來源：力學園地（lxyd.imech.ac.cn），作者：余力。
XS-1是美國國防高等研究計劃署（DARPA）研發的可重復使用小型無人空天飛機（Spaceplane）項目，用于快速將小型衛星推送至太空軌道。XS-1將通過減少衛星進入軌道所需的時間來滿足軍方的需求,其目標為10天內連續完成10次衛星發射任務。XS-1將直接取代多級火箭的第一級，且可以重復利用。它能夠以高超聲速飛抵亞軌道，此后再通過一個或多個一次性的上面級將有效載荷分離并部署到低地球軌道，每24小時重復一次。DARPA稱XS-1既不是傳統的飛機，也不是傳統的運載火箭，而是兩者的結合，目標是將發射成本降低10倍，并消除目前令人沮喪的發射的長時間等候。過去的幾年中，美國軍方一直在尋求制造這種全新的超聲速空天飛機的可能，它可以在短時間內重復使用，將多顆衛星送入軌道，并可重復使用。
XS-1計劃是2013年11月在DARPA行業會議上宣布的。DARPA指出，由于有更好的技術，包括輕型和低成本復合材料的機身和燃料罐結構、耐用的熱防、可重復使用和可負擔的推進裝置以及類似飛機的健康管理系統，XS-1更為可行。XS-1項目經理斯龐奈貝爾（Jess Sponable）于2014年2月5日在NASA未來太空作戰小組發表演講時指出：“這里的愿景是打破升級太空運載系統的成本的周期，使超聲速飛行器有可能日常地訪問太空”。
DARPA 對XS-1計劃定出了明確的要求：無人重復使用空天飛機要像飛機一樣進入空間，能以馬赫數10以上的高超聲速飛行，將1.4-2.3噸的負荷送入近地軌道后快速返回，10天能飛10次，發射費用每次500萬美元，大約是一次性運載火箭發射費用的1/11。其中可重復使用的第一級助推器以超聲速飛行到亞軌道高度，再加上一個或多個一次性的上面級分離和部署衛星。
DARPA在2014年選擇了波音公司設計和制造這種軍用的空天飛機XS-1。波音公司的第一方案是帶翼構型的設計，類似于現代飛機，稱為幻影快車（Phantom Express）。在XS-1項目第一階段，波音公司曾同藍源公司結成伙伴，希望由藍源公司為其提供發動機。但后來決定采用航空噴氣洛克達因公司（Aerojet & Rocketdyne）在航天飛機主發動機（SSME）基礎上研制的AR-22發動機。航空噴氣洛克達因公司稱，它利用本公司和NASA庫存老型號SSME發動機的部件為該項目提供2臺“有過參加航天飛機飛行經歷”的發動機。這個發動機將在NASA設在密西西比州的斯坦尼斯航天中心里組裝和測試。“幻影快車”的工程公司發言人稱，選用航空噴氣洛克達因公司的發動機，是因為該公司能提供一種經過飛行驗證的可重復使用發動機，滿足DARPA的任務要求。
AR-22發動機
AR-22是一款分級燃燒液氫液氧發動機，帶有兩個獨立的預燃室，可單獨驅動高壓渦輪泵將液氧和液氫從獨立的低壓渦輪泵送到主燃燒室，主燃燒室借助于燃料循環通過燃燒室提供的再生冷卻來冷卻噴管壁。亞軌道助推飛行器垂直起飛，裝載馱在機體上方的衛星上面級。上面級投放后，該亞軌道助推飛行器將會滑翔返回，并在跑道上著陸。按照計劃，“幻影快車”將在2019年前完成空天飛機的設計、建造和測試，2020年進行12-15次飛行測試，然后在10天中進行10次飛行。在試驗的起初，最高速度為馬赫5，沒有有效載荷；然后速度增加到10馬赫，并發送一個400-1350公斤的衛星進入低地球軌道。
波音幻影工程部總裁戴維斯（Darryl Davis）表示：“Phantom Express旨在打破和改變我們今天所知的衛星發射過程，創造一種新的費用更低和風險更低的按需發射能力。”DARPA官員表示，XS-1空天飛機的技術不會僅僅是美軍的利益，還有助于打開一系列下一代商業機會的大門。
下面的藝術家概念圖給出幻影快車空天飛機設計思路：尺寸大小與常規飛機相當，使用液氧和液氫燃料的 AR-22發動機為第一級，像火箭一樣垂直發射升空，以高超聲速（馬赫10）飛到大氣層的邊緣（高度大約100公里），與背負式的第二級分離后返回地面水平著陸，一次性使用的第二級將載荷和衛星運載到軌道上。“幻影快車”將由波音“幻影工程”部門建造，該部門還建造了兩架無人空天飛機X-37B。
XS-1實驗空天飛機概念圖
航天飛機（Space Shuttle）是一種有人駕駛、可重復使用的、往返于太空和地面之間的航天器。它既能像運載火箭那樣把人造衛星等航天器送入太空，也能像載人飛船那樣在軌道上運行，還能像滑翔機那樣在大氣層中滑翔著陸。航天飛機為人類自由進出太空提供了很好的工具，是航天史上的一個重要里程碑，最早由美國研發。它是往返于地面和近地軌道之間運送人、貨等有效載荷的飛行器，兼具載人航天器和運載器功能，迄今只有美國與前蘇聯曾經制造能進入近地軌道的航天飛機，并曾實際成功發射與回收，而美國是唯一曾以航天飛機成功進行載人任務的國家。除美、俄以外，其他國家發展的類似計劃則尚未有實際發射并進入軌道的紀錄。由于目前人類開始將太空探索的目光投向火星，對于服務于近地軌道的航天飛機來說，已經沒有用武之地。但是，此技術繼續可應用于獵戶座計劃、太空發射系統、空天飛機、宇宙飛船等。
航天飛機由三個主要部分組成：軌道器，燃料罐和助推器。軌道器有3個液氫液氧火箭主發動機的和2臺軌道發動機。為主發動機提供推進劑的大型液氫液氧燃料罐、為航天飛機提供大部分推力的2個固體燃料火箭助推器在發射2分鐘后分離墜入大海。航天飛機加速6分鐘后便達到入軌速度7.8公里/秒。每一次發射后，外燃料箱都會在大氣層中燒毀。除了外燃料箱外，另外兩個組成部分都可以重復利用。
航天飛機等待發射
航天飛機發射升空
軌道器飛行器簡稱軌道器，是美國航天飛機最具代表性的部分，長37.24米，高17.27米，翼展29.79米，起飛重量204噸，飛行軌道高度184-640公里。主發動機在起飛時工作，使用外掛燃料箱中的推進劑。每臺發動機可產生167噸的推力。在軌道器中段和后段外的兩側是機翼。在軌道器的頭部和機翼前緣，貼有約2萬塊防熱瓦，用以保護軌道器在返回時不被氣動加熱產生的600－1500℃的高溫所燒毀。在軌道器的頭錐部和尾部內，還有用于微調軌道的小發動機，共44臺。與軌道器相連的有外掛燃料箱（簡稱外貯箱），長46.2米，直徑8.25米，能裝700多噸液氫液氧推進劑。連接在外貯箱兩側的是2枚固體火箭助推器，長45米，直徑約3.6米，每枚可產生1568噸的推力，承擔航天飛機起飛時80%的推力。
助推器是固體燃料火箭助推器，它與主發動機同時啟動，在飛行的頭2分鐘里為航天飛機提供額外的推力以便擺脫地球引力。大約上升到45公里的高空時，助推器與航天飛機/外掛燃料油箱分離，依靠降落傘下落，最后落進大西洋。船只將其打撈上來，送回陸地，經過檢查、維護后，可供下一次使用。除了固體燃料火箭發動機外，助推器還包含結構、推力矢量控制、分離、回收、電子和儀表等子系統。這個固體燃料火箭發動機是為太空飛行研制的最大的一款固體推進劑發動機，也是第一種為有人駕駛飛機研制的發動機。這個巨大的發動機包含一個固體推進劑箱、一個點火系統、一個可移動的噴管和必要的儀器及整合硬件。
每一個固體燃料火箭發動機攜帶45萬公斤推進劑，推進劑在猶他州的一個工廠里混合。混合在600加侖的缽中進行，這些缽分別安放在3個不同的攪拌大樓里。混合完成后的推進劑被送到特別的鑄造大樓里，灌進鑄件中。固化的推進劑看上去像硬塑料打字機的橡皮，摸上去也像是橡皮。
在外燃料箱里面，裝的是航天飛機主發動機使用的推進劑。在發射時，外燃料箱也是航天飛機的“脊柱”，可為軌道器及其附加裝置——固體燃料推進器提供結構支撐。它也是航天飛機中唯一不能重復使用的部件，升空大約8.5分鐘后，推進劑耗盡，外燃料箱被拋開，與軌道器分離，使命完成。
在升空時，外燃料箱吸收了3個主發動機和2個固體火箭發動機的推力負載354噸。當固體火箭助推器在大約45公里的高度分離后，主發動機仍在燃燒的軌道器攜帶外燃料箱繼續上升到地球以上大約113公里的上空，達到接近軌道速度的速度。這個時候，燃料幾乎耗盡的外燃料箱分離，依照事先設計的線路下落，其構造的大部分在大氣中燒毀，殘骸落進大洋里。
外燃料箱的三個主要部件是：位于前端的氧燃料箱，位于后端的氫燃料箱，還有一個中間燃料箱。后者將兩個推進燃料箱連在一起，儀表和燃料處理設備也在中間箱里，同時它也為固體火箭助推器前端提供附著結構。
氫燃料箱的體積是氧燃料箱的2.5倍，但完全灌滿燃料后，其重量只有后者的1/3，這是因為液氧的密度是液氫的16倍。
外燃料箱的蒙皮由熱保護系統覆蓋。熱保護系統是一層2.5厘米厚的聚氨酯泡沫涂料，作用是將推進劑維持在一個可接受的溫度下，保護蒙皮表面不會因為與大氣摩擦產生的高溫損壞，也將表面結冰的可能性降至最低。
外燃料箱包括一個推進劑輸出系統（將推進推輸送到軌道器的發動機里），一個加壓與通風系統（負責調控燃料箱的壓力），一個環境調節系統（負責調控溫度，補充中間燃料箱區域的大氣），還有一個電子系統（負責分配電力、儀表信號，提供閃電保護）。
外燃料箱推進劑通過一根直徑43厘米(17英寸)的連接管輸送給軌道器，這根連接管在軌道器內部分成3根更細的管子，向每一個發動機輸送推進劑。
軌道飛行器既是這套太空運輸系統的大腦，又是心臟。這個飛行器與一架DC-9飛機的大小和重量差不多，包括加壓乘員艙(通常可以乘載7名宇航員)、巨大的貨艙以及安裝在尾部的3個主發動機。駕駛艙、生活艙和實驗操作站設在機身的前部，貨物放在機身中部的有效載荷艙里，而軌道器的主發動機和機動推進器則在機身尾部。
機身前部有駕駛艙、生活艙和實驗操作站，這一部分有一個加壓的乘員艙，并為機頭部分、前起落架和前起落架輪艙和門提供支持。其中乘員艙的空間為65.8立方米，由三部分組成，分別是加壓的工作間、生活間和儲存間。在乘員艙后艙壁外面的有效載荷艙里，安裝有一個對接艙和一個有接頭的氣密過渡轉移通道，以方便對接、乘員進入實驗室和到艙外活動。兩層的乘員艙前部有一個駕駛艙，機長的座位在駕駛艙的左側，飛行員的座位在右側。
駕駛艙通常設計成駕駛員/副駕駛員都可操作模式，這樣在任何一個座位上都可以駕駛軌道器，也可以執行單人的緊急返回任務。每個座位上都有手動飛行控制器，包括旋轉和轉換駕駛桿、方向舵踏板和減速板控制器。駕駛艙里可以坐4個人。軌道顯示器和控制器在駕駛艙/乘員艙的尾部，左邊的軌道顯示器和控制器是用來操縱軌道飛行器的，右邊的軌道顯示器和控制器是用來操縱有效載荷的。在駕駛艙里有多達2020個分散的顯示器和控制器。
航天飛機主發動機是與固體燃料火箭助推器聯接在一起的3個液氫液氧火箭發動機，在最初上升階段為軌道飛行器提供推力，使之脫離地球引力，在發射后持續運行8.5分鐘左右，這段期間是航天飛機的動力推動飛行階段。
當固體燃料火箭被拋開后，主發動機提供的推力可以將航天飛機的速度在6分鐘里從1.34公里/秒提高到7.8公里/秒，從而可以進入地球軌道。
航天飛機加速期間，主發動機會燃燒掉50萬加侖的液態推進劑。這些推進劑由巨大的橙色外掛燃料箱提供，主發動機燃燒液氫和液氧。液氫是世界上第二最冷的液體，溫度在零下華氏423度(攝氏零下252.8度)。發動機一開始排放的是由氫和氧合成的水汽。主發動機在分階段燃燒周期內，使用高能推進劑產生推力，推進劑的一部分在雙重預燒器里消耗掉，產生高壓熱氣，推動渦輪泵。燃燒則是在主燃燒室完成的。每個航天飛機的主發動機使用的液氧/液氫比例是6：1，產生水平推力179噸、垂直推力213噸。
發動機產生的推力可在65%至109%的范圍內調節。這樣，點火發動和初始上升階段可以有更大的推力，而在最后的上升階段則會減少推力，將加速度限制在3g以下。在上升階段，發動機的萬向接頭(即平衡架)可提供傾斜、偏航和滾動控制。
一般簡稱為“主發動機”，由普惠公司的洛克達因分部為航天飛機設計。在公司內部也稱為RS-25。SSME是西方世界研制的第一種實用化的分段燃燒火箭發動機，也是目前世界最大的分級燃燒液態氫氧發動機
主發動機RS-25是一種非常復雜的動力裝置，以外儲箱中的液氫/液氧為推進劑。每臺發動機在起飛時能提供大約180噸的推力。航天飛機每次飛行歸來后，發動機都將被卸下交給航天飛機主發動機加工廠（SSMEPF）進行維護檢測，替換一些部件。主發動機能夠在極端溫度下工作，氫燃料的儲藏溫度為-253 C（-423 F），而燃燒室的溫度可達3,300 C（6,000 F），后者高于鐵的沸點。若將主發動機的燃料泵用于排水，一個家用游泳池的水可在25秒內排盡，并且將池水送到6000米的高空。
主發動機的工作流程：外掛燃料箱中的推進劑通過臍帶管進入航天飛機，然后進入三條并行管道，通過工作泵供給燃燒室。這里采用了成本比較高的雙預燃室設計，工作原理如下：液氫首先由預壓泵進行預壓，然后進入主泵二次加壓，接下來對噴管進行冷卻并氣化。氣化后的氫分成兩路，比較大的一路要再次分成兩路分別注入兩個預燃室，比較小的一路則要用來冷卻燃燒室，變成溫度更高的氣體用于推動氫預壓泵，然后也分為兩路分別注入兩個預燃室，這一部分實際上為部分膨脹循環。液氧也首先通過預壓泵預壓，然后通過主氧泵再次加壓，加壓后則分為三路：流量最大的一路直接進入燃燒室；流量稍小的一路則用于驅動連接著液氧預壓泵的渦輪，然后合并到氧預壓泵預壓過的低壓液氧流中，再次進入主氧泵；最小的一路經過一個與主氧泵同軸的高壓氧泵再次加壓后分成兩路，分別注入兩個預燃室。最后，全部的氫和少量的液氧在兩個預燃室中燃燒為富燃燃氣，分別推動連接液氧泵和液氫泵的渦輪，最后注入到燃燒室。
SSME的結構非常復雜，但也因此獲得了很高的性能和操縱余量。每臺發動機的真空推力為213噸，可在65%～109%范圍內調節。安全性也保持得不錯，發動機使用次數為55次。從1981年4月參加航天飛機首飛開始，至今SSME已完成近百次飛行任務。
SSME的主要部件：低壓氧化劑渦輪泵（LPOTP）是一個靠液氧帶動的六級渦輪驅動的軸流泵，尺寸為450厘米×450厘米，轉速約5,150轉/分。它將液氧的壓力從0.7兆帕提高到2.9兆帕，加壓后的液氧供給到高壓氧化劑渦輪泵（HPOTP），從而保證在高壓狀態下工作的HPOTP不會產生空穴。HPOTP由兩個連接在同一主軸的單級離心泵（一個主泵，一個預燃泵）組成，由1臺兩級高溫渦輪驅動，尺寸為600厘米×900厘米，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約28,120轉/分，主泵將液氧壓力從2.9兆帕增加到30兆帕。加壓液氧被分成幾路，一路用來驅動LPOTP，其余大部分液氧流向燃燒室。剩余一小部分送往液氧熱交換機，控制這部分液氧的是一種“防溢閥”，當熱量將液氧轉化為氣體時，閥門才打開。一部分氧氣通過專用管道進入附加燃料箱，擠壓液氧；另一部分氧氣進入預燃泵，驅動預燃泵將液氧壓力從30兆帕增加到51兆帕。HPOTP的渦輪和泵裝在同一轉軸上。渦輪中的高溫燃料氣與主泵里的液氧混合可能導致事故，為了防止事故發生，渦輪與泵由充滿氦氣的空穴隔開，氦氣氣壓降低將觸發發動機自動停機。
氫燃料系統：低壓燃料渦輪泵（LPFTP）是一個靠氫氣帶動的二級渦輪驅動的軸流泵，尺寸450厘米×600厘米，轉速約16,185轉/分。它將液氫的壓力從0.2兆帕增加到1.9兆帕，并將之供給高壓燃料渦輪泵（HPFTP）。渦輪泵安裝在與LPOTP相對的位置上。HPFTP是三級離心泵，由1臺兩級高溫渦輪驅動，尺寸為550厘米×1100厘米，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉速約35,360轉/分。它將液氫的壓力從1.9兆帕增加到45兆帕。高壓液氫流過主閥門后分為三路：一路流經燃燒室外殼用以冷卻，一部分氫氣流回LPFTP，驅動LPFTP的渦輪，一小部分氫氣被送回附加燃料箱中給液氫箱增壓，其余氫氣注入燃燒室；第二路通過噴管后氣化加入第三路，隨后送入預燃室。為避免LPFTP到HPFTP的管道周圍生成液態空氣，設計師采取了必要的隔熱措施。氧化劑和燃料的預燃室焊接在高溫歧管上。電弧點火器位于噴射器的中央，這個雙備份點火器由發動機控制器控制，在發動機啟動后依次工作來點燃每個預燃室，大約3秒后，燃燒能夠自維持，點火器關閉。預燃室產生的高溫富燃料氣體用以驅動高壓渦輪泵、氧化劑的預燃渦輪和預燃泵。燃料預燃室的高溫氣體驅動HPFTP的渦輪。HPOTP和HPFTP渦輪的轉速依賴于預燃室中控制氧化劑流量的閥門的開啟程度，發動機控制器控制通過控制閥門開閉來達到控制推力的目的。氧化劑和燃料預燃室閥門共同作用，產生6:1的推進劑混合比。
冷卻控制系統：冷卻劑控制閥安裝在燃燒室的冷卻旁路管上，發動機啟動前，閥門都是完全開啟的。在發動機運轉過程中，閥門可呈100%開啟以實現100%至109%的冷卻效果；或呈66.4%至100%開啟，以實現65%至100%的冷卻效果。
燃燒室和噴管：主發動機燃燒室的推進劑是富燃料型的，氫氣和液氧通過高溫氣體歧管冷卻回路注入燃燒室。燃燒室和噴管的內壁靠外壁的管壁式冷卻管道中的液氫來冷卻。鐘罩形噴管依靠螺栓連接在主燃燒室下方。噴管長2.9米，出口直徑2.4米。噴管前端的支撐環就是發動機擋熱板的連接點。由于航天飛機在發射、在軌和返回時發動機都暴露在外界大氣層中，因此有必要對之進行隔熱處理。隔熱層由四層金屬棉和包在最外層的金屬箔與金屬網組成。SSME噴管的膨脹比達到了罕見的77:1，足夠大的噴管可以承受能引起控制失衡和造成航天器機械損傷的流動分離問題。洛克達因的工程師降低了噴管出口處的外壁傾角，這將出口邊緣的壓力增加到4.6帕斯卡至5.7帕斯卡，而中間部分壓力只有2帕斯卡，由此解決了流動分離問題。主發動機上共有5個主閥門，分別位于氧化劑預燃室、燃料預燃室、氧化劑管、燃料管和燃燒室冷卻劑管。閥門都是壓力開啟，并通過控制器控制的。在氦氣保護系統出現壓力異常時，閥門會完全關閉。氧化劑和燃料的放泄閥是在發動機停車后開啟的，剩余的液氫液氧由此被排泄到航天器外。排盡后閥門重新關閉。
推力數據：SSME的推力可以在67%到109%范圍內調節，目前的發射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飛機異常中止模式” 。以下是具體推力值，前者是海平面值，后者是真空值：
100%推力：167噸/209噸
104.5%推力：175噸/217噸
109%推力：186噸/228噸
其中，100%推力并不代表最大推力值，而是額定值，是在SSME研發期間計算得出的。之后的研究表明，主發動機在超過預設推力下也能安全工作。為了維持原來的預設標準不變，也便于以后推力比較，特意將原預設值規定為100%推力，此后如果推力增大，就不需要修改原值。SSME的推力會影響其可靠性，有研究表明：當發動機推力超過104.5%時，對可靠性有明顯影響。因此超過100%的推力模式較少使用。
性能指標：航天飛機主發動機SSME的主要性能參數如下
推力：1670千牛/2090千牛
真空比沖：452.5秒
推重比：73.3:1
喉部面積：600厘米2
噴嘴面積：4.5米2
室壓：187大氣壓（100%推力）
出口壓力：0.07大氣壓（額定值）
燃燒時間：520秒
上世紀70年代初，美國制定了研制航天飛機的計劃，并將其列為載人航天的首要項目。美國人最初目的是為了發展一種更經濟的軌道運輸工具，以取代飛船和運載火箭。但是，前蘇聯當局則將這一新型航天器視為未來美國搭載核武器的工具，因而于1976年決定發展類似的航天器作為對這種“威脅”的回應。蘇聯人將其取名為“暴風雪（Buran）”。當年，米高揚設計局從事螺旋計劃的部分技術人員，以及來自莫爾尼亞、米亞西舍夫等設計局的一些工程師也被調去從事暴風雪計劃。暴風雪號的主體由新成立的莫爾尼亞聯合體全權負責研發。
“暴風雪號”航天飛機
前蘇聯總共建造過5架用于開展飛行活動的“暴風雪”號，它是前蘇聯唯一的一架進行過自動駕駛模式下太空飛行的航天飛機。由于在資金方面遭遇巨大障礙，俄羅斯于1993年最終取消了有關航天飛機的一系列計劃。“暴風雪”號于2002年5月12日被完全拆解，所有權歸屬哈薩克斯坦。除此之外，前蘇聯還建造過8架測試模型，用于進行各種驗證活動，德國博物館曾購買過其中的一架。
總之，航天飛機是世界上第一種可以再重復使用的太空船，也是歷史上第一種可攜帶大型衛星進入軌道和離開軌道的太空船。航天飛機的發射像火箭，在地球軌道上運行像太空船，而著陸又像飛機。美國設計制造了5架，30年運行了135次。其中失敗2次，為挑戰號（198年）和哥論比亞號（2003年），有14人遇難。美國對航天飛機的總投資2090億美元，每次發射費用 4.5-15億美元, 相當于每公斤6000-20000美元。按照計劃，每一架航天飛機都要按需要執行至少100次太空飛行任務設計。但到目前為止，它們加起來執行的任務總和還不到預定值的1/4。
土星5號（Saturn V）運載火箭以及F1火箭發動機是美國航天局（NASA）在“阿波羅登月”和“天空實驗室”兩項太空計劃中使用的運載火箭，為可載人的多級一次性液態燃料火箭。土星5號，又譯為農神5號，因為它同時是農神運載火箭系列中唯一實際運用的3個火箭型號之一。
土星5號是截至目前仍是人類歷史上使用過的自重最大的運載火箭，高達110.6米，起飛重量達3038.5噸，總推力達3408噸，月球軌道運載能力45噸，近地軌道運載能力118噸。土星5號是三級火箭，由S-1C第一級、S-II第二級、S-IVB第三級以及儀器艙和有效載荷組成。第一級長42米，直徑10米，到尾段底部直徑增大到13米。尾段上裝有4個穩定尾翼，翼展約18米。第一級采用5臺F-1發動機，推進劑為液氧和煤油，2個10米直徑的鋁制推進劑貯箱采用桁條和隔框來加強。第二級長25米，直徑10米，采用液氧液氫推進劑，共用5臺J-2發動機。第三級長18.8米，直徑6.6米，有1臺J-2發動機，推進劑為液氧液氫。
土星5號也是土星號運載火箭成員中最大的火箭，由馬歇爾太空飛行中心總指揮沃納·馮·布勞恩與他的德國火箭團隊擔任設計研發工作，主要的承包商包括波音公司、北美航空公司、道格拉斯飛行器公司以及IBM。
土星5號超重型運載火箭是僅次于蘇聯“能源號”運載火箭的推力第二大的運載火箭。在1967-1973年間，美國共發射了13枚“土星5號”運載火箭，它們保持著完美的發射記錄。其中有9枚“土星5號”運載火箭將載人的“阿波羅”號宇宙飛船送上月球軌道。“土星5號”運載火箭的生產線于1970年關閉，而其最后一次發射是1973年。這次發射將“天空實驗室”空間站送入了近地軌道。它的續任者是太空發射系統（SLS),號稱史上最強運載火箭系統。
“土星5號”火箭于1962年開始研制，1967年11月9日首次飛行，1973年5月末次飛行，計劃發射19次，后來取消2次，成功率達到100%。其中第1-3次是不載人模擬環地飛行，第4次是不載人試飛，從第7次開始是載人飛行。1968年12月21日發射的“阿波羅8號”載著3名航天員完成了人類第一次繞月飛行，隨后，又發射了7次登月飛船,為阿波羅登月計劃的實施做出了貢獻。
1946年9月，美國總統杜魯門開展的“回紋針”行動中，德國的科學家沃納·馮·布勞恩在這次行動中被選為引入美國的大約700名科學家的一員。從那時起，“土星5號”運載火箭的設想就開始了。“回紋針”行動的目的是將德國科學家與他們的經驗一起帶到美國，從而使美國在冷戰中取得優勢。為了合法的將這些曾經積極參與過納粹活動的科學家帶回美國，陸軍部的聯合情報機構篡改了包括馮·布勞恩在內的許多科學家的檔案，以淡化他們對納粹的同情。由于馮·布勞恩直接參與了V-2火箭的研制工作，美國讓他加入了陸軍火箭設計部門。在1945年到1958年間，他的工作被限制在將V-2火箭的設計思想和方法傳授給美國工程師。盡管馮·布勞恩在未來的空間運載火箭方面發表了很多文章，NASA仍然繼續資助空軍和海軍的火箭項目，用以測試他們失敗了很多次的“前衛”導彈。直到1957年，蘇聯發射了“斯普特尼克1號”衛星，美國政府和軍方才開始正式地考慮將美國人送上太空的計劃。由于馮·布勞恩和他的團隊在這些年間已經研制并試驗了“木星”系列火箭，美國政府最終找到了他們。“木星C”火箭在1958年1月成功地將美國的第一顆人造衛星送入太空。“木星”系列火箭是馮·布勞恩研制“土星”火箭的重要階段，后來他稱之為土星嬰兒期。
上世紀60年代初期，蘇聯在太空的競賽中領先于其對手美國。1961年4月12日，蘇聯宇航員尤里·加加林成為第一個進入太空的人。美國總統約翰·肯尼迪認為，為了在太空競爭中勝過蘇聯人就需要首先登月。他在1961年5月25日宣布美國將會在1970年之前將宇航員送上月球，而在那時，美國唯一的一次載人太空任務是艾倫·謝潑德的“自由7號”，它僅在太空停留了15分鐘，尚未進入近地軌道。當時世界上沒有火箭能夠一次運送可登月的航天器。土星1號火箭當時還在研制過程中，但由于其推力遠遠不夠，需要若干次發射才能將登月所需要的各個部件送入軌道。在肯尼迪講話后不久，馮·布勞恩就開始為NASA工作，領導載人航天的火箭設計和制造工作。
在登月計劃的初期階段，NASA曾考慮過三個主要的設想：地球軌道交會、直接起飛以及月球軌道交會(LOR)。盡管NASA起初沒有選擇月球軌道交會，因為人類當時連地球軌道交會都沒有執行過，更不用說難度更大的月球軌道交會了。后來，由于能夠使任務時間縮短以及較其他兩種方法更為簡單，月球軌道交會集合仍然被采納。運載系統的設計必須和登月計劃的使命和任務相適應，這是對于土星5號設計者的重大挑戰。
土星5號的設計起源于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現。首先是土星1號和1B號，最終是土星5號。馮·布勞恩在馬歇爾航天飛行中心領導了一個團隊，要建造一個足以將一艘宇宙飛船送上登月軌道的運載火箭。在他們轉為NASA工作以前，馮·布勞恩的團隊就已經開始進行增加推力、減少操作系統復雜度和設計更好的力學系統的工作了。在設計過程中，他們決定拋棄V-2火箭中的單發動機設計思路，轉而設計多級火箭。土星1號和1B號反映了這些設計思想的變化，但是仍不足以將一艘載人宇宙飛船送上月球，需要若干次發射才能將登月所需要的各個部件送入軌道。但是在NASA做出最優登月方式決定的過程中，他們的這些設計仍然提供了一個基準參考。
土星5號的最終設計使用F-1火箭發動機配合新型的稱為J-2火箭發動機的液氫推進系統。這可以使土星C-5的配置達到最優。1962年，NASA做出了最終計劃，決定按照馮·布勞恩的土星設計方案繼續研究，而這也為阿波羅計劃贏得了時間。
隨著火箭的配置工作的完成，NASA開始考慮選擇登月的任務模式。在經歷爭論之后，NASA決定采用月球軌道交會的方法。在推進燃料的選擇、燃料需求量和火箭制造過程等等問題都得到了解決之后，土星5號被選為登月飛船的運載火箭。這只火箭的建造過程自頂向下分為三個部分：S-IC、S-II和S-IVB，每一部分都由馮·布勞恩在亨茨維爾設計，由其它合同商負責制造，如波音、北美航空、道格拉斯飛行器公司以及IBM。
土星5號火箭的生產、組裝與發射情況匯總表
1962年1月10日，NASA宣布了建造C-5火箭的計劃。這枚火箭仍然由三級組成，第一級（S-IC）包括5個F-1發動機，第二級（S-II）包括5個J-2發動機，而第三級（S-IVB）是1個J-2發動機。所有的三級發動機都使用液氧作為氧化劑。第一級使用RP-1煤油作為燃料，第二級和第三級都使用了液氫作為燃料，每一級的上一級都使用了小的固體燃料發動機以將其與下一級分離，同時保證液體推進劑在正確的位置注入泵中。C-5火箭的運載能力更強，可以直接完成一次月球任務。它可以將41噸的載荷送上月球。1963年，NASA確認了選擇C-5火箭作為阿波羅計劃的運載火箭，同時給了這枚火箭一個新的名字──土星5號。
土星5號的巨大體積和載荷容量遠遠超過了之前曾經成功飛行過的火箭。將阿波羅宇宙飛船放置在其頂端后，其總高度達到111米，直徑達10米。加滿燃料以后，總重量達到3000噸，可以將118噸重的物體送到近地軌道。作為對比，土星5號的高度僅比倫敦圣保羅大教堂低1英尺。而美國第一次載人太空飛行所用的火箭僅比土星5號的第三級長3.4米，甚至還不如阿波羅指令艙的逃生系統火箭的推力大。
土星5號基本上是由在亞拉巴馬州亨茨維爾的馬歇爾航天飛行中心設計完成的，而其中也有很多主要的系統，如推進系統等等，是由分包商來設計的。它使用了大推力的新型火箭發動機F1和J-2作為推進裝置。在測試時，這些發動機震碎了周圍房屋的窗戶。設計者很早就決定在土星1號計劃中盡可能多地使用新技術。因此，土星5號的第三級S-IVB實際上就是基于土星1號的第二級S-IV。控制土星5號的儀器設備和土星1號的也有共同之處。
S-IC第一級在裝配中(1968年2月1日)
一級火箭發動機的5臺發動機所需的液氧和煤油分別由一臺液氧泵和一臺煤油泵提供，其中液氧泵的流量為每秒24811加侖，煤油泵的流量為每秒15741加侖。液氧泵的工作溫度為-185℃，煤油泵的工作溫度為15℃。液氧泵和煤油泵由1臺55000馬力的渦輪機提供動力，渦輪泵的工作溫度為650℃。
S-IC推進器在位于路易斯安那州新奧爾良的波音公司密喬裝配廠中建造。這家工廠也負責建造航天飛機外部燃料箱。發射時，它的2000多噸重量中的絕大部分都是推進劑，也就是RP-1和液氧氧化劑。它的高度達42米，直徑10米，可以提供34兆牛的推力，可以使火箭上升至61千米高。這一級推進器的凈重為131噸，裝滿燃料后重量達到2300噸。5個F-1發動機排成十字型，中心的發動機位置固定，而周圍的四個發動機可以通過液壓轉向以控制火箭。在飛行中，中央的發動機要比周圍的發動機早關閉26秒，以限制加速度。在發射中，S-IC推進器將工作168秒鐘（升空7秒前點火），隨后發動機關閉，此時火箭的高度大約是68千米。而火箭大約飛行93千米時，速度達到2390米/秒。
S-IC的性能參數匯總表
土星5號火箭第一級的5個F-1火箭發動機
S-II推進器由位于加利福尼亞州的北美航空公司建造。這個推進器使用液氫和液氧作為燃料，共有5個J-2火箭發動機。和第一級的S-IC推進器類似，發動機的排列仍呈十字形，外部的發動機可以提供控制能力。S-II推進器有24.9米高，直徑與S-IC推進器相同，都是10米。S-II的凈重大約36噸，當加滿燃料后重達480噸。第二級可以在大氣層外為土星5號提供大約360千牛的推力。加滿燃料以后，90%以上的重量都是推進劑，但這種超輕的設計在結構測試中導致了兩次失敗。在S-IC推進器中，通過內部燃料箱的結構將兩個燃料箱完全分開，但是在S-II中沒有采用這種方法。S-II推進器的液氧燃料箱的頂部與液氫燃料箱的底部使用了一個共同的箱壁，這個箱壁由中間夾有酚醛樹脂的蜂窩狀結構的兩片鋁板構成。這個箱壁需要承受兩個燃料箱之間70°C的溫度差。共用箱壁的設計節省了3.6噸的重量。S-II和S-IC推進器都是通過海運運抵裝配大樓的。
S-II第二級性能參數匯總表
S-II第二級在吊裝中
S-IVB第三級在建造中
S-IVB推進器由位于加利福尼亞州的道格拉斯飛行器公司建造。它使用了一個J-2火箭發動機，和S-II推進器一樣都使用液氫和液氧作為燃料。S-IVB推進器在兩個燃料柜間也使用了共用箱壁。這個推進器有17.85米高，直徑6.6米，重量也盡量的減輕了，盡管減輕的程度不如S-II那樣大。S-IVB的凈重11噸，加滿燃料后重119噸。這一級在任務過程中會使用兩次，首先在第二級活動及關閉后，S-IVB點火工作2.5分鐘，然后在月球轉移軌道射入階段點火大約6分鐘。兩個加滿液體燃料的輔助推進設備裝在推進器尾部，用來在待機軌道和月球轉移階段控制火箭的高度。這兩個輔助推進設備也用作姿態控制，以幫助燃料在月球轉移軌道上射入點火前處于正確的位置。
S-IVB第三級性能參數匯總表
下表則是對于世界各國研制的大型火箭的運載能力做了一個比較。
大型火箭運載能力比較表（截至2017年）
前蘇聯針對土星5號火箭，設計了N1運載火箭。盡管土星5號更高、更重，運載能力也更強，但是N1火箭提供的起飛推力更大，第一級推進器的直徑也更大。在計劃取消前，N1運載火箭一共進行了4次試驗發射，每次都在飛行的早期失敗。N-1火箭的海平面起飛推力可以達到44.1兆牛，但是從來沒有成功入軌。
1969年7月16日，阿波羅11號起飛。這是人類歷史上第一次登上月球。土星5號執行了所有的阿波羅登月任務，都是從肯尼迪航天中心的39號發射臺發射的。在火箭飛離發射塔后，飛行控制就轉移到了位于德克薩斯州休斯頓的約翰遜航天中心的任務控制中心。火箭的平均任務時間總共僅僅需要20分鐘。盡管阿波羅6號和阿波羅13號任務中出現了發動機故障，箭載電腦仍然可以通過延長剩余發動機的工作時間來補償損失的推力，沒有任何一次阿波羅發射損失了載荷。
阿波羅11號任務中，土星5號發射升空過程
第一級推進器大約工作2.5分鐘將火箭推送到68千米的高空，火箭速度達到9920千米/小時將消耗2000噸燃料。在發射前8.9秒，第一級推進器點火時序開始。中央發動機首先點燃，隨后周圍相對的發動機以300毫秒的間隔點火，以減小火箭的結構負載。當箭載電腦對推力確認了以后，火箭通過兩個階段進行軟釋放。首先，壓緊火箭的臂將火箭松開，然后，在火箭開始向上加速的時候，它通過拉掉固定的錐形金屬銷釘減速約半秒鐘。一旦火箭起飛，如果發動機出現故障，它將無法安全地返回到發射場。
火箭離開發射塔需要大約12秒鐘。在這段時間，火箭將偏斜1.25度，以保證能夠即使在逆風情況下也能安全地離開發射塔。這個偏斜量雖然很小，但是也能在從西邊或東邊拍攝到的發射照片中觀察到。在高度大約130米的時候，火箭將調整到正確的航向，然后逐漸地壓低角度，直到第二級推進器點火后38秒。這個壓低的程序根據在發射的那個月中的主要風向來設定。四個外側的發動機也向外傾斜，這樣，在一個外側發動機關閉的情況下，仍然可以保持剩余火箭發動機的推力在火箭的重心之上。土星5號火箭迅速的加速，在高度大約1600米的時候，速度會達到約120米/秒。早期飛行的大多數時間，研發人員都是在提升火箭的高度，后面才開始有速度要求。
在大約80秒的時候，火箭將達到最大動態壓力。火箭上的動態壓力隨空氣密度的變化與相對速度的平方發生變化。盡管速度不停地增加，空氣密度隨減小得更快，從而使空氣壓力小于最大動態壓力。
S-IC推進器工作時的加速度增加有兩方面原因：推進劑的質量減小了，F-1火箭發動的推力在稀薄空氣中的效率提高，這從而使得推力增加。在135秒時，中央的發動機關閉，以將加速度限制在4g（39.2米/秒2）以下。外側發動機繼續燃燒，直到傳感器檢測到氧化劑或者燃料消耗完畢。第一級推進器在關閉發動機后略小于1秒后分離，以利用F1發動機的剩余推力。8個較小的固體燃料分離發動機使S-IC推進器從級間結構脫離，這時火箭的高度大約67千米。第一級隨后依其彈道上升至大約109千米高，然后墜入560千米外的大西洋。
在S-IC推進器脫離以后，S-II第二級推進器大約工作6分鐘，將飛船推送至170千米的高空，速度達到25182千米/小時（7.00千米/秒），接近第一宇宙速度。
在頭兩次無人發射過程中，8個固體燃料推進器點火大約4秒鐘，給S-II推進器提供了正的加速度，隨后S-II推進器的5個J-2火箭發動機點火。在頭7次載人阿波羅任務中，僅僅使用了4個固體燃料推進器；在最后四次發射中，則沒有使用它們。在第一級推進器分離30秒以后，級間環從第二級推進器上脫落。脫落時通過慣性固定姿態，因此級間環雖然距離箭載J-2發動機僅有1米，卻可以順利脫落而不碰到它們。級間環脫落以后很短時間內逃生系統也被拋棄了。
但是，S-IIC推進器的發動機排氣影響了脫落過程。第二級推進器點火后38秒鐘，土星5號從預先設定的軌跡進入一個閉合環，或者稱為迭代導航模式。控制設備單元開始進行實時計算，以找出能夠到達預定軌道的最有效利用燃料的軌跡。如果控制設備單元出現故障，宇航員可以將對土星5號的控制轉移到指令艙的計算機，或者采用手動控制，甚至取消這次飛行。
在第二級推進器關閉前的90秒，中央發動機關閉，以減小縱向耦合振動。首先應用于阿波羅14號的耦合抑制器可以停止這種振動，但是中央發動機仍然需要關閉，以免加速度過大。大約在這個時候，液氧的流量也減小了，使得兩種推進劑的混合比例發生改變，使得第二級推進劑飛行結束時燃料柜中剩余推進劑盡量少。當達到預先設定的速度變化時，便開始采用這種方式。
在S-II推進劑燃料箱的底部有5個液位傳感器，他們在S-II飛行階段啟用，只要有任何兩個傳感器檢測到燃料耗盡，就會觸發S-II推進器關機。關機1秒鐘后，S-II推進器分離，幾秒鐘以后第三級S-IVB推進器點火。S-II推進器頂端的固體火箭點火將這一級推進器反向加速，以脫離S-IVB推進器。S-II將會落在距離發射場4200千米的地方。S-IC和S-IVB的分離是一種兩階段的分離，而S-II和S-IVB分離僅僅需要一步。盡管級間環作為第三級推進器的一部分進行建造，它仍然與第二級推進器相連。
在阿波羅11號這個典型的登月任務中，第三級推進器工作大約2.5分鐘左右，到任務的第11分40秒第一次關機。這時，火箭已經飛行了大約2640千米，進入高度約191.2千米的待機軌道，速度達到7.75千米/秒。宇宙飛船隨后需要繞地球飛行兩圈半，在此期間宇航員和飛行任務控制人員進行月球軌道轉移射入的準備工作，而這時第三極推進器一直與宇宙飛船連在一起。
待機軌道在地球軌道中是相當低的，而由于大氣的阻力，這個軌道的壽命比較短。對于登月任務來說，這還不是一個問題，因為飛船不會待機軌道上停留很長時間。S-IVB發動機還通過排放氣化的氫氣繼續提供較低的推力，以使推進劑沉在燃料箱中，防止推進劑供給管道中出現氣泡。由于液態氫氣在燃料箱中會沸騰，排放氣體也可以使燃料箱保持合適的壓力。釋放氫氣的推力很容易就超過大氣阻力了。
在最后三次阿波羅飛行任務中，臨時待機軌道更低（大約只有150千米）。通過這樣的待機軌道可以增加這些任務中的載荷。阿波羅9號執行了地球軌道任務，軌道就是后來的阿波羅11號的軌道。但是宇宙飛船使用自己的發動機將近地點提升到足夠高以完成10天的任務。天空實驗室的軌道有明顯的區別，近地點大約434千米遠，可以維持6年，軌道平面和赤道的夾角為50度，而阿波羅任務中的夾角是32.5度。
在阿波羅11號的飛行過程中，在火箭發射后2小時44分飛船開始進行月球轉移軌道射入。S-IVB推進器燃燒大約6分鐘，使得飛船的速度加速到接近地球的逃逸速度11.2千米/秒。這條能夠有效利用能量軌道并可以通過月球俘獲飛船，從而使命令服務艙的燃料消耗量最小。
軌道射入以后40分鐘，阿波羅的命令服務艙從第三級推進器分離，旋轉180度以后和發射期間處在下方的登月艙對接。服務艙和登月艙在50分鐘后和第三級推進器完全分離。如果保持和飛船一樣的軌跡，S-IVB會有與飛船相撞的風險。因此，它將排出剩余的推進劑，同時輔助的推進系統將點火將它移走。在阿波羅13號以前的登月任務中，S-IVB被導向月球運行方向的后方，這樣月球可以通過引力彈弓效應將其加速至地球逃逸速度，進入太陽軌道。從阿波羅13號以后，控制人員引導S-IVB使其撞擊月球。在前面的任務中放置在月球上的地震儀可以檢測到撞擊的影響，得到的信息可以用于描繪出月球的內部情況。
2006年，在已經取消的星座計劃中，NASA披露了曾經試圖建造一種重型“戰神5號”運載火箭。這項計劃是用來取代航天飛機的，在這種航天飛機衍生的運載工具的設計中，使用了一些已經存在的航天飛機和土星5號的結構。原始設計的命名是向土星5號致敬。這個設計基于航天飛機的外部燃料箱，有110米高，使用了5個航天飛機主發動機和2個升級后的航天飛機固體助推器。經過改進的固體助推器可以用于發射戰神1號運載火箭。隨著設計的進展，戰神5號也被略微修改了。它的直徑仍然是10米，和土星5號的S-IC推進器與S-II推進器一致，但使用了5個RS-68火箭發動機來代替航天飛機主發動機。RS-68火箭發動機也用在了德爾塔-4運載火箭上。用RS-68火箭發動機代替航天飛機主發動機的原因是：航天飛機主發動機的成本過于高昂，而且每次使用后都將會被拋棄，而RS-68發動機就相對來說較便宜，而且更容易制造，也比航天飛機主發動機的力量更大。
美國研制的大推力運載火箭（自左向右）：土星5號、航天飛機、戰神1號、戰神5號、戰神4號、太空發射系統
2008年，NASA再次重新設計了戰神5號火箭，將它的核心加長加寬，添加了一個RS-68B發動機，這樣火箭總共使用了6個發動機。此外，在發射的時候，還要捆綁兩個航天飛機固體助推器，而不是原先設計中的助推器。戰神5號的上面級是基于S-IVB推進器而設計的，被稱為地球出發級。它使用的發動機是J-2發動機的改進型，命名為J-2X火箭發動機。戰神5號運載火箭高達116米，可以將180噸的載荷送入低地軌道，它將會在高度、升力以及發射能力方面超過土星5號。
土星5號的不同型號
RS-68B火箭發動機是基于普惠公司下屬的洛克達因公司制造的RS-68和RS-68A發動機來設計的。每一個火箭的推力不到土星5號的F-1發動機的一半，但是效率更高，可以增加或減小節流，這個特點和航天飛機主發動機更像。J-2X火箭發動機在J-2火箭發動機的基礎上有所改進，它既用在了地球出發級上也用在了戰神1號運載火箭的第二級推進器上。在戰神1號火箭上只用了一個J-2X發動機，而地球出發級的原始設計中使用了兩個，在用5個RS-68B發動機替代航天飛機主發動機以后才修改成了一個。
土星5號的外形尺寸和質量匯總表
作為土星5號第一級的主力發動機，F-1火箭發動機（以下簡稱F-1）是美國洛克達因公司設計制造的一款煤油液氧發動機，用于農神5號運載火箭（也稱土星5號運載火箭）的第一級。F-1是美國投入使用過的推力最大的單噴管（單燃燒室）液體火箭發動機，也是僅次于俄羅斯RD-170的推力最大的液體火箭發動機（RD-170發動機有4個燃燒室，1臺渦輪泵和2個預燃室）。
洛克達因最初設計F-1，只是出于美國空軍在1955年提出的制造超大型火箭發動機的要求。公司最后設計出兩個版本，一個E-1，一個更大的F-1。E-1雖然在靜態點火試驗中取得成功，但很快被視為沒有前途，因為有更強大的F-1存在，E-1計劃就擱淺了。然而，美國空軍發現他們沒有使用如此強大的發動機的必要，F-1的研究計劃也隨之中止。不過，當時剛剛成立的NASA看中了這款發動機，并與洛克達因簽約，要求盡快完成研發。1957年，發動機進行了局部試驗，而整機的靜態點火試驗也在1959年3月取得成功。
F-1在隨后7年的測試中，其燃燒不穩定性的問題逐漸暴露出來，并可能導致災難性事故。攻克這個技術難題的工作最初進展十分緩慢，因為這種故障的發生是不可預知的。最終，工程師們想出了解決辦法，他們將少量的爆轟炸藥放在燃燒室中，并在發動機運轉時引爆炸藥，以此測試燃燒室在壓力變化時將作何種反應。設計師隨后測試了幾種不同的燃料噴射器，并得到了最佳匹配方案。這個問題從1959年一直拖到1961年才算告一段落。
F-1以燃氣發生器循環為基礎。即在預燃室里燃燒一小部分燃料，以燃氣驅動渦輪泵將燃料和氧化劑泵入主燃室。發動機的核心組件是推力室，燃料和氧化劑混合并燃燒產生推力。發動機頂部是一個半球形小室，即做輸送液氧的歧管，也做萬向軸承的支撐架，連接發動機和火箭箭體。小室之下是噴射器，用來混合燃料和氧化劑。一部分燃料從另一個歧管進入噴射器，另一部分燃料通過178根管道直接通入推力室，盤旋的管道形成了推力室的上半部分，還可以起到給推力室降溫的作用。采用不同的泵將燃料和液氧泵入，但兩個泵由同一個渦輪驅動。渦輪轉速為5,500轉/分，產生55,000制動馬力（41兆瓦）。在此功率下，工作泵每分鐘可以泵入15,471加侖（58,564升）煤油和24,811加侖（93,920升）液氧。渦輪泵被設計得可以應付嚴酷的溫度環境：煤氣的溫度高達816°C，而液氧的溫度低至-184°C。一些燃料煤油被充作渦輪的潤滑劑和冷卻劑。推力室下方是噴管的延伸，大致延伸到發動機的一半長度位置。延伸部分將發動機的膨脹比從10:1提高到16:1。渦輪機排除的低溫氣體通過錐形歧管進入延伸部分，保護噴管在高溫 3,200 C情況下不受損壞。F-1每秒消耗1,789公斤液氧、788公斤煤油，產生680噸的推力。在兩分半鐘的運轉中，土星5號憑借F-1上升4268千米的高度，達到9862公里/時的速度。土星5號每秒的推進劑流量是12,710升，可以在8.9秒內清空一個容量110,000升的游泳池。每臺F-1發動機的推力都比航天飛機上3臺發動機總和還要大。
F-1火箭發動機與他的制造者馮.布勞恩
F-1火箭發動機性能匯總表
F-1在阿波羅8號（SA-503）和阿波羅17號（SA-512）任務期間得到了改進。因為隨著任務的進展，土星5號的負荷也逐漸增大。每次任務對發動機的性能要求都略有差異，用于阿波羅15號的F-1發動機性能為：
每臺平均海平面推力：690噸
燃燒時間：159秒s
比沖：264.72秒s
混合比：2.2674
S-IC級總海平面推力：345噸
當然，發動機推力實測值與標稱值有差異，阿波羅15號所用的發動機起飛推力為348噸，而F-1推力的平均值是696噸。
執行不同任務時的F-1發動機性能參數表
上世紀60年代，洛克達因在對F-1的持續研究之后，曾試圖開發F-1A發動機，雖然二者外觀相似，但F-1A比F-1更輕且推力更大，可以滿足阿波羅計劃之后時期的土星五號需求。然而隨著土星5號生產線的停產，相關研究終止。當時還有提議，在諾瓦火箭的第一級使用8個F-1。從上世紀70年代至今，不斷有各種關于使用F-1來開發新型火箭的意見，但都未能成行。
應當說，F-1一直保持著最大推力液態發動機的地位，直到蘇聯的RD-170出現，但是F-1在單噴管發動機領域的第一的位置依然沒有動搖。
原文注：本文資料主要來自google，AW&ST，百度，AIAA，Daily Launch等，寫于2017年底，而2018年以來藍源和SpaceX取得的新進展這里不再贅述。
作者：李成智，李建華 編著
