航天运载系统发展历程概述（三）

引用 weixin 2018-6-26 09:03

　　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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