土星五号运载火箭（英文：Saturn V）是 美国航空航天局 （NASA）为阿波罗计划中最终实现 载人登月 目标而研发的一型 重型运载火箭 ，也是土星系列运载火箭中所设想的第二大型号、实际完成研制工作的最大和最后一个型号。
土星五号为三级重型低温液体运载火箭，总高110米，第一级直径10米，总发射质量2910吨；第一级火箭采用液氧/煤油推进剂发动机，总推力约3400吨；第二级使用氢氧发动机，总推力约450吨；第三级使用氢氧发动机，推力约90吨。 其是人类历史上第一型起飞重量达到3,000吨级的运载火箭 ，也自此奠定了重型运载火箭的标杆。土星五号迄今仍是人类历史上飞行过的最大运载火箭 ， 近地轨道 入轨总质量达140吨（含满载 阿波罗飞船 组合体与携带地月转移燃料的第三级火箭）。
自1967年11月9日执行阿波罗4号（SA-501）首飞任务起，土星五号运载火箭共发射13次，全部成功（其中阿波罗6号部分失败 ），其中10次为载人阿波罗飞船发射，共将30名宇航员送入太空，除 阿波罗9号 执行近地轨道测试外，其余9次发射共27人全部抵达月球轨道。土星五号运载火箭的生产线于1970年关闭，于1973年5月14日进行最后一次发射，成功将美国史上第一个空间站“天空实验室”送入近地轨道。
发展历史
研发背景
在 第二次世界大战 结束后，美国在“回形针计划”（Operation Paperclip） 中将 以 沃纳·冯·布劳恩 （Wernher von Braun）为首、参与过 V-2火箭 研制的一千五百多名 德国 火箭专家和其他人才带回美国，以协助本国的弹道导弹和航天计划发展。 随后，围绕着布劳恩团队，美国成立了陆军弹道导弹局（ABMA） ，并在1956年研制了美国的第一枚弹道导弹PGM-11“红石”，后又研制了其改进型PGM-19“朱庇特”（Jupiter，也有 木星 之意）。1958年2月1日，布劳恩团队使用由“红石”导弹加装上面级而成的朱诺1号（Juno I）运载火箭，成功发射了 美国 第一颗人造 卫星 探险者1号（Explorer I）。
在此之后，布劳恩团队在 美国国防部高级研究计划署 （ARPA）的要求下，开始在陆军弹道导弹局设计作为后继型号的大型运载火箭，预计起飞重量在600-700吨级。 新火箭最初被布劳恩等人称为“超级朱庇特”和朱诺5号，随后以 木星 的下一颗 行星 命名为土星系列。在陆军弹道导弹局工作期间，布劳恩和陆军为考虑土星运载火箭的用途而提出了载人登月任务“地平线计划”（Project Horizon ），呼吁尽早在月球上建立基地以抢占战略制高点；同时， 美国空军 出于相同目的，也在研究他们的月球基地计划 。 然而，国防部认为土星火箭和登月计划均缺乏明显军事价值，因此对布劳恩的呼吁并无多少热情，并且不同意为该火箭研制新的 发动机 。 为此，布劳恩不得不考虑采用多个基于朱诺/ 朱庇特 系列设计的一级捆绑成一个更大直径的芯级火箭，同时也能验证多发并联运载火箭的设计概念。
1958年7月18日，布劳恩向国防部写了一份报告，对目前 美国 国内各政府部门和军方在航天方面各自为战、缺乏合作的状态提出强烈批评，并指出现有 运载火箭 和发动机根本无法满足美国未来航天发展的需要，必须推进新一代大型运载火箭和发动机的研制。 9月11日，陆军 弹道 导弹 局向 北美航空公司 火箭动力分部（后来的 洛克达因公司 ）授予了改进丘比特- 雷神 弹道导弹的 发动机 、以用于新型多发动机大型运载火箭的合同，此即后来 土星 一号运载火箭所采用的 H-1火箭发动机 。 也是这一时期， 美国 各军种对航天计划主导权地位的争夺进一步激烈化。 最终， 美国国会 通过了太空法案， 美国航空航天局 （ NASA ）成立，并逐渐统一接管了包括陆军在内、此前由各政府部门和军方分散进行的大多数航天计划。
同年，NASA开始设想新型多用途载人飞船，并由NASA航天飞行工程办公室主任艾伯·斯利文斯坦将其命名为“阿波罗”计划。在为这一新型飞船寻找潜在用途时，他们同样想到了载人登月。 在NASA接管的各部门计划中也同样包括了对载人登月任务进行的研究， 布劳恩团队的研究继承了许多早期航天先驱提出的设想，采用 地球 轨道交会（ EOR ） 方式，发射多艘飞船编队进行登月 ，而 美国空军 在早期则更偏好简单粗暴的 直接上升法 。 此外， 喷气推进实验室 （JPL）还曾提出 月球表面交会法 。 对这些方法的研究同样被继承到 阿波罗计划 中。
1958年12月15日， 美国航空航天局 首任局长格伦南在 华盛顿哥伦比亚特区 听取了布劳恩团队关于土星系列火箭研制进展的报告，此后布劳恩又在1959年1月出席国会航天与太空研究评价委员会，分析了美国航天技术发展的状况，并指出利用现在正在研制的土星 运载火箭 ，可以在10年之内完成载人环月飞行，此后可以实现载人登月。他的设想得到格伦南的认可。 5月到6月，NASA对 美国 载人航天计划的未来发展进行了进一步研究，提出了太空行走、 空间站 和新型 载人飞船 等设想，但最终一致同意，载人登月计划将可以把上述设想全部统一到一个目标下进行，并且能够取得意义更大的成就。 这一意见被认为是 阿波罗计划 成型的开始。尽管如此，当时在任的 德怀特·艾森豪威尔 政府对于这一耗资巨大的设想长期持犹豫甚至反对的态度，但在包括载人航天规划总负责人乔治·洛等人的坚定意见下， 美国航空航天局 最终仍旧自行开始推进载人登月计划的论证和研制。同年，格伦南卸任， 詹姆斯·韦伯 接任NASA局长。 1960年，由于国防部对土星火箭的开发始终缺乏热情，陆军最终决定忍痛割爱，将布劳恩团队与土星运载火箭的相关成果一同转让给NASA，让布劳恩等人在NASA马歇尔飞行研究中心继续土星系列火箭的研制工作。
在此之前，NASA在1959年12月15日以航天飞行规划部主任阿贝·西尔弗斯坦为主席，成立了“ 土星 运载火箭设计评估委员会”（SVEC，因其领头人的名称也在NASA内部普遍简称为西尔弗斯坦委员会），以进一步探讨土星运载火箭在NASA框架下的未来用途。在西尔弗斯坦委员会的建议下，布劳恩团队设计了 土星 A、B、C三个系列的方案。其中土星A与B系列的A-1、A-2和B-1均为采用“超级 朱庇特 ”方案的捆绑一级（代号S-I）搭配已有朱诺II、半人马座或泰坦II火箭作上面级的方案，而土星C-1则采用“超级朱庇特”S-I级搭配新设计的S-IV低温上面级。 土星C-2是土星C-1的三级版本，在S-IV级和一级之间再配备一个装有两台J-2氢氧发动机的S-III级。经过西尔弗斯坦委员会的讨论，决定已有 运载火箭 上面级的性能不足以满足未来登月计划的要求，必须采用低温上面级。 根据西尔弗斯坦的研究意见，土星A和B系列均被放弃，土星C-1作为阶段性目标被最终选中，用于为登月计划进行 近地轨道 技术验证，并发展和试验大型火箭技术，为最终研制 重型运载火箭 做技术铺垫。 C-2方案则因与计划中后续将研制的 重型火箭 型号性能重叠而被取消。 而计划中的重型火箭则包括三个方案，分别为C-3、C-4和 C-5 ，均使用新研制的大推力 F-1火箭发动机 和 J-2火箭发动机 ，编号代表第一级使用的F-1发动机的数量。
1961年， 约翰·肯尼迪 当选新一任 美国总统 。尽管他在竞选时期对艾森豪威尔政府对航天计划的冷淡大肆批评，但在上台之后，他仍然对航天计划的态度感到犹豫不决。 然而，4月12日， 苏联 成功发射人类首艘 载人飞船 “东方”一号， 尤里·加加林 成为首位进入太空的人类。继率先成功发射第一颗 人造卫星 之后，这一成就再度给予 美国 和西方政界沉重一击。 由此，在韦伯的游说下， 肯尼迪总统 终于坚定了态度。 5月25日， 肯尼迪 在国会发表特别国情咨文，宣布将在这个十年内将一名美国人送上月球并返回，标志着 阿波罗计划 正式启动。而就在不到一个月前的5月5日，美国追赶苏联的首次 载人航天 任务“自由”7号刚刚发射成功。同年10月27日， 土星 C-1火箭首飞，次年试飞成功定型后，正式定名为土星一号 运载火箭 。 与此同时，作为 阿波罗飞船 研发的前置试验工程， 美国 早期载人航天计划“ 水星”计划 和 “双子座”计划 、以及为载人登月任务进行月球早期勘察的 勘探者探测器 、 徘徊者月球探测器 和“ 月球轨道器 ”无人探测器计划也在紧锣密鼓地推进当中。
由于 约翰·肯尼迪 提出的登月计划时间表紧迫，加之认为多次交会对接的风险太大，直到这一时期， 美国航空航天局 仍然更加偏好直接上升法这一“简单粗暴”、无需交会对接的登月方案，并自行设计了一个被称为“新星”（Nova）的超 重型 运载火箭 方案用于发射此登月法所需的大型飞船，而 F-1发动机 也是NASA为推进此型号火箭的研制而从军方接管的。 但由于任务不明确，新星火箭的设计进度一直很慢。 而布劳恩尽管更偏好 地球 轨道交会方案，但也对超重型运载火箭的研发一直满怀期待。因此，在土星C系列的基础上，布劳恩团队设计了一个更为巨大的版本土星 C-8 。顾名思义，其是 土星 C-5的放大版本，一级共有8台F-1发动机，二级则使用当时也在规划中的M-1超大型 氢氧发动机 ，第三级则是土星C-5的二级S-II，能够运载采用直接上升法，估计高达30米、重达70吨以上的大型登月飞船。 这一方案很快就被 美国航空航天局 接受，作为新星火箭的具体设计方案。
也是在同一时期，由于对直接上升法的简单粗暴感到不满意，并认为采用这种方案导致的复杂度将要么导致 阿波罗计划 无法按期实现、要么被迫冒着巨大的风险， NASA 兰利研究中心 的J.埃格雷斯顿和J.伯德与福沃特公司合作，研究了同样可以通过单次发射完成、且效率更高的 月球轨道交会 （ LOR） 方案，并受到兰利中心的工程师约翰·霍博尔特力推。 尽管在提出时受到了 NASA 的不少人质疑，且原本支持直接上升法的论证委员会也反对这一方案，但霍博尔特写了一封态度诚恳且急切的长信给时任NASA副局长 罗伯特· 西曼斯，最终打动了西曼斯。西曼斯在与 美国航空航天局 其他高层进行了几次探讨之后，同意组建一个新的委员会，对该方案进行进一步研究，并邀请霍博尔特等人对该方案进行进一步介绍。 这被认为是 阿波罗计划 和 土星 系列 运载火箭 研制论证阶段的重要转折点。
随着新一轮评估的进行，直接上升法和配套的新星火箭方案最终受到了质疑，其过大的体型不仅导致技术难度大幅提高，而且一级火箭尺寸超出了 NASA 米角装配车间能够容纳的规模，必须建造新的厂房才能建造 ，而 土星C系列的其他方案都能够容纳在已有的建造设施内。 新造厂房无疑会导致资金和耗时的严重上涨，并使得进度严重拖延。此外，由于此时对月球的地质环境尚不了解，有专家担心直接上升法的飞船实在太大太重，以至于降落在月面上之后月表会无法支撑而下陷，或是因太大难以控制而翻倒。 新一轮评估认为，直接上升法的预算可能超过100亿美元，且最快也无法在1969年8月之前完成。而 月球轨道交会 法则能够节约15到20亿美元和6到8个月的时间。
最终，直接上升法被放弃，采用轨道交会方案成为 美国航空航天局 内部的共识。到1962年时，NASA内部意见已经基本统一，同意采用月球轨道交会方案。原本一直继续支持自己在陆军弹道导弹局期间提出的 地球 轨道交会方案的布劳恩，在与霍博尔特等人进行了多次深入探讨之后，最终也转向支持月球轨道交会方案。 1962年4月， 土星 C-8 或新星火箭的研发计划正式被取消。 6月7日，马歇尔航天中心 召开最终方案决定会议，布劳恩在会上正式表态主张采用月球轨道交会方案。 尽管此时总统科学顾问威斯纳仍然坚持地球轨道交会方案，并向 美国航空航天局 施压要求再做进一步考虑，但韦伯仍在7月11日与霍尔姆斯和霍博尔特等人共同召开了新闻发布会，宣布将采用月球轨道交会方案作为 阿波罗计划 的正式登月方式。次日，韦伯将方案模型带给 约翰·肯尼迪 做展示，而随着肯尼迪总统对这一方案同样表示认可，围绕着阿波罗计划方案选型的种种波折也终于尘埃落定，各方达成了一致。
随着方案基本确定，自1959年底提出之后就不断修改变化的 土星 C系列重型火箭的任务指标也终于确定了下来。 在采用月球轨道交会方案后，单次发射实现载人登月的 阿波罗飞船 估计质量从直接上升法的70吨大幅减少到40吨左右，从而进入了土星 C-5 方案的运载能力范围。这样，只能满足 地球 轨道交会方案、且原定作为土星 C-8 的测试方案的土星C-3角色被 土星一号 取代而出局 ，而土星C -4 方案可以确保满足地球轨道交会方案需求、同时勉强满足月球轨道交会方案的理论最低运力要求，土星C-5则完全可以确保满足月球轨道交会方案的需求，并在理论上具备满足直接上升法方案最低限度运力的可能性。考虑到载荷裕度， NASA 决定采用更为保险的 土星 C-5方案作为 阿波罗计划 所用的 运载火箭 设计，并随 土星一号 的命名方式定名为土星五号。
研发历程
首飞准备
随着项目规划和选型尘埃落定，时间紧迫的土星五号火箭研制工作迅速开始推进。9月11日，土星五号第二级S-II的建造合同被颁发给 北美人航空 ；11月7日，阿波罗登月舱的研发合同被颁发给 格鲁门 ；12月15日，土星五号第一级S-IC的建造合同被颁发给 波音公司 。 土星 五号的第三级 S-IVB则早在1960年4月19日就已经由 道格拉斯飞机公司 作为 土星1B 运载火箭 的第二级开始研制。与此同时， 肯尼迪航天中心 开始动工兴建新的发射工位和总装厂房等设施，以用于服务土星五号火箭并支持登月计划，即著名的LC-39A/B发射工位和垂直总装大楼（VAB），作为自 阿波罗计划 以后 美国 唯一的 载人航天 发射场设施服役至今。
1963年10月， 洛克达因公司 正式向马歇尔飞行中心交付了 F-1火箭发动机 ，并在1964年中完成了飞行鉴定测试。1965年，安装了F-1发动机的 S-IC 级在马歇尔飞行中心开始进行整箭热试车，直到1967年土星五号首飞前夕。同年初， 美国航空航天局 阿波罗 计划主任 塞缪尔·菲利普斯 预计土星五号将在1967年初首飞。
在当时，大多数火箭的研发工作都采用所谓的渐进测试方式，即对火箭的各级依次进行飞行试验，在确保每一级都可正常飞行之后，再将完整的火箭组合起来进行试飞。这种方法是从 运载火箭 的研制阶段继承下来的，因为当时火箭研发的风险很大，而缺乏可靠的测量仪器经常意味着采取过于激进的做法将可能导致试验仪器全部损毁，从而无法获得足够的研制经验，故当时对火箭飞行试验采取的方式都非常保守。 即便 土星 一号也同样采用了这种测试方式，在试飞阶段发射的10枚土星一号火箭中，前4枚都只有一级，第二级则是配重，从第5枚火箭开始才安装带 发动机 的完整第二级。 按照布劳恩、也是这种试验方法的开拓者自己的说法：“我们将逐渐地，一步一步地接近月球，或许在第16或17次飞行能够实现登月目标。”
但在1963年，曾在 美国空军 参与过“ 民兵 ” 洲际弹道导弹 研发项目的乔治·穆勒接任NASA载人航天办公室主任。依托自己在空军的经验，他提出在 土星 五号火箭的试飞工作上抛弃保守的渐进测试方式，转而在首飞时就对完整的火箭进行一次性整体测试或所谓的全活性测试（All-Up Testing）。根据评估，如果土星五号采用渐进试飞工作，那么在首次正式搭载 阿波罗飞船 飞行之前，至少需要进行5次不同程度的试飞，而要准备好搭载宇航员则需要试飞多达10次。 为此计划的土星五号火箭总发射次数因此达到了20次。穆勒据此认为，这样将会浪费大量可供飞行的火箭部件和材料，并且会严重拉长试飞工作的进度，最终导致1969年登月的目标无法实现。 更重要的是，由于土星五号火箭的规模实在太大，加上上面级所用的低温氢氧燃料性质特殊，如果采用渐进试飞方式，很难为上面级找到合适的模拟配重物，这将导致采用渐进测试时，早期火箭的构型状态和最终构型差得太远，反而无法获取有意义的测试数据。
在打定这一主意后，穆勒迅速以雷厉风行的态度开始着手修改测试计划 ，而 美国航空航天局 高层、尤其是布劳恩本人在听取论证后，最终也接受了这一风险很大但的确能够大为节约时间的方案。 事后证明穆勒的观点非常正确，最终 阿波罗计划 仅用了5次土星五号飞行试验就成功实现了载人登月，发射次数和所消耗的时间都大大减少了。布劳恩后来表示：“穆勒把这一切全部推倒重来，对整个计划进行大胆削减，最终产生了意义重大的的结果：用第三枚土星五号就在1968年 圣诞节 把 阿波罗8号 送到月球轨道，而第六枚土星五号就把 尼尔·阿姆斯特朗 送上了月球。”
由于 土星 系列火箭不断变化的方案和阿波罗计划不断追赶的进度，相当一部分土星五号火箭的零部件早在方案确定前就已经开始研究 ，这其中就包括面临最大问题的S-II级。 其虽然早在1959年底就已经随土星C系列方案提出研制需求，但当时唯一确定的是其将作为重型土星 运载火箭 的上面级并使用J-2 氢氧发动机 ，其余参数都因最终方案还未确定而同样未确定。 而到了土星五号方案最终确定之后，由于第一级 S-IC 的设计方案此时已经由马歇尔航天中心基本完成，第三级S-IVB则早已作为土星1B运载火箭的第二级开始制造并准备进行飞行验证，因此唯一还未完成设计的S-II级就成为了土星五号火箭的设计重点。 美国航空航天局 希望在S-II级上尽可能优化设计减重，以提高性能。这使得 北美航空 公司 在S-II级的研发工作中遭遇了相当的困难，三个地面静力测试S-II级试样中的两个都在地面试车或增压测试中先后被毁。
重重问题最终导致了S-II级成为 土星 五号各主要部件中进度最慢、且唯一落后于计划者。直到1965年年底，当S-IC和S-IVB级已经先后定型并转入制造阶段的时候，S-II级仍然在解决地面测试中遇到的问题，菲利普斯不得不在年底亲自带队前往北美公司工厂调研并研究解决方案。 与此同时，用于土星五号首飞任务的其余各部件均已经按原计划开始建造，并在1966年先后运往 肯尼迪航天中心 。 1966年8月14日，首飞所用的S-IVB级火箭运抵肯尼迪航天中心，其后是已经完成测试工作的S-IC级，于9月12日抵达。首飞搭载的CSM-017号 阿波罗飞船 则于12月24日抵达。而面临着重重困难的S-II级的交付时间则被 美国航空航天局 推迟到了不早于1967年1月。
最终，在拖延了许久之后， 北美人航空 终于基本解决了S-II研制过程中所面临的问题，首飞所用的S-II级也在1967年1月21日“按时”运抵 肯尼迪航天中心 。即便如此，问题依旧没有完全解决，在火箭完成首次垂直总装之后，S-II级仍然两度被迫拆下进行进一步检查和排故。这意味着 土星 五号的首飞任务毫无疑问将会推迟。
祸不单行，就在一周后的1967年1月27日，原计划执行阿波罗1号载人首飞任务的CSM-012号 阿波罗飞船 在与AS-204号土星1B火箭进行发射台合练测试期间意外起火，三名宇航员全部牺牲。 一时间，批评 美国航空航天局 和各项目承包商、尤其是 阿波罗飞船 的主承包商 北美航空公司 为了赶进度而忽视安全的舆论四起。 美国 国会 为此成立了事故调查委员会，和NASA一同对阿波罗飞船和 土星运载火箭进行了全面的隐患排查，结果在飞船上发现了多达1,697处整改意见，在运载火箭上则发现了1,407处。 为此，整个 阿波罗计划 全部暂停，开始对飞船和火箭系统进行大规模整改和重新设计，而 土星 五号的首飞任务也因此进一步推迟。
尽管如此， 阿波罗1号 事故及时暴露出了阿波罗计划中存在的问题，令 美国航空航天局 能够在地面上就将其找出并改正，从而避免了这些隐患在之后的 阿波罗 任务中再度出现、乃至造成任务失败。许多人都认为，正是 阿波罗1号 的事故对NASA和 北美航空 的鞭策，才让他们将 阿波罗飞船 和土星 运载火箭 重新打造成真正可靠、能够安全载人的飞行器。 有NASA官员表示，“如果阿波罗1号没有在发射台上起火，那么迟早就会在飞向月球的过程中 起火 ，到那时候我们就可能在十年内都解决不了问题了。” 而从阿波罗1号事故发生、之后的调查和改进，再到 阿波罗11号 登月成功，这中间仅仅用了27个月。 此时已经成为阿波罗飞船计划办公室主管的乔治·洛后来表示，“那27个月是我一生中最紧张、最激动、最精彩、最富挑战性和最富有成果的日子——阿波罗飞船终于完美无缺了……”
阿波罗4号
1967年4月，穆勒宣布土星五号首飞将被命名为阿波罗4号任务，而 阿波罗 2号和3号任务则是使用土星一号火箭对 阿波罗飞船 进行的两次早期试飞。 原本 土星 一号火箭进行的几次测试工作，包括此前的 阿波罗1号 在内，都没有官方名称，但是应牺牲宇航员家属的要求，此次未能起飞的任务最终被追授阿波罗1号的编号，而随后进行的飞行测试也照此命名。 6月中旬，随着飞船和火箭的所有检查和改进工作完成，首飞所用的SA-501号 运载火箭 和CSM-017号阿波罗飞船终于在VAB内完成最后的组合与垂直总装，并于8月26日随移动勤务塔一同垂直转运前往LC-39A发射工位。
除CSM-017 阿波罗飞船 外，为模拟实际载荷， 阿波罗4号 还将搭载 登月舱全尺寸模型LTA-10R。其结构、材料和重量与实际登月舱的预计设计基本相同，模拟燃料箱里装水、 乙二醇 溶液和 氟利昂 以模拟燃料载荷，并携带振动 传感器 测试飞行载荷情况。 由于此次飞行并不载人，因此CSM-017飞船也非完全状态，其没有安装乘员座椅和舱内控制设备。 因登月舱只是模型，加之首飞任务并不打算测试与登月舱的对接，CSM-017没有安装对接机构。此外，由于 阿波罗1号 的火灾事故， 阿波罗飞船 的乘员舱门被责令重新设计，以确保在紧急情况下能快速开启。 由于此时重新设计工作还未完成，因此阿波罗4号没有安装舱门，但在舱体上切出了一个与舱门相同尺寸的舱口，以试验计划使用的舱门密封件。 包括模拟登月舱在内，飞船发射总质量为36.8吨。
但 土星 五号首飞前面临的麻烦还没有结束。阿波罗4号的模拟发射和倒计时测试原计划在9月20日开始，但还未开始就因种种原因而一再推迟到27日。而测试开始后同样也是问题不断，原计划一周完成的测试最终因层出不穷的 计算机 和其他系统故障而足足花了近三周才完成，直到10月13日才全部结束 ，其间发射场团队被迫放假两天，因为一再拖延的进度和不断解决层出不穷的问题令所有人精疲力尽。进度的拖延令持续关注 阿波罗计划 进度的媒体对如此巨大的 运载火箭 是否能可靠运作产生了怀疑，甚至在媒体发布会上一度发出了“ 土星 五号是否真能飞起来”的疑问。最终，10月19日举行的发射前审查终于对 阿波罗4号 任务给出了放行许可，不过进度的推迟意味着即便余下所有测试工作进展顺利，发射时间仍然将不早于11月7日。 而考虑到此时SA-501火箭已经在发射工位上停留了长达一个半月的时间，在此期间 佛罗里达州 阳光明媚，担心火箭上的密封件可能在长时间暴露在强烈阳光和昼夜温差下后被烤脆乃至破裂引发泄漏，菲利普斯决定对火箭进行进一步检查，因此将首飞时间进一步推迟到不早于11月9日。
土星 五号的首飞任务没有再推迟。11月6日， 阿波罗4号 任务进入T-56小时30分钟的射前倒计时程序，开始加注燃料。总共多达144节铁路槽车将土星五号首飞任务所需的燃料运抵 肯尼迪航天中心 ，其中89节是液氧、28节是 液氢 、27节是 煤油 。
1967年11月9日，在经历了重重困难、波折和推迟之后，阿波罗4号任务终于于美东时间早晨7时整（ 格林尼治 时间中午12时整）从 肯尼迪航天中心 LC-39A发射工位发射升空。 作为当时也是至今所飞行过最大的 运载火箭 ，土星五号点火时产生了远超预期的强烈噪音和震动，给予在场观看的 美国航空航天局 人员、记者和观众巨大的震撼，产生的冲击波甚至一路传到了1,770千米以外的纽约地震台。 剧烈的震动将5公里外的发射任务控制中心震得天花板上灰尘层层掉落、在控制台上积了一层，发射场观众席的座位被震得像 摇椅 一样剧烈晃动，甚至震坏了在场的 美联社 和国际 美国合众国际社 记者的传真机，而 哥伦比亚广播公司 （CBS）在附近设置的演播室大楼也被震得天花板吊顶不断崩落、 玻璃 险些破碎。CBS的解说员 沃尔特·克朗凯特 事后表示阿波罗4号是他解说过最吓人的航天发射任务。甚至还有观众表示，听到这一骇人听闻的动静之后，他再也不怀疑土星五号能否飞上天，倒是担心它会不会把 佛罗里达州 给弄沉。 有趣的是，此景象与 儒勒·凡尔纳 在《 从地球到月球 》中所预言的登月飞船发射场景颇为相似。发射台也因受到强烈的震动和声波影响而出现部分损坏， 美国航空航天局 不得不对发射工位进行结构加强，并在此后的 土星 五号发射任务中采取消音措施。
除此之外，阿波罗4号首飞任务取得了圆满成功。土星五号火箭工作一切正常，按计划将CSM-017号飞船准确送入了近地点204千米、远地点18,952千米的大椭圆轨道，以让 阿波罗飞船 的推进系统将指令舱高速俯冲推入大气层，模拟从月球返回时高速再入的情况。飞船在绕大椭圆轨道飞行一圈后，于8小时后在 大西洋 上溅落并回收。
进一步飞行试验
阿波罗6号
1967年5月时， 美国航空航天局 已根据穆勒所提出的“一次性测试”计划正式宣布了这一阶段 阿波罗计划 试飞任务的安排。 除 阿波罗4号 外， 土星 五号还将执行第二次无人试飞任务阿波罗6号，搭载CSM-020号阿波罗飞船，测试土星五号将 阿波罗飞船 送入地月转移轨道的能力、以及搭载完整阿波罗飞船飞行时火箭的载荷状况，确保在正式搭载宇航员之前对土星五号火箭进行更进一步、更充分的检验。 随后， 阿波罗飞船 将从地月转移轨道制动并返回 地球 ，使其再入速度达到11.1千米/秒，接近实际从月球返回的情况，从而测试飞船隔热层性能。 土星 1B 运载火箭 则将执行两次试飞任务，分别是 阿波罗5号 ，对登月舱原型LM-1进行的 近地轨道 测试；以及 阿波罗7号 ， 阿波罗飞船 的首次载人飞行。
在 阿波罗6号 的早期规划中，曾考虑搭配下一个登月舱原型以尽早对完整阿波罗飞船进行在轨试飞。但由于LM-1登月舱原型在阿波罗5号试飞任务中暴露出大量问题，导致 格鲁门 被迫将登月舱返厂改进，加之穆勒等人认为没有必要对登月舱进行第二次无人飞行试验 ，最终决定阿波罗6号将与 阿波罗4号 一样，只携带模拟登月舱配重以测试火箭性能，编号LTR-2R。 CSM-020相比阿波罗4号的CSM-017更为接近最终载人飞行的状态，并且安装了完成重新设计的乘员舱门。 不过，服务舱上的散热器没有连接并启用，因为阿波罗4号只计划进行短暂的10小时飞行，不会积累太多废热。 不连接服务舱散热器可以简化飞行操作程序，因为在后来的正常飞行程序中，由于 土星 五号火箭的设计特点，上升段时服务舱表面和其上安装的散热器都暴露在外，因此在发射期间需要将其断开，避免由于气动加热，导致散热器反而起到反作用，将热量传到舱内。 由于飞船更接近最终状态，因此 阿波罗6号 的有效载荷重量有了显著增加。包括模拟登月舱在内，飞船总发射质量为40.6吨。
阿波罗6号任务所使用的SA-502号土星五号火箭各部件在1967年3月先后运抵发射场，依旧存在许多小问题的S-II级仍然姗姗来迟，在5月24日才抵达 肯尼迪航天中心 。火箭在7月7日完成垂直总装，而由于阿波罗6号原本计划使用的飞船指令舱被拆解用于调查 阿波罗1号 火灾事故、服务舱则在 阿波罗4号 的服务舱因工厂事故损坏后被用于替补，因此需要新造飞船，导致交付进度推迟，从原计划的9月底推迟到了11月。 不过新飞船的交付后检查证明阿波罗1号的调查和改进措施令人满意， 阿波罗6号 上只发现了23个问题，而且基本都是一般瑕 而非设计隐患。
1968年2月6日，阿波罗6号前往发射台。尽管由于暴雨和大风造成行程拖延，但总体来说还是顺利完成。 3月11日，发射前审查给出了放行许可。最初的发射窗口定于3月28日，但由于加注燃料和制导系统测试期间的一些小问题被稍微推迟到4月4日。
1968年4月4日，阿波罗6号在与 阿波罗4号 完全相同的发射窗口，也即美东时间早晨7时整（ 格林尼治 时间中午12时整）从 肯尼迪航天中心 LC-39A发射工位发射升空。 然而，与一切顺利的首飞相比，这次飞行任务很快出现了异常。当起飞后两分钟、S-IC级接近燃尽时，产生了在阿波罗4号上没有发现的强烈的纵向耦合震荡（POGO） ，峰值振动载荷达到了0.6G，比0.25G的设计最大值多了一倍多 ，并因此震掉了整流罩上的一块外蒙皮，引发了对整流罩结构强度的担忧。
第一级的问题只是麻烦的开始。在S-IC分离、S-II点火之后，其五台J-2 发动机 中的2号 发动机 在T+3分45秒时开始出现异常振动，并在T+5分19秒时进一步恶化。最终在T+6分52秒，火箭飞控系统指令提前关闭2号发动机 ，结果由于错误接线，同时也关闭了与其相邻且工作正常的3号发动机。 发动机推力的损失和其余三台发动机形成的不对称推力使得S-II级比预计多工作了58秒进行补偿，尽管火箭表现出了超出预期的故障处置能力。
最终，由于二级火箭的故障，飞船和S-IVB级虽然仍然成功入轨，但进入了173.14×360.1千米的轨道，而非计划中的190千米圆轨道。 原本S-IVB将进行在轨机动以补偿误差，并验证进入地月转移轨道的一些制导方式，但S-IVB也出了问题——第二次起动点火失败，未能将飞船送入地月转移轨道。 飞行总监克利福德·查尔斯沃思被迫放弃原飞行计划并启动后备预案 ，改为由飞船在分离后自行使用 发动机 进行轨道机动，执行与 阿波罗4号 类似的机动并进入大椭圆轨道，因此未能达到预定的11千米/秒再入速度，只达到10千米/秒左右。 不过， 阿波罗6号 的大椭圆轨道远地点进一步抬升到2.2万千米，穿过了 范艾伦辐射带 ，能够获得穿越辐射带时飞船的舱内辐射剂量数据。 阿波罗6号二次点火失败的S-IVB在 近地轨道 上飘浮了20多天，最终于4月26日坠入大气层烧毁。
虽然阿波罗6号“意外”验证了土星五号火箭在故障情况下完成任务的能力，但这种能力显然是所有人都不想用上的。菲利普斯表示，火箭在两台 发动机 故障的情况下仍然能够进入轨道的确是意外之喜，但“毫无疑问这并不是一次完美的任务”，此后更表示 阿波罗6号 任务“应当被视作失败”。 最重要的是，原计划在阿波罗6号之后， 土星 五号就将进行载人首飞。但如果阿波罗6号出现的问题不能得到解决，那么必然不会有人敢在下一发土星五号上搭载宇航员。 约翰逊航天中心 主管罗伯特·吉尔鲁斯甚至悲观地表示，若无法弄清故障原因，则可能要进行第四、甚至第五次无人飞行试验，才能让土星五号火箭能够搭载宇航员。这样一来，1969年登月的目标必将告吹，至少要到1970年才可能实现。 已经在进行准备的 阿波罗8号 也因此中途同时按载人和无人任务两手准备，以备万一土星五号需要进行第三次无人发射。
美国航空航天局 组建了一支规模约1,000人的团队来诊断并解决 阿波罗6号 出现的故障。经过调查研究表明，阿波罗6号出现超常纵向耦合震荡的原因是 发动机 的振动频率与箭体固有频率形成了 共振 ，因此通过在 推进剂 管路 中充 氦气 以及加装蓄压器等方式改变了箭体结构的固有频率。这虽然没有彻底解决纵向耦合震荡问题，但至少将其减轻到了可接受的设计极限范围内。 J-2发动机的问题最终被确定是由于真空环境而导致，地面试车台无法模拟其实际工作的真空环境，因此出现了地面试车时未出现过的故障。具体而言，故障源头被锁定在J-2发动机的点火器及其推进剂输送管路上，其 推进剂管路 是外包金属隔热层的波纹管，因此抗震动能力较差。 在地面试车时，由于氢氧燃料的低温，空气中的 水蒸气 等气体会凝结在 推进剂 管路 外层 并结冰，从而起到保护和减震的作用。但在真空中就没有了这层冰的保护，因此地面试车时从未出现过故障的推进剂管路，在真空中实际工作时却因震动而失效。
美国航空航天局 和 洛克达因公司 耗资约4,000万美元建造了J-4高空试验台，对J-2 发动机 进行了模拟真空环境起动和试车。试车结果证实，在近真空环境下，J-2发动机原本在地面工作一切正常的推进剂管路和点火器部件会在点火工作不超过100秒后就出现破坏失效，最终导致发动机关机。 S-IVB上的J-2发动机也出现了同样的故障，虽然因其第一次工作时间仅100余秒，故障发展不够充分而未造成发动机意外关机，但仍足以导致点火器失效，使二次起动失败。 除此之外， 高空台 试车还发现了之前没有预料到的J-2发动机真空二次起动所面临的更多问题，均进行了改进。 而S-II级错关 发动机 的原因则是由于接线错误，飞控系统发出的本是关闭2号发动机的 液态氧 和 氢气 阀的指令，结果却变成了关闭2号发动机的液氢阀和3号发动机的液氧阀，导致两台发动机同时关机。 整流罩的蒙皮脱落则与强度问题无关，而是由于其采用的轻质铝合金蜂窝夹芯结构在转运和发射准备期间 佛罗里达州 的暴雨中进了大量雨水，火箭起飞后气动加热导致水汽蒸发膨胀，最终撑开了 外层 蒙皮，并导致蒙皮被震掉。 为了避免这一问题再度出现，在外蒙皮上开了排气孔，并在外表面覆盖了一层软木以吸水和进一步隔热。
1968年4月下旬，参议院航空航天科学委员会向国会报告，称 美国航空航天局 已经对阿波罗6号中暴露出的问题进行了有效改进。 8月，NASA在马歇尔航天中心对上述调查结果和改进措施进行了实验验证和研究，并确定土星五号不再需要进一步的无人飞行试验。 虽然建造试车台耗资约4,000万美元，但若无法解决问题、导致土星五号必须进行第三次无人试验发射，则将耗资约5亿美元，并且还要付出至少两个月到半年的时间成本。 因此，调查和改进措施可以说是非常有效的。
阿波罗8号
按照计划，NASA为 阿波罗飞船 规划了一系列不同类型的飞行任务，编号分别为A到J。 其中：
阿波罗4号 和6号是A任务，而按原计划，随着B和C任务分别由 阿波罗5号 和7号依次完成 ， 阿波罗8号 将是首次D任务，携带完整的登月舱，对完整的 阿波罗飞船 进行 近地轨道 测试，并同时测试土星五号载人发射和将阿波罗飞船送入月球轨道的能力。
然而，此时 登月 舱的研制却遇到了困难。如前所述，LM-1登月舱于阿波罗5号任务中试飞后发现严重问题，导致 格鲁门 做出了1,400多项设计修改，原计划将在 阿波罗6号 上使用的LM-2登月舱因此被推迟到阿波罗8号上，然后最终又被决定放弃用于飞行并重新设计 ，而格鲁曼公司修改后重新制造的LM-3号登月舱在运抵 肯尼迪航天中心 后也发现了数百个隐患。最终格鲁曼公司宣布进度推迟3个月，吉尔鲁斯在检查后也认为登月舱无法确保在年内能够实现安全载人。
这样一来，如果继续按原计划进行，登月舱的问题将导致 阿波罗计划 的进度再度拖延，所有后续任务都将因登月舱的缺席而无法实施。 阿波罗8号 至少要推迟到1969年初才能发射，这样只剩下不到一年的时间进行剩下的试验飞行，很难满足1969年年内实现载人 登月 的目标。 尤其是此时 苏联 人已经在迎头赶上，其“探测器”（Zond）系列无人飞船成功搭载动物完成了多次绕月飞行试验，许多人都担心再这样下去苏联将先于 美国 完成首次载人绕月飞行，这无疑将意味着阿波罗计划抢先苏联的目标完全失败。
在这种情况下，乔治·洛提出了一个大胆的提议——既然登月舱还没准备好，那就不要登月舱了。他提出将D任务顺延推迟，转而在 阿波罗8号 任务 中将 没有登月舱的 阿波罗飞船 送往月球，提前进行首次载人绕月飞行。 这样，就可以弥补登月舱无法及时进行测试的问题，尽早利用可用部分进行月球轨道飞行测试，从而确保补上因登月舱进度拖延而损失的时间，赶上原定的进度。 虽然洛激进的想法在刚提出之时吓到了不少人，但经过进一步分析之后，大家发现这的确是当前最合理、最高效的决定。1968年8月18日， 美国航空航天局 在 约翰逊航天中心 召开会议，通过了洛的提议，决定阿波罗8号将改为提前进行载人绕月任务。由于没有登月舱，因此此次任务被定义为C’任务 ，即相当于C任务使用 土星 五号进行的月球版本。
尽管为了赶进度，但NASA没有冒进。为了降低风险，NASA对 阿波罗8号 任务进行了谨慎的规划，采用了所谓的“分段决定”法，也被称为“进-退-进”法，即任务决策由多个关键步骤组成，只有前一个关键步骤正常完成之后才可执行下一个，而任何关键步骤出现问题时，都可以通过设计好的操作倒回上一步状态，从而最大程度确保任务的安全性。 此方式后来成为所有载人航天任务、乃至关键飞行任务的规划方式。11月12日，接替退休的韦伯的新任 美国航空航天局 局长托马斯·佩因在新闻发布会上正式公开宣布， 阿波罗计划 将提前进行首次载人绕月飞行。
由于任务变更，原定的乘组和飞船也被换下。 詹姆斯·麦克迪维特 （指令长）， 大卫·斯科特 （指令舱驾驶员）和拉斯特·施韦卡特（登月舱驾驶员）被交换到后续作为 阿波罗9号 正式执行的D任务上 ，而原定执行E任务的 弗兰克·博尔曼 （指令长）、詹姆斯·洛弗尔（指令舱驾驶员）和比尔· 威廉·安德斯 （登月舱驾驶员）则被选中执行 阿波罗8号 任务。 不过，安德斯对自己将要担任“没有登月舱的登月舱驾驶员”这一事颇有微词。由于原定执行D任务的CSM-104飞船需要与正在接受排故改进的LM-3登月舱配合进行测试 ，因此飞船也同样被交换，CSM-104将作为阿波罗9号发射，而阿波罗8号将由CSM-103飞船执行 。由于登月舱无法飞行，阿波罗8号将与 阿波罗4号 和6号一样，携带LTA-3R号登月舱全尺寸模型。
1968年9月21日，执行阿波罗8号任务的SA-503号运载火箭和CSM-103号 阿波罗飞船 完成垂直总装，10月9日运往发射台。 12月18日，在完成常规发射前测试和审查之后，又对针对 阿波罗6号 进行的改进措施进行了再次检查。
1968年12月21日美东时间早晨7时51分、 格林尼治 时间中午12时51分， 土星 五号 运载火箭 首次搭载着3名宇航员从LC-39A发射工位发射升空。 火箭工作基本正常，证明了阿波罗6号的改进措施有效，不过S-IC的纵向耦合震荡虽然有效得到解决，但S-II却按下葫芦浮起瓢，在即将燃尽时同样出现了较强烈的纵向耦合震荡，幸而没有达到影响发射的程度。 此后通过研究， 美国航空航天局 决定在之后的发射中，在S-II级接近燃尽时提前关闭5台 发动机 中位于中央的5号发动机，以通过减少推力降低纵向加速度载荷的方式缓解纵向耦合震荡。
对J-2发动机真空点火问题进行的改进则被证明非常有效，随着S-IVB的第二次起动点火成功，博尔曼、洛弗尔和安德斯成为了首批离开 地球 引力圈的人类。 尽管首次离开 地球 之外的三人乘组面临了诸多意想不到的困难，譬如失眠、注意力不集中、操作失误和空间运动病等，但除此之外，飞船和火箭的运作都完全正常，原本所担心的深空热控、通讯、遥测等问题均被证明并无明显影响，仅当飞船运行到月球背面时，通讯会因被月球遮挡而中断。
阿波罗8号 在12月24日成功减速制动，进入近月点110千米、远月点300千米高度的月球低轨道，随后又通过第二次点火降低到110千米圆轨，成为第一艘抵达月球轨道的 载人飞船 。 绕月飞行10圈共20小时后，飞船于美东时间12月25日凌晨再次点火脱离月球轨道，开始返回 地球 。此时正值 平安夜 ，洛弗尔在飞船绕过月球背面重新出现时向 休斯敦 任务控制中心开玩笑称“请注意，有一位圣诞老人来了”。 阿波罗8号在12月27日成功返回 地球 。 此次飞行更为重要的意义是首次进行了在轨电视直播，加之时间正值 圣诞节 ，大量观众因此从电视屏幕上与宇航员一同第一次近距离看到了月球表面的景象，并留下了极为深刻的印象，从而极大激发了公众对太空探索的热情。在阿波罗8号成功之后， 美国 舆论界对 阿波罗计划 的热情空前高涨。
阿波罗9号
按照计划，在阿波罗8号任务顺利完成之后，因登月舱原因而被推迟的D任务、也就是阿波罗9号将是下一个执行的发射任务，而原定的E任务则在阿波罗8号提前完成深空飞行验证后被取消。 也曾有人提出阿波罗9号应当对登月舱进行一次无人着陆测试，但此时已经升任 美国航空航天局 新任副局长的穆勒对此坚决反对，因为这么做的难度很大而意义不大，但却会显著拖延任务进度。
格鲁门 在1968年中终于解决了登月舱所面临的大部分关键问题，LM-3登月舱在9月相继完成了多次地面试验，并与CSM-104飞船进行了配合测试，以验证飞船和登月舱之间的兼容性。 尽管如此，登月舱的问题并未完全解决，LM-3存在超重问题，使其没有足够的性能用于实际登月任务。但由于LM-3已改进到可用于载人试飞， 格鲁曼公司 决定先确保飞行测试能够正常进行，减重的问题则留待后续改进解决。
阿波罗9号 所用的SA-504运载火箭进行了小幅结构改进，包括去掉了一级 发动机 舱的内衬，从而减轻了重量的同时还稍微提高了发动机的比冲。一级和二级的贮箱箱壁在不影响强度的前提下被削薄了16%，并换用更轻的隔热材料，结合其他零部件上的减重措施，总共为二级节约了多达1,470 千克 的空重。
1969年1月3日，SA-504火箭、CSM-104飞船和LM-3登月舱组合体完成总装，并前往LC-39A发射工位。发射原计划于2月28日进行，但就在发射前，三名宇航员不巧全部感染流感， 美国航空航天局 不得不将发射任务推迟三天等待宇航员康复。 最终， 阿波罗9号 在1969年3月3日美东时间中午11时（ 格林尼治 时间下午16时）发射升空， 美国 新任总统 尼克松 和副总统阿格纽均到场观看发射。
在进入 近地轨道 后，阿波罗9号飞船与火箭分离。随后，宇航员操纵飞船使用RCS姿控 推力 器调转180度，与放在整流罩内部的LM-3登月舱对接，完成组合的飞船与火箭再次分离，即所谓的“转向，对接和取出”（TD&E）动作。 由于此前登月舱未能飞行，使用土星五号进行的所有 阿波罗飞船 测试都未携带对接机构；而在土星1B火箭执行的测试任务中，唯一携带对接装置模拟件的 阿波罗7号 则因 火箭整流罩 未完全分离、挡住了安全对接通道而未能进行实际对接动作。 阿波罗9号 因此成为了 阿波罗计划 中在轨对接的首次尝试。首次尝试的宇航员表示操作非常容易，“和模拟器上几乎没什么不同”。
尽管飞船仅进行 地球 轨道测试，但S-IVB级仍然按设计进行了二次起动并进入 地月转移轨道 ，以模拟实际登月操作。 随后，为避免成为太空垃圾，S-IVB在地面人员的遥控下再次进行变轨，借助月球 引力弹弓 将自己甩入 地球 逃逸轨道。这一操作将成为直到 阿波罗12号之前，所有 土星 五号奔月任务的标准程序。
阿波罗9号共在地球轨道上飞行了10天，期间使用 阿波罗飞船 的主 发动机 进行多次变轨，验证了对接在一起的完整 阿波罗飞船 可以正常操纵和机动飞行。由于阿波罗飞船是史上最大的 载人飞船 ，指令舱和登月舱加在一起的在轨质量超过40吨，其中登月舱质量在10吨以上，因此验证飞船组合体是否有足够的强度承受机动飞行的 应力 非常有必要。 第二天，麦克迪维特和施韦卡特进入登月舱，启动了登月舱的系统进行检查，并从登月舱一侧对其主发动机进行点火推进，测试登月舱 发动机性能 的同时再度验证飞船的结构强度。
第三天，两人再度进入登月舱，随后关上对接通道，紧接着三人穿上 航天服 ，并 减压 飞船、各自打开舱门，以验证如万一登月舱对接机构故障，宇航员通过太空行走从登月舱回到 阿波罗飞船 舱内的可行性 ，以及在舱外环境中对登月宇航服进行测试。按计划，这将是实际登月任务前唯一一次在太空中测试宇航服的机会。 原计划是斯科特和施韦卡特分别从指令舱和登月舱出舱，然后施韦卡特从登月舱沿舱外爬回指令舱，以模拟对接机构故障时的情况，但由于施韦卡特患上了空间运动病， 美国航空航天局 曾一度考虑取消他的太空行走。不过施韦卡特坚持自己状态有所好转，最终出舱活动继续进行，但时长大幅缩短，取消了施韦卡特从舱外爬回指令舱的尝试，仅让他和 斯科特 在舱外进行了约40分钟简单活动，验证登月宇航服可用于太空行走。
第四天，麦克迪维特和施韦卡特驾驶登月舱与飞船分离，并与指令舱编队飞行，以测试机动能力。期间，他们展开了登月舱的起落架，并由指令舱内的斯科特用肉眼观察，证实起落架可以正常展开，并使用摄像机拍摄记录了展开情况，以及其他登月舱在轨飞行时的状态。 完成这些操作后，登月舱重新对接。第五天，两人再度驾驶登月舱分离，并启动 发动机 飞离 阿波罗飞船 约180千米，随后分离下降级，驾驶上升级返回飞船，模拟从月球表面起飞后在月球轨道上与指令舱交会对接的状态，对交会对接程序和对接使用的雷达系统进行验证。 所有试验均取得圆满成功，此时计划的飞行时长仅过去了一半。余下的5天则按计划被用于各种科学实验，包括测试将在未来用于 地球 资源 卫星 上的 测绘 相机。 阿波罗9号 于3月13日返回地球。
阿波罗10号
阿波罗10号 是 美国航空航天局 任务计划中的F任务，即进行一次完整的登月任务演练，完成除实际着陆外的所有操作。不过， 阿波罗8号 之后取消E任务的先例，使得NASA内部一些人认为阿波罗9号执行D任务的成功意味着F任务不再必要，因此建议同样直接跳过F任务，直接在阿波罗10号上执行首次登月的G正式任务。 毫不意外的是，这一建议的首推者是穆勒。但飞行运作主管克里斯托弗·克拉夫特坚持认为在月球轨道上进行全面测试是有必要的，因为 阿波罗9号 在 地球 轨道上进行的D任务无法对实际月球起飞上升程序进行验证，也无法验证登月舱的着陆雷达对月球表面进行探测的能力。 此外，阿波罗8号绕月飞行时的最低轨道高度仍有110千米，而实际登月操作则要求 阿波罗飞船 下降到离月面仅有15千米的极低高度，由于对月球重力场的详细分布仍不清楚，在如此之低的高度飞行会受到怎样的 引力摄动 并不明确，需要通过实际飞行来验证。菲利普斯听取了克拉夫特和穆勒的汇报和争论，最终同意了克拉夫特的观点，决定在阿波罗10号上执行F任务。
不过，阿波罗10号携带的LM-4登月舱虽然基本解决了之前暴露出的所有设计缺陷并被允许执行飞行任务 ，但依旧未能解决超重和由此带来的性能不足问题，也就是说，尽管将要演练除了实际登月之外的所有操作，但它并不具备真正登月的能力，并且也因此而没有搭载用于着陆程序的飞控和导航软件。 取而代之的是，他们将在下降到约10千米高度后飞掠预定的登月着陆点并拍照 测绘 ，然后抛弃登月舱下降级，模拟从月球轨道起飞上升并与指令舱交会对接的过程。 有人认为此举也可能是 美国航空航天局 控制宇航员行动的一种手段，否则， 阿波罗10号 的宇航员很有可能禁受不住离成为登月第一人如此近在咫尺却又擦肩而过的诱惑，自作主张进行登月。
从阿波罗10号使用的SA-505号运载火箭开始，土星五号运载火箭进行了最后一次结构改进。其一二级间的级间段被缩短以减轻重量，一二级火箭结构也进行了进一步减重，而第三级S-IVB则因执行实际登月任务的需求而加装了一些设备有所增重，不过三级能够携带的 推进剂 量都显著增加了。 第二级S-II上的J-2 发动机 也进行了改进，增大了可用推力。此后飞行的所有 土星 五号火箭，除天空实验室任务之外，都不再进行大幅结构改进，仅对搭载设备进行调整。
SA-505 运载火箭 的各级在1968年11到12月运抵 肯尼迪航天中心 ， 阿波罗飞船 和登月舱则在稍早的10到11月抵达。宇航员为 托马斯·斯塔福德 （指令长）， 约翰·扬 （指令舱驾驶员）和 尤金·塞尔南 （登月舱驾驶员），于1968年11月3日正式确定。 1969年2月6日，火箭完成垂直总装，3月11日运往发射台——此时 阿波罗9号 还在天上，而将在7月发射的 阿波罗11号 已经开始准备，可见当时 阿波罗计划 的时间表之紧张、进度推进之快。 作为首次成功 登月 前的最后冲刺，这三次发射也是整个阿波罗计划中间隔最短的发射任务，平均间隔不到两个月。由于阿波罗11号的准备工作占用了LC-39A工位，因此 阿波罗10号 使用了LC-39B工位进行发射，这也是整个阿波罗计划中唯一一次使用LC-39B发射工位。
1969年5月18日美东时间中午12时49分（ 格林尼治 时间下午16时49分），阿波罗10号发射升空。其发射窗口经过选择，以确保当飞船到达月球上空并开始模拟登月操作时，预定着陆点附近的光照条件良好。 发射期间纵向耦合震荡问题依旧存在，尽管在多次改进措施之后没有影响发射的正常进行。 在进入 地球 轨道并飞行两圈后，S-IVB第二次起动点火，将飞船送入地月转移轨道。在点火期间S-IVB出现了异常摆动，塞尔南一度担心会出现故障，但最后没有出现更多异常情况。 飞船分离之后，S-IVB与 阿波罗9号 一样再次变轨进入飞掠月球的轨道，并被月球 引力 弹弓 弹射到 地球 逃逸轨道。
阿波罗10号 任务的其他部分基本正常进行，但出现一点小插曲：在 登月 舱进行模拟登月操作时，准备分离下降级的过程中，由于人为失误，导致宇航员错扳了登月舱交会系统的启动开关，结果系统提前启动并试图将飞船自动指向指令舱，引发姿态剧烈晃动 ，惊慌失措的 尤金·塞尔南 因此在直播中爆了粗口，成为著名 公关 事故。 事后查明故障原因并非宇航员错按开关，而是登月舱制造时将开关装错了。 但从公关角度来说，阿波罗10号也成为了第一次携带彩色电视摄像机对任务进行直播的阿波罗登月任务，其感染力远超 阿波罗8号 上的黑白电视摄像机，也令电视直播从此在公众心目中成为载人航天任务不可或缺的一部分。 阿波罗10号在飞行8天后于1969年5月26日返回 地球 ，其试验任务的圆满成功标志着 阿波罗计划 的研制和飞行试验阶段圆满结束，也使 阿波罗11号 的首次登月任务能否实施再无悬念。
正式任务
阿波罗计划
自1969年7月16日阿波罗11号执行首次登月任务至1972年12月7日阿波罗17号执行最后一次登月任务期间， 土星 五号火箭的技术状态相比阿波罗10号的AS-505火箭基本没有大幅变化。 这期间的主要改动包括：
在 阿波罗13号 上，S-II级再度出现严重的纵向耦合震荡，以至于提前133秒触发了原本用于降低推力控制震荡的5号 发动机 关闭开关（即 阿波罗8号 中所提及的措施），使得5号发动机自动关机。 按正常设计，这一触发应当在S-II级接近燃尽时才会发生，此时S-II级重量已经大幅减轻，因此降低的推力不会影响火箭性能。 第二级的其余4台 发动机 多工作了44秒进行补偿，但损失的推力仍然导致第二级所提供的速度增量比计划少了约400米/秒，S-IVB第一次起动为此延长了9秒以弥补，幸运的是仍在任务裕度范围内。 因此从 阿波罗14号 的AS-509火箭开始，S-II级上也安装了和 S-IC 级一样的充 氦气 缓冲 推进剂 管路 和蓄压器，同时修改了5号 发动机 的关闭程序和控制装置，不再由震荡载荷自动触发，以避免再次出现提前意外关机的问题。
在 阿波罗13号 的事故之后 ， 阿波罗计划 暂停4个月进行调查期间，飞船的设计也借机进行了修改，增加了J任务所需要使用的各种科学仪器和设备，包括登月舱上的 月球车 、服务舱上的月球 测绘 相机和 传感器 探杆，以及为新增加设备供电的额外 蓄电池 组、 太阳能电池 和扩大的燃料电池燃料贮箱等。 这些改进使得自 阿波罗14号 起， 阿波罗飞船 的重量有了显著增加，约增重1.6吨。而自 阿波罗15号 起，登月舱的重量也显著增加，又再增重了1.8吨。
为补偿增重造成的影响，土星五号火箭也对应进行了一系列性能优化和减重措施，但并没有对结构进行大幅修改。阿波罗15号使用的SA-510火箭调整了一级 发动机 的工作程序和携带的燃料量以延长一级发动机的工作时间，将用于一二级分离的反推火箭数量从8台减少到4台，并取消了S-II级的起动沉底 发动机 以减轻重量 ，还通过修改优化发射轨道来进一步减少上升段的能量损失以提高运载能力。仅修改轨道就能补偿1.1吨的额外运力。不过，从 阿波罗15号 发射后回收的箭上监控录像发现，取消的4台反推火箭导致一二级分离时一级分离速度不足，有发生碰撞的危险，因此此后的 土星 五号火箭都将反推火箭又加了回去，而其他的改动则被保留下来。 这一阶段的改进增重让火箭和 阿波罗飞船 组合体的总起飞重量增加到高达2,962吨，比SA-505~SA-507（阿波罗10-13号）时期的起飞重量增加了近20吨，创造了人类史上起飞重量最大飞行器的纪录，直到被 SpaceX 公司 的“ 星舰 ”所超越。
此外，由于 阿波罗12号起开始在月球表面布设月震仪，因此为协助月震仪工作，自 阿波罗13号 以后，所有的S-IVB级飞行程序都进行了修改，不再在与飞船分离后通过月球 引力 弹弓 将自己抛入 地球 逃逸轨道，而是反之变轨进入撞击月表的轨道，以制造强度和位置已知的人工 月震 ，供月震仪进行探测和校准。为了避免砸到月面上布设好的设备或登月舱，在撞击月表时，所有S-IVB级都会通过变轨将撞击点控制在远离飞船着陆点至少150千米以上的安全范围内。 除S-IVB级外，在每次登月任务结束后，登月舱同样会在被抛弃后主动变轨撞击月表以制造人工月震。
阿波罗应用计划（AAP）/天空实验室（Skylab）
在 阿波罗计划 即将结束时，为了充分利用阿波罗计划的已有资源并发掘其潜力， 美国航空航天局 提出了阿波罗应用计划（AAP）的设想，其中包括使用 阿波罗飞船 进行载人绕 金星 和火星任务等，以及使用阿波罗计划的设备建造空间站。但由于这些拓展项目虽能利用阿波罗计划已有硬件节约研制成本，任务本身的成本却太过高昂、甚至超出了阿波罗计划本身，最终所有阿波罗衍生任务全部被取消，仅 空间站 计划得以实施。 此即美国首个空间站“天空实验室”（Skylab）。 其使用原计划用于阿波罗18号的SA-513号 土星 五号火箭发射，并基于S-IVB级的结构建造。使用 运载火箭 结构改造成空间站的设想与阿波罗登月计划一样可追溯到1959年布劳恩提出“地平线计划”时期。
由于天空实验室使用火箭S-IVB级的结构改造而成并取代了S-IVB级，使得SA-513火箭需要仅用前两级将其送入轨道 ，加之其运行轨道高度为440千米，显著高于 阿波罗计划 时的185千米停泊轨道，因此其的总发射重量为85吨 ，大幅低于阿波罗计划期间的总入轨重量130吨。
天空实验室在1973年5月14日发射，并成为土星五号火箭实际进行的最后一次飞行。由于种种原因，这次发射出现了较大的问题。在起飞后63秒经历最大动压时， 空间站 两个主 太阳能电池 阵之一的整流罩意外开启，导致整流罩和电池板均被气动载荷吹掉，并破坏了空间站外表面的 微 陨星 防护/隔热罩，其碎片卡住了原本完好的另一侧太阳能电池阵。同时，在一二级分离之后，原本应该随后从S-II末端分离的级间环未能正常分离，导致火箭带着额外的死重飞行，幸而仍然成功入轨。 尽管如此，由于电池板损坏导致空调系统无法启用，且隔热罩被损坏，天空实验室舱内温度严重失衡，向阳面外部温度急剧上升到50℃以上、舱内则接近40℃，而背阴面则低至零下20℃。同时，大部分系统也因缺电而无法工作。
此后 美国航空航天局 使用土星1B火箭发射了自被取消的阿波罗18、19和20号任务中留用的 阿波罗飞船 ，搭载宇航员对天空实验室进行了在轨维修，使其恢复正常运行，并按计划进行了科学实验。 在 阿波罗计划 中剩余的飞船和火箭均使用完毕后，天空实验室也暂停使用。其原定在 航天飞机 首飞后恢复运行，但航天飞机研制进度延后，加之1976年起 地球 遭遇太阳活动高峰期，导致天空实验室的轨道衰减加剧，而其又未设计有 轨道机动发动机 ，无法自行推进保持轨道，最终在1979年7月11日坠落。
任务列表和去向
共建造了15枚可供飞行的 土星 五号火箭，此外还建造了两枚地面试验箭，分别是发射场合练箭SA-500F和全箭振动试验箭SA-500D。此外，还建造了一个完整的第一级 碳化硅 T，用于一级5台 F-1发动机 的全系统地面热试车。 由于 阿波罗计划 后期任务的取消，仅有13枚 土星 五号火箭进行过实际飞行。剩下的两枚火箭和两枚地面试验箭均被拆散为部件，其不同部件目前分散在包括 肯尼迪航天中心 在内的 美国 各地博物馆中展出。
其他发展设想
土星五号改进型运载火箭（Saturn MLV）
由马歇尔飞行中心在1965年开始研究的一系列 土星 五号改进方案，试图进一步提升 土星 五号的性能。这些方案包括为 S-IC 级加装第6台 F-1发动机 、捆绑泰坦II 运载火箭 的固体助推器、将上面级 发动机 从J-2更换为计划新研制的HG-3高性能 氢氧发动机 、将S-II级发动机的数量从5台增加到7台、拉长贮箱以容纳更多 推进剂 等。由于 阿波罗计划 结束、 航天飞机 计划启动，所有改型均未进一步发展。
土星二号（Saturn II）/土星INT
不要与之前提到的土星C-2方案相混淆。其为1966年 美国航空航天局 与土星五号改进型计划同期启动的一项土星五号衍生型号研究，由 马丁公司 、 北美航空公司 和 波音公司 应标，改进方案编号为 土星 INT系列。与改进计划相比，该研究则希望在 土星 五号的基础上进行“降级”设计，形成能够与土星五号通用大多数部件、取代土星一号系列的新型大型 运载火箭 ，以淘汰仍使用“超级朱庇特”方案、无法与土星五号或其他系列运载火箭通用部件的土星一号火箭一级，从而统一 美国 大型/重型 运载火箭 型谱，简化生产和后勤保障体系。
土星 二号的设计思路以在 土星 五号基础上去掉其中一级为主，其中进行最深入研究的方案版本选择了去掉最大、最重也成本最高的第一级 S-IC 。由于S-II原装J-2 发动机 的推力不足以克服火箭重力，最初曾决定将S-II级5台J-2 发动机 更换为7台将在土星五号改进计划中研制的HG-3高性能 氢氧发动机 。由于改动过大造成成本效益不佳，该方案在早期研究后便被放弃，改为采用捆绑固体助推器方案，通过捆绑来自 泰坦系列运载火箭 和 民兵弹道导弹 的 固体助推器 取代 S-IC 级用于起飞助推，从而降低成本，并可通过调节助推器的安装数量来控制起飞推力，进而调节火箭运力。
视不同型号，土星二号火箭的 近地轨道 运载能力可从20到60吨不等，能够有效地填补 土星 一号20吨级到 土星 五号100吨级之间的空缺。后随着 阿波罗计划 的结束和 航天飞机 计划的启动，该火箭随 土星 五号改进型方案一同停止研制。
土星航天飞机助推器（Saturn-Shuttle）
在航天飞机研制早期阶段，为充分利用阿波罗计划的已有技术成果以节约成本， 波音公司 曾提出使用土星五号的 S-IC 级改造作为航天飞机的助推器使用。为满足航天飞机回收利用助推器的要求，波音公司早期曾提出为 S-IC 级加装降落伞，并使用大型直升机进行空中回收，后又提出在S-IC级上加装整流罩、起落架和机翼，使其在分离后能够自行滑翔返回发射场。这一概念在1971到1973年进行了初步研究并提出了多个方案，但 美国航空航天局 出于进一步节约研发成本考虑最终采用了成本更低的固体火箭助推器。
技术特点
总体设计
土星五号为三级重型低温液体运载火箭，由下至上分别由 液氧 煤油 起飞级 S-IC 、氢氧上面级S-II和S-IVB组成，其中一级和二级之间借助级间段实现双面分离，二级和三级之间则是单面分离。 第一级 碳化硅 尾端安装5台F-1 发动机 ，其中外侧4台的壳体凸出在箭体以外，并由锥形整流罩覆盖，整流罩外侧安装有4片 钛合金 制成的稳定尾翼，包括尾翼在内的总翼展为19.2米。沿着各级箭体两侧外表面安装有电缆罩/隧道管，用于容纳在各级间连接的控制系统电缆、输送增压气体的 管路 ，以及安装飞行中止系统的自毁爆炸索。当火箭飞行出现异常、需要触发自毁时，自毁爆炸索沿纵向炸开贮箱，使火箭解体、贮箱内 推进剂 散逸，避免失控的火箭带着大量 推进剂 坠地爆炸，造成集中伤害。
火箭的第一级贮箱和第二级S-II贮箱直径相同，均为10.06米。第二级前端通过级间段过渡到直径6.6米的S-IVB级，S-IVB级又通过前端的飞船 登月舱 适配器（SLA）也即整流罩过渡到 阿波罗飞船 的3.66米直径。 整流罩内部容纳登月舱，前端则与阿波罗飞船服务舱底部相连。阿波罗飞船指令舱上安装发射逃逸系统（LES）即逃逸塔，逃逸塔尾裙作为飞船指令舱整流罩，服务舱则在发射过程中暴露在外。包括 逃逸塔 和第一级 发动机 尾喷管在内，火箭的总高度为110.6米。
土星 五号的主要任务是发射阿波罗 登月 飞船，将其送入 地月转移轨道 。作为载人运载火箭，其设计中考虑的主要因素是可靠性、性能和质量。为此，制导和控制系统、液压系统都采用了冗佘技术和多数表决法。各子级用独立的电气系统，级与级之间没有电源转换，仅有控制信号的联系。 这一设计提高了可靠性，避免了一级出现故障影响其他级的可能，同时也确保了后续改进的潜力，火箭便于增减或改用其他火箭级，也是 土星 二号和土星五号MLA等改进方案的基础。 发动机 的设计也强调可靠性，F-1和J-2 发动机 均牺牲了比冲性能来提高推力和可靠性，并通过在箭体上采取尽可能减重措施来弥补比冲降低产生的性能损失。
从 肯尼迪航天中心 发射， 轨道倾角 28.5°时，土星五号的185千米 近地轨道 （LEO）有效载荷运力为120吨，1,000千米中 地球 轨道（MEO）运力为82.5吨，地球同步转移轨道（GTO）运力为60吨，直送 地球同步轨道 （GEO）运力为30吨，地球逃逸轨道运力为50吨。
土星五号的总起飞重量高达2,950吨以上 ，是当时也是现在世界上所飞行的最大运载火箭，即便是 美国 重返月球 阿尔忒弥斯计划 中使用的 太空发射系统 也无法在起飞重量上与土星五号火箭相匹敌。 其第一级S-IC直径达到10.1米，远远超出当时其他所有运载火箭的规模。土星五号的尺寸、重量和运载能力后来成为中国分级标准下 重型运载火箭 、美国分级标准下 超重型运载火箭 的定义，即起飞重量2,000-3,000吨级、运载能力50-100吨级。
第一级（S-IC）
S-IC 级由马歇尔飞行中心设计， 波音公司 作为承包商负责建造。其总长42.06米，贮箱直径10.06米，装5台F-1大推力 液氧煤油 发动机 ，总起飞推力34,029千牛。中心发动机固定，外侧4台发动机可5°双向摆动，以控制火箭一级飞行段。 箭 体液 氧箱容量约1,300立方米，煤油箱容量约800立方米 ，总共可容纳2,148吨 推进剂 ，正常燃烧时间168秒。包括发动机等部件在内，箭体结构空重为131吨，满载推进剂时总质量2,279吨，质量比17.4。
结构
S-IC 级结构从前到后依次由前裙、 液态氧 箱、箱间段、煤油箱和 推力 结构（尾段）组成，采用常规分隔式贮箱设计。为最大程度减轻重量，液氧箱分8段、煤油箱分4段，由后向前依次变薄，最厚处约6.8毫米，最薄处约4.5毫米。贮箱均为球冠形结构，由半椭球型前后底和中部筒段构成，内部装有结构隔框，底部装有 推进剂 防晃板。
尾段用于安装 发动机 ，其内部为框架结构，由一根十字型大梁承受5台 F-1发动机 的推力。该部件也是土星五号全箭最大的 单体 成型结构件，重达21吨。 尾段底部覆盖有 不锈钢 蜂窝防热板，以保护火箭尾部不受 发动机 尾焰烧蚀。尾段外部安装有4个锥形整流罩和4片 钛合金 尾翼，其作用是覆盖凸出在尾段壳体之外的外围4台发动机安装支架，并在出现如发动机意外关机等情况、火箭飞行姿态受到较大扰动的情况下产生足够的 气动 安定性，确保火箭不至于失控，使宇航员能够采取应对措施或执行逃逸操作。除尾翼外，箭体结构主要材料为7075和 2219铝合金 ，设计极限安全系数1.4，屈服安全系数1.1。
推进系统
S-IC 级的推进系统由5台F-1大推力 液氧煤油发动机 ，以及包括增压输送系统、液压系统等在内的附件组成。
F-1液氧煤油发动机
F-1发动机 为单泵、单燃烧室，燃气发生器循环的 液态氧 煤油 发动机 ，一次起动、不可节流，不具备再次点火能力。 发动机 混合比2.27，燃烧室压力7-7.62兆帕， 海平面 额定推力6,770千牛，真空推力7,770千牛，海平面比冲263-266秒， 真空比冲 305秒， 发动机质量 流量为每秒1,789 千克 液氧和788千克 煤油 。其采用管束式推力室，由 液态氧 对推力室头部进行再生冷却、涡轮泵排气对喷管延伸段进行气膜排放冷却。F-1是迄今为止最大的单燃烧室 液态火箭发动机 。
F-1 发动机 在 碳化硅 级上采用十字型布局共安装5台，包括1台固定的中心发动机和4台可双摆5°的外围发动机，摆动发动机采用泵前摆设计。 发动机 起动时，由电信号点燃燃气发生器的 发射药 点火器，随后由地面液压源驱动，先打开 液氧 阀，然后再打开煤油阀。 推进剂 在贮箱压力作用下进入燃气发生器，被火药点火器点燃，产生的燃气驱动涡轮泵旋转增压。当泵出口压力达到额定值后，推力室内的 自燃推进剂 点火药隔膜在压力下破裂并点燃，推进剂进入推力室，并被自燃 推进剂 点燃，推力室点火起动。 发动机 监控系统在探测到推力室点火成功后即完全打开推进剂阀门，同时注入 乙二醇 冷却剂以稳定燃烧，使发动机平滑过渡到主级工况。
发动机 关机采用指令或耗尽关机。为控制纵向耦合震荡和最大过载，设计上在S-IC级飞行段，当最大过载达到约4.4G时，将触发火箭仪器单元舱送出控制指令，关闭5台发动机中的中心发动机。其余4台发动机则采用耗尽关机，由仪器单元舱通过开关选择器选定任一发动机的关机电路进行传感和控制。当4台 发动机 的 液态氧 箱或 煤油 箱耗尽液面传感器中，有至少2个或以上触发耗尽信号时，控制单元将启动 计时器 ，在设定的延时之后发出关机电信号，控制发动机上的中止电磁阀关闭 推进剂 阀门，使发动机关机。
增压输送系统
S-IC级的推进剂增压系统由 液氧 和 煤油 箱组成，两个贮箱均用 氦气 瓶 中的氦气在起动前进行预增压。 发动机 起动后，由涡轮泵排气 换热器 和管束推力室再生冷却头部加热从推力室头部分流出的一股液氧，使其成为气氧，对液氧贮箱进行自生增压。煤油箱则用氦气增压，氦气在增压前也由涡轮泵排气换热器加热。
液态氧 箱增压由气流 控制阀 控制，其通过敏感线路测定箱压，并调节气氧流量和压力，使气枕压力控制在124.11~137.9千帕范围内。 煤油 箱增压则通过 氦气 控制器控制5个高压氦气瓶的电磁阀进行控制，使气枕压力控制在134.45~148.28千帕范围内。其中，1到4号 氦气 瓶会随飞行过程逐渐打开消耗，依次补充前一气瓶放气下降的压力；5号氦气瓶则是调节气瓶，当箱压低于控制范围时，氦气控制器打开气瓶阀门，箱压高于控制范围时则关闭。 气瓶 本身浸没在 液态氧 贮箱内，安装于液氧箱内壁隔框上，以利用液氧低温增大 氦气 密度并省去气瓶隔热层，从而节省气瓶重量。
推进剂 输送系统同样由液氧和 煤油 部分组成。液氧部分由5根穿过级间段和煤油箱的隧道输送管把贮箱中的液氧输送给 发动机 。为了应对发动机摆动和结构 应力 产生的移位，每根管都装有摆动和滑动接头，并设有容积压力补偿管，能够保证液氧流量不变。每根输送管有一个前置阀，前置阀阀腔中充有 氦气 并作为吸收发动机脉冲的蓄压器，用于抑制纵向耦合震荡。
煤油系统通过直径30.48厘米（1英尺）的输送管向发动机输送RP-1煤油。每根输送管与 液态氧 输送管一样装有摆动和滑动 接头 。每根燃料输送管也有一个前置阀，作为主发动机燃料断流阀的应急辅助阀。前置阀中设有 燃料 流量计 。燃料箱箱底有 煤油 耗尽液面 传感器 ，作为液氧箱耗尽传感器的备份，两者都可触发 发动机 关机信号。
液压系统
S-IC级的液压系统直接采用发动机煤油作为液压介质。此设计首先在土星1B运载火箭的 H-1火箭发动机 上尝试采用，是发动机和火箭系统设计上的一大创举，避免了设计单独液压驱动系统所造成的重量和功率消耗。这是因为 F-1发动机 的尺寸前所未有，若采用传统独立液压系统，将导致尺寸和重量都过大，设计也会非常困难。液压源直接来自发动机 煤油 泵，工作压力为12.4兆帕。由于发动机 煤油 流量远高于液压系统所需工作流量，因此压力非常稳定，从而大幅简化了液压系统的设计。
使用煤油作为 发动机 液压系统工作介质也会面临一些问题。煤油相比常规液压油，粘度低，润滑性较差，容易腐蚀，污染难以控制，且在高温下有起火风险。同时，由于 S-IC 级的液压系统是单一通道的低压系统，这意味着常规液压系统可由多个工作通道分担过滤的流量需要由单一过滤器来完成，并且由于是开路系统，因而也不能通过进行多重过滤来减少污染。
为了克服这些问题，采取了如下对应措施：
由于 发动机 作动系统和煤油输送系统的特点， F-1发动机 / 碳化硅 级的液压系统相比其他常规液压系统设计非常简单，仅包括每台发动机各两个伺服作动器，可动部件非常少，除作动器外只包括各 管路 和辅助阀门。同时，因直接由发动机煤油泵做液压源，且压力稳定，也不需要单独的液压泵、备用泵和蓄压器等。在发动机未点火时，地面测试的液压供应则由地面驱动设备通过箭上分配器供给，经作动器作功后又经过箭上分配器返回地面。
液压系统的伺服作动器和土星五号其他级上的作动器一样，主要由电液流量控制伺服阀和双向线性作动筒组成。 发动机 涡轮泵能够提供的12兆帕液压对于飞行器液压系统来说相对较低，而需要的作动力却很大，因此需要增大液压 活塞 面积以增加受力面积，并采用了三级伺服阀来补偿增加的尺寸和重量，提高作动器响应速度。 作动器安装在S-IC级尾段外表面、整流罩下方的安装框架上，牵引发动机进行摆动。
由于尺寸和重量限制，液压作动器不能采用多余度设计，因此转而采用纯机械反馈结构来提高单个作动器的可靠性。因不需要电子元件、 传感器 和相关的控制电源、导线等，伺服机构可做得更紧凑、更轻，并节省了326路控制电缆，以及744个电缆接头，从而进一步简化了结构、提高了系统可靠性，同时还减轻了20-40 千克 重量。
电源系统
S-IC级由两组28伏 直流电 电池供电，1号电池容量10.6安时、重9.98千克，用于箭上遥测和测量系统；2号电池容量20.8安时、重24.9千克，用于箭上控制系统和各作动器与阀门等。两组电池共同使用主电源配电器进行供电，并通过6个电源配电器将电力分配到各自的负载中。尽管两路电源共用部分配电器，但彼此之间是完全独立的，任一系统的故障都不会影响到另一系统的正常运行。除遥测配电器位于前裙内之外，其余所有电源系统设备均安装在箭体尾段内的推力结构上。
级间段
土星 五号火箭的一、二级间采用双面分离设计，由级间段连接两级。其与箭体其他部件一样采用 7075铝合金 制造的 桁架 蒙皮结构，外表面装有4枚反推火箭和4枚二级沉底火箭。
当一二级分离时，首先点燃沉底火箭，产生分离加速度，并使S-II级贮箱内的 推进剂 沉到箭体下部，以便于发动机点火。随后，级间段后分离面上的爆炸索首先起爆，同时S-IC级上的8枚反推火箭点火、S-II级主发动机点火，发动机和 反推 /沉底火箭的推力共同使S-IC级分离。二级正常起动工作30秒后，级间段前分离面上的爆炸索起爆、4枚反推火箭点火，级间段与S-II级分离。 在J系列任务的发射中，为补偿增加的有效载荷，基于多次飞行积累的经验，级间段上的4枚沉底火箭被去掉以减轻重量。
在土星五号火箭实际飞行过程中，级间段仅出现过一次分离失败，即天空实验室发射任务。其第二次分离未正常进行，级间段未能与S-II级分离，但火箭仍然成功入轨。
第二级（S-II）
S-II级由 北美航空公司 承包研制。如前所述，由于S-IC和S-IVB级均早于其完成设计，为实现全箭性能优化，S-II级采用了更加激进的减重措施，一度导致研制面临困难。 其全长24.87米，直径10.06米， 满载总质量 480吨，结构重量仅36吨，质量比达10.8，是当时性能最好的大型低温上面级之一。 S-II级装5台J-2氢氧 发动机 ，同样采用十字型布局，中心发动机固定，外围4台可双摆7°，同样采用泵前摆设计。
结构
S-II级由前裙、共底贮箱、后裙和尾段组成。除 液氢 箱部分为2214铝合金外，其余部分同样采用7075铝合金。外表面铺设有隔热材料，以减少 低温 推进剂 的蒸发。
共底贮箱由液氧箱、 液氢 箱和共底组成，其上底和共底是半椭球型，下底则是锥形。 液氧 箱内壁铣切成十字型网格，底部装有消旋隔板，内壁则装有防晃板，而液氢箱因液氢粘度小而无需防晃措施。抑制纵向耦合震荡的蓄压器安装在 液态氧 箱底部。共底由2014铝合金夹 玻璃纤维 / 酚醛 隔热泡沫制成，能够隔离液氧和 液氢 之间近100℃的温差。贮箱的上下底，以及共底的两面，均采用扇形 瓜瓣 焊接在一起拼接而成。
贮箱隔热采用外隔热层设计，因铝合金在低温下强度提高，故可节省结构重量。最初5枚 土星 五号火箭（SA-501~505，阿波罗4/6/8/9/10）的隔热层采用玻璃纤维蜂窝内填充 聚氨酯泡沫 的设计，并由 聚氯乙烯薄膜 确保气密性，通过 环氧 酚醛粘接在贮箱表面上。从第6枚 土星 五号火箭（SA-506，阿波罗11）开始，隔热层改用马歇尔研究中心开发的全新泡沫喷涂工艺，由环氧 酚醛 粘接层、聚 M/环氧过渡层、聚氨酯泡沫/树脂隔热层和密封/抗菌层依次喷涂组成，大幅减轻了重量，并简化了加工工艺。为进一步保护涂层不剥落，还在迎风面和突出区域外表面贴了6.35毫米厚的软木隔热/防护层。
推进系统
S-II级装5台J-2 氢氧发动机 的不可重复起动型号，其推进系统由发动机、增压输送系统、 推进剂 利用系统 、排气系统、液压系统等组成。
J-2氢氧发动机
J-2 发动机 为双泵、单燃烧室，燃气发生器循环的 液氢 液氧 发动机，S-II上安装的型号为一次起动、不可节流，不具备再次点火能力，与土星1B运载火箭二级相同。发动机混合比5.5，燃烧室压力7.62兆帕，真空推力1,002千牛，比冲421秒。与F-1一样，J-2同样采用管束式推力室，以及推力室头部再生冷却、喷管延伸段涡轮泵排气气膜冷却的冷却方式。其是 美国 第二种上面级低温氢氧发动机，第一型则是采用膨胀循环、著名的RL-10氢氧 发动机 。与RL-10相比，J-2的设计目标是大幅提升推力和可靠性，为此对比冲做出了一定牺牲，也是美国第一型大推力氢氧发动机。
J-2 发动机 用电火花塞点火器点火，以确保其多次起动能力。起动前，由箱压将 液氢 和 液氧 推进剂 推入喷管再生冷却通道，对推力室进行预冷，同时也将起动用的 推进剂 送入燃气发生器。预冷完成后，起动贮箱内的 氢气 排出，在燃气发生器点火前吹动涡轮泵对其进行预旋，以将推进剂送入推力室头部。起动贮箱氢气随后进入点火器，并与送入点火器的少量液氧掺混。随后，燃气发生器点火器点火，产生的燃气驱动 液态氧 和液氢涡轮泵，将推进剂注入推力室，此时推力室点火器也点火，使 发动机 迅速转入主级工况。关机时，则通过电磁阀关闭 液氧 和 液氢 管路 ，使发动机关闭。对重复起动型号而言，发动机工作期间，从推力室头部引出一股气氢重新填充起动贮箱，以用于下一次起动。
增压输送系统
S-II级液氧箱和 液氢 箱均使用自生增压，其中 氧气 引自涡轮泵头部液氧，经喷管 热交换器 加热气化； 氢气 则引自外围4台发动机推力室头部。
气氧通过贮箱增压调节器进入公共增压管，然后再通过气体分配器进入贮箱。增压调节器并不根据贮箱压力采用闭环控制，而是在 发动机 起动时部分打开、在 发动机 工作180秒后打开至最大位置， 液氧 箱压力则完全依靠放气系统进行调节。当箱压达到289千帕的额定值时，放气阀打开。这一设计的目的是增加泵入口净正抽吸 压头 ，减少由泵引起的发动机推力变化。
液氢 箱增压则采用部分闭环控制，气氢进入歧管，通过增压管和贮箱增压调节器，最后通过气体分配器进入贮箱，流量随 液氢 箱 气枕 压力变化而变化。贮箱压力额定值为227.53千帕。在发动机工作满5分钟后，则转为开环控制，增压调节器打开至最大位置，此后同样由放气系统放气来维持箱压不超过额定值。
推进剂利用系统
推进剂利用系统用来测量贮箱内剩余的推进剂量， 测量精度 为1%。其在推进剂加注时用于供地面监控和控制加注过程，而在飞行期间则用于供火箭仪器单元监控推进剂消耗情况，并由此调节 发动机 工作参数，确保将推进剂尽可能完全耗尽。该系统的控制元件安装在S-II级前裙内， 传感器 则位于贮箱内。贮箱内布设的传感器形成一个容量随推进剂液面变化的圆柱形液体 电容 ，并通过电桥与伺服平衡电容搭接，从而送出与 推进剂 液面变化正相关的电信号。信号随后驱动电位计，从而将液面测量结果送给地面或箭上 计算机 。 同时，其还作为耗尽关机液面传感器的保险，只有当 推进剂 利用系统测量到推进剂即将耗尽时，才会接通耗尽关机传感器，从而避免推进剂晃动、气泡等原因造成耗尽关机传感器虚警，从而触发 发动机 意外关机。
S-II级的推进剂利用系统工作方式较为简单，由旋转阀及电控制器组成。当发动机起动时，旋转阀位于中立位，此时发动机的工作混合比为5。发动机正常起动后5.5秒，飞控计算机向旋转阀发出指令，将混合比调节为主级工况的5.5。当仪器单元测得火箭二级飞行段的总△v达到设定值后，飞控 计算机 再发出指令，将混合比调节为4.3，使剩余 推进剂 尽可能同时耗尽。在测得推进剂耗尽时，推进剂利用系统发出信号，控制系统发出耗尽关机指令，使 发动机 平稳关机。
排气系统
排气系统用于在必要时排放贮箱内气压，避免超压造成结构损坏甚至爆炸等意外事故。S-II级的 液氧 和 氢气 箱均使用 氦气 驱动的 气动阀门 作为 排气阀 ，每套阀门采用独立的氦气系统。
液压系统
S-II和S-IVB级的液压系统设计基本相同，采用相同的组成部件和工作原理，仅数量和布局有差别。S-II级上共装29个伺服作动器，驱动外围4台发动机摆动。液压系统工作压力24.1兆帕，使用标准的美军标MIL-H-5065A液压油，最大驱动速度8°/秒。火箭起飞后，加速度使液压油流入压力管道，接通主泵、蓄压器和油箱。S-IC级分离时，S-II级上的开关选择器打开高压阀门，使液压油带压力流入作动器和蓄压器，积蓄能量等待起动工作。发动机点火起动后，主液压泵工作，液压系统开始正常运行。
电源系统
S-II级的电源系统由4组35安时银锌电池供电，共重74.83 千克 ，在地面上时则通过 转接器 使用地面供电。配电系统由6条直流 总线 和1条交流总线组成，其中交流总线使用发射台的56伏交流电，仅接地面电源，并用于为仅在地面上使用的系统进行供电，与飞行系统电源互相隔离。飞行控制相关系统使用主直流总线供电，仪器和遥测设备则使用仪器总线供电，分别使用对应的电池。另两组电池则专用于故障检测系统、自毁系统和分离系统的供电。
第三级（S-IVB）
S-IVB级由麦道飞机公司作为承包商。其已经被选中在土星1B运载火箭上进行飞行试验，因此是土星五号中最早准备好且技术成熟度最高的一级。 土星 五号所用的版本与 土星 1B上的型号相比基本没有变动，主要是推进系统针对二次起动要求做了一些改进。此外，因有效载荷显著增大且要用于载人登月任务，贮箱和箭体结构加强，一些设备也采取了冗余措施或提高了可靠性。 该级直径6.6米，全长18.1米（不含整流罩），结构质量11.5吨， 满载质量 120吨。
结构
S-IVB级的结构由前裙、共底贮箱、后裙、 推力 结构（尾段）和后级间段组成。 后级间段作为S-IVB级和S-II级的连接过渡段，连接在S-IVB级的后裙上。虽然与S-IVB级一同制造并整体运到发射场安装，但其最终将被固定在S-II级的前裙上，并在分离时与S-II级一同被抛弃 ，其外侧安装有S-II级的4枚分离反推火箭。由于有效载荷增重， 土星 五号的S-IVB级前后裙壳体都有所加厚并增重。前裙与火箭仪器单元舱连接，其内部则安装有5块环控安装板，用于安装S-IVB自己的 电子设备 。外部则开有贮箱加注和飞行排气口，并装有遥测系统天线和电缆隧道管的整流罩。
S-IVB级的贮箱结构设计和工艺与S-II级相似，仅尺寸有所区别，同样采用2014铝合金。不同的是，S-IVB贮箱采用内隔热层工艺，隔热层材料采用类似S-II旧工艺上的 玻璃纤维 蜂窝内填充聚氨酯泡沫结构，并在制造贮箱的过程中使用 ep 粘接于其内表面。最后，在隔热泡沫表面覆盖一层 聚氨酯 浸渍的玻纤布以保护隔热层不被低温燃料浸没脆化。贮箱筒段由7块 2014铝合金 面板经弯板机弯曲后焊接而成，其内壁与S-II一样 化学 铣切成网格结构，蒙皮厚度为3.1毫米，网格厚度为3.6毫米。
在后裙外围以120°间隔等距布置有3枚沉底/分离火箭，用于S-II和S-IVB级之间的分离。因为S-IVB级的级间段相较于其直径而言非常长，因此需要先由分离火箭将J-2 发动机 的尾喷管完全推出级间段以外之后，才能起动发动机开始机动飞行，否则可能有与S-II级碰撞的危险。 当分离时，电信号引爆级间段分离面上的爆炸索，然后级间段上的反推火箭和S-IVB级后裙上的沉底/分离火箭同时点火，将两级互相推开。 S-IVB正常起动并飞行15秒后，为减轻死重，飞控系统发出指令，引爆将沉底火箭固定在箭体上的爆炸螺栓，将燃尽的沉底火箭壳体抛掉。
推进系统
S-IVB级的主 推进系统 包括单台可重复起动型、可双向摆动的J-2真空 发动机 ，以及包括增压输送系统、 推进剂 利用系统、排气系统和液压系统等在内的相关附件。 此外，因单台J-2发动机不具备滚动控制能力，因此还装有带姿控推力器的辅助推进系统，在主发动机工作时用于控制滚转轴姿态，主发动机不工作时则提供三轴姿态控制和小推力机动能力。
在滑行段期间，辅助推进系统提供三轴姿态控制，使S-IVB级尽量保持平行于速度 向量 飞行，最小化低轨道大气衰减的同时，避免在二次起动前准备时需要进行过大幅度的姿态调整，导致 液氧 / 液氢 因剧烈晃动而蒸发、乃至对飞行产生强扰动力。这一过程同时也保持飞船的舷窗面向 地球 、光学系统面向太空，满足热控和宇航员对地/天文观测与导航需要。
如前所述，J-2 发动机 的二次起动是通过起动贮箱内的气氢来进行的，因此需要确保贮箱内的气氢仍有足够的压力而不至于冷却。与此同时，作为低温发动机，J-2发动机在每次工作结束后也需要较长的时间来冷却和吹扫。综合上述因素考虑，从火箭入轨到二次起动之间的允许间隔时间最短不少于80分钟、最长不超过360分钟。 正常情况下，这一过程将耗时两圈约180分钟。
增压输送系统
土星 五号的S-IVB级增压输送系统与土星1B火箭上的基本相同。在火箭起飞前和 发动机 起动前， 液态氧 箱和液氢箱均使用-217℃的冷 氦气 增压。在火箭起飞前，氦气由地面气源供应，火箭起飞后则使用箭上氦气瓶。气瓶共9个，浸没在 液氢 箱内以利用液氢箱低温增加氦气密度和省略隔热层，工作压力达20.7兆帕。贮箱增压需求也对应较高， 气枕 压力分别达262~282千帕和193~214千帕。
发动机起动后，液氧箱继续使用氦气增压， 液氢 箱则改用再生冷却后的气氢自生增压和冷氦气增压结合。液氧箱增压 氦气 在输入贮箱前，使用 发动机 热交换器 预热。 液氧 箱压力通过压力开关触发控制阀门进行控制，另有一个增压室作为后备压力控制手段。如果压力控制阀门失效，则通过排气系统的两个液氧箱 放气阀门 放掉多余气压。 液氢 箱增压 氢气 用于将箱压增加到214千帕的最大工作压力，超过此压力后，控制阀门关闭。当压力再度下降到下限193千帕以下时，则打开 氦气 控制阀门，使用冷氦气对贮箱进行补压。液氢箱的增压 氦气 与液氧箱来自同一路供应。此设计相比 土星 1B的 液氢 箱增压系统有了大幅简化，土星1B上S-IVB级的液氢箱只使用 氢气 自生增压，并通过两路可开关通道和一路固定通道来对箱压进行闭环控制。
推进剂利用系统
S-IVB级的推进剂利用系统原理和工作方式与S-II级基本相同，但混合比有所不同。其在第一次起动工作期间始终保持5的混合比档位，二次起动时则保持在4.5，直到工作满设定时间120秒后，再切换回混合比5直至燃尽。
排气系统
土星五号的S-IVB级排气系统经过改进，使其不仅可用于地面和飞行中的安全排气泄压，也能用于S-IVB在轨滑行和飞行期间的辅助推进与沉底控制。 通常情况下，在飞行中， 液氢 / 液态氧 箱的排气从位于前裙的两个非推进排气口对称排出，以避免对火箭飞行产生额外扰动力。
液氧箱排气系统由两个T型阀门组成。由于飞行中具体压力变化情况无法预测，因此液氧箱排气安全阀采用简单的机械锁紧 气动 阀门。在地面加注过程中，阀门则处于常开位置，以排出地面停放待射过程中蒸发的 氧气 。
液氢箱排气系统同样包括两个 阀门 ，但采用控制器控制。此外，还设有定向 控制阀 。控制器在地面加注过程中由地面指令控制，在飞行过程中则由火箭仪器单元控制。通常情况下，在地面加注过程中，定向 排气阀 会将 氢气 引导到箭体尾部的地面排气口，并从级间段上的地面快脱插头接口引出，其在火箭起飞前插头脱落时自动关闭。火箭起飞后，定向排气阀则将排气引导到非推进排气口。在S-IVB级在轨飞行期间，地面排气口也可在飞控系统的控制下按需打开，使液氢箱排气从火箭尾部喷出，产生额外推力用于沉底或推进控制。
液压系统
S-IVB级的液压系统与S-II级使用相同的部件，仅数量和布局有所不同。同时，由于需要在轨二次起动且承担着将 阿波罗飞船 送入地月转移轨道的职责，为了提高可靠性，土星五号的S-IVB级，其液压作动器控制线路和阀门均采用了三取二 冗余 设计。
辅助推进系统
S-IVB级的辅助推进系统由两个长2米的吊舱组成，对称安装在后裙外表面上。每个吊舱内各有4台推力器，以及其使用的独立燃料贮箱和增压 氦气 瓶。推力器使用 四氧化二氮 / 甲基肼 自燃推进剂，采用氦气挤压循环。三台667.5牛的推力器用于三轴姿态控制，分别朝向吊舱的两侧和前方，而一台311.5牛的推力器则朝向后方，用于沉底和辅助推进。姿控推力器的 氧化剂 和燃料阀门都是四余度设计，而沉底推力器则不设冗余，因可使用液氢箱后放气口作为备用辅助推进手段。 此外， 液态氧 箱的放气也可以进入主发动机推力室并从喷管中喷出，作为另一重辅助推进手段 冗余 。 推进系统舱和沉底火箭底部均装有防护板，避免级分离火工品起爆时飞出的碎片对推进系统部件造成损伤。
电源系统
S-IVB的电源系统分为前、后两组，分别对应其位于前、后裙内、与相应服务设备临近的安装位置。每组包括两条互相隔离的 总线 ，使用28伏的 单体 银 氧化锌 电池。前1号总线电池容量为300安时、重37.64 千克 ，由2组单体电池串联输出56伏电压；2号总线电池容量为25安时、重9.07千克。前系统用于为测量系统和 推进剂 利用系统供电，同时两路电池分别供应两路独立的自毁系统电源。后1号总线电池容量为100安时、重37.64千克，由2组单体电池串联输出56伏电压，用于为火箭控制、推进和增压输送系统供电；2号总线电池容量为78安时、重68.02千克，由2组 单体 电池串联输出56伏电压，用于为液压系统和排气系统供电。此外，两路后 总线 还通过控制分配器共同为故障检测系统和辅助 推进系统 供电。
仪器单元舱
土星五号全箭的制导与导航、以及飞行控制和管理都由安装在S-IVB前裙上的仪器单元舱进行。其高度为0.9米，重1,950 千克 ，前、后端框由挤压成型铝合金型材制成，壳体则由三块铝合金蜂窝壁板组成一个完整圆环。 其内部设备主要包括ST-124M-3三轴气浮惯导平台、地面遥测指令 接收机 、俯仰/偏航捷联加速度计、控制 信号处理器 、数字计算机、飞控 计算机 和各控制伺服器与电路等，安装在16块温控安装板上，使用60% 甲醇 溶液进行冷却。安装板在为设备提供温控的同时也作为安装平台，使 仪器舱 内设备可以方便地随时通过螺栓安装和拆卸。
此外，仪器舱内还装有两套C波段应答机，供遥测系统C波段精确雷达跟踪火箭飞行使用。 其还包括故障检测系统的相关测量设备，通过三冗余的三组单轴 速率 陀螺测定火箭的三轴 角加速度，并将数据输送给控制信号处理器，处理器根据测量数据向火箭发出控制信号，对异常加速度进行阻尼。 如果加速度超出阈值，则认为火箭失控，并向逃逸系统发出指令。除速率陀螺外，火箭的控制和数字计算机、 信号处理器 和数据转换器也均为三冗余设计。
气浮平台的供气由仪器舱内容量56.6升的氮气瓶提供，工作压力为20.7兆帕。火箭起飞前，由仪器舱气动控制台控制地面气源，通过脱落插头为气浮平台和 气瓶 充 氮气 。
仪器舱电源系统包括三组350安时银锌电池，共重74.82 千克 。仪器舱、S-IC和S-II级的电池均为相同设计，即由20节1.5伏电芯组成，以输出28伏电压。当需要调低电压时，可按需去掉1或2节电芯。仪器舱电池组分别通过1个主配电器为各主要设备供电、2个辅助配电器为小功率负载供电。此外，还有1个测量配电器，用于为收集和分发遥测系统数据供电；1个控制分配器，用于为控制系统供电，并将28伏 直流电 转换成所需的56伏送给惯导平台；1个故障检测系统分配器为故障检测系统供电，并作为飞船和运载火箭之间的唯一一路电气连接将故障检测和测量信号送往飞船，供飞船内的宇航员读取。
在 土星 火箭研制的早期，原本一度计划不为火箭设计单独的仪器单元舱，而是将其集成到 阿波罗飞船 的制导系统内。但后来考虑到土星火箭不可能只有发射阿波罗飞船一种用途，因此最终还是设计了火箭自己独立的仪器单元舱，而飞船制导系统则作为火箭制导单元的后备冗余，宇航员可在必要时通过开关切换控制。
事实证明这一选择是正确的。1969年11月14日， 阿波罗12号 在雨中发射时，因箭体金属结构和 发动机 排出的 电离 气体形成的导电径迹形成了引雷作用，导致火箭在穿越积雨云时遭到雷击。雷击导致 阿波罗飞船 的电源 总线 跳闸，飞船制导和控制系统也因此而失效，但火箭未受影响，最终正常完成发射，宇航员在进入轨道后重启了飞船系统。若采用由飞船自行进行制导的设计，则火箭将会随着阿波罗飞船电源系统跳闸而失控，发射也将宣告失败。
整流罩/飞船登月舱适配器（SLA)
SLA的壳体结构作为火箭仪器舱前端框与 阿波罗飞船 指令服务舱之间的连接过渡段，在发射过程中支撑阿波罗飞船，其内部则用于容纳登月舱。在飞船交付、火箭垂直总装时，登月舱先被装入SLA内部，然后再整体吊装到火箭上。 其与仪器舱前端框间用3个导向销对准，并通过对接面上的6个直径6.56厘米的螺钉将二者机械固定在一起。其对接面上还包括如前所述由火箭送往飞船的唯一一路电气连接，通过3个61芯 连接器 实现，分别编号J-1/2/3，互为冗余，用于传输电源、控制、指示和故障检测系统的电力和信号。
在S-IVB级完成最后一次点火、将飞船送入预定轨道后，按计划要进行抛整流罩动作，以使飞船和火箭分离，并让 阿波罗飞船 能够将放置在整流罩中的 登月舱 从火箭上取出。当宇航员按下开关、发出分离信号之后，控制电路将启动火工品驱动切断器断开船箭间的电气连接，然后起爆沿整流罩外壳体和船箭连接面分布的导爆索，使整流罩的前3/4均匀分为4瓣，并与阿波罗飞船底部分离。火工品同时还推动安装在4瓣整流罩根部的小 链，使整流罩向外打开。当整流罩外摆到45°之后，铰链断开，整流罩与火箭分离。
原本整流罩并不打算完全抛弃，仅通过火工品将其展开。但在 阿波罗7号 任务中，其中一瓣整流罩因故打开的角度不够，挡住了 阿波罗飞船 与 登月舱 间的对接通道，导致阿波罗7号原定进行的模拟对接测试未能进行。随后对整流罩结构进行了修改，改为在整流罩打开后将其抛弃，以免干扰到飞船接下来将进行的对接动作。
逃逸塔/发射逃逸系统（LES）
逃逸塔 用于在火箭出现故障的情况下，将阿波罗飞船指令舱及舱内乘坐的宇航员安全带离火箭。为土星 运载火箭 和阿波罗飞船设计的逃逸塔源自此前在美国首代 载人飞船 水星号上使用过的设计，但尺寸大幅增加。其动力装置由3组 固体火箭发动机 组成，分别是逃逸 发动机 、抛塔发动机和俯仰控制发动机。
逃逸塔通过桁架结构和尾裙连接在 阿波罗飞船 的指令舱上，并通过4组爆炸螺栓固定在指令舱外表面。尾裙也被称为助推保护罩（BPC），由 玻璃纤维 壳体和软木防热层构成，用于在上升段隔离气动加热，以及在逃逸塔工作时保护飞船壳体不被逃逸 发动机 尾焰烧蚀。此外，在逃逸塔的头锥上还装有被称为“ 8球 ”的攻角 传感器 ，其由8个对称分布的 皮托管 组成，用于在飞行中测量动压，并通过比较各皮托管测得的动压值是否相符来测定火箭的飞行攻角。测定的攻角值除用于火箭飞控系统控制外，也显示在指令舱内的显示器上供宇航员检查。
逃逸塔的逃逸动作可通过火箭故障检测系统自动触发，或由宇航员手动触发。逃逸系统的控制由指令长负责，其左手边有一个T型手柄，同时也被用于在必要情况下切换火箭制导系统。顺时针旋转手柄会将火箭制导系统由仪器设备舱切换到作为备份的 阿波罗飞船 制导系统，而逆时针旋转将触发逃逸程序。指令长通过故障检测系统面板上的指示灯来判断故障情况是否满足逃逸标准，并决定是否启动逃逸。此外，如果地面人员认为应当启动逃逸，故障检测系统面板上的一盏指示灯会提示指令长地面已发出逃逸信号。
逃逸程序的触发标准包括出现如下情况的一或多种：
当触发逃逸动作后，逃逸发动机点火、飞船指令舱与服务舱分离，逃逸发动机在8秒内产生约660千牛的推力，以7G以上的加速度将飞船指令舱从土星五号火箭头部拉出。随后，俯仰控制 发动机 点火，控制逃逸塔和指令舱转向飞离火箭飞行轨迹，以避免落入可能的火箭爆炸形成的火球与碎片云中，并飞往飞船能够安全着陆的区域，在正常发射情况下一般被设定为转向正东，以远离 佛罗里达州 海岸线、飞到 大西洋 洋面上。待飞行时长足够、确保飞行距离足够远之后，指令舱对其RCS 推力 器使用的常温有毒燃料进行排放钝化，以避免溅落后对搜救人员造成影响，然后逃逸塔头部的两片鸭翼展开，产生足够的俯仰控制 力矩 ，让指令舱从头部向前的正常飞行姿态翻转180度，变成着陆时的大底朝前姿态，从而能够分离逃逸塔，并打开降落伞。
逃逸塔用于整个一级飞行段和二级飞行段前30秒的逃逸。如果飞行正常，则不需要逃逸系统工作，这样在上述飞行阶段结束、火箭飞行约210到220秒时，逃逸塔尾裙的四组爆炸螺栓起爆，抛塔 发动机 点火，逃逸塔与飞船分离。此后的逃逸动作将由飞船使用服务舱主发动机完成。