是美国投入使用过的推力最大的单喷管(单燃烧室)液体火箭发动机，也是仅次于俄罗斯RD-170的推力最大的液体火箭发动机(RD-170发动机有4个燃烧室，1台涡轮泵和2个预燃室)。
洛克达因最初设计F-1，只是出于美国空军在1955年提出的制造超大型火箭发动机的要求。公司最后设计出两个版本，一个E-1，一个更大的F-1。E-1虽然在静态点火试验中取得成功，但很快被视为没有前途，因为有更强大的F-1存在，E-1计划就搁浅了。然而，美国空军发现他们没有使用如此强大的发动机的必要，F-1的研究计划也随之中止。不过，当时刚刚成立的NASA看中了这款发动机，并与洛克达因签约，要求尽快完成研发。1957年，发动机进行了局部试验，而整机的静态点火试验也在1959年3月取得成功。
F-1在随后7年的测试中，其燃烧不稳定性的问题逐渐暴露出来，并可能导致灾难性事故。攻克这个技术难题的工作最初进展十分缓慢，因为这种故障的发生是不可预知的。最终，工程师们想出了解决办法，他们将少量的爆轰炸药放在燃烧室中，并在发动机运转时引爆炸药，以此测试燃烧室在压力变化时将作何种反应。设计师随后测试了几种不同的燃料喷射器，并得到了最佳匹配方案。这个问题从1959年一直拖到1961年才算告一段落。
F-1以燃气发生器循环为基础。即在预燃室里燃烧一小部分燃料，以燃气驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室。发动机的核心组件是推力室，燃料和氧化剂混合并燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形小室，即做输送液氧的歧管，也做万向轴承的支撑架，连接发动机和火箭箭体。小室之下是喷射器，用来混合燃料和氧化剂。一部分燃料从另一个歧管进入喷射器，另一部分燃料通过178根管道直接通入推力室，盘旋的管道形成了推力室的上半部分，还可以起到给推力室降温的作用。采用不同的泵将燃料和液氧泵入，但两个泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5,500转/分，产生55,000制动马力(41兆瓦)。在此功率下，工作泵每分钟可以泵入15,471加仑(58,564升)煤油和24,811加仑(93,920升)液氧。涡轮泵被设计得可以应付严酷的温度环境：煤气的温度高达816°C，而液氧的温度低至-184°C。一些燃料煤油被充作涡轮的润滑剂和冷却剂。推力室下方是喷管的延伸，大致延伸到发动机的一半长度位置。延伸部分将发动机的膨胀比从10:1提高到16:1。涡轮机排除的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分，保护喷管在高温 3,200 C情况下不受损坏。F-1每秒消耗1,789公斤液氧、788公斤煤油，产生680吨的推力。在两分半钟的运转中，土星5号凭借F-1上升4268千米的高度，达到9862公里/时的速度。土星5号每秒的推进剂流量是12,710升，可以在8.9秒内清空一个容量110,000升的游泳池。每台F-1发动机的推力都比航天飞机上3台发动机总和还要大。
F-1火箭发动机与他的制造者冯.布劳恩
F-1火箭发动机性能汇总表
阿波罗任务期间的改进
F-1在阿波罗8号(SA-503)和阿波罗17号(SA-512)任务期间得到了改进。因为随着任务的进展，土星5号的负荷也逐渐增大。每次任务对发动机的性能要求都略有差异，用于阿波罗15号的F-1发动机性能为：
a、每台平均海平面推力：690吨
b、燃烧时间：159秒s
c、比冲：264.72秒s
d、混合比：2.2674
e、S-IC级总海平面推力：345吨
当然，发动机推力实测值与标称值有差异，阿波罗15号所用的发动机起飞推力为348吨，而F-1推力的平均值是696吨。
执行不同任务时的F-1发动机性能参数表
阿波罗任务之后的归宿
上世纪60年代，洛克达因在对F-1的持续研究之后，曾试图开发F-1A发动机，虽然二者外观相似，但F-1A比F-1更轻且推力更大，可以满足阿波罗计划之后时期的土星五号需求。然而随着土星5号生产线的停产，相关研究终止。当时还有提议，在诺瓦火箭的第一级使用8个F-1。从上世纪70年代至今，不断有各种关于使用F-1来开发新型火箭的意见，但都未能成行。
应当说，F-1一直保持着最大推力液态发动机的地位，直到苏联的RD-170出现，但是F-1在单喷管发动机领域的第一的位置依然没有动摇。
来源：力学园地(lxyd.imech.ac.cn)，作者：余力。
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