XS-1是美國國防高等研究計劃署（DARPA）研發(fā)的可重復(fù)使用小型無人空天飛機(jī)（Spaceplane）項目，用于快速將小型衛(wèi)星推送至太空軌道。XS-1將通過減少衛(wèi)星進(jìn)入軌道所需的時間來滿足軍方的需求,其目標(biāo)為10天內(nèi)連續(xù)完成10次衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)。XS-1將直接取代多級火箭的第一級，且可以重復(fù)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(fù)一次。DARPA稱XS-1既不是傳統(tǒng)的飛機(jī)，也不是傳統(tǒng)的運(yùn)載火箭，而是兩者的結(jié)合，目標(biāo)是將發(fā)射成本降低10倍，并消除目前令人沮喪的發(fā)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(jī)的可能，它可以在短時間內(nèi)重復(fù)使用，將多顆衛(wèi)星送入軌道，并可重復(fù)使用。

XS-1計劃是2013年11月在DARPA行業(yè)會議上宣布的。DARPA指出，由于有更好的技術(shù)，包括輕型和低成本復(fù)合材料的機(jī)身和燃料罐結(jié)構(gòu)、耐用的熱防、可重復(fù)使用和可負(fù)擔(dān)的推進(jìn)裝置以及類似飛機(jī)的健康管理系統(tǒng)，XS-1更為可行。XS-1項目經(jīng)理斯龐奈貝爾（Jess Sponable）于2014年2月5日在NASA未來太空作戰(zhàn)小組發(fā)表演講時指出：“這里的愿景是打破升級太空運(yùn)載系統(tǒng)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(fù)使用空天飛機(jī)要像飛機(jī)一樣進(jìn)入空間，能以馬赫數(shù)10以上的高超聲速飛行，將1.4-2.3噸的負(fù)荷送入近地軌道后快速返回，10天能飛10次，發(fā)射費(fèi)用每次500萬美元，大約是一次性運(yùn)載火箭發(fā)射費(fèi)用的1/11。其中可重復(fù)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(wèi)星。

DARPA在2014年選擇了波音公司設(shè)計和制造這種軍用的空天飛機(jī)XS-1。波音公司的第一方案是帶翼構(gòu)型的設(shè)計，類似于現(xiàn)代飛機(jī)，稱為幻影快車（Phantom Express）。在XS-1項目第一階段，波音公司曾同藍(lán)源公司結(jié)成伙伴，希望由藍(lán)源公司為其提供發(fā)動機(jī)。但后來決定采用航空噴氣洛克達(dá)因公司（Aerojet & Rocketdyne）在航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)（SSME）基礎(chǔ)上研制的AR-22發(fā)動機(jī)。航空噴氣洛克達(dá)因公司稱，它利用本公司和NASA庫存老型號SSME發(fā)動機(jī)的部件為該項目提供2臺“有過參加航天飛機(jī)飛行經(jīng)歷”的發(fā)動機(jī)。這個發(fā)動機(jī)將在NASA設(shè)在密西西比州的斯坦尼斯航天中心里組裝和測試?！盎糜翱燔嚒钡墓こ坦景l(fā)言人稱，選用航空噴氣洛克達(dá)因公司的發(fā)動機(jī)，是因為該公司能提供一種經(jīng)過飛行驗證的可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)，滿足DARPA的任務(wù)要求。

AR-22發(fā)動機(jī)

AR-22是一款分級燃燒液氫液氧發(fā)動機(jī)，帶有兩個獨(dú)立的預(yù)燃室，可單獨(dú)驅(qū)動高壓渦輪泵將液氧和液氫從獨(dú)立的低壓渦輪泵送到主燃燒室，主燃燒室借助于燃料循環(huán)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(jī)體上方的衛(wèi)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(jī)的設(shè)計、建造和測試，2020年進(jìn)行12-15次飛行測試，然后在10天中進(jìn)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(fā)送一個400-1350公斤的衛(wèi)星進(jìn)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(wèi)星發(fā)射過程，創(chuàng)造一種新的費(fèi)用更低和風(fēng)險更低的按需發(fā)射能力。”DARPA官員表示，XS-1空天飛機(jī)的技術(shù)不會僅僅是美軍的利益，還有助于打開一系列下一代商業(yè)機(jī)會的大門。

下面的藝術(shù)家概念圖給出幻影快車空天飛機(jī)設(shè)計思路：尺寸大小與常規(guī)飛機(jī)相當(dāng)，使用液氧和液氫燃料的 AR-22發(fā)動機(jī)為第一級，像火箭一樣垂直發(fā)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(fù)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(wèi)星運(yùn)載到軌道上?！盎糜翱燔嚒睂⒂刹ㄒ簟盎糜肮こ獭辈块T建造，該部門還建造了兩架無人空天飛機(jī)X-37B。

XS-1實驗空天飛機(jī)概念圖

航天飛機(jī)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(fā)動機(jī)的和2臺軌道發(fā)動機(jī)。為主發(fā)動機(jī)提供推進(jìn)劑的大型液氫液氧燃料罐、為航天飛機(jī)提供大部分推力的2個固體燃料火箭助推器在發(fā)射2分鐘后分離墜入大海。航天飛機(jī)加速6分鐘后便達(dá)到入軌速度7.8公里/秒。每一次發(fā)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(fù)利用。

航天飛機(jī)等待發(fā)射

航天飛機(jī)發(fā)射升空

每一個固體燃料火箭發(fā)動機(jī)攜帶45萬公斤推進(jìn)劑，推進(jìn)劑在猶他州的一個工廠里混合?；旌显?00加侖的缽中進(jìn)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(jìn)劑被送到特別的鑄造大樓里，灌進(jìn)鑄件中。固化的推進(jìn)劑看上去像硬塑料打字機(jī)的橡皮，摸上去也像是橡皮。

在升空時，外燃料箱吸收了3個主發(fā)動機(jī)和2個固體火箭發(fā)動機(jī)的推力負(fù)載354噸。當(dāng)固體火箭助推器在大約45公里的高度分離后，主發(fā)動機(jī)仍在燃燒的軌道器攜帶外燃料箱繼續(xù)上升到地球以上大約113公里的上空，達(dá)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(shè)計的線路下落，其構(gòu)造的大部分在大氣中燒毀，殘骸落進(jìn)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(jìn)燃料箱連在一起，儀表和燃料處理設(shè)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(jié)構(gòu)。

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(hù)系統(tǒng)覆蓋。熱保護(hù)系統(tǒng)是一層2.5厘米厚的聚氨酯泡沫涂料，作用是將推進(jìn)劑維持在一個可接受的溫度下，保護(hù)蒙皮表面不會因為與大氣摩擦產(chǎn)生的高溫?fù)p壞，也將表面結(jié)冰的可能性降至最低。

外燃料箱包括一個推進(jìn)劑輸出系統(tǒng)（將推進(jìn)推輸送到軌道器的發(fā)動機(jī)里），一個加壓與通風(fēng)系統(tǒng)（負(fù)責(zé)調(diào)控燃料箱的壓力），一個環(huán)境調(diào)節(jié)系統(tǒng)（負(fù)責(zé)調(diào)控溫度，補(bǔ)充中間燃料箱區(qū)域的大氣），還有一個電子系統(tǒng)（負(fù)責(zé)分配電力、儀表信號，提供閃電保護(hù)）。

外燃料箱推進(jìn)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(nèi)部分成3根更細(xì)的管子，向每一個發(fā)動機(jī)輸送推進(jìn)劑。

機(jī)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(jī)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(zhuǎn)移通道，以方便對接、乘員進(jìn)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(jī)長的座位在駕駛艙的左側(cè)，飛行員的座位在右側(cè)。

駕駛艙通常設(shè)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(zhí)行單人的緊急返回任務(wù)。每個座位上都有手動飛行控制器，包括旋轉(zhuǎn)和轉(zhuǎn)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(dá)2020個分散的顯示器和控制器。

航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)是與固體燃料火箭助推器聯(lián)接在一起的3個液氫液氧火箭發(fā)動機(jī)，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(fā)射后持續(xù)運(yùn)行8.5分鐘左右，這段期間是航天飛機(jī)的動力推動飛行階段。

當(dāng)固體燃料火箭被拋開后，主發(fā)動機(jī)提供的推力可以將航天飛機(jī)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(jìn)入地球軌道。

航天飛機(jī)加速期間，主發(fā)動機(jī)會燃燒掉50萬加侖的液態(tài)推進(jìn)劑。這些推進(jìn)劑由巨大的橙色外掛燃料箱提供，主發(fā)動機(jī)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(fā)動機(jī)一開始排放的是由氫和氧合成的水汽。主發(fā)動機(jī)在分階段燃燒周期內(nèi)，使用高能推進(jìn)劑產(chǎn)生推力，推進(jìn)劑的一部分在雙重預(yù)燒器里消耗掉，產(chǎn)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(jī)的主發(fā)動機(jī)使用的液氧/液氫比例是6：1，產(chǎn)生水平推力179噸、垂直推力213噸。

發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力可在65%至109%的范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。這樣，點火發(fā)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(fā)動機(jī)的萬向接頭(即平衡架)可提供傾斜、偏航和滾動控制。

主發(fā)動機(jī)RS-25是一種非常復(fù)雜的動力裝置，以外儲箱中的液氫/液氧為推進(jìn)劑。每臺發(fā)動機(jī)在起飛時能提供大約180噸的推力。航天飛機(jī)每次飛行歸來后，發(fā)動機(jī)都將被卸下交給航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)加工廠（SSMEPF）進(jìn)行維護(hù)檢測，替換一些部件。主發(fā)動機(jī)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(dá)3,300 C（6,000 F），后者高于鐵的沸點。若將主發(fā)動機(jī)的燃料泵用于排水，一個家用游泳池的水可在25秒內(nèi)排盡，并且將池水送到6000米的高空。

主發(fā)動機(jī)的工作流程：外掛燃料箱中的推進(jìn)劑通過臍帶管進(jìn)入航天飛機(jī)，然后進(jìn)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(yù)燃室設(shè)計，工作原理如下：液氫首先由預(yù)壓泵進(jìn)行預(yù)壓，然后進(jìn)入主泵二次加壓，接下來對噴管進(jìn)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(yù)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(yù)壓泵，然后也分為兩路分別注入兩個預(yù)燃室，這一部分實際上為部分膨脹循環(huán)。液氧也首先通過預(yù)壓泵預(yù)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(jìn)入燃燒室；流量稍小的一路則用于驅(qū)動連接著液氧預(yù)壓泵的渦輪，然后合并到氧預(yù)壓泵預(yù)壓過的低壓液氧流中，再次進(jìn)入主氧泵；最小的一路經(jīng)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(yù)燃室。最后，全部的氫和少量的液氧在兩個預(yù)燃室中燃燒為富燃燃?xì)猓謩e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(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，但也因此獲得了很高的性能和操縱余量。每臺發(fā)動機(jī)的真空推力為213噸，可在65%～109%范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。安全性也保持得不錯，發(fā)動機(jī)使用次數(shù)為55次。從1981年4月參加航天飛機(jī)首飛開始，至今SSME已完成近百次飛行任務(wù)。

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(qū)動的軸流泵，尺寸為450厘米×450厘米，轉(zhuǎn)速約5,150轉(zhuǎn)/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(tài)下工作的HPOTP不會產(chǎn)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(yù)燃泵）組成，由1臺兩級高溫渦輪驅(qū)動，尺寸為600厘米×900厘米，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉(zhuǎn)速約28,120轉(zhuǎn)/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(qū)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(jī)，控制這部分液氧的是一種“防溢閥”，當(dāng)熱量將液氧轉(zhuǎn)化為氣體時，閥門才打開。一部分氧氣通過專用管道進(jìn)入附加燃料箱，擠壓液氧；另一部分氧氣進(jìn)入預(yù)燃泵，驅(qū)動預(yù)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(zhuǎn)軸上。渦輪中的高溫燃料氣與主泵里的液氧混合可能導(dǎo)致事故，為了防止事故發(fā)生，渦輪與泵由充滿氦氣的空穴隔開，氦氣氣壓降低將觸發(fā)發(fā)動機(jī)自動停機(jī)。

氫燃料系統(tǒng)：低壓燃料渦輪泵（LPFTP）是一個靠氫氣帶動的二級渦輪驅(qū)動的軸流泵，尺寸450厘米×600厘米，轉(zhuǎn)速約16,185轉(zhuǎn)/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(qū)動，尺寸為550厘米×1100厘米，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉(zhuǎn)速約35,360轉(zhuǎn)/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(jīng)燃燒室外殼用以冷卻，一部分氫氣流回LPFTP，驅(qū)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(yù)燃室。為避免LPFTP到HPFTP的管道周圍生成液態(tài)空氣，設(shè)計師采取了必要的隔熱措施。氧化劑和燃料的預(yù)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(fā)動機(jī)控制器控制，在發(fā)動機(jī)啟動后依次工作來點燃每個預(yù)燃室，大約3秒后，燃燒能夠自維持，點火器關(guān)閉。預(yù)燃室產(chǎn)生的高溫富燃料氣體用以驅(qū)動高壓渦輪泵、氧化劑的預(yù)燃渦輪和預(yù)燃泵。燃料預(yù)燃室的高溫氣體驅(qū)動HPFTP的渦輪。HPOTP和HPFTP渦輪的轉(zhuǎn)速依賴于預(yù)燃室中控制氧化劑流量的閥門的開啟程度，發(fā)動機(jī)控制器控制通過控制閥門開閉來達(dá)到控制推力的目的。氧化劑和燃料預(yù)燃室閥門共同作用，產(chǎn)生6:1的推進(jìn)劑混合比。

冷卻控制系統(tǒng)：冷卻劑控制閥安裝在燃燒室的冷卻旁路管上，發(fā)動機(jī)啟動前，閥門都是完全開啟的。在發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)過程中，閥門可呈100%開啟以實現(xiàn)100%至109%的冷卻效果；或呈66.4%至100%開啟，以實現(xiàn)65%至100%的冷卻效果。

燃燒室和噴管：主發(fā)動機(jī)燃燒室的推進(jìn)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(nèi)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(huán)就是發(fā)動機(jī)擋熱板的連接點。由于航天飛機(jī)在發(fā)射、在軌和返回時發(fā)動機(jī)都暴露在外界大氣層中，因此有必要對之進(jìn)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(wǎng)組成。SSME噴管的膨脹比達(dá)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(jī)械損傷的流動分離問題。洛克達(dá)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(fā)動機(jī)上共有5個主閥門，分別位于氧化劑預(yù)燃室、燃料預(yù)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(hù)系統(tǒng)出現(xiàn)壓力異常時，閥門會完全關(guān)閉。氧化劑和燃料的放泄閥是在發(fā)動機(jī)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(guān)閉。

推力數(shù)據(jù)：SSME的推力可以在67%到109%范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，目前的發(fā)射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飛機(jī)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：

1. 100%推力：167噸/209噸

2. 104.5%推力：175噸/217噸

3. 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(fā)期間計算得出的。之后的研究表明，主發(fā)動機(jī)在超過預(yù)設(shè)推力下也能安全工作。為了維持原來的預(yù)設(shè)標(biāo)準(zhǔn)不變，也便于以后推力比較，特意將原預(yù)設(shè)值規(guī)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(dāng)發(fā)動機(jī)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(biāo)：航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)SSME的主要性能參數(shù)如下

1. 推力：1670千牛/2090千牛
   

2. 真空比沖：452.5秒
   

3. 推重比：73.3:1
   

4. 喉部面積：600厘米2
   

5. 噴嘴面積：4.5米2
   

6. 室壓：187大氣壓（100%推力）
   

7. 出口壓力：0.07大氣壓（額定值）
   

8. 燃燒時間：520秒
   

“暴風(fēng)雪號”航天飛機(jī)

前蘇聯(lián)總共建造過5架用于開展飛行活動的“暴風(fēng)雪”號，它是前蘇聯(lián)唯一的一架進(jìn)行過自動駕駛模式下太空飛行的航天飛機(jī)。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(guān)航天飛機(jī)的一系列計劃?！氨╋L(fēng)雪”號于2002年5月12日被完全拆解，所有權(quán)歸屬哈薩克斯坦。除此之外，前蘇聯(lián)還建造過8架測試模型，用于進(jìn)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(jī)是世界上第一種可以再重復(fù)使用的太空船，也是歷史上第一種可攜帶大型衛(wèi)星進(jìn)入軌道和離開軌道的太空船。航天飛機(jī)的發(fā)射像火箭，在地球軌道上運(yùn)行像太空船，而著陸又像飛機(jī)。美國設(shè)計制造了5架，30年運(yùn)行了135次。其中失敗2次，為挑戰(zhàn)號（198年）和哥論比亞號（2003年），有14人遇難。美國對航天飛機(jī)的總投資2090億美元，每次發(fā)射費(fèi)用 4.5-15億美元, 相當(dāng)于每公斤6000-20000美元。按照計劃，每一架航天飛機(jī)都要按需要執(zhí)行至少100次太空飛行任務(wù)設(shè)計。但到目前為止，它們加起來執(zhí)行的任務(wù)總和還不到預(yù)定值的1/4。

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(yùn)載火箭，高達(dá)110.6米，起飛重量達(dá)3038.5噸，總推力達(dá)3408噸，月球軌道運(yùn)載能力45噸，近地軌道運(yùn)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(wěn)定尾翼，翼展約18米。第一級采用5臺F-1發(fā)動機(jī)，推進(jìn)劑為液氧和煤油，2個10米直徑的鋁制推進(jìn)劑貯箱采用桁條和隔框來加強(qiáng)。第二級長25米，直徑10米，采用液氧液氫推進(jìn)劑，共用5臺J-2發(fā)動機(jī)。第三級長18.8米，直徑6.6米，有1臺J-2發(fā)動機(jī)，推進(jìn)劑為液氧液氫。

土星5號也是土星號運(yùn)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(tuán)隊擔(dān)任設(shè)計研發(fā)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(yùn)載火箭是僅次于蘇聯(lián)“能源號”運(yùn)載火箭的推力第二大的運(yùn)載火箭。在1967-1973年間，美國共發(fā)射了13枚“土星5號”運(yùn)載火箭，它們保持著完美的發(fā)射記錄。其中有9枚“土星5號”運(yùn)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(yùn)載火箭的生產(chǎn)線于1970年關(guān)閉，而其最后一次發(fā)射是1973年。這次發(fā)射將“天空實驗室”空間站送入了近地軌道。它的續(xù)任者是太空發(fā)射系統(tǒng)（SLS),號稱史上最強(qiáng)運(yùn)載火箭系統(tǒng)。

“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(fā)射19次，后來取消2次，成功率達(dá)到100%。其中第1-3次是不載人模擬環(huán)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(fā)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(fā)射了7次登月飛船,為阿波羅登月計劃的實施做出了貢獻(xiàn)。

上世紀(jì)60年代初期，蘇聯(lián)在太空的競賽中領(lǐng)先于其對手美國。1961年4月12日，蘇聯(lián)宇航員尤里·加加林成為第一個進(jìn)入太空的人。美國總統(tǒng)約翰·肯尼迪認(rèn)為，為了在太空競爭中勝過蘇聯(lián)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(wù)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(jìn)入近地軌道。當(dāng)時世界上沒有火箭能夠一次運(yùn)送可登月的航天器。土星1號火箭當(dāng)時還在研制過程中，但由于其推力遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠，需要若干次發(fā)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(lǐng)導(dǎo)載人航天的火箭設(shè)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(shè)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(dāng)時連地球軌道交會都沒有執(zhí)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(wù)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(yùn)載系統(tǒng)的設(shè)計必須和登月計劃的使命和任務(wù)相適應(yīng)，這是對于土星5號設(shè)計者的重大挑戰(zhàn)。

土星5號的最終設(shè)計使用F-1火箭發(fā)動機(jī)配合新型的稱為J-2火箭發(fā)動機(jī)的液氫推進(jìn)系統(tǒng)。這可以使土星C-5的配置達(dá)到最優(yōu)。1962年，NASA做出了最終計劃，決定按照馮·布勞恩的土星設(shè)計方案繼續(xù)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(wù)模式。在經(jīng)歷爭論之后，NASA決定采用月球軌道交會的方法。在推進(jìn)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(yùn)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(shè)計，由其它合同商負(fù)責(zé)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(chǎn)、組裝與發(fā)射情況匯總表

土星5號的巨大體積和載荷容量遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了之前曾經(jīng)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(dá)到111米，直徑達(dá)10米。加滿燃料以后，總重量達(dá)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(tǒng)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(shè)計完成的，而其中也有很多主要的系統(tǒng)，如推進(jìn)系統(tǒng)等等，是由分包商來設(shè)計的。它使用了大推力的新型火箭發(fā)動機(jī)F1和J-2作為推進(jìn)裝置。在測試時，這些發(fā)動機(jī)震碎了周圍房屋的窗戶。設(shè)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(shù)。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?？刂仆列?號的儀器設(shè)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(fā)動機(jī)的5臺發(fā)動機(jī)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(jī)提供動力，渦輪泵的工作溫度為650℃。

S-IC推進(jìn)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(fù)責(zé)建造航天飛機(jī)外部燃料箱。發(fā)射時，它的2000多噸重量中的絕大部分都是推進(jìn)劑，也就是RP-1和液氧氧化劑。它的高度達(dá)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(jìn)器的凈重為131噸，裝滿燃料后重量達(dá)到2300噸。5個F-1發(fā)動機(jī)排成十字型，中心的發(fā)動機(jī)位置固定，而周圍的四個發(fā)動機(jī)可以通過液壓轉(zhuǎn)向以控制火箭。在飛行中，中央的發(fā)動機(jī)要比周圍的發(fā)動機(jī)早關(guān)閉26秒，以限制加速度。在發(fā)射中，S-IC推進(jìn)器將工作168秒鐘（升空7秒前點火），隨后發(fā)動機(jī)關(guān)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(dá)到2390米/秒。

 S-IC的性能參數(shù)匯總表

土星5號火箭第一級的5個F-1火箭發(fā)動機(jī)

S-II第二級性能參數(shù)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(jìn)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(fā)動機(jī)，和S-II推進(jìn)器一樣都使用液氫和液氧作為燃料。S-IVB推進(jìn)器在兩個燃料柜間也使用了共用箱壁。這個推進(jìn)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(wù)過程中會使用兩次，首先在第二級活動及關(guān)閉后，S-IVB點火工作2.5分鐘，然后在月球轉(zhuǎn)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(jìn)設(shè)備裝在推進(jìn)器尾部，用來在待機(jī)軌道和月球轉(zhuǎn)移階段控制火箭的高度。這兩個輔助推進(jìn)設(shè)備也用作姿態(tài)控制，以幫助燃料在月球轉(zhuǎn)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(shù)匯總表

下表則是對于世界各國研制的大型火箭的運(yùn)載能力做了一個比較。

大型火箭運(yùn)載能力比較表（截至2017年）

前蘇聯(lián)針對土星5號火箭，設(shè)計了N1運(yùn)載火箭。盡管土星5號更高、更重，運(yùn)載能力也更強(qiáng)，但是N1火箭提供的起飛推力更大，第一級推進(jìn)器的直徑也更大。在計劃取消前，N1運(yùn)載火箭一共進(jìn)行了4次試驗發(fā)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(dá)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(zhí)行了所有的阿波羅登月任務(wù)，都是從肯尼迪航天中心的39號發(fā)射臺發(fā)射的。在火箭飛離發(fā)射塔后，飛行控制就轉(zhuǎn)移到了位于德克薩斯州休斯頓的約翰遜航天中心的任務(wù)控制中心。火箭的平均任務(wù)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(wù)中出現(xiàn)了發(fā)動機(jī)故障，箭載電腦仍然可以通過延長剩余發(fā)動機(jī)的工作時間來補(bǔ)償損失的推力，沒有任何一次阿波羅發(fā)射損失了載荷。

阿波羅11號任務(wù)中，土星5號發(fā)射升空過程

火箭離開發(fā)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(fēng)情況下也能安全地離開發(fā)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(fā)射照片中觀察到。在高度大約130米的時候，火箭將調(diào)整到正確的航向，然后逐漸地壓低角度，直到第二級推進(jìn)器點火后38秒。這個壓低的程序根據(jù)在發(fā)射的那個月中的主要風(fēng)向來設(shè)定。四個外側(cè)的發(fā)動機(jī)也向外傾斜，這樣，在一個外側(cè)發(fā)動機(jī)關(guān)閉的情況下，仍然可以保持剩余火箭發(fā)動機(jī)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(dá)到約120米/秒。早期飛行的大多數(shù)時間，研發(fā)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(dá)到最大動態(tài)壓力?；鸺系膭討B(tài)壓力隨空氣密度的變化與相對速度的平方發(fā)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(tài)壓力。

S-IC推進(jìn)器工作時的加速度增加有兩方面原因：推進(jìn)劑的質(zhì)量減小了，F(xiàn)-1火箭發(fā)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(fā)動機(jī)關(guān)閉，以將加速度限制在4g（39.2米/秒2）以下。外側(cè)發(fā)動機(jī)繼續(xù)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(jìn)器在關(guān)閉發(fā)動機(jī)后略小于1秒后分離，以利用F1發(fā)動機(jī)的剩余推力。8個較小的固體燃料分離發(fā)動機(jī)使S-IC推進(jìn)器從級間結(jié)構(gòu)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(jìn)器脫離以后，S-II第二級推進(jìn)器大約工作6分鐘，將飛船推送至170千米的高空，速度達(dá)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(fā)射過程中，8個固體燃料推進(jìn)器點火大約4秒鐘，給S-II推進(jìn)器提供了正的加速度，隨后S-II推進(jìn)器的5個J-2火箭發(fā)動機(jī)點火。在頭7次載人阿波羅任務(wù)中，僅僅使用了4個固體燃料推進(jìn)器；在最后四次發(fā)射中，則沒有使用它們。在第一級推進(jìn)器分離30秒以后，級間環(huán)從第二級推進(jìn)器上脫落。脫落時通過慣性固定姿態(tài)，因此級間環(huán)雖然距離箭載J-2發(fā)動機(jī)僅有1米，卻可以順利脫落而不碰到它們。級間環(huán)脫落以后很短時間內(nèi)逃生系統(tǒng)也被拋棄了。

但是，S-IIC推進(jìn)器的發(fā)動機(jī)排氣影響了脫落過程。第二級推進(jìn)器點火后38秒鐘，土星5號從預(yù)先設(shè)定的軌跡進(jìn)入一個閉合環(huán)，或者稱為迭代導(dǎo)航模式?？刂圃O(shè)備單元開始進(jìn)行實時計算，以找出能夠到達(dá)預(yù)定軌道的最有效利用燃料的軌跡。如果控制設(shè)備單元出現(xiàn)故障，宇航員可以將對土星5號的控制轉(zhuǎn)移到指令艙的計算機(jī)，或者采用手動控制，甚至取消這次飛行。

在第二級推進(jìn)器關(guān)閉前的90秒，中央發(fā)動機(jī)關(guān)閉，以減小縱向耦合振動。首先應(yīng)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(fā)動機(jī)仍然需要關(guān)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(jìn)劑的混合比例發(fā)生改變，使得第二級推進(jìn)劑飛行結(jié)束時燃料柜中剩余推進(jìn)劑盡量少。當(dāng)達(dá)到預(yù)先設(shè)定的速度變化時，便開始采用這種方式。

在S-II推進(jìn)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(fā)S-II推進(jìn)器關(guān)機(jī)。關(guān)機(jī)1秒鐘后，S-II推進(jìn)器分離，幾秒鐘以后第三級S-IVB推進(jìn)器點火。S-II推進(jìn)器頂端的固體火箭點火將這一級推進(jìn)器反向加速，以脫離S-IVB推進(jìn)器。S-II將會落在距離發(fā)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(huán)作為第三級推進(jìn)器的一部分進(jìn)行建造，它仍然與第二級推進(jìn)器相連。

在阿波羅11號這個典型的登月任務(wù)中，第三級推進(jìn)器工作大約2.5分鐘左右，到任務(wù)的第11分40秒第一次關(guān)機(jī)。這時，火箭已經(jīng)飛行了大約2640千米，進(jìn)入高度約191.2千米的待機(jī)軌道，速度達(dá)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(wù)控制人員進(jìn)行月球軌道轉(zhuǎn)移射入的準(zhǔn)備工作，而這時第三極推進(jìn)器一直與宇宙飛船連在一起。

待機(jī)軌道在地球軌道中是相當(dāng)?shù)偷?，而由于大氣的阻力，這個軌道的壽命比較短。對于登月任務(wù)來說，這還不是一個問題，因為飛船不會待機(jī)軌道上停留很長時間。S-IVB發(fā)動機(jī)還通過排放氣化的氫氣繼續(xù)提供較低的推力，以使推進(jìn)劑沉在燃料箱中，防止推進(jìn)劑供給管道中出現(xiàn)氣泡。由于液態(tài)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(wù)中，臨時待機(jī)軌道更低（大約只有150千米）。通過這樣的待機(jī)軌道可以增加這些任務(wù)中的載荷。阿波羅9號執(zhí)行了地球軌道任務(wù)，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(fā)動機(jī)將近地點提升到足夠高以完成10天的任務(wù)。天空實驗室的軌道有明顯的區(qū)別，近地點大約434千米遠(yuǎn)，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(wù)中的夾角是32.5度。

在阿波羅11號的飛行過程中，在火箭發(fā)射后2小時44分飛船開始進(jìn)行月球轉(zhuǎn)移軌道射入。S-IVB推進(jìn)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(wù)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(wù)艙從第三級推進(jìn)器分離，旋轉(zhuǎn)180度以后和發(fā)射期間處在下方的登月艙對接。服務(wù)艙和登月艙在50分鐘后和第三級推進(jìn)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(fēng)險。因此，它將排出剩余的推進(jìn)劑，同時輔助的推進(jìn)系統(tǒng)將點火將它移走。在阿波羅13號以前的登月任務(wù)中，S-IVB被導(dǎo)向月球運(yùn)行方向的后方，這樣月球可以通過引力彈弓效應(yīng)將其加速至地球逃逸速度，進(jìn)入太陽軌道。從阿波羅13號以后，控制人員引導(dǎo)S-IVB使其撞擊月球。在前面的任務(wù)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(nèi)部情況。

2006年，在已經(jīng)取消的星座計劃中，NASA披露了曾經(jīng)試圖建造一種重型“戰(zhàn)神5號”運(yùn)載火箭。這項計劃是用來取代航天飛機(jī)的，在這種航天飛機(jī)衍生的運(yùn)載工具的設(shè)計中，使用了一些已經(jīng)存在的航天飛機(jī)和土星5號的結(jié)構(gòu)。原始設(shè)計的命名是向土星5號致敬。這個設(shè)計基于航天飛機(jī)的外部燃料箱，有110米高，使用了5個航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)和2個升級后的航天飛機(jī)固體助推器。經(jīng)過改進(jìn)的固體助推器可以用于發(fā)射戰(zhàn)神1號運(yùn)載火箭。隨著設(shè)計的進(jìn)展，戰(zhàn)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(jìn)器與S-II推進(jìn)器一致，但使用了5個RS-68火箭發(fā)動機(jī)來代替航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)。RS-68火箭發(fā)動機(jī)也用在了德爾塔-4運(yùn)載火箭上。用RS-68火箭發(fā)動機(jī)代替航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)的原因是：航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)的成本過于高昂，而且每次使用后都將會被拋棄，而RS-68發(fā)動機(jī)就相對來說較便宜，而且更容易制造，也比航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)的力量更大。

美國研制的大推力運(yùn)載火箭（自左向右）：土星5號、航天飛機(jī)、戰(zhàn)神1號、戰(zhàn)神5號、戰(zhàn)神4號、太空發(fā)射系統(tǒng)

2008年，NASA再次重新設(shè)計了戰(zhàn)神5號火箭，將它的核心加長加寬，添加了一個RS-68B發(fā)動機(jī)，這樣火箭總共使用了6個發(fā)動機(jī)。此外，在發(fā)射的時候，還要捆綁兩個航天飛機(jī)固體助推器，而不是原先設(shè)計中的助推器。戰(zhàn)神5號的上面級是基于S-IVB推進(jìn)器而設(shè)計的，被稱為地球出發(fā)級。它使用的發(fā)動機(jī)是J-2發(fā)動機(jī)的改進(jìn)型，命名為J-2X火箭發(fā)動機(jī)。戰(zhàn)神5號運(yùn)載火箭高達(dá)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(fā)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(fā)動機(jī)是基于普惠公司下屬的洛克達(dá)因公司制造的RS-68和RS-68A發(fā)動機(jī)來設(shè)計的。每一個火箭的推力不到土星5號的F-1發(fā)動機(jī)的一半，但是效率更高，可以增加或減小節(jié)流，這個特點和航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)更像。J-2X火箭發(fā)動機(jī)在J-2火箭發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)上有所改進(jìn)，它既用在了地球出發(fā)級上也用在了戰(zhàn)神1號運(yùn)載火箭的第二級推進(jìn)器上。在戰(zhàn)神1號火箭上只用了一個J-2X發(fā)動機(jī)，而地球出發(fā)級的原始設(shè)計中使用了兩個，在用5個RS-68B發(fā)動機(jī)替代航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)以后才修改成了一個。

土星5號的外形尺寸和質(zhì)量匯總表

洛克達(dá)因最初設(shè)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(fā)動機(jī)的要求。公司最后設(shè)計出兩個版本，一個E-1，一個更大的F-1。E-1雖然在靜態(tài)點火試驗中取得成功，但很快被視為沒有前途，因為有更強(qiáng)大的F-1存在，E-1計劃就擱淺了。然而，美國空軍發(fā)現(xiàn)他們沒有使用如此強(qiáng)大的發(fā)動機(jī)的必要，F(xiàn)-1的研究計劃也隨之中止。不過，當(dāng)時剛剛成立的NASA看中了這款發(fā)動機(jī)，并與洛克達(dá)因簽約，要求盡快完成研發(fā)。1957年，發(fā)動機(jī)進(jìn)行了局部試驗，而整機(jī)的靜態(tài)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(wěn)定性的問題逐漸暴露出來，并可能導(dǎo)致災(zāi)難性事故。攻克這個技術(shù)難題的工作最初進(jìn)展十分緩慢，因為這種故障的發(fā)生是不可預(yù)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(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)時引爆炸藥，以此測試燃燒室在壓力變化時將作何種反應(yīng)。設(shè)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?xì)獍l(fā)生器循環(huán)為基礎(chǔ)。即在預(yù)燃室里燃燒一小部分燃料，以燃?xì)怛?qū)動渦輪泵將燃料和氧化劑泵入主燃室。發(fā)動機(jī)的核心組件是推力室，燃料和氧化劑混合并燃燒產(chǎn)生推力。發(fā)動機(jī)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(fā)動機(jī)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(jìn)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(qū)動。渦輪轉(zhuǎn)速為5,500轉(zhuǎn)/分，產(chǎn)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(shè)計得可以應(yīng)付嚴(yán)酷的溫度環(huán)境：煤氣的溫度高達(dá)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(fā)動機(jī)的一半長度位置。延伸部分將發(fā)動機(jī)的膨脹比從10:1提高到16:1。渦輪機(jī)排除的低溫氣體通過錐形歧管進(jìn)入延伸部分，保護(hù)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(chǎn)生680噸的推力。在兩分半鐘的運(yùn)轉(zhuǎn)中，土星5號憑借F-1上升4268千米的高度，達(dá)到9862公里/時的速度。土星5號每秒的推進(jìn)劑流量是12,710升，可以在8.9秒內(nèi)清空一個容量110,000升的游泳池。每臺F-1發(fā)動機(jī)的推力都比航天飛機(jī)上3臺發(fā)動機(jī)總和還要大。

F-1火箭發(fā)動機(jī)與他的制造者馮.布勞恩

F-1火箭發(fā)動機(jī)性能匯總表

1. 每臺平均海平面推力：690噸
   

2. 燃燒時間：159秒s
   

3. 比沖：264.72秒s
   

4. 混合比：2.2674
   

5. S-IC級總海平面推力：345噸
   

當(dāng)然，發(fā)動機(jī)推力實測值與標(biāo)稱值有差異，阿波羅15號所用的發(fā)動機(jī)起飛推力為348噸，而F-1推力的平均值是696噸。

執(zhí)行不同任務(wù)時的F-1發(fā)動機(jī)性能參數(shù)表

應(yīng)當(dāng)說，F(xiàn)-1一直保持著最大推力液態(tài)發(fā)動機(jī)的地位，直到蘇聯(lián)的RD-170出現(xiàn)，但是F-1在單噴管發(fā)動機(jī)領(lǐng)域的第一的位置依然沒有動搖。