土星五號運載火箭（英文：Saturn V）是美國航空航天局（NASA）為阿波羅計劃中最終實現載人登月目標而研發的一型重型運載火箭，也是土星系列運載火箭中所設想的第二大型號、實際完成研制工作的最大和最后一個型號。
土星五號為三級重型低溫液體運載火箭，總高110米，第一級直徑10米，總發射質量2910噸；第一級火箭采用液氧/煤油推進劑發動機，總推力約3400噸；第二級使用氫氧發動機，總推力約450噸；第三級使用氫氧發動機，推力約90噸。其是人類歷史上第一型起飛重量達到3,000噸級的運載火箭，也自此奠定了重型運載火箭的標桿。土星五號迄今仍是人類歷史上飛行過的最大運載火箭，近地軌道入軌總質量達140噸（含滿載阿波羅飛船組合體與攜帶地月轉移燃料的第三級火箭）。
自1967年11月9日執行阿波羅4號（SA-501）首飛任務起，土星五號運載火箭共發射13次，全部成功（其中阿波羅6號部分失敗），其中10次為載人阿波羅飛船發射，共將30名宇航員送入太空，除阿波羅9號執行近地軌道測試外，其余9次發射共27人全部抵達月球軌道。土星五號運載火箭的生產線于1970年關閉，于1973年5月14日進行最后一次發射，成功將美國史上第一個空間站“天空實驗室”送入近地軌道。
發展歷史
研發背景
在第二次世界大戰結束后，美國在“回形針計劃”（Operation Paperclip）中將以沃納·馮·布勞恩（Wernher von Braun）為首、參與過V-2火箭研制的一千五百多名德國火箭專家和其他人才帶回美國，以協助本國的彈道導彈和航天計劃發展。隨后，圍繞著布勞恩團隊，美國成立了陸軍彈道導彈局（ABMA），并在1956年研制了美國的第一枚彈道導彈PGM-11“紅石”，后又研制了其改進型PGM-19“朱庇特”（Jupiter，也有木星之意）。1958年2月1日，布勞恩團隊使用由“紅石”導彈加裝上面級而成的朱諾1號（Juno I）運載火箭，成功發射了美國第一顆人造衛星探險者1號（Explorer I）。
在此之后，布勞恩團隊在美國國防部高級研究計劃署（ARPA）的要求下，開始在陸軍彈道導彈局設計作為后繼型號的大型運載火箭，預計起飛重量在600-700噸級。新火箭最初被布勞恩等人稱為“超級朱庇特”和朱諾5號，隨后以木星的下一顆行星命名為土星系列。在陸軍彈道導彈局工作期間，布勞恩和陸軍為考慮土星運載火箭的用途而提出了載人登月任務“地平線計劃”（Project Horizon），呼吁盡早在月球上建立基地以搶占戰略制高點；同時，美國空軍出于相同目的，也在研究他們的月球基地計劃。然而，國防部認為土星火箭和登月計劃均缺乏明顯軍事價值，因此對布勞恩的呼吁并無多少熱情，并且不同意為該火箭研制新的發動機。為此，布勞恩不得不考慮采用多個基于朱諾/朱庇特系列設計的一級捆綁成一個更大直徑的芯級火箭，同時也能驗證多發并聯運載火箭的設計概念。
1958年7月18日，布勞恩向國防部寫了一份報告，對目前美國國內各政府部門和軍方在航天方面各自為戰、缺乏合作的狀態提出強烈批評，并指出現有運載火箭和發動機根本無法滿足美國未來航天發展的需要，必須推進新一代大型運載火箭和發動機的研制。9月11日，陸軍彈道導彈局向北美航空公司火箭動力分部（后來的洛克達因公司）授予了改進丘比特-雷神彈道導彈的發動機、以用于新型多發動機大型運載火箭的合同，此即后來土星一號運載火箭所采用的H-1火箭發動機。也是這一時期，美國各軍種對航天計劃主導權地位的爭奪進一步激烈化。最終，美國國會通過了太空法案，美國航空航天局（NASA）成立，并逐漸統一接管了包括陸軍在內、此前由各政府部門和軍方分散進行的大多數航天計劃。
同年，NASA開始設想新型多用途載人飛船，并由NASA航天飛行工程辦公室主任艾伯·斯利文斯坦將其命名為“阿波羅”計劃。在為這一新型飛船尋找潛在用途時，他們同樣想到了載人登月。在NASA接管的各部門計劃中也同樣包括了對載人登月任務進行的研究，布勞恩團隊的研究繼承了許多早期航天先驅提出的設想，采用地球軌道交會（EOR）方式，發射多艘飛船編隊進行登月，而美國空軍在早期則更偏好簡單粗暴的直接上升法。此外，噴氣推進實驗室（JPL）還曾提出月球表面交會法。對這些方法的研究同樣被繼承到阿波羅計劃中。
1958年12月15日，美國航空航天局首任局長格倫南在華盛頓哥倫比亞特區聽取了布勞恩團隊關于土星系列火箭研制進展的報告，此后布勞恩又在1959年1月出席國會航天與太空研究評價委員會，分析了美國航天技術發展的狀況，并指出利用現在正在研制的土星運載火箭，可以在10年之內完成載人環月飛行，此后可以實現載人登月。他的設想得到格倫南的認可。5月到6月，NASA對美國載人航天計劃的未來發展進行了進一步研究，提出了太空行走、空間站和新型載人飛船等設想，但最終一致同意，載人登月計劃將可以把上述設想全部統一到一個目標下進行，并且能夠取得意義更大的成就。這一意見被認為是阿波羅計劃成型的開始。盡管如此，當時在任的德懷特·艾森豪威爾政府對于這一耗資巨大的設想長期持猶豫甚至反對的態度，但在包括載人航天規劃總負責人喬治·洛等人的堅定意見下，美國航空航天局最終仍舊自行開始推進載人登月計劃的論證和研制。同年，格倫南卸任，詹姆斯·韋伯接任NASA局長。1960年，由于國防部對土星火箭的開發始終缺乏熱情，陸軍最終決定忍痛割愛，將布勞恩團隊與土星運載火箭的相關成果一同轉讓給NASA，讓布勞恩等人在NASA馬歇爾飛行研究中心繼續土星系列火箭的研制工作。
在此之前，NASA在1959年12月15日以航天飛行規劃部主任阿貝·西爾弗斯坦為主席，成立了“土星運載火箭設計評估委員會”（SVEC，因其領頭人的名稱也在NASA內部普遍簡稱為西爾弗斯坦委員會），以進一步探討土星運載火箭在NASA框架下的未來用途。在西爾弗斯坦委員會的建議下，布勞恩團隊設計了土星 A、B、C三個系列的方案。其中土星A與B系列的A-1、A-2和B-1均為采用“超級朱庇特”方案的捆綁一級（代號S-I）搭配已有朱諾II、半人馬座或泰坦II火箭作上面級的方案，而土星C-1則采用“超級朱庇特”S-I級搭配新設計的S-IV低溫上面級。土星C-2是土星C-1的三級版本，在S-IV級和一級之間再配備一個裝有兩臺J-2氫氧發動機的S-III級。經過西爾弗斯坦委員會的討論，決定已有運載火箭上面級的性能不足以滿足未來登月計劃的要求，必須采用低溫上面級。根據西爾弗斯坦的研究意見，土星A和B系列均被放棄，土星C-1作為階段性目標被最終選中，用于為登月計劃進行近地軌道技術驗證，并發展和試驗大型火箭技術，為最終研制重型運載火箭做技術鋪墊。C-2方案則因與計劃中后續將研制的重型火箭型號性能重疊而被取消。而計劃中的重型火箭則包括三個方案，分別為C-3、C-4和C-5，均使用新研制的大推力F-1火箭發動機和J-2火箭發動機，編號代表第一級使用的F-1發動機的數量。
1961年，約翰·肯尼迪當選新一任美國總統。盡管他在競選時期對艾森豪威爾政府對航天計劃的冷淡大肆批評，但在上臺之后，他仍然對航天計劃的態度感到猶豫不決。然而，4月12日，蘇聯成功發射人類首艘載人飛船“東方”一號，尤里·加加林成為首位進入太空的人類。繼率先成功發射第一顆人造衛星之后，這一成就再度給予美國和西方政界沉重一擊。由此，在韋伯的游說下，肯尼迪總統終于堅定了態度。5月25日，肯尼迪在國會發表特別國情咨文，宣布將在這個十年內將一名美國人送上月球并返回，標志著阿波羅計劃正式啟動。而就在不到一個月前的5月5日，美國追趕蘇聯的首次載人航天任務“自由”7號剛剛發射成功。同年10月27日，土星C-1火箭首飛，次年試飛成功定型后，正式定名為土星一號運載火箭。與此同時，作為阿波羅飛船研發的前置試驗工程，美國早期載人航天計劃“水星”計劃和“雙子座”計劃、以及為載人登月任務進行月球早期勘察的勘探者探測器、徘徊者月球探測器和“月球軌道器”無人探測器計劃也在緊鑼密鼓地推進當中。
由于約翰·肯尼迪提出的登月計劃時間表緊迫，加之認為多次交會對接的風險太大，直到這一時期，美國航空航天局仍然更加偏好直接上升法這一“簡單粗暴”、無需交會對接的登月方案，并自行設計了一個被稱為“新星”（Nova）的超重型運載火箭方案用于發射此登月法所需的大型飛船，而F-1發動機也是NASA為推進此型號火箭的研制而從軍方接管的。但由于任務不明確，新星火箭的設計進度一直很慢。而布勞恩盡管更偏好地球軌道交會方案，但也對超重型運載火箭的研發一直滿懷期待。因此，在土星C系列的基礎上，布勞恩團隊設計了一個更為巨大的版本土星C-8。顧名思義，其是土星C-5的放大版本，一級共有8臺F-1發動機，二級則使用當時也在規劃中的M-1超大型氫氧發動機，第三級則是土星C-5的二級S-II，能夠運載采用直接上升法，估計高達30米、重達70噸以上的大型登月飛船。這一方案很快就被美國航空航天局接受，作為新星火箭的具體設計方案。
也是在同一時期，由于對直接上升法的簡單粗暴感到不滿意，并認為采用這種方案導致的復雜度將要么導致阿波羅計劃無法按期實現、要么被迫冒著巨大的風險，NASA蘭利研究中心的J.埃格雷斯頓和J.伯德與福沃特公司合作，研究了同樣可以通過單次發射完成、且效率更高的月球軌道交會（LOR）方案，并受到蘭利中心的工程師約翰·霍博爾特力推。盡管在提出時受到了NASA的不少人質疑，且原本支持直接上升法的論證委員會也反對這一方案，但霍博爾特寫了一封態度誠懇且急切的長信給時任NASA副局長羅伯特·西曼斯，最終打動了西曼斯。西曼斯在與美國航空航天局其他高層進行了幾次探討之后，同意組建一個新的委員會，對該方案進行進一步研究，并邀請霍博爾特等人對該方案進行進一步介紹。這被認為是阿波羅計劃和土星系列運載火箭研制論證階段的重要轉折點。
隨著新一輪評估的進行，直接上升法和配套的新星火箭方案最終受到了質疑，其過大的體型不僅導致技術難度大幅提高，而且一級火箭尺寸超出了NASA米角裝配車間能夠容納的規模，必須建造新的廠房才能建造，而土星C系列的其他方案都能夠容納在已有的建造設施內。新造廠房無疑會導致資金和耗時的嚴重上漲，并使得進度嚴重拖延。此外，由于此時對月球的地質環境尚不了解，有專家擔心直接上升法的飛船實在太大太重，以至于降落在月面上之后月表會無法支撐而下陷，或是因太大難以控制而翻倒。新一輪評估認為，直接上升法的預算可能超過100億美元，且最快也無法在1969年8月之前完成。而月球軌道交會法則能夠節約15到20億美元和6到8個月的時間。
最終，直接上升法被放棄，采用軌道交會方案成為美國航空航天局內部的共識。到1962年時，NASA內部意見已經基本統一，同意采用月球軌道交會方案。原本一直繼續支持自己在陸軍彈道導彈局期間提出的地球軌道交會方案的布勞恩，在與霍博爾特等人進行了多次深入探討之后，最終也轉向支持月球軌道交會方案。1962年4月，土星C-8或新星火箭的研發計劃正式被取消。6月7日，馬歇爾航天中心召開最終方案決定會議，布勞恩在會上正式表態主張采用月球軌道交會方案。盡管此時總統科學顧問威斯納仍然堅持地球軌道交會方案，并向美國航空航天局施壓要求再做進一步考慮，但韋伯仍在7月11日與霍爾姆斯和霍博爾特等人共同召開了新聞發布會，宣布將采用月球軌道交會方案作為阿波羅計劃的正式登月方式。次日，韋伯將方案模型帶給約翰·肯尼迪做展示，而隨著肯尼迪總統對這一方案同樣表示認可，圍繞著阿波羅計劃方案選型的種種波折也終于塵埃落定，各方達成了一致。
隨著方案基本確定，自1959年底提出之后就不斷修改變化的土星C系列重型火箭的任務指標也終于確定了下來。在采用月球軌道交會方案后，單次發射實現載人登月的阿波羅飛船估計質量從直接上升法的70噸大幅減少到40噸左右，從而進入了土星C-5方案的運載能力范圍。這樣，只能滿足地球軌道交會方案、且原定作為土星C-8的測試方案的土星C-3角色被土星一號取代而出局，而土星C-4方案可以確保滿足地球軌道交會方案需求、同時勉強滿足月球軌道交會方案的理論最低運力要求，土星C-5則完全可以確保滿足月球軌道交會方案的需求，并在理論上具備滿足直接上升法方案最低限度運力的可能性。考慮到載荷裕度，NASA決定采用更為保險的土星C-5方案作為阿波羅計劃所用的運載火箭設計，并隨土星一號的命名方式定名為土星五號。
研發歷程
首飛準備
隨著項目規劃和選型塵埃落定，時間緊迫的土星五號火箭研制工作迅速開始推進。9月11日，土星五號第二級S-II的建造合同被頒發給北美人航空；11月7日，阿波羅登月艙的研發合同被頒發給格魯門；12月15日，土星五號第一級S-IC的建造合同被頒發給波音公司。土星五號的第三級S-IVB則早在1960年4月19日就已經由道格拉斯飛機公司作為土星1B運載火箭的第二級開始研制。與此同時，肯尼迪航天中心開始動工興建新的發射工位和總裝廠房等設施，以用于服務土星五號火箭并支持登月計劃，即著名的LC-39A/B發射工位和垂直總裝大樓（VAB），作為自阿波羅計劃以后美國唯一的載人航天發射場設施服役至今。
1963年10月，洛克達因公司正式向馬歇爾飛行中心交付了F-1火箭發動機，并在1964年中完成了飛行鑒定測試。1965年，安裝了F-1發動機的S-IC級在馬歇爾飛行中心開始進行整箭熱試車，直到1967年土星五號首飛前夕。同年初，美國航空航天局阿波羅計劃主任塞繆爾·菲利普斯預計土星五號將在1967年初首飛。
在當時，大多數火箭的研發工作都采用所謂的漸進測試方式，即對火箭的各級依次進行飛行試驗，在確保每一級都可正常飛行之后，再將完整的火箭組合起來進行試飛。這種方法是從運載火箭的研制階段繼承下來的，因為當時火箭研發的風險很大，而缺乏可靠的測量儀器經常意味著采取過于激進的做法將可能導致試驗儀器全部損毀，從而無法獲得足夠的研制經驗，故當時對火箭飛行試驗采取的方式都非常保守。即便土星一號也同樣采用了這種測試方式，在試飛階段發射的10枚土星一號火箭中，前4枚都只有一級，第二級則是配重，從第5枚火箭開始才安裝帶發動機的完整第二級。按照布勞恩、也是這種試驗方法的開拓者自己的說法：“我們將逐漸地，一步一步地接近月球，或許在第16或17次飛行能夠實現登月目標。”
但在1963年，曾在美國空軍參與過“民兵”洲際彈道導彈研發項目的喬治·穆勒接任NASA載人航天辦公室主任。依托自己在空軍的經驗，他提出在土星五號火箭的試飛工作上拋棄保守的漸進測試方式，轉而在首飛時就對完整的火箭進行一次性整體測試或所謂的全活性測試（All-Up Testing）。根據評估，如果土星五號采用漸進試飛工作，那么在首次正式搭載阿波羅飛船飛行之前，至少需要進行5次不同程度的試飛，而要準備好搭載宇航員則需要試飛多達10次。為此計劃的土星五號火箭總發射次數因此達到了20次。穆勒據此認為，這樣將會浪費大量可供飛行的火箭部件和材料，并且會嚴重拉長試飛工作的進度，最終導致1969年登月的目標無法實現。更重要的是，由于土星五號火箭的規模實在太大，加上上面級所用的低溫氫氧燃料性質特殊，如果采用漸進試飛方式，很難為上面級找到合適的模擬配重物，這將導致采用漸進測試時，早期火箭的構型狀態和最終構型差得太遠，反而無法獲取有意義的測試數據。
在打定這一主意后，穆勒迅速以雷厲風行的態度開始著手修改測試計劃，而美國航空航天局高層、尤其是布勞恩本人在聽取論證后，最終也接受了這一風險很大但的確能夠大為節約時間的方案。事后證明穆勒的觀點非常正確，最終阿波羅計劃僅用了5次土星五號飛行試驗就成功實現了載人登月，發射次數和所消耗的時間都大大減少了。布勞恩后來表示：“穆勒把這一切全部推倒重來，對整個計劃進行大膽削減，最終產生了意義重大的的結果：用第三枚土星五號就在1968年圣誕節把阿波羅8號送到月球軌道，而第六枚土星五號就把尼爾·阿姆斯特朗送上了月球?！?/p>
由于土星系列火箭不斷變化的方案和阿波羅計劃不斷追趕的進度，相當一部分土星五號火箭的零部件早在方案確定前就已經開始研究，這其中就包括面臨最大問題的S-II級。其雖然早在1959年底就已經隨土星C系列方案提出研制需求，但當時唯一確定的是其將作為重型土星運載火箭的上面級并使用J-2氫氧發動機，其余參數都因最終方案還未確定而同樣未確定。而到了土星五號方案最終確定之后，由于第一級S-IC的設計方案此時已經由馬歇爾航天中心基本完成，第三級S-IVB則早已作為土星1B運載火箭的第二級開始制造并準備進行飛行驗證，因此唯一還未完成設計的S-II級就成為了土星五號火箭的設計重點。美國航空航天局希望在S-II級上盡可能優化設計減重，以提高性能。這使得北美航空公司在S-II級的研發工作中遭遇了相當的困難，三個地面靜力測試S-II級試樣中的兩個都在地面試車或增壓測試中先后被毀。
重重問題最終導致了S-II級成為土星五號各主要部件中進度最慢、且唯一落后于計劃者。直到1965年年底，當S-IC和S-IVB級已經先后定型并轉入制造階段的時候，S-II級仍然在解決地面測試中遇到的問題，菲利普斯不得不在年底親自帶隊前往北美公司工廠調研并研究解決方案。與此同時，用于土星五號首飛任務的其余各部件均已經按原計劃開始建造，并在1966年先后運往肯尼迪航天中心。1966年8月14日，首飛所用的S-IVB級火箭運抵肯尼迪航天中心，其后是已經完成測試工作的S-IC級，于9月12日抵達。首飛搭載的CSM-017號阿波羅飛船則于12月24日抵達。而面臨著重重困難的S-II級的交付時間則被美國航空航天局推遲到了不早于1967年1月。
最終，在拖延了許久之后，北美人航空終于基本解決了S-II研制過程中所面臨的問題，首飛所用的S-II級也在1967年1月21日“按時”運抵肯尼迪航天中心。即便如此，問題依舊沒有完全解決，在火箭完成首次垂直總裝之后，S-II級仍然兩度被迫拆下進行進一步檢查和排故。這意味著土星五號的首飛任務毫無疑問將會推遲。
禍不單行，就在一周后的1967年1月27日，原計劃執行阿波羅1號載人首飛任務的CSM-012號阿波羅飛船在與AS-204號土星1B火箭進行發射臺合練測試期間意外起火，三名宇航員全部犧牲。一時間，批評美國航空航天局和各項目承包商、尤其是阿波羅飛船的主承包商北美航空公司為了趕進度而忽視安全的輿論四起。美國國會為此成立了事故調查委員會，和NASA一同對阿波羅飛船和土星運載火箭進行了全面的隱患排查，結果在飛船上發現了多達1,697處整改意見，在運載火箭上則發現了1,407處。為此，整個阿波羅計劃全部暫停，開始對飛船和火箭系統進行大規模整改和重新設計，而土星五號的首飛任務也因此進一步推遲。
盡管如此，阿波羅1號事故及時暴露出了阿波羅計劃中存在的問題，令美國航空航天局能夠在地面上就將其找出并改正，從而避免了這些隱患在之后的阿波羅任務中再度出現、乃至造成任務失敗。許多人都認為，正是阿波羅1號的事故對NASA和北美航空的鞭策，才讓他們將阿波羅飛船和土星運載火箭重新打造成真正可靠、能夠安全載人的飛行器。有NASA官員表示，“如果阿波羅1號沒有在發射臺上起火，那么遲早就會在飛向月球的過程中起火，到那時候我們就可能在十年內都解決不了問題了?！倍鴱陌⒉_1號事故發生、之后的調查和改進，再到阿波羅11號登月成功，這中間僅僅用了27個月。此時已經成為阿波羅飛船計劃辦公室主管的喬治·洛后來表示，“那27個月是我一生中最緊張、最激動、最精彩、最富挑戰性和最富有成果的日子——阿波羅飛船終于完美無缺了……”
阿波羅4號
1967年4月，穆勒宣布土星五號首飛將被命名為阿波羅4號任務，而阿波羅2號和3號任務則是使用土星一號火箭對阿波羅飛船進行的兩次早期試飛。原本土星一號火箭進行的幾次測試工作，包括此前的阿波羅1號在內，都沒有官方名稱，但是應犧牲宇航員家屬的要求，此次未能起飛的任務最終被追授阿波羅1號的編號，而隨后進行的飛行測試也照此命名。6月中旬，隨著飛船和火箭的所有檢查和改進工作完成，首飛所用的SA-501號運載火箭和CSM-017號阿波羅飛船終于在VAB內完成最后的組合與垂直總裝，并于8月26日隨移動勤務塔一同垂直轉運前往LC-39A發射工位。
除CSM-017阿波羅飛船外，為模擬實際載荷，阿波羅4號還將搭載登月艙全尺寸模型LTA-10R。其結構、材料和重量與實際登月艙的預計設計基本相同，模擬燃料箱里裝水、乙二醇溶液和氟利昂以模擬燃料載荷，并攜帶振動傳感器測試飛行載荷情況。由于此次飛行并不載人，因此CSM-017飛船也非完全狀態，其沒有安裝乘員座椅和艙內控制設備。因登月艙只是模型，加之首飛任務并不打算測試與登月艙的對接，CSM-017沒有安裝對接機構。此外，由于阿波羅1號的火災事故，阿波羅飛船的乘員艙門被責令重新設計，以確保在緊急情況下能快速開啟。由于此時重新設計工作還未完成，因此阿波羅4號沒有安裝艙門，但在艙體上切出了一個與艙門相同尺寸的艙口，以試驗計劃使用的艙門密封件。包括模擬登月艙在內，飛船發射總質量為36.8噸。
但土星五號首飛前面臨的麻煩還沒有結束。阿波羅4號的模擬發射和倒計時測試原計劃在9月20日開始，但還未開始就因種種原因而一再推遲到27日。而測試開始后同樣也是問題不斷，原計劃一周完成的測試最終因層出不窮的計算機和其他系統故障而足足花了近三周才完成，直到10月13日才全部結束，其間發射場團隊被迫放假兩天，因為一再拖延的進度和不斷解決層出不窮的問題令所有人精疲力盡。進度的拖延令持續關注阿波羅計劃進度的媒體對如此巨大的運載火箭是否能可靠運作產生了懷疑，甚至在媒體發布會上一度發出了“土星五號是否真能飛起來”的疑問。最終，10月19日舉行的發射前審查終于對阿波羅4號任務給出了放行許可，不過進度的推遲意味著即便余下所有測試工作進展順利，發射時間仍然將不早于11月7日。而考慮到此時SA-501火箭已經在發射工位上停留了長達一個半月的時間，在此期間佛羅里達州陽光明媚，擔心火箭上的密封件可能在長時間暴露在強烈陽光和晝夜溫差下后被烤脆乃至破裂引發泄漏，菲利普斯決定對火箭進行進一步檢查，因此將首飛時間進一步推遲到不早于11月9日。
土星五號的首飛任務沒有再推遲。11月6日，阿波羅4號任務進入T-56小時30分鐘的射前倒計時程序，開始加注燃料?？偣捕噙_144節鐵路槽車將土星五號首飛任務所需的燃料運抵肯尼迪航天中心，其中89節是液氧、28節是液氫、27節是煤油。
1967年11月9日，在經歷了重重困難、波折和推遲之后，阿波羅4號任務終于于美東時間早晨7時整（格林尼治時間中午12時整）從肯尼迪航天中心LC-39A發射工位發射升空。作為當時也是至今所飛行過最大的運載火箭，土星五號點火時產生了遠超預期的強烈噪音和震動，給予在場觀看的美國航空航天局人員、記者和觀眾巨大的震撼，產生的沖擊波甚至一路傳到了1,770千米以外的紐約地震臺。劇烈的震動將5公里外的發射任務控制中心震得天花板上灰塵層層掉落、在控制臺上積了一層，發射場觀眾席的座位被震得像搖椅一樣劇烈晃動，甚至震壞了在場的美聯社和國際美國合眾國際社記者的傳真機，而哥倫比亞廣播公司（CBS）在附近設置的演播室大樓也被震得天花板吊頂不斷崩落、玻璃險些破碎。CBS的解說員沃爾特·克朗凱特事后表示阿波羅4號是他解說過最嚇人的航天發射任務。甚至還有觀眾表示，聽到這一駭人聽聞的動靜之后，他再也不懷疑土星五號能否飛上天，倒是擔心它會不會把佛羅里達州給弄沉。有趣的是，此景象與儒勒·凡爾納在《從地球到月球》中所預言的登月飛船發射場景頗為相似。發射臺也因受到強烈的震動和聲波影響而出現部分損壞，美國航空航天局不得不對發射工位進行結構加強，并在此后的土星五號發射任務中采取消音措施。
除此之外，阿波羅4號首飛任務取得了圓滿成功。土星五號火箭工作一切正常，按計劃將CSM-017號飛船準確送入了近地點204千米、遠地點18,952千米的大橢圓軌道，以讓阿波羅飛船的推進系統將指令艙高速俯沖推入大氣層，模擬從月球返回時高速再入的情況。飛船在繞大橢圓軌道飛行一圈后，于8小時后在大西洋上濺落并回收。
進一步飛行試驗
阿波羅6號
1967年5月時，美國航空航天局已根據穆勒所提出的“一次性測試”計劃正式宣布了這一階段阿波羅計劃試飛任務的安排。除阿波羅4號外，土星五號還將執行第二次無人試飛任務阿波羅6號，搭載CSM-020號阿波羅飛船，測試土星五號將阿波羅飛船送入地月轉移軌道的能力、以及搭載完整阿波羅飛船飛行時火箭的載荷狀況，確保在正式搭載宇航員之前對土星五號火箭進行更進一步、更充分的檢驗。隨后，阿波羅飛船將從地月轉移軌道制動并返回地球，使其再入速度達到11.1千米/秒，接近實際從月球返回的情況，從而測試飛船隔熱層性能。土星1B運載火箭則將執行兩次試飛任務，分別是阿波羅5號，對登月艙原型LM-1進行的近地軌道測試；以及阿波羅7號，阿波羅飛船的首次載人飛行。
在阿波羅6號的早期規劃中，曾考慮搭配下一個登月艙原型以盡早對完整阿波羅飛船進行在軌試飛。但由于LM-1登月艙原型在阿波羅5號試飛任務中暴露出大量問題，導致格魯門被迫將登月艙返廠改進，加之穆勒等人認為沒有必要對登月艙進行第二次無人飛行試驗，最終決定阿波羅6號將與阿波羅4號一樣，只攜帶模擬登月艙配重以測試火箭性能，編號LTR-2R。CSM-020相比阿波羅4號的CSM-017更為接近最終載人飛行的狀態，并且安裝了完成重新設計的乘員艙門。不過，服務艙上的散熱器沒有連接并啟用，因為阿波羅4號只計劃進行短暫的10小時飛行，不會積累太多廢熱。不連接服務艙散熱器可以簡化飛行操作程序，因為在后來的正常飛行程序中，由于土星五號火箭的設計特點，上升段時服務艙表面和其上安裝的散熱器都暴露在外，因此在發射期間需要將其斷開，避免由于氣動加熱，導致散熱器反而起到反作用，將熱量傳到艙內。由于飛船更接近最終狀態，因此阿波羅6號的有效載荷重量有了顯著增加。包括模擬登月艙在內，飛船總發射質量為40.6噸。
阿波羅6號任務所使用的SA-502號土星五號火箭各部件在1967年3月先后運抵發射場，依舊存在許多小問題的S-II級仍然姍姍來遲，在5月24日才抵達肯尼迪航天中心?；鸺?月7日完成垂直總裝，而由于阿波羅6號原本計劃使用的飛船指令艙被拆解用于調查阿波羅1號火災事故、服務艙則在阿波羅4號的服務艙因工廠事故損壞后被用于替補，因此需要新造飛船，導致交付進度推遲，從原計劃的9月底推遲到了11月。不過新飛船的交付后檢查證明阿波羅1號的調查和改進措施令人滿意，阿波羅6號上只發現了23個問題，而且基本都是一般瑕而非設計隱患。
1968年2月6日，阿波羅6號前往發射臺。盡管由于暴雨和大風造成行程拖延，但總體來說還是順利完成。3月11日，發射前審查給出了放行許可。最初的發射窗口定于3月28日，但由于加注燃料和制導系統測試期間的一些小問題被稍微推遲到4月4日。
1968年4月4日，阿波羅6號在與阿波羅4號完全相同的發射窗口，也即美東時間早晨7時整（格林尼治時間中午12時整）從肯尼迪航天中心LC-39A發射工位發射升空。然而，與一切順利的首飛相比，這次飛行任務很快出現了異常。當起飛后兩分鐘、S-IC級接近燃盡時，產生了在阿波羅4號上沒有發現的強烈的縱向耦合震蕩（POGO），峰值振動載荷達到了0.6G，比0.25G的設計最大值多了一倍多，并因此震掉了整流罩上的一塊外蒙皮，引發了對整流罩結構強度的擔憂。
第一級的問題只是麻煩的開始。在S-IC分離、S-II點火之后，其五臺J-2發動機中的2號發動機在T+3分45秒時開始出現異常振動，并在T+5分19秒時進一步惡化。最終在T+6分52秒，火箭飛控系統指令提前關閉2號發動機，結果由于錯誤接線，同時也關閉了與其相鄰且工作正常的3號發動機。發動機推力的損失和其余三臺發動機形成的不對稱推力使得S-II級比預計多工作了58秒進行補償，盡管火箭表現出了超出預期的故障處置能力。
最終，由于二級火箭的故障，飛船和S-IVB級雖然仍然成功入軌，但進入了173.14×360.1千米的軌道，而非計劃中的190千米圓軌道。原本S-IVB將進行在軌機動以補償誤差，并驗證進入地月轉移軌道的一些制導方式，但S-IVB也出了問題——第二次起動點火失敗，未能將飛船送入地月轉移軌道。飛行總監克利福德·查爾斯沃思被迫放棄原飛行計劃并啟動后備預案，改為由飛船在分離后自行使用發動機進行軌道機動，執行與阿波羅4號類似的機動并進入大橢圓軌道，因此未能達到預定的11千米/秒再入速度，只達到10千米/秒左右。不過，阿波羅6號的大橢圓軌道遠地點進一步抬升到2.2萬千米，穿過了范艾倫輻射帶，能夠獲得穿越輻射帶時飛船的艙內輻射劑量數據。阿波羅6號二次點火失敗的S-IVB在近地軌道上飄浮了20多天，最終于4月26日墜入大氣層燒毀。
雖然阿波羅6號“意外”驗證了土星五號火箭在故障情況下完成任務的能力，但這種能力顯然是所有人都不想用上的。菲利普斯表示，火箭在兩臺發動機故障的情況下仍然能夠進入軌道的確是意外之喜，但“毫無疑問這并不是一次完美的任務”，此后更表示阿波羅6號任務“應當被視作失敗”。最重要的是，原計劃在阿波羅6號之后，土星五號就將進行載人首飛。但如果阿波羅6號出現的問題不能得到解決，那么必然不會有人敢在下一發土星五號上搭載宇航員。約翰遜航天中心主管羅伯特·吉爾魯斯甚至悲觀地表示，若無法弄清故障原因，則可能要進行第四、甚至第五次無人飛行試驗，才能讓土星五號火箭能夠搭載宇航員。這樣一來，1969年登月的目標必將告吹，至少要到1970年才可能實現。已經在進行準備的阿波羅8號也因此中途同時按載人和無人任務兩手準備，以備萬一土星五號需要進行第三次無人發射。
美國航空航天局組建了一支規模約1,000人的團隊來診斷并解決阿波羅6號出現的故障。經過調查研究表明，阿波羅6號出現超?？v向耦合震蕩的原因是發動機的振動頻率與箭體固有頻率形成了共振，因此通過在推進劑管路中充氦氣以及加裝蓄壓器等方式改變了箭體結構的固有頻率。這雖然沒有徹底解決縱向耦合震蕩問題，但至少將其減輕到了可接受的設計極限范圍內。J-2發動機的問題最終被確定是由于真空環境而導致，地面試車臺無法模擬其實際工作的真空環境，因此出現了地面試車時未出現過的故障。具體而言，故障源頭被鎖定在J-2發動機的點火器及其推進劑輸送管路上，其推進劑管路是外包金屬隔熱層的波紋管，因此抗震動能力較差。在地面試車時，由于氫氧燃料的低溫，空氣中的水蒸氣等氣體會凝結在推進劑管路外層并結冰，從而起到保護和減震的作用。但在真空中就沒有了這層冰的保護，因此地面試車時從未出現過故障的推進劑管路，在真空中實際工作時卻因震動而失效。
美國航空航天局和洛克達因公司耗資約4,000萬美元建造了J-4高空試驗臺，對J-2發動機進行了模擬真空環境起動和試車。試車結果證實，在近真空環境下，J-2發動機原本在地面工作一切正常的推進劑管路和點火器部件會在點火工作不超過100秒后就出現破壞失效，最終導致發動機關機。S-IVB上的J-2發動機也出現了同樣的故障，雖然因其第一次工作時間僅100余秒，故障發展不夠充分而未造成發動機意外關機，但仍足以導致點火器失效，使二次起動失敗。除此之外，高空臺試車還發現了之前沒有預料到的J-2發動機真空二次起動所面臨的更多問題，均進行了改進。而S-II級錯關發動機的原因則是由于接線錯誤，飛控系統發出的本是關閉2號發動機的液態氧和氫氣閥的指令，結果卻變成了關閉2號發動機的液氫閥和3號發動機的液氧閥，導致兩臺發動機同時關機。整流罩的蒙皮脫落則與強度問題無關，而是由于其采用的輕質鋁合金蜂窩夾芯結構在轉運和發射準備期間佛羅里達州的暴雨中進了大量雨水，火箭起飛后氣動加熱導致水汽蒸發膨脹，最終撐開了外層蒙皮，并導致蒙皮被震掉。為了避免這一問題再度出現，在外蒙皮上開了排氣孔，并在外表面覆蓋了一層軟木以吸水和進一步隔熱。
1968年4月下旬，參議院航空航天科學委員會向國會報告，稱美國航空航天局已經對阿波羅6號中暴露出的問題進行了有效改進。8月，NASA在馬歇爾航天中心對上述調查結果和改進措施進行了實驗驗證和研究，并確定土星五號不再需要進一步的無人飛行試驗。雖然建造試車臺耗資約4,000萬美元，但若無法解決問題、導致土星五號必須進行第三次無人試驗發射，則將耗資約5億美元，并且還要付出至少兩個月到半年的時間成本。因此，調查和改進措施可以說是非常有效的。
阿波羅8號
按照計劃，NASA為阿波羅飛船規劃了一系列不同類型的飛行任務，編號分別為A到J。其中：
阿波羅4號和6號是A任務，而按原計劃，隨著B和C任務分別由阿波羅5號和7號依次完成，阿波羅8號將是首次D任務，攜帶完整的登月艙，對完整的阿波羅飛船進行近地軌道測試，并同時測試土星五號載人發射和將阿波羅飛船送入月球軌道的能力。
然而，此時登月艙的研制卻遇到了困難。如前所述，LM-1登月艙于阿波羅5號任務中試飛后發現嚴重問題，導致格魯門做出了1,400多項設計修改，原計劃將在阿波羅6號上使用的LM-2登月艙因此被推遲到阿波羅8號上，然后最終又被決定放棄用于飛行并重新設計，而格魯曼公司修改后重新制造的LM-3號登月艙在運抵肯尼迪航天中心后也發現了數百個隱患。最終格魯曼公司宣布進度推遲3個月，吉爾魯斯在檢查后也認為登月艙無法確保在年內能夠實現安全載人。
這樣一來，如果繼續按原計劃進行，登月艙的問題將導致阿波羅計劃的進度再度拖延，所有后續任務都將因登月艙的缺席而無法實施。阿波羅8號至少要推遲到1969年初才能發射，這樣只剩下不到一年的時間進行剩下的試驗飛行，很難滿足1969年年內實現載人登月的目標。尤其是此時蘇聯人已經在迎頭趕上，其“探測器”（Zond）系列無人飛船成功搭載動物完成了多次繞月飛行試驗，許多人都擔心再這樣下去蘇聯將先于美國完成首次載人繞月飛行，這無疑將意味著阿波羅計劃搶先蘇聯的目標完全失敗。
在這種情況下，喬治·洛提出了一個大膽的提議——既然登月艙還沒準備好，那就不要登月艙了。他提出將D任務順延推遲，轉而在阿波羅8號任務中將沒有登月艙的阿波羅飛船送往月球，提前進行首次載人繞月飛行。這樣，就可以彌補登月艙無法及時進行測試的問題，盡早利用可用部分進行月球軌道飛行測試，從而確保補上因登月艙進度拖延而損失的時間，趕上原定的進度。雖然洛激進的想法在剛提出之時嚇到了不少人，但經過進一步分析之后，大家發現這的確是當前最合理、最高效的決定。1968年8月18日，美國航空航天局在約翰遜航天中心召開會議，通過了洛的提議，決定阿波羅8號將改為提前進行載人繞月任務。由于沒有登月艙，因此此次任務被定義為C’任務，即相當于C任務使用土星五號進行的月球版本。
盡管為了趕進度，但NASA沒有冒進。為了降低風險，NASA對阿波羅8號任務進行了謹慎的規劃，采用了所謂的“分段決定”法，也被稱為“進-退-進”法，即任務決策由多個關鍵步驟組成，只有前一個關鍵步驟正常完成之后才可執行下一個，而任何關鍵步驟出現問題時，都可以通過設計好的操作倒回上一步狀態，從而最大程度確保任務的安全性。此方式后來成為所有載人航天任務、乃至關鍵飛行任務的規劃方式。11月12日，接替退休的韋伯的新任美國航空航天局局長托馬斯·佩因在新聞發布會上正式公開宣布，阿波羅計劃將提前進行首次載人繞月飛行。
由于任務變更，原定的乘組和飛船也被換下。詹姆斯·麥克迪維特（指令長），大衛·斯科特（指令艙駕駛員）和拉斯特·施韋卡特（登月艙駕駛員）被交換到后續作為阿波羅9號正式執行的D任務上，而原定執行E任務的弗蘭克·博爾曼（指令長）、詹姆斯·洛弗爾（指令艙駕駛員）和比爾·威廉·安德斯（登月艙駕駛員）則被選中執行阿波羅8號任務。不過，安德斯對自己將要擔任“沒有登月艙的登月艙駕駛員”這一事頗有微詞。由于原定執行D任務的CSM-104飛船需要與正在接受排故改進的LM-3登月艙配合進行測試，因此飛船也同樣被交換，CSM-104將作為阿波羅9號發射，而阿波羅8號將由CSM-103飛船執行。由于登月艙無法飛行，阿波羅8號將與阿波羅4號和6號一樣，攜帶LTA-3R號登月艙全尺寸模型。
1968年9月21日，執行阿波羅8號任務的SA-503號運載火箭和CSM-103號阿波羅飛船完成垂直總裝，10月9日運往發射臺。12月18日，在完成常規發射前測試和審查之后，又對針對阿波羅6號進行的改進措施進行了再次檢查。
1968年12月21日美東時間早晨7時51分、格林尼治時間中午12時51分，土星五號運載火箭首次搭載著3名宇航員從LC-39A發射工位發射升空?；鸺ぷ骰菊?，證明了阿波羅6號的改進措施有效，不過S-IC的縱向耦合震蕩雖然有效得到解決，但S-II卻按下葫蘆浮起瓢，在即將燃盡時同樣出現了較強烈的縱向耦合震蕩，幸而沒有達到影響發射的程度。此后通過研究，美國航空航天局決定在之后的發射中，在S-II級接近燃盡時提前關閉5臺發動機中位于中央的5號發動機，以通過減少推力降低縱向加速度載荷的方式緩解縱向耦合震蕩。
對J-2發動機真空點火問題進行的改進則被證明非常有效，隨著S-IVB的第二次起動點火成功，博爾曼、洛弗爾和安德斯成為了首批離開地球引力圈的人類。盡管首次離開地球之外的三人乘組面臨了諸多意想不到的困難，譬如失眠、注意力不集中、操作失誤和空間運動病等，但除此之外，飛船和火箭的運作都完全正常，原本所擔心的深空熱控、通訊、遙測等問題均被證明并無明顯影響，僅當飛船運行到月球背面時，通訊會因被月球遮擋而中斷。
阿波羅8號在12月24日成功減速制動，進入近月點110千米、遠月點300千米高度的月球低軌道，隨后又通過第二次點火降低到110千米圓軌，成為第一艘抵達月球軌道的載人飛船。繞月飛行10圈共20小時后，飛船于美東時間12月25日凌晨再次點火脫離月球軌道，開始返回地球。此時正值平安夜，洛弗爾在飛船繞過月球背面重新出現時向休斯敦任務控制中心開玩笑稱“請注意，有一位圣誕老人來了”。阿波羅8號在12月27日成功返回地球。此次飛行更為重要的意義是首次進行了在軌電視直播，加之時間正值圣誕節，大量觀眾因此從電視屏幕上與宇航員一同第一次近距離看到了月球表面的景象，并留下了極為深刻的印象，從而極大激發了公眾對太空探索的熱情。在阿波羅8號成功之后，美國輿論界對阿波羅計劃的熱情空前高漲。
阿波羅9號
按照計劃，在阿波羅8號任務順利完成之后，因登月艙原因而被推遲的D任務、也就是阿波羅9號將是下一個執行的發射任務，而原定的E任務則在阿波羅8號提前完成深空飛行驗證后被取消。也曾有人提出阿波羅9號應當對登月艙進行一次無人著陸測試，但此時已經升任美國航空航天局新任副局長的穆勒對此堅決反對，因為這么做的難度很大而意義不大，但卻會顯著拖延任務進度。
格魯門在1968年中終于解決了登月艙所面臨的大部分關鍵問題，LM-3登月艙在9月相繼完成了多次地面試驗，并與CSM-104飛船進行了配合測試，以驗證飛船和登月艙之間的兼容性。盡管如此，登月艙的問題并未完全解決，LM-3存在超重問題，使其沒有足夠的性能用于實際登月任務。但由于LM-3已改進到可用于載人試飛，格魯曼公司決定先確保飛行測試能夠正常進行，減重的問題則留待后續改進解決。
阿波羅9號所用的SA-504運載火箭進行了小幅結構改進，包括去掉了一級發動機艙的內襯，從而減輕了重量的同時還稍微提高了發動機的比沖。一級和二級的貯箱箱壁在不影響強度的前提下被削薄了16%，并換用更輕的隔熱材料，結合其他零部件上的減重措施，總共為二級節約了多達1,470千克的空重。
1969年1月3日，SA-504火箭、CSM-104飛船和LM-3登月艙組合體完成總裝，并前往LC-39A發射工位。發射原計劃于2月28日進行，但就在發射前，三名宇航員不巧全部感染流感，美國航空航天局不得不將發射任務推遲三天等待宇航員康復。最終，阿波羅9號在1969年3月3日美東時間中午11時（格林尼治時間下午16時）發射升空，美國新任總統尼克松和副總統阿格紐均到場觀看發射。
在進入近地軌道后，阿波羅9號飛船與火箭分離。隨后，宇航員操縱飛船使用RCS姿控推力器調轉180度，與放在整流罩內部的LM-3登月艙對接，完成組合的飛船與火箭再次分離，即所謂的“轉向，對接和取出”（TD&E）動作。由于此前登月艙未能飛行，使用土星五號進行的所有阿波羅飛船測試都未攜帶對接機構；而在土星1B火箭執行的測試任務中，唯一攜帶對接裝置模擬件的阿波羅7號則因火箭整流罩未完全分離、擋住了安全對接通道而未能進行實際對接動作。阿波羅9號因此成為了阿波羅計劃中在軌對接的首次嘗試。首次嘗試的宇航員表示操作非常容易，“和模擬器上幾乎沒什么不同”。
盡管飛船僅進行地球軌道測試，但S-IVB級仍然按設計進行了二次起動并進入地月轉移軌道，以模擬實際登月操作。隨后，為避免成為太空垃圾，S-IVB在地面人員的遙控下再次進行變軌，借助月球引力彈弓將自己甩入地球逃逸軌道。這一操作將成為直到阿波羅12號之前，所有土星五號奔月任務的標準程序。
阿波羅9號共在地球軌道上飛行了10天，期間使用阿波羅飛船的主發動機進行多次變軌，驗證了對接在一起的完整阿波羅飛船可以正常操縱和機動飛行。由于阿波羅飛船是史上最大的載人飛船，指令艙和登月艙加在一起的在軌質量超過40噸，其中登月艙質量在10噸以上，因此驗證飛船組合體是否有足夠的強度承受機動飛行的應力非常有必要。第二天，麥克迪維特和施韋卡特進入登月艙，啟動了登月艙的系統進行檢查，并從登月艙一側對其主發動機進行點火推進，測試登月艙發動機性能的同時再度驗證飛船的結構強度。
第三天，兩人再度進入登月艙，隨后關上對接通道，緊接著三人穿上航天服，并減壓飛船、各自打開艙門，以驗證如萬一登月艙對接機構故障，宇航員通過太空行走從登月艙回到阿波羅飛船艙內的可行性，以及在艙外環境中對登月宇航服進行測試。按計劃，這將是實際登月任務前唯一一次在太空中測試宇航服的機會。原計劃是斯科特和施韋卡特分別從指令艙和登月艙出艙，然后施韋卡特從登月艙沿艙外爬回指令艙，以模擬對接機構故障時的情況，但由于施韋卡特患上了空間運動病，美國航空航天局曾一度考慮取消他的太空行走。不過施韋卡特堅持自己狀態有所好轉，最終出艙活動繼續進行，但時長大幅縮短，取消了施韋卡特從艙外爬回指令艙的嘗試，僅讓他和斯科特在艙外進行了約40分鐘簡單活動，驗證登月宇航服可用于太空行走。
第四天，麥克迪維特和施韋卡特駕駛登月艙與飛船分離，并與指令艙編隊飛行，以測試機動能力。期間，他們展開了登月艙的起落架，并由指令艙內的斯科特用肉眼觀察，證實起落架可以正常展開，并使用攝像機拍攝記錄了展開情況，以及其他登月艙在軌飛行時的狀態。完成這些操作后，登月艙重新對接。第五天，兩人再度駕駛登月艙分離，并啟動發動機飛離阿波羅飛船約180千米，隨后分離下降級，駕駛上升級返回飛船，模擬從月球表面起飛后在月球軌道上與指令艙交會對接的狀態，對交會對接程序和對接使用的雷達系統進行驗證。所有試驗均取得圓滿成功，此時計劃的飛行時長僅過去了一半。余下的5天則按計劃被用于各種科學實驗，包括測試將在未來用于地球資源衛星上的測繪相機。阿波羅9號于3月13日返回地球。
阿波羅10號
阿波羅10號是美國航空航天局任務計劃中的F任務，即進行一次完整的登月任務演練，完成除實際著陸外的所有操作。不過，阿波羅8號之后取消E任務的先例，使得NASA內部一些人認為阿波羅9號執行D任務的成功意味著F任務不再必要，因此建議同樣直接跳過F任務，直接在阿波羅10號上執行首次登月的G正式任務。毫不意外的是，這一建議的首推者是穆勒。但飛行運作主管克里斯托弗·克拉夫特堅持認為在月球軌道上進行全面測試是有必要的，因為阿波羅9號在地球軌道上進行的D任務無法對實際月球起飛上升程序進行驗證，也無法驗證登月艙的著陸雷達對月球表面進行探測的能力。此外，阿波羅8號繞月飛行時的最低軌道高度仍有110千米，而實際登月操作則要求阿波羅飛船下降到離月面僅有15千米的極低高度，由于對月球重力場的詳細分布仍不清楚，在如此之低的高度飛行會受到怎樣的引力攝動并不明確，需要通過實際飛行來驗證。菲利普斯聽取了克拉夫特和穆勒的匯報和爭論，最終同意了克拉夫特的觀點，決定在阿波羅10號上執行F任務。
不過，阿波羅10號攜帶的LM-4登月艙雖然基本解決了之前暴露出的所有設計缺陷并被允許執行飛行任務，但依舊未能解決超重和由此帶來的性能不足問題，也就是說，盡管將要演練除了實際登月之外的所有操作，但它并不具備真正登月的能力，并且也因此而沒有搭載用于著陸程序的飛控和導航軟件。取而代之的是，他們將在下降到約10千米高度后飛掠預定的登月著陸點并拍照測繪，然后拋棄登月艙下降級，模擬從月球軌道起飛上升并與指令艙交會對接的過程。有人認為此舉也可能是美國航空航天局控制宇航員行動的一種手段，否則，阿波羅10號的宇航員很有可能禁受不住離成為登月第一人如此近在咫尺卻又擦肩而過的誘惑，自作主張進行登月。
從阿波羅10號使用的SA-505號運載火箭開始，土星五號運載火箭進行了最后一次結構改進。其一二級間的級間段被縮短以減輕重量，一二級火箭結構也進行了進一步減重，而第三級S-IVB則因執行實際登月任務的需求而加裝了一些設備有所增重，不過三級能夠攜帶的推進劑量都顯著增加了。第二級S-II上的J-2發動機也進行了改進，增大了可用推力。此后飛行的所有土星五號火箭，除天空實驗室任務之外，都不再進行大幅結構改進，僅對搭載設備進行調整。
SA-505運載火箭的各級在1968年11到12月運抵肯尼迪航天中心，阿波羅飛船和登月艙則在稍早的10到11月抵達。宇航員為托馬斯·斯塔福德（指令長），約翰·揚（指令艙駕駛員）和尤金·塞爾南（登月艙駕駛員），于1968年11月3日正式確定。1969年2月6日，火箭完成垂直總裝，3月11日運往發射臺——此時阿波羅9號還在天上，而將在7月發射的阿波羅11號已經開始準備，可見當時阿波羅計劃的時間表之緊張、進度推進之快。作為首次成功登月前的最后沖刺，這三次發射也是整個阿波羅計劃中間隔最短的發射任務，平均間隔不到兩個月。由于阿波羅11號的準備工作占用了LC-39A工位，因此阿波羅10號使用了LC-39B工位進行發射，這也是整個阿波羅計劃中唯一一次使用LC-39B發射工位。
1969年5月18日美東時間中午12時49分（格林尼治時間下午16時49分），阿波羅10號發射升空。其發射窗口經過選擇，以確保當飛船到達月球上空并開始模擬登月操作時，預定著陸點附近的光照條件良好。發射期間縱向耦合震蕩問題依舊存在，盡管在多次改進措施之后沒有影響發射的正常進行。在進入地球軌道并飛行兩圈后，S-IVB第二次起動點火，將飛船送入地月轉移軌道。在點火期間S-IVB出現了異常擺動，塞爾南一度擔心會出現故障，但最后沒有出現更多異常情況。飛船分離之后，S-IVB與阿波羅9號一樣再次變軌進入飛掠月球的軌道，并被月球引力彈弓彈射到地球逃逸軌道。
阿波羅10號任務的其他部分基本正常進行，但出現一點小插曲：在登月艙進行模擬登月操作時，準備分離下降級的過程中，由于人為失誤，導致宇航員錯扳了登月艙交會系統的啟動開關，結果系統提前啟動并試圖將飛船自動指向指令艙，引發姿態劇烈晃動，驚慌失措的尤金·塞爾南因此在直播中爆了粗口，成為著名公關事故。事后查明故障原因并非宇航員錯按開關，而是登月艙制造時將開關裝錯了。但從公關角度來說，阿波羅10號也成為了第一次攜帶彩色電視攝像機對任務進行直播的阿波羅登月任務，其感染力遠超阿波羅8號上的黑白電視攝像機，也令電視直播從此在公眾心目中成為載人航天任務不可或缺的一部分。阿波羅10號在飛行8天后于1969年5月26日返回地球，其試驗任務的圓滿成功標志著阿波羅計劃的研制和飛行試驗階段圓滿結束，也使阿波羅11號的首次登月任務能否實施再無懸念。
正式任務
阿波羅計劃
自1969年7月16日阿波羅11號執行首次登月任務至1972年12月7日阿波羅17號執行最后一次登月任務期間，土星五號火箭的技術狀態相比阿波羅10號的AS-505火箭基本沒有大幅變化。這期間的主要改動包括：
在阿波羅13號上，S-II級再度出現嚴重的縱向耦合震蕩，以至于提前133秒觸發了原本用于降低推力控制震蕩的5號發動機關閉開關（即阿波羅8號中所提及的措施），使得5號發動機自動關機。按正常設計，這一觸發應當在S-II級接近燃盡時才會發生，此時S-II級重量已經大幅減輕，因此降低的推力不會影響火箭性能。第二級的其余4臺發動機多工作了44秒進行補償，但損失的推力仍然導致第二級所提供的速度增量比計劃少了約400米/秒，S-IVB第一次起動為此延長了9秒以彌補，幸運的是仍在任務裕度范圍內。因此從阿波羅14號的AS-509火箭開始，S-II級上也安裝了和S-IC級一樣的充氦氣緩沖推進劑管路和蓄壓器，同時修改了5號發動機的關閉程序和控制裝置，不再由震蕩載荷自動觸發，以避免再次出現提前意外關機的問題。
在阿波羅13號的事故之后，阿波羅計劃暫停4個月進行調查期間，飛船的設計也借機進行了修改，增加了J任務所需要使用的各種科學儀器和設備，包括登月艙上的月球車、服務艙上的月球測繪相機和傳感器探桿，以及為新增加設備供電的額外蓄電池組、太陽能電池和擴大的燃料電池燃料貯箱等。這些改進使得自阿波羅14號起，阿波羅飛船的重量有了顯著增加，約增重1.6噸。而自阿波羅15號起，登月艙的重量也顯著增加，又再增重了1.8噸。
為補償增重造成的影響，土星五號火箭也對應進行了一系列性能優化和減重措施，但并沒有對結構進行大幅修改。阿波羅15號使用的SA-510火箭調整了一級發動機的工作程序和攜帶的燃料量以延長一級發動機的工作時間，將用于一二級分離的反推火箭數量從8臺減少到4臺，并取消了S-II級的起動沉底發動機以減輕重量，還通過修改優化發射軌道來進一步減少上升段的能量損失以提高運載能力。僅修改軌道就能補償1.1噸的額外運力。不過，從阿波羅15號發射后回收的箭上監控錄像發現，取消的4臺反推火箭導致一二級分離時一級分離速度不足，有發生碰撞的危險，因此此后的土星五號火箭都將反推火箭又加了回去，而其他的改動則被保留下來。這一階段的改進增重讓火箭和阿波羅飛船組合體的總起飛重量增加到高達2,962噸，比SA-505~SA-507（阿波羅10-13號）時期的起飛重量增加了近20噸，創造了人類史上起飛重量最大飛行器的紀錄，直到被SpaceX公司的“星艦”所超越。
此外，由于阿波羅12號起開始在月球表面布設月震儀，因此為協助月震儀工作，自阿波羅13號以后，所有的S-IVB級飛行程序都進行了修改，不再在與飛船分離后通過月球引力彈弓將自己拋入地球逃逸軌道，而是反之變軌進入撞擊月表的軌道，以制造強度和位置已知的人工月震，供月震儀進行探測和校準。為了避免砸到月面上布設好的設備或登月艙，在撞擊月表時，所有S-IVB級都會通過變軌將撞擊點控制在遠離飛船著陸點至少150千米以上的安全范圍內。除S-IVB級外，在每次登月任務結束后，登月艙同樣會在被拋棄后主動變軌撞擊月表以制造人工月震。
阿波羅應用計劃（AAP）/天空實驗室（Skylab）
在阿波羅計劃即將結束時，為了充分利用阿波羅計劃的已有資源并發掘其潛力，美國航空航天局提出了阿波羅應用計劃（AAP）的設想，其中包括使用阿波羅飛船進行載人繞金星和火星任務等，以及使用阿波羅計劃的設備建造空間站。但由于這些拓展項目雖能利用阿波羅計劃已有硬件節約研制成本，任務本身的成本卻太過高昂、甚至超出了阿波羅計劃本身，最終所有阿波羅衍生任務全部被取消，僅空間站計劃得以實施。此即美國首個空間站“天空實驗室”（Skylab）。其使用原計劃用于阿波羅18號的SA-513號土星五號火箭發射，并基于S-IVB級的結構建造。使用運載火箭結構改造成空間站的設想與阿波羅登月計劃一樣可追溯到1959年布勞恩提出“地平線計劃”時期。
由于天空實驗室使用火箭S-IVB級的結構改造而成并取代了S-IVB級，使得SA-513火箭需要僅用前兩級將其送入軌道，加之其運行軌道高度為440千米，顯著高于阿波羅計劃時的185千米停泊軌道，因此其的總發射重量為85噸，大幅低于阿波羅計劃期間的總入軌重量130噸。
天空實驗室在1973年5月14日發射，并成為土星五號火箭實際進行的最后一次飛行。由于種種原因，這次發射出現了較大的問題。在起飛后63秒經歷最大動壓時，空間站兩個主太陽能電池陣之一的整流罩意外開啟，導致整流罩和電池板均被氣動載荷吹掉，并破壞了空間站外表面的微隕星防護/隔熱罩，其碎片卡住了原本完好的另一側太陽能電池陣。同時，在一二級分離之后，原本應該隨后從S-II末端分離的級間環未能正常分離，導致火箭帶著額外的死重飛行，幸而仍然成功入軌。盡管如此，由于電池板損壞導致空調系統無法啟用，且隔熱罩被損壞，天空實驗室艙內溫度嚴重失衡，向陽面外部溫度急劇上升到50℃以上、艙內則接近40℃，而背陰面則低至零下20℃。同時，大部分系統也因缺電而無法工作。
此后美國航空航天局使用土星1B火箭發射了自被取消的阿波羅18、19和20號任務中留用的阿波羅飛船，搭載宇航員對天空實驗室進行了在軌維修，使其恢復正常運行，并按計劃進行了科學實驗。在阿波羅計劃中剩余的飛船和火箭均使用完畢后，天空實驗室也暫停使用。其原定在航天飛機首飛后恢復運行，但航天飛機研制進度延后，加之1976年起地球遭遇太陽活動高峰期，導致天空實驗室的軌道衰減加劇，而其又未設計有軌道機動發動機，無法自行推進保持軌道，最終在1979年7月11日墜落。
任務列表和去向
共建造了15枚可供飛行的土星五號火箭，此外還建造了兩枚地面試驗箭，分別是發射場合練箭SA-500F和全箭振動試驗箭SA-500D。此外，還建造了一個完整的第一級碳化硅T，用于一級5臺F-1發動機的全系統地面熱試車。由于阿波羅計劃后期任務的取消，僅有13枚土星五號火箭進行過實際飛行。剩下的兩枚火箭和兩枚地面試驗箭均被拆散為部件，其不同部件目前分散在包括肯尼迪航天中心在內的美國各地博物館中展出。
其他發展設想
土星五號改進型運載火箭（Saturn MLV）
由馬歇爾飛行中心在1965年開始研究的一系列土星五號改進方案，試圖進一步提升土星五號的性能。這些方案包括為S-IC級加裝第6臺F-1發動機、捆綁泰坦II運載火箭的固體助推器、將上面級發動機從J-2更換為計劃新研制的HG-3高性能氫氧發動機、將S-II級發動機的數量從5臺增加到7臺、拉長貯箱以容納更多推進劑等。由于阿波羅計劃結束、航天飛機計劃啟動，所有改型均未進一步發展。
土星二號（Saturn II）/土星INT
不要與之前提到的土星C-2方案相混淆。其為1966年美國航空航天局與土星五號改進型計劃同期啟動的一項土星五號衍生型號研究，由馬丁公司、北美航空公司和波音公司應標，改進方案編號為土星INT系列。與改進計劃相比，該研究則希望在土星五號的基礎上進行“降級”設計，形成能夠與土星五號通用大多數部件、取代土星一號系列的新型大型運載火箭，以淘汰仍使用“超級朱庇特”方案、無法與土星五號或其他系列運載火箭通用部件的土星一號火箭一級，從而統一美國大型/重型運載火箭型譜，簡化生產和后勤保障體系。
土星二號的設計思路以在土星五號基礎上去掉其中一級為主，其中進行最深入研究的方案版本選擇了去掉最大、最重也成本最高的第一級S-IC。由于S-II原裝J-2發動機的推力不足以克服火箭重力，最初曾決定將S-II級5臺J-2發動機更換為7臺將在土星五號改進計劃中研制的HG-3高性能氫氧發動機。由于改動過大造成成本效益不佳，該方案在早期研究后便被放棄，改為采用捆綁固體助推器方案，通過捆綁來自泰坦系列運載火箭和民兵彈道導彈的固體助推器取代S-IC級用于起飛助推，從而降低成本，并可通過調節助推器的安裝數量來控制起飛推力，進而調節火箭運力。
視不同型號，土星二號火箭的近地軌道運載能力可從20到60噸不等，能夠有效地填補土星一號20噸級到土星五號100噸級之間的空缺。后隨著阿波羅計劃的結束和航天飛機計劃的啟動，該火箭隨土星五號改進型方案一同停止研制。
土星航天飛機助推器（Saturn-Shuttle）
在航天飛機研制早期階段，為充分利用阿波羅計劃的已有技術成果以節約成本，波音公司曾提出使用土星五號的S-IC級改造作為航天飛機的助推器使用。為滿足航天飛機回收利用助推器的要求，波音公司早期曾提出為S-IC級加裝降落傘，并使用大型直升機進行空中回收，后又提出在S-IC級上加裝整流罩、起落架和機翼，使其在分離后能夠自行滑翔返回發射場。這一概念在1971到1973年進行了初步研究并提出了多個方案，但美國航空航天局出于進一步節約研發成本考慮最終采用了成本更低的固體火箭助推器。
技術特點
總體設計
土星五號為三級重型低溫液體運載火箭，由下至上分別由液氧煤油起飛級S-IC、氫氧上面級S-II和S-IVB組成，其中一級和二級之間借助級間段實現雙面分離，二級和三級之間則是單面分離。第一級碳化硅尾端安裝5臺F-1發動機，其中外側4臺的殼體凸出在箭體以外，并由錐形整流罩覆蓋，整流罩外側安裝有4片鈦合金制成的穩定尾翼，包括尾翼在內的總翼展為19.2米。沿著各級箭體兩側外表面安裝有電纜罩/隧道管，用于容納在各級間連接的控制系統電纜、輸送增壓氣體的管路，以及安裝飛行中止系統的自毀爆炸索。當火箭飛行出現異常、需要觸發自毀時，自毀爆炸索沿縱向炸開貯箱，使火箭解體、貯箱內推進劑散逸，避免失控的火箭帶著大量推進劑墜地爆炸，造成集中傷害。
火箭的第一級貯箱和第二級S-II貯箱直徑相同，均為10.06米。第二級前端通過級間段過渡到直徑6.6米的S-IVB級，S-IVB級又通過前端的飛船登月艙適配器（SLA）也即整流罩過渡到阿波羅飛船的3.66米直徑。整流罩內部容納登月艙，前端則與阿波羅飛船服務艙底部相連。阿波羅飛船指令艙上安裝發射逃逸系統（LES）即逃逸塔，逃逸塔尾裙作為飛船指令艙整流罩，服務艙則在發射過程中暴露在外。包括逃逸塔和第一級發動機尾噴管在內，火箭的總高度為110.6米。
土星五號的主要任務是發射阿波羅登月飛船，將其送入地月轉移軌道。作為載人運載火箭，其設計中考慮的主要因素是可靠性、性能和質量。為此，制導和控制系統、液壓系統都采用了冗佘技術和多數表決法。各子級用獨立的電氣系統，級與級之間沒有電源轉換，僅有控制信號的聯系。這一設計提高了可靠性，避免了一級出現故障影響其他級的可能，同時也確保了后續改進的潛力，火箭便于增減或改用其他火箭級，也是土星二號和土星五號MLA等改進方案的基礎。發動機的設計也強調可靠性，F-1和J-2發動機均犧牲了比沖性能來提高推力和可靠性，并通過在箭體上采取盡可能減重措施來彌補比沖降低產生的性能損失。
從肯尼迪航天中心發射，軌道傾角28.5°時，土星五號的185千米近地軌道（LEO）有效載荷運力為120噸，1,000千米中地球軌道（MEO）運力為82.5噸，地球同步轉移軌道（GTO）運力為60噸，直送地球同步軌道（GEO）運力為30噸，地球逃逸軌道運力為50噸。
土星五號的總起飛重量高達2,950噸以上，是當時也是現在世界上所飛行的最大運載火箭，即便是美國重返月球阿爾忒彌斯計劃中使用的太空發射系統也無法在起飛重量上與土星五號火箭相匹敵。其第一級S-IC直徑達到10.1米，遠遠超出當時其他所有運載火箭的規模。土星五號的尺寸、重量和運載能力后來成為中國分級標準下重型運載火箭、美國分級標準下超重型運載火箭的定義，即起飛重量2,000-3,000噸級、運載能力50-100噸級。
第一級（S-IC）
S-IC級由馬歇爾飛行中心設計，波音公司作為承包商負責建造。其總長42.06米，貯箱直徑10.06米，裝5臺F-1大推力液氧煤油發動機，總起飛推力34,029千牛。中心發動機固定，外側4臺發動機可5°雙向擺動，以控制火箭一級飛行段。箭體液氧箱容量約1,300立方米，煤油箱容量約800立方米，總共可容納2,148噸推進劑，正常燃燒時間168秒。包括發動機等部件在內，箭體結構空重為131噸，滿載推進劑時總質量2,279噸，質量比17.4。
結構
S-IC級結構從前到后依次由前裙、液態氧箱、箱間段、煤油箱和推力結構（尾段）組成，采用常規分隔式貯箱設計。為最大程度減輕重量，液氧箱分8段、煤油箱分4段，由后向前依次變薄，最厚處約6.8毫米，最薄處約4.5毫米。貯箱均為球冠形結構，由半橢球型前后底和中部筒段構成，內部裝有結構隔框，底部裝有推進劑防晃板。
尾段用于安裝發動機，其內部為框架結構，由一根十字型大梁承受5臺F-1發動機的推力。該部件也是土星五號全箭最大的單體成型結構件，重達21噸。尾段底部覆蓋有不銹鋼蜂窩防熱板，以保護火箭尾部不受發動機尾焰燒蝕。尾段外部安裝有4個錐形整流罩和4片鈦合金尾翼，其作用是覆蓋凸出在尾段殼體之外的外圍4臺發動機安裝支架，并在出現如發動機意外關機等情況、火箭飛行姿態受到較大擾動的情況下產生足夠的氣動安定性，確?；鸺恢劣谑Э?，使宇航員能夠采取應對措施或執行逃逸操作。除尾翼外，箭體結構主要材料為7075和2219鋁合金，設計極限安全系數1.4，屈服安全系數1.1。
推進系統
S-IC級的推進系統由5臺F-1大推力液氧煤油發動機，以及包括增壓輸送系統、液壓系統等在內的附件組成。
F-1液氧煤油發動機
F-1發動機為單泵、單燃燒室，燃氣發生器循環的液態氧煤油發動機，一次起動、不可節流，不具備再次點火能力。發動機混合比2.27，燃燒室壓力7-7.62兆帕，海平面額定推力6,770千牛，真空推力7,770千牛，海平面比沖263-266秒，真空比沖305秒，發動機質量流量為每秒1,789千克液氧和788千克煤油。其采用管束式推力室，由液態氧對推力室頭部進行再生冷卻、渦輪泵排氣對噴管延伸段進行氣膜排放冷卻。F-1是迄今為止最大的單燃燒室液態火箭發動機。
F-1發動機在碳化硅級上采用十字型布局共安裝5臺，包括1臺固定的中心發動機和4臺可雙擺5°的外圍發動機，擺動發動機采用泵前擺設計。發動機起動時，由電信號點燃燃氣發生器的發射藥點火器，隨后由地面液壓源驅動，先打開液氧閥，然后再打開煤油閥。推進劑在貯箱壓力作用下進入燃氣發生器，被火藥點火器點燃，產生的燃氣驅動渦輪泵旋轉增壓。當泵出口壓力達到額定值后，推力室內的自燃推進劑點火藥隔膜在壓力下破裂并點燃，推進劑進入推力室，并被自燃推進劑點燃，推力室點火起動。發動機監控系統在探測到推力室點火成功后即完全打開推進劑閥門，同時注入乙二醇冷卻劑以穩定燃燒，使發動機平滑過渡到主級工況。
發動機關機采用指令或耗盡關機。為控制縱向耦合震蕩和最大過載，設計上在S-IC級飛行段，當最大過載達到約4.4G時，將觸發火箭儀器單元艙送出控制指令，關閉5臺發動機中的中心發動機。其余4臺發動機則采用耗盡關機，由儀器單元艙通過開關選擇器選定任一發動機的關機電路進行傳感和控制。當4臺發動機的液態氧箱或煤油箱耗盡液面傳感器中，有至少2個或以上觸發耗盡信號時，控制單元將啟動計時器，在設定的延時之后發出關機電信號，控制發動機上的中止電磁閥關閉推進劑閥門，使發動機關機。
增壓輸送系統
S-IC級的推進劑增壓系統由液氧和煤油箱組成，兩個貯箱均用氦氣瓶中的氦氣在起動前進行預增壓。發動機起動后，由渦輪泵排氣換熱器和管束推力室再生冷卻頭部加熱從推力室頭部分流出的一股液氧，使其成為氣氧，對液氧貯箱進行自生增壓。煤油箱則用氦氣增壓，氦氣在增壓前也由渦輪泵排氣換熱器加熱。
液態氧箱增壓由氣流控制閥控制，其通過敏感線路測定箱壓，并調節氣氧流量和壓力，使氣枕壓力控制在124.11~137.9千帕范圍內。煤油箱增壓則通過氦氣控制器控制5個高壓氦氣瓶的電磁閥進行控制，使氣枕壓力控制在134.45~148.28千帕范圍內。其中，1到4號氦氣瓶會隨飛行過程逐漸打開消耗，依次補充前一氣瓶放氣下降的壓力；5號氦氣瓶則是調節氣瓶，當箱壓低于控制范圍時，氦氣控制器打開氣瓶閥門，箱壓高于控制范圍時則關閉。氣瓶本身浸沒在液態氧貯箱內，安裝于液氧箱內壁隔框上，以利用液氧低溫增大氦氣密度并省去氣瓶隔熱層，從而節省氣瓶重量。
推進劑輸送系統同樣由液氧和煤油部分組成。液氧部分由5根穿過級間段和煤油箱的隧道輸送管把貯箱中的液氧輸送給發動機。為了應對發動機擺動和結構應力產生的移位，每根管都裝有擺動和滑動接頭，并設有容積壓力補償管，能夠保證液氧流量不變。每根輸送管有一個前置閥，前置閥閥腔中充有氦氣并作為吸收發動機脈沖的蓄壓器，用于抑制縱向耦合震蕩。
煤油系統通過直徑30.48厘米（1英尺）的輸送管向發動機輸送RP-1煤油。每根輸送管與液態氧輸送管一樣裝有擺動和滑動接頭。每根燃料輸送管也有一個前置閥，作為主發動機燃料斷流閥的應急輔助閥。前置閥中設有燃料流量計。燃料箱箱底有煤油耗盡液面傳感器，作為液氧箱耗盡傳感器的備份，兩者都可觸發發動機關機信號。
液壓系統
S-IC級的液壓系統直接采用發動機煤油作為液壓介質。此設計首先在土星1B運載火箭的H-1火箭發動機上嘗試采用，是發動機和火箭系統設計上的一大創舉，避免了設計單獨液壓驅動系統所造成的重量和功率消耗。這是因為F-1發動機的尺寸前所未有，若采用傳統獨立液壓系統，將導致尺寸和重量都過大，設計也會非常困難。液壓源直接來自發動機煤油泵，工作壓力為12.4兆帕。由于發動機煤油流量遠高于液壓系統所需工作流量，因此壓力非常穩定，從而大幅簡化了液壓系統的設計。
使用煤油作為發動機液壓系統工作介質也會面臨一些問題。煤油相比常規液壓油，粘度低，潤滑性較差，容易腐蝕，污染難以控制，且在高溫下有起火風險。同時，由于S-IC級的液壓系統是單一通道的低壓系統，這意味著常規液壓系統可由多個工作通道分擔過濾的流量需要由單一過濾器來完成，并且由于是開路系統，因而也不能通過進行多重過濾來減少污染。
為了克服這些問題，采取了如下對應措施：
由于發動機作動系統和煤油輸送系統的特點，F-1發動機/碳化硅級的液壓系統相比其他常規液壓系統設計非常簡單，僅包括每臺發動機各兩個伺服作動器，可動部件非常少，除作動器外只包括各管路和輔助閥門。同時，因直接由發動機煤油泵做液壓源，且壓力穩定，也不需要單獨的液壓泵、備用泵和蓄壓器等。在發動機未點火時，地面測試的液壓供應則由地面驅動設備通過箭上分配器供給，經作動器作功后又經過箭上分配器返回地面。
液壓系統的伺服作動器和土星五號其他級上的作動器一樣，主要由電液流量控制伺服閥和雙向線性作動筒組成。發動機渦輪泵能夠提供的12兆帕液壓對于飛行器液壓系統來說相對較低，而需要的作動力卻很大，因此需要增大液壓活塞面積以增加受力面積，并采用了三級伺服閥來補償增加的尺寸和重量，提高作動器響應速度。作動器安裝在S-IC級尾段外表面、整流罩下方的安裝框架上，牽引發動機進行擺動。
由于尺寸和重量限制，液壓作動器不能采用多余度設計，因此轉而采用純機械反饋結構來提高單個作動器的可靠性。因不需要電子元件、傳感器和相關的控制電源、導線等，伺服機構可做得更緊湊、更輕，并節省了326路控制電纜，以及744個電纜接頭，從而進一步簡化了結構、提高了系統可靠性，同時還減輕了20-40千克重量。
電源系統
S-IC級由兩組28伏直流電電池供電，1號電池容量10.6安時、重9.98千克，用于箭上遙測和測量系統；2號電池容量20.8安時、重24.9千克，用于箭上控制系統和各作動器與閥門等。兩組電池共同使用主電源配電器進行供電，并通過6個電源配電器將電力分配到各自的負載中。盡管兩路電源共用部分配電器，但彼此之間是完全獨立的，任一系統的故障都不會影響到另一系統的正常運行。除遙測配電器位于前裙內之外，其余所有電源系統設備均安裝在箭體尾段內的推力結構上。
級間段
土星五號火箭的一、二級間采用雙面分離設計，由級間段連接兩級。其與箭體其他部件一樣采用7075鋁合金制造的桁架蒙皮結構，外表面裝有4枚反推火箭和4枚二級沉底火箭。
當一二級分離時，首先點燃沉底火箭，產生分離加速度，并使S-II級貯箱內的推進劑沉到箭體下部，以便于發動機點火。隨后，級間段后分離面上的爆炸索首先起爆，同時S-IC級上的8枚反推火箭點火、S-II級主發動機點火，發動機和反推/沉底火箭的推力共同使S-IC級分離。二級正常起動工作30秒后，級間段前分離面上的爆炸索起爆、4枚反推火箭點火，級間段與S-II級分離。在J系列任務的發射中，為補償增加的有效載荷，基于多次飛行積累的經驗，級間段上的4枚沉底火箭被去掉以減輕重量。
在土星五號火箭實際飛行過程中，級間段僅出現過一次分離失敗，即天空實驗室發射任務。其第二次分離未正常進行，級間段未能與S-II級分離，但火箭仍然成功入軌。
第二級（S-II）
S-II級由北美航空公司承包研制。如前所述，由于S-IC和S-IVB級均早于其完成設計，為實現全箭性能優化，S-II級采用了更加激進的減重措施，一度導致研制面臨困難。其全長24.87米，直徑10.06米，滿載總質量480噸，結構重量僅36噸，質量比達10.8，是當時性能最好的大型低溫上面級之一。S-II級裝5臺J-2氫氧發動機，同樣采用十字型布局，中心發動機固定，外圍4臺可雙擺7°，同樣采用泵前擺設計。
結構
S-II級由前裙、共底貯箱、后裙和尾段組成。除液氫箱部分為2214鋁合金外，其余部分同樣采用7075鋁合金。外表面鋪設有隔熱材料，以減少低溫推進劑的蒸發。
共底貯箱由液氧箱、液氫箱和共底組成，其上底和共底是半橢球型，下底則是錐形。液氧箱內壁銑切成十字型網格，底部裝有消旋隔板，內壁則裝有防晃板，而液氫箱因液氫粘度小而無需防晃措施。抑制縱向耦合震蕩的蓄壓器安裝在液態氧箱底部。共底由2014鋁合金夾玻璃纖維/酚醛隔熱泡沫制成，能夠隔離液氧和液氫之間近100℃的溫差。貯箱的上下底，以及共底的兩面，均采用扇形瓜瓣焊接在一起拼接而成。
貯箱隔熱采用外隔熱層設計，因鋁合金在低溫下強度提高，故可節省結構重量。最初5枚土星五號火箭（SA-501~505，阿波羅4/6/8/9/10）的隔熱層采用玻璃纖維蜂窩內填充聚氨酯泡沫的設計，并由聚氯乙烯薄膜確保氣密性，通過環氧酚醛粘接在貯箱表面上。從第6枚土星五號火箭（SA-506，阿波羅11）開始，隔熱層改用馬歇爾研究中心開發的全新泡沫噴涂工藝，由環氧酚醛粘接層、聚M/環氧過渡層、聚氨酯泡沫/樹脂隔熱層和密封/抗菌層依次噴涂組成，大幅減輕了重量，并簡化了加工工藝。為進一步保護涂層不剝落，還在迎風面和突出區域外表面貼了6.35毫米厚的軟木隔熱/防護層。
推進系統
S-II級裝5臺J-2氫氧發動機的不可重復起動型號，其推進系統由發動機、增壓輸送系統、推進劑利用系統、排氣系統、液壓系統等組成。
J-2氫氧發動機
J-2發動機為雙泵、單燃燒室，燃氣發生器循環的液氫液氧發動機，S-II上安裝的型號為一次起動、不可節流，不具備再次點火能力，與土星1B運載火箭二級相同。發動機混合比5.5，燃燒室壓力7.62兆帕，真空推力1,002千牛，比沖421秒。與F-1一樣，J-2同樣采用管束式推力室，以及推力室頭部再生冷卻、噴管延伸段渦輪泵排氣氣膜冷卻的冷卻方式。其是美國第二種上面級低溫氫氧發動機，第一型則是采用膨脹循環、著名的RL-10氫氧發動機。與RL-10相比，J-2的設計目標是大幅提升推力和可靠性，為此對比沖做出了一定犧牲，也是美國第一型大推力氫氧發動機。
J-2發動機用電火花塞點火器點火，以確保其多次起動能力。起動前，由箱壓將液氫和液氧推進劑推入噴管再生冷卻通道，對推力室進行預冷，同時也將起動用的推進劑送入燃氣發生器。預冷完成后，起動貯箱內的氫氣排出，在燃氣發生器點火前吹動渦輪泵對其進行預旋，以將推進劑送入推力室頭部。起動貯箱氫氣隨后進入點火器，并與送入點火器的少量液氧摻混。隨后，燃氣發生器點火器點火，產生的燃氣驅動液態氧和液氫渦輪泵，將推進劑注入推力室，此時推力室點火器也點火，使發動機迅速轉入主級工況。關機時，則通過電磁閥關閉液氧和液氫管路，使發動機關閉。對重復起動型號而言，發動機工作期間，從推力室頭部引出一股氣氫重新填充起動貯箱，以用于下一次起動。
增壓輸送系統
S-II級液氧箱和液氫箱均使用自生增壓，其中氧氣引自渦輪泵頭部液氧，經噴管熱交換器加熱氣化；氫氣則引自外圍4臺發動機推力室頭部。
氣氧通過貯箱增壓調節器進入公共增壓管，然后再通過氣體分配器進入貯箱。增壓調節器并不根據貯箱壓力采用閉環控制，而是在發動機起動時部分打開、在發動機工作180秒后打開至最大位置，液氧箱壓力則完全依靠放氣系統進行調節。當箱壓達到289千帕的額定值時，放氣閥打開。這一設計的目的是增加泵入口凈正抽吸壓頭，減少由泵引起的發動機推力變化。
液氫箱增壓則采用部分閉環控制，氣氫進入歧管，通過增壓管和貯箱增壓調節器，最后通過氣體分配器進入貯箱，流量隨液氫箱氣枕壓力變化而變化。貯箱壓力額定值為227.53千帕。在發動機工作滿5分鐘后，則轉為開環控制，增壓調節器打開至最大位置，此后同樣由放氣系統放氣來維持箱壓不超過額定值。
推進劑利用系統
推進劑利用系統用來測量貯箱內剩余的推進劑量，測量精度為1%。其在推進劑加注時用于供地面監控和控制加注過程，而在飛行期間則用于供火箭儀器單元監控推進劑消耗情況，并由此調節發動機工作參數，確保將推進劑盡可能完全耗盡。該系統的控制元件安裝在S-II級前裙內，傳感器則位于貯箱內。貯箱內布設的傳感器形成一個容量隨推進劑液面變化的圓柱形液體電容，并通過電橋與伺服平衡電容搭接，從而送出與推進劑液面變化正相關的電信號。信號隨后驅動電位計，從而將液面測量結果送給地面或箭上計算機。同時，其還作為耗盡關機液面傳感器的保險，只有當推進劑利用系統測量到推進劑即將耗盡時，才會接通耗盡關機傳感器，從而避免推進劑晃動、氣泡等原因造成耗盡關機傳感器虛警，從而觸發發動機意外關機。
S-II級的推進劑利用系統工作方式較為簡單，由旋轉閥及電控制器組成。當發動機起動時，旋轉閥位于中立位，此時發動機的工作混合比為5。發動機正常起動后5.5秒，飛控計算機向旋轉閥發出指令，將混合比調節為主級工況的5.5。當儀器單元測得火箭二級飛行段的總△v達到設定值后，飛控計算機再發出指令，將混合比調節為4.3，使剩余推進劑盡可能同時耗盡。在測得推進劑耗盡時，推進劑利用系統發出信號，控制系統發出耗盡關機指令，使發動機平穩關機。
排氣系統
排氣系統用于在必要時排放貯箱內氣壓，避免超壓造成結構損壞甚至爆炸等意外事故。S-II級的液氧和氫氣箱均使用氦氣驅動的氣動閥門作為排氣閥，每套閥門采用獨立的氦氣系統。
液壓系統
S-II和S-IVB級的液壓系統設計基本相同，采用相同的組成部件和工作原理，僅數量和布局有差別。S-II級上共裝29個伺服作動器，驅動外圍4臺發動機擺動。液壓系統工作壓力24.1兆帕，使用標準的美軍標MIL-H-5065A液壓油，最大驅動速度8°/秒?；鸺痫w后，加速度使液壓油流入壓力管道，接通主泵、蓄壓器和油箱。S-IC級分離時，S-II級上的開關選擇器打開高壓閥門，使液壓油帶壓力流入作動器和蓄壓器，積蓄能量等待起動工作。發動機點火起動后，主液壓泵工作，液壓系統開始正常運行。
電源系統
S-II級的電源系統由4組35安時銀鋅電池供電，共重74.83千克，在地面上時則通過轉接器使用地面供電。配電系統由6條直流總線和1條交流總線組成，其中交流總線使用發射臺的56伏交流電，僅接地面電源，并用于為僅在地面上使用的系統進行供電，與飛行系統電源互相隔離。飛行控制相關系統使用主直流總線供電，儀器和遙測設備則使用儀器總線供電，分別使用對應的電池。另兩組電池則專用于故障檢測系統、自毀系統和分離系統的供電。
第三級（S-IVB）
S-IVB級由麥道飛機公司作為承包商。其已經被選中在土星1B運載火箭上進行飛行試驗，因此是土星五號中最早準備好且技術成熟度最高的一級。土星五號所用的版本與土星1B上的型號相比基本沒有變動，主要是推進系統針對二次起動要求做了一些改進。此外，因有效載荷顯著增大且要用于載人登月任務，貯箱和箭體結構加強，一些設備也采取了冗余措施或提高了可靠性。該級直徑6.6米，全長18.1米（不含整流罩），結構質量11.5噸，滿載質量120噸。
結構
S-IVB級的結構由前裙、共底貯箱、后裙、推力結構（尾段）和后級間段組成。后級間段作為S-IVB級和S-II級的連接過渡段，連接在S-IVB級的后裙上。雖然與S-IVB級一同制造并整體運到發射場安裝，但其最終將被固定在S-II級的前裙上，并在分離時與S-II級一同被拋棄，其外側安裝有S-II級的4枚分離反推火箭。由于有效載荷增重，土星五號的S-IVB級前后裙殼體都有所加厚并增重。前裙與火箭儀器單元艙連接，其內部則安裝有5塊環控安裝板，用于安裝S-IVB自己的電子設備。外部則開有貯箱加注和飛行排氣口，并裝有遙測系統天線和電纜隧道管的整流罩。
S-IVB級的貯箱結構設計和工藝與S-II級相似，僅尺寸有所區別，同樣采用2014鋁合金。不同的是，S-IVB貯箱采用內隔熱層工藝，隔熱層材料采用類似S-II舊工藝上的玻璃纖維蜂窩內填充聚氨酯泡沫結構，并在制造貯箱的過程中使用ep粘接于其內表面。最后，在隔熱泡沫表面覆蓋一層聚氨酯浸漬的玻纖布以保護隔熱層不被低溫燃料浸沒脆化。貯箱筒段由7塊2014鋁合金面板經彎板機彎曲后焊接而成，其內壁與S-II一樣化學銑切成網格結構，蒙皮厚度為3.1毫米，網格厚度為3.6毫米。
在后裙外圍以120°間隔等距布置有3枚沉底/分離火箭，用于S-II和S-IVB級之間的分離。因為S-IVB級的級間段相較于其直徑而言非常長，因此需要先由分離火箭將J-2發動機的尾噴管完全推出級間段以外之后，才能起動發動機開始機動飛行，否則可能有與S-II級碰撞的危險。當分離時，電信號引爆級間段分離面上的爆炸索，然后級間段上的反推火箭和S-IVB級后裙上的沉底/分離火箭同時點火，將兩級互相推開。S-IVB正常起動并飛行15秒后，為減輕死重，飛控系統發出指令，引爆將沉底火箭固定在箭體上的爆炸螺栓，將燃盡的沉底火箭殼體拋掉。
推進系統
S-IVB級的主推進系統包括單臺可重復起動型、可雙向擺動的J-2真空發動機，以及包括增壓輸送系統、推進劑利用系統、排氣系統和液壓系統等在內的相關附件。此外，因單臺J-2發動機不具備滾動控制能力，因此還裝有帶姿控推力器的輔助推進系統，在主發動機工作時用于控制滾轉軸姿態，主發動機不工作時則提供三軸姿態控制和小推力機動能力。
在滑行段期間，輔助推進系統提供三軸姿態控制，使S-IVB級盡量保持平行于速度向量飛行，最小化低軌道大氣衰減的同時，避免在二次起動前準備時需要進行過大幅度的姿態調整，導致液氧/液氫因劇烈晃動而蒸發、乃至對飛行產生強擾動力。這一過程同時也保持飛船的舷窗面向地球、光學系統面向太空，滿足熱控和宇航員對地/天文觀測與導航需要。
如前所述，J-2發動機的二次起動是通過起動貯箱內的氣氫來進行的，因此需要確保貯箱內的氣氫仍有足夠的壓力而不至于冷卻。與此同時，作為低溫發動機，J-2發動機在每次工作結束后也需要較長的時間來冷卻和吹掃。綜合上述因素考慮，從火箭入軌到二次起動之間的允許間隔時間最短不少于80分鐘、最長不超過360分鐘。正常情況下，這一過程將耗時兩圈約180分鐘。
增壓輸送系統
土星五號的S-IVB級增壓輸送系統與土星1B火箭上的基本相同。在火箭起飛前和發動機起動前，液態氧箱和液氫箱均使用-217℃的冷氦氣增壓。在火箭起飛前，氦氣由地面氣源供應，火箭起飛后則使用箭上氦氣瓶。氣瓶共9個，浸沒在液氫箱內以利用液氫箱低溫增加氦氣密度和省略隔熱層，工作壓力達20.7兆帕。貯箱增壓需求也對應較高，氣枕壓力分別達262~282千帕和193~214千帕。
發動機起動后，液氧箱繼續使用氦氣增壓，液氫箱則改用再生冷卻后的氣氫自生增壓和冷氦氣增壓結合。液氧箱增壓氦氣在輸入貯箱前，使用發動機熱交換器預熱。液氧箱壓力通過壓力開關觸發控制閥門進行控制，另有一個增壓室作為后備壓力控制手段。如果壓力控制閥門失效，則通過排氣系統的兩個液氧箱放氣閥門放掉多余氣壓。液氫箱增壓氫氣用于將箱壓增加到214千帕的最大工作壓力，超過此壓力后，控制閥門關閉。當壓力再度下降到下限193千帕以下時，則打開氦氣控制閥門，使用冷氦氣對貯箱進行補壓。液氫箱的增壓氦氣與液氧箱來自同一路供應。此設計相比土星1B的液氫箱增壓系統有了大幅簡化，土星1B上S-IVB級的液氫箱只使用氫氣自生增壓，并通過兩路可開關通道和一路固定通道來對箱壓進行閉環控制。
推進劑利用系統
S-IVB級的推進劑利用系統原理和工作方式與S-II級基本相同，但混合比有所不同。其在第一次起動工作期間始終保持5的混合比檔位，二次起動時則保持在4.5，直到工作滿設定時間120秒后，再切換回混合比5直至燃盡。
排氣系統
土星五號的S-IVB級排氣系統經過改進，使其不僅可用于地面和飛行中的安全排氣泄壓，也能用于S-IVB在軌滑行和飛行期間的輔助推進與沉底控制。通常情況下，在飛行中，液氫/液態氧箱的排氣從位于前裙的兩個非推進排氣口對稱排出，以避免對火箭飛行產生額外擾動力。
液氧箱排氣系統由兩個T型閥門組成。由于飛行中具體壓力變化情況無法預測，因此液氧箱排氣安全閥采用簡單的機械鎖緊氣動閥門。在地面加注過程中，閥門則處于常開位置，以排出地面停放待射過程中蒸發的氧氣。
液氫箱排氣系統同樣包括兩個閥門，但采用控制器控制。此外，還設有定向控制閥?？刂破髟诘孛婕幼⑦^程中由地面指令控制，在飛行過程中則由火箭儀器單元控制。通常情況下，在地面加注過程中，定向排氣閥會將氫氣引導到箭體尾部的地面排氣口，并從級間段上的地面快脫插頭接口引出，其在火箭起飛前插頭脫落時自動關閉。火箭起飛后，定向排氣閥則將排氣引導到非推進排氣口。在S-IVB級在軌飛行期間，地面排氣口也可在飛控系統的控制下按需打開，使液氫箱排氣從火箭尾部噴出，產生額外推力用于沉底或推進控制。
液壓系統
S-IVB級的液壓系統與S-II級使用相同的部件，僅數量和布局有所不同。同時，由于需要在軌二次起動且承擔著將阿波羅飛船送入地月轉移軌道的職責，為了提高可靠性，土星五號的S-IVB級，其液壓作動器控制線路和閥門均采用了三取二冗余設計。
輔助推進系統
S-IVB級的輔助推進系統由兩個長2米的吊艙組成，對稱安裝在后裙外表面上。每個吊艙內各有4臺推力器，以及其使用的獨立燃料貯箱和增壓氦氣瓶。推力器使用四氧化二氮/甲基肼自燃推進劑，采用氦氣擠壓循環。三臺667.5牛的推力器用于三軸姿態控制，分別朝向吊艙的兩側和前方，而一臺311.5牛的推力器則朝向后方，用于沉底和輔助推進。姿控推力器的氧化劑和燃料閥門都是四余度設計，而沉底推力器則不設冗余，因可使用液氫箱后放氣口作為備用輔助推進手段。此外，液態氧箱的放氣也可以進入主發動機推力室并從噴管中噴出，作為另一重輔助推進手段冗余。推進系統艙和沉底火箭底部均裝有防護板，避免級分離火工品起爆時飛出的碎片對推進系統部件造成損傷。
電源系統
S-IVB的電源系統分為前、后兩組，分別對應其位于前、后裙內、與相應服務設備臨近的安裝位置。每組包括兩條互相隔離的總線，使用28伏的單體銀氧化鋅電池。前1號總線電池容量為300安時、重37.64千克，由2組單體電池串聯輸出56伏電壓；2號總線電池容量為25安時、重9.07千克。前系統用于為測量系統和推進劑利用系統供電，同時兩路電池分別供應兩路獨立的自毀系統電源。后1號總線電池容量為100安時、重37.64千克，由2組單體電池串聯輸出56伏電壓，用于為火箭控制、推進和增壓輸送系統供電；2號總線電池容量為78安時、重68.02千克，由2組單體電池串聯輸出56伏電壓，用于為液壓系統和排氣系統供電。此外，兩路后總線還通過控制分配器共同為故障檢測系統和輔助推進系統供電。
儀器單元艙
土星五號全箭的制導與導航、以及飛行控制和管理都由安裝在S-IVB前裙上的儀器單元艙進行。其高度為0.9米，重1,950千克，前、后端框由擠壓成型鋁合金型材制成，殼體則由三塊鋁合金蜂窩壁板組成一個完整圓環。其內部設備主要包括ST-124M-3三軸氣浮慣導平臺、地面遙測指令接收機、俯仰/偏航捷聯加速度計、控制信號處理器、數字計算機、飛控計算機和各控制伺服器與電路等，安裝在16塊溫控安裝板上，使用60%甲醇溶液進行冷卻。安裝板在為設備提供溫控的同時也作為安裝平臺，使儀器艙內設備可以方便地隨時通過螺栓安裝和拆卸。
此外，儀器艙內還裝有兩套C波段應答機，供遙測系統C波段精確雷達跟蹤火箭飛行使用。其還包括故障檢測系統的相關測量設備，通過三冗余的三組單軸速率陀螺測定火箭的三軸角加速度，并將數據輸送給控制信號處理器，處理器根據測量數據向火箭發出控制信號，對異常加速度進行阻尼。如果加速度超出閾值，則認為火箭失控，并向逃逸系統發出指令。除速率陀螺外，火箭的控制和數字計算機、信號處理器和數據轉換器也均為三冗余設計。
氣浮平臺的供氣由儀器艙內容量56.6升的氮氣瓶提供，工作壓力為20.7兆帕?；鸺痫w前，由儀器艙氣動控制臺控制地面氣源，通過脫落插頭為氣浮平臺和氣瓶充氮氣。
儀器艙電源系統包括三組350安時銀鋅電池，共重74.82千克。儀器艙、S-IC和S-II級的電池均為相同設計，即由20節1.5伏電芯組成，以輸出28伏電壓。當需要調低電壓時，可按需去掉1或2節電芯。儀器艙電池組分別通過1個主配電器為各主要設備供電、2個輔助配電器為小功率負載供電。此外，還有1個測量配電器，用于為收集和分發遙測系統數據供電；1個控制分配器，用于為控制系統供電，并將28伏直流電轉換成所需的56伏送給慣導平臺；1個故障檢測系統分配器為故障檢測系統供電，并作為飛船和運載火箭之間的唯一一路電氣連接將故障檢測和測量信號送往飛船，供飛船內的宇航員讀取。
在土星火箭研制的早期，原本一度計劃不為火箭設計單獨的儀器單元艙，而是將其集成到阿波羅飛船的制導系統內。但后來考慮到土星火箭不可能只有發射阿波羅飛船一種用途，因此最終還是設計了火箭自己獨立的儀器單元艙，而飛船制導系統則作為火箭制導單元的后備冗余，宇航員可在必要時通過開關切換控制。
事實證明這一選擇是正確的。1969年11月14日，阿波羅12號在雨中發射時，因箭體金屬結構和發動機排出的電離氣體形成的導電徑跡形成了引雷作用，導致火箭在穿越積雨云時遭到雷擊。雷擊導致阿波羅飛船的電源總線跳閘，飛船制導和控制系統也因此而失效，但火箭未受影響，最終正常完成發射，宇航員在進入軌道后重啟了飛船系統。若采用由飛船自行進行制導的設計，則火箭將會隨著阿波羅飛船電源系統跳閘而失控，發射也將宣告失敗。
整流罩/飛船登月艙適配器（SLA)
SLA的殼體結構作為火箭儀器艙前端框與阿波羅飛船指令服務艙之間的連接過渡段，在發射過程中支撐阿波羅飛船，其內部則用于容納登月艙。在飛船交付、火箭垂直總裝時，登月艙先被裝入SLA內部，然后再整體吊裝到火箭上。其與儀器艙前端框間用3個導向銷對準，并通過對接面上的6個直徑6.56厘米的螺釘將二者機械固定在一起。其對接面上還包括如前所述由火箭送往飛船的唯一一路電氣連接，通過3個61芯連接器實現，分別編號J-1/2/3，互為冗余，用于傳輸電源、控制、指示和故障檢測系統的電力和信號。
在S-IVB級完成最后一次點火、將飛船送入預定軌道后，按計劃要進行拋整流罩動作，以使飛船和火箭分離，并讓阿波羅飛船能夠將放置在整流罩中的登月艙從火箭上取出。當宇航員按下開關、發出分離信號之后，控制電路將啟動火工品驅動切斷器斷開船箭間的電氣連接，然后起爆沿整流罩外殼體和船箭連接面分布的導爆索，使整流罩的前3/4均勻分為4瓣，并與阿波羅飛船底部分離。火工品同時還推動安裝在4瓣整流罩根部的小鏈，使整流罩向外打開。當整流罩外擺到45°之后，鉸鏈斷開，整流罩與火箭分離。
原本整流罩并不打算完全拋棄，僅通過火工品將其展開。但在阿波羅7號任務中，其中一瓣整流罩因故打開的角度不夠，擋住了阿波羅飛船與登月艙間的對接通道，導致阿波羅7號原定進行的模擬對接測試未能進行。隨后對整流罩結構進行了修改，改為在整流罩打開后將其拋棄，以免干擾到飛船接下來將進行的對接動作。
逃逸塔/發射逃逸系統（LES）
逃逸塔用于在火箭出現故障的情況下，將阿波羅飛船指令艙及艙內乘坐的宇航員安全帶離火箭。為土星運載火箭和阿波羅飛船設計的逃逸塔源自此前在美國首代載人飛船水星號上使用過的設計，但尺寸大幅增加。其動力裝置由3組固體火箭發動機組成，分別是逃逸發動機、拋塔發動機和俯仰控制發動機。
逃逸塔通過桁架結構和尾裙連接在阿波羅飛船的指令艙上，并通過4組爆炸螺栓固定在指令艙外表面。尾裙也被稱為助推保護罩（BPC），由玻璃纖維殼體和軟木防熱層構成，用于在上升段隔離氣動加熱，以及在逃逸塔工作時保護飛船殼體不被逃逸發動機尾焰燒蝕。此外，在逃逸塔的頭錐上還裝有被稱為“8球”的攻角傳感器，其由8個對稱分布的皮托管組成，用于在飛行中測量動壓，并通過比較各皮托管測得的動壓值是否相符來測定火箭的飛行攻角。測定的攻角值除用于火箭飛控系統控制外，也顯示在指令艙內的顯示器上供宇航員檢查。
逃逸塔的逃逸動作可通過火箭故障檢測系統自動觸發，或由宇航員手動觸發。逃逸系統的控制由指令長負責，其左手邊有一個T型手柄，同時也被用于在必要情況下切換火箭制導系統。順時針旋轉手柄會將火箭制導系統由儀器設備艙切換到作為備份的阿波羅飛船制導系統，而逆時針旋轉將觸發逃逸程序。指令長通過故障檢測系統面板上的指示燈來判斷故障情況是否滿足逃逸標準，并決定是否啟動逃逸。此外，如果地面人員認為應當啟動逃逸，故障檢測系統面板上的一盞指示燈會提示指令長地面已發出逃逸信號。
逃逸程序的觸發標準包括出現如下情況的一或多種：
當觸發逃逸動作后，逃逸發動機點火、飛船指令艙與服務艙分離，逃逸發動機在8秒內產生約660千牛的推力，以7G以上的加速度將飛船指令艙從土星五號火箭頭部拉出。隨后，俯仰控制發動機點火，控制逃逸塔和指令艙轉向飛離火箭飛行軌跡，以避免落入可能的火箭爆炸形成的火球與碎片云中，并飛往飛船能夠安全著陸的區域，在正常發射情況下一般被設定為轉向正東，以遠離佛羅里達州海岸線、飛到大西洋洋面上。待飛行時長足夠、確保飛行距離足夠遠之后，指令艙對其RCS推力器使用的常溫有毒燃料進行排放鈍化，以避免濺落后對搜救人員造成影響，然后逃逸塔頭部的兩片鴨翼展開，產生足夠的俯仰控制力矩，讓指令艙從頭部向前的正常飛行姿態翻轉180度，變成著陸時的大底朝前姿態，從而能夠分離逃逸塔，并打開降落傘。
逃逸塔用于整個一級飛行段和二級飛行段前30秒的逃逸。如果飛行正常，則不需要逃逸系統工作，這樣在上述飛行階段結束、火箭飛行約210到220秒時，逃逸塔尾裙的四組爆炸螺栓起爆，拋塔發動機點火，逃逸塔與飛船分離。此后的逃逸動作將由飛船使用服務艙主發動機完成。
參考資料 >
The Legacy of Apollo 6.NASA.2023-04-17