導讀：土星5號運載火箭（英文：Saturn V），譯農神五號，亦稱為月球火箭，是美國國家航空航天局（NASA）在阿波羅計劃和天空實驗室計劃兩項太空計劃中使用的多級可拋式液體燃料火箭。
土星5號運載火箭是土星運載火箭系列的一個型號。土星運載火箭是在紅石飛彈（Redstone）和丘闢特飛彈（Jupiter）的基礎上開始研究的，包括土星1號、土星1B號和土星5號三個型號，由馬歇爾太空飛行中心總指揮沃納•馮•布勞恩與他的火箭團隊設計研發。起初，馬歇爾太空飛行中心為執行不同的航天任務而設計了不同的幾種火箭，其中C-1火箭是土星1號運載火箭的原型，C-2、C-3和C-4火箭都終止於設計階段。直到1961年下半年，C-5火箭的構型得到確認。1963年，NASA確認選擇C-5火箭作為阿波羅計劃的運載火箭，同時給了這枚火箭一個新的名字——土星5號。
圖表 1 C-1火箭（土星1號）首次發射
土星1號是兩級火箭，僅用於試驗，即利用已有的技術驗證S-IV上面級技術、飛航控制技術和儀器儀表技術，並用來發射10噸級的大型載荷（如首射於1965年的飛馬座氣象衛星），以及進行阿波羅模型的驗證飛行。土星1號火箭共製造10枚，分為2組。第一組4枚，僅試驗第一級，上面加配重；第二組6枚，試驗第一、二級。從1961年10月至1965年7月共進行10次飛行試驗，均成功。其中第六、七次試驗了阿波羅號飛船的樣件，最後三次用於發射人造地球衛星。
1961年10月土星1號首飛，僅試驗第一級，但攜帶了第二級與第三級的模擬載荷。第二級模擬載荷模擬的是S-IV，第三級模擬的是S-V。其中，S-IV的改型S-IVB成為土星1B號的芯二級，並最終成為土星5號的第三級，帶著阿波羅飛船完成圓化軌道以及奔向月球的目標。
土星1B號也是兩級火箭，是土星1號火箭的升級版。從1966年2月至1975年10月共進行9次成功發射。其中前五次搭載阿波羅飛船，第六到八次搭載天空實驗室空間站。
土星5號為三級火箭，S-IC級為芯一級，S-II級為芯二級，S-IVB級為芯三級，承包商分別為波音公司、北美航空公司以及道格拉斯飛行器公司。
圖表 3 土星運載火箭發動機選型
資料來源：《Directory of U.S. Military Rockets and Missiles》
土星1號和土星1B號的第一級均採用8臺H-1發動機。H-1是一種液氧/煤油火箭發動機，源自於納瓦霍飛彈，能產生20萬磅力(約90噸)推力。後來發動機推力增加到20.5萬磅力(約93噸)。
圖表 4 H-1火箭發動機
資料來源：Wikimedia Commons
土星1號第二級採用6臺RL10發動機。RL10發動機是美國研製的第一種液氫燃料火箭發動機，其改進版被用於多種運載器。該發動機第一次地面試車是在1959年，成品的第一次飛行是在1963年11月。RL10發動機發展出了眾多的型號，包括RL10A-1、RL10A-3、RL10A-3A、RL10A-4、RL10A-4-1、RL10A-4-2、RL10A-5、RL10A-5KA、RL10B-2、RL10C等；目前應用較為廣泛的型號是RL10B-2，用於德爾塔3型和德爾塔4型火箭的第二級。
圖表 5 RL10火箭發動機（從左到右分別為RL10A-1、RL10A-4、RL10B-2、RL10B-2）
圖片來源：火箭發動機概論
在NASA於2005年宣布的獵戶座宇宙飛船計劃中，月球著陸艙(LSAM)採用四臺RL10為下降段提供主動力，這能為NASA在登月項目上節約大量資金。另外，通用可擴展低溫發動機（CECE）正是依據RL10發動機設計製造的。
圖表 6 首臺通用可擴展低溫發動機（CECE）樣機
與土星1號和土星1B號不同的是，土星5號第一級放棄了H-1發動機，而是採用了推力更大的F-1發動機。
F-1發動機研製過程
F-1發動機（以下簡稱F-1）是在美國航宇局和馬歇爾太空飛行中心領導下於1958-1967年由洛克達因公司研製和生產的。發動機在1967到1973年服役。F-1最早的研製時間可以再上溯到1955年美國空軍提出的445噸推力發動機計劃。經過兩年的技術攻關，參與計劃的工程師們完成了各種技術細節的研究，做出了包括一臺全尺寸的推力室在內的一些測試部件。1959年3月，原型機開始正式點火測試，成功達到了445噸的推力要求。
圖表 7 洛克達因公司與F-1發動機
1959年1月，NASA與洛克達因公司籤訂了F-1的設計和研製合同，隨即開始了F-1的研製。1959年初，做出使用InconelX管制成再生冷卻推力室的決定（InconelX系列的合金後來還用到了X-15驗證機、SpaceX的火箭、F1方程式賽車、特斯拉的ModelS等產品上面）。為了將管束固緊在一起，美國修建了最大的燃氣釺焊爐，並成功研製了釺焊法，第一臺燃燒室於1961年8月17日釺焊成功。其他主要工程均於計劃開始後三個月內展開。1959年2月，開始建造愛德華基地，建設三個試車臺和地面設備。
1960年3月，全尺寸燃氣發生器建造完成，同年11月，渦輪泵製造並組裝完成。1961年4月，安裝了以上兩個部件的系統首次短程試車成功，峰值推力達到729.5噸。1961年7月整臺F-1於100萬磅（453噸）推力下首次通過短程熱試車。
1961年11月，F-1渦輪泵首次以全功率(6萬馬力)工作時間進行了試驗。6個月後，F-1以150萬磅（680噸）全推力在大約2.5分鐘飛行時間下進行了試車。在不到2個月後，NASA宣布批准洛克達因公司生產55臺F-1的合同，並繼續進行研究直到1966年。
1964年12月16日，F-1完成了飛行額定試驗。NASA宣布準備並聯試驗和飛行試驗。這些試驗僅在一個月內就完成了，而通常需二到三個月才能完成。F-1組合件試驗於1966年初夏完成。最後的鑑定試驗於1966年9月完成。發動機首次飛行是在1967年11月9日進行的。
F-1發動機結構與性能
圖表 8 燃氣發生器循環模式
F-1發動機以燃氣發生器循環為基礎，在燃氣發生器內燃燒一小部分燃料，產生燃氣以驅動渦輪泵將燃料和氧化劑泵入主燃室，燃料和氧化劑混合併燃燒產生推力。發動機頂部是一個半球形小室，小室之下是噴射器，用來混合燃料和氧化劑。一部分燃料進入噴射器，另一部分燃料通過178根管道直接通入推力室。盤旋的管道形成了推力室的上半部分，管道裡面流過的低溫燃料可以起到給推力室降溫的作用，同時又充分預熱了燃料自身。
燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一個渦輪驅動。渦輪轉速為5500RPM，可產生55000制動馬力(41MW)。在此功率下，每分鐘可泵入58564升煤油和93920升液氧。渦輪泵可以應付嚴酷的溫度環境：煤氣的溫度高達816℃，而液氧的溫度低至-184℃。一些燃料煤油被用作渦輪的潤滑劑和冷卻劑。
推力室下方是噴嘴的延伸，大致延伸到發動機的一半長度位置。延伸部分將發動機的膨脹比從10:1提高到16:1。渦輪機排出的低溫氣體通過錐形歧管進入延伸部分，保護噴嘴在高溫(3200℃)下不受損壞。
隨著任務的進展，土星5號火箭的負荷逐漸增大，每次任務對發動機的性能要求略有差異。
洛克達因公司在F-1基礎上開發出了新款的F-1A發動機。F-1A比F-1更輕，且推力更大（達到927噸），然而隨著土星5號生產線的停產，F-1A發動機從未使用過。從上世紀70年代開始，不斷有各種關於使用F-1來開發新型火箭的意見，但都未能成行。F-1一直保持著最強單燃燒室液體火箭發動機的地位。
圖表 11 J-2火箭發動機
J-2發動機概況
J-2發動機由洛克達因公司製造，發動機最初的設計可以追溯到1959年Silverstein委員會的建議。洛克達因公司在1960年6月獲得了研發J-2發動機的許可，初次飛行在1966年2月26日進行。
J-2發動機以低溫液氫(LH2)和液氧(LOX)為推進劑，是美國在RS-25發動機之前曾生產的最大的液氫燃料火箭發動機，每臺發動機在真空中能產生105噸的推力。J-2真空比衝為421秒，海平面比衝為200秒，質量約為1788kg。除了土星5號，曾有在其他大型火箭的上面級上使用多臺J-2發動機的提議，例如Nova火箭。
J-2發動機工作原理如下：少量氧和氫進入燃氣發生器並燃燒，產生的燃氣依次推動氫渦輪泵和氧渦輪泵，最後將燃氣注入噴管作為氣膜冷卻。液氫由氫泵加壓後，先全部用於冷卻噴管，然後大部分進入燃燒室作為燃料，小部分進入燃氣發生器。液氧由氧泵加壓後大部分直接進入燃燒室，小部分進入燃氣發生器。J-2隻有主泵，沒有預壓泵。
J-2發動機用於土星5號的S-IVB級時，能在關機之後再次點火。第一次點火持續約2分鐘，將阿波羅飛船送入一個近地停泊軌道。在乘員確認飛船運轉一切正常之後，J-2發動機重新點火，將太空飛行器組合體加速送上奔月軌道。
J-2發動機在它的歷史中進行了數次較小的改進，以提高發動機的性能。此外還有2次大型升級計劃，包括採用拉伐爾噴管的J-2S和採用塞式噴管的J-2T，但兩者在阿波羅計劃結束後都被取消了。
J-2S
圖表 12 J-2S發動機
1964年，洛克達因公司為了改進J-2的性能而研發了這個試驗版本，最主要的改動是將燃氣發生器循環換成抽氣循環，即通過燃燒室上的管道供應熱氣體，而不是通過獨立的燃燒器。這些改動除了要移除發動機上部分結構，還降低了發動機啟動的難度並妥善地協調了各燃燒室的關係。其他的改動還包括節流系統、可變的燃料混合系統。還有一個新的「空閒模式」，它提供很少的推力，可用於在軌機動，或在再次燃燒之前穩定燃料箱。
試驗中，洛克達因公司生產了六臺樣機，命名為J-2S。從1965到1972年，這些樣機總共試車30858秒。1972年，美國當局決定不再生產土星5號，該發動機的研製也告一段落。而NASA考慮將J-2S用於其他用途，在眾多太空梭方案中，其中就有用五臺J-2S來驅動的方案。
J-2T
J-2T是給J-2S加裝一個新的塞式噴管，這會顯著提高發動機的性能。試驗用的兩臺發動機，J-2T-200k達到了20萬磅力(90噸)的推力，J-2T-250k達到了25萬磅力（113噸）。J-2T的研製工作也隨著阿波羅計劃的停止而停止。
J-2X
J-2X是J-2的一個新版本，它曾被計劃用於已經取消的星座計劃和奧賴恩載人飛船。原先的計劃是使用兩臺J-2X來驅動地球出發級（EDS），每臺J-2X將提供29.4萬磅力（133噸）。J-2X將比J-2效率更高且更簡單，但比太空梭發動機成本低。J-2X的研究工作持續到2013年，目前已暫停。
圖表 13 J-2X發動機概念圖
圖表 14 土星5號火箭一級
土星5號第一級（S-IC級）的兩個箭體試製件由馬歇爾太空飛行中心製造，並分別在阿波羅4號和阿波羅6號中得到驗證。1961年12月，波音公司拿到了S-IC級的生產合同，S-IC推進器在位於路易斯安那州紐奧良的波音公司密喬裝配廠中建造。這家工廠也負責建造太空梭外部燃料箱。
S-IC級推進器的高度達42米，直徑10米（不包含尾翼），淨重131噸，裝滿燃料後重量將近2300噸。五個F-1發動機排成十字型，中心的發動機位置固定，周圍的四個發動機可以通過液壓轉向以控制火箭。在飛行中，中央的發動機要比周圍的發動機早關閉26秒，以限制加速度。在發射中，S-IC推進器將工作168秒鐘（升空7秒前點火），隨後發動機關閉。此時火箭的高度大約是68千米，而火箭大約飛行了93千米，速度達到2390米/秒。
在發射時，5臺F-1火箭發動機產生3405噸的推力，這麼大的推力需要堅固的承力結構。S-IC級有著整個火箭上最大的零件：5臺主發動機的承力支架主梁，重21噸。
S-IC級的結構設計反映了F-1發動機、推進劑、控制、儀器和連接系統的要求，結構的主要材料為鋁合金。主要包括：前裙、氧化劑箱、箱間段、燃料箱和推力結構。
圖表15 土星5號S-IC級結構
資料來源：《SATURN V FLIGHT MANUAL》
前裙
前裙連接氧化劑箱與S-II級，包括前脫落插頭連接板、電氣和電子儀器盒、液氧箱和級間段的排氣系統。前裙的外蒙皮用7075-T6鋁合金製成，並用隔框和桁條進行了加強。
氧化劑箱
氧化劑箱的容量約136萬升，箱壁由經機械銑成的T形剖面整體加筋加強，加筋上連接環形隔板。箱底上安裝的十字形板用來防晃和消旋。貯箱為一個2219-T87鋁合金的圓筒，上、下有兩個半橢球形的箱底。氧化劑箱蒙皮厚度不等，後段厚0.25英寸，前段厚0.19英寸，分八段逐漸變薄。
箱間段
箱間段結構用來保持液氧箱和燃料箱之間的連續性，內部有與箱間脫落插頭連接的液氧加注和排洩接頭。蒙皮壁板和環框全部用7075-T6鋁合金製成。
燃料箱
燃料箱容量約817649升，上、下有兩個半橢球形的箱底，貯箱內壁上安裝防晃板，箱底有十字形消旋板。由液氧箱引出的五條輸送管穿過燃料箱，通到F-1發動機。箱底內部粘一層輕質泡沫填料，作為燃料吸除器，使貯箱中殘留的無用燃料減到最少。貯箱蒙皮用2219-T87鋁合金製成，後段厚0.193英寸，前段厚0.17英寸，分四段逐漸變薄。
推力結構
推力結構是發動機及其附件、底部熱防護板、發動機整流罩和尾翼、推進劑管路、反推火箭以及環境控制管路的支撐結構，把五臺發動機的集中載荷分散成均勻載荷。推力結構的外蒙皮由7075-T6鋁合金製成。位於S-IC級底部發動機擺動平面前部的熱防護板，在飛行時對發動機的關鍵組件和底部結構進行熱防護。熱防護板是一種蜂窩結構壁板，由15-7PH不鏽鋼箔製成的蜂窩芯板和厚0.254毫米的面板釺焊而成。每臺外圍F-1發動機外部都用錐形整流罩保護著，以防止氣動加載。整流罩內部有反推火箭和發動機作動器的支架。
圖表 16 土星5號火箭二級
土星5號第二級（S-II級）由北美航空公司（北美航空公司作為洛克維爾國際的一部分於1996年被波音公司收購）製造。S-II級使用液氫和液氧作為燃料，共有5個J-2火箭發動機。S-II級發動機的排列也呈十字形，外部的發動機可以提供控制能力。
S-II級有24.8米高，直徑與S-IC級相同，都是10米。S-II的淨重大約36噸，加滿燃料後重達490噸。S-II級兩個低溫儲箱（液氫儲箱和液氧儲箱）之間只用了一層板子相隔，這個隔板中間採用了苯酚蜂窩夾層結構，兩側用鋁箔覆蓋，需要承受兩個燃料箱之間70℃的溫度差。S-II級可以在大氣層外為土星5號提供大約36噸的推力。這級火箭的箭體主要用7075系的鋁合金製成。
S-II級結構由殼體(包括前裙、後裙和級間段)、推進劑箱(包括液氫箱和液氧箱)和推力結構組成。殼體結構傳遞第一、第二級的助推載荷(軸向載荷、剪切和彎矩)以及相鄰級、推進劑箱和推力結構之間的殼體彎曲和縱向力。推進劑箱內裝液氫和液氧推進劑，也是前裙和後裙之間的結構支撐。推力結構把五臺J-2發動機的推力傳給殼體結構，承受發動機推力產生的壓縮載荷和承受發動機不工作時發動機重量產生的拉伸載荷以及S-II級助推時發動機重量產生的懸臂載荷。
圖表 17 土星5號S-II級結構
資料來源：《SATURN V FLIGHT MANUAL》
殼體結構
殼體結構部件的結構形式相同，其中後裙和級間段因受力較大，故為較重型結構（前裙蒙皮厚度為0.04英寸，後裙和級間段為0.071英寸）。每段均為半硬殼式簡殼，由7075號鋁合金製成，外部用帽形截面桁條加強，內部用隔框增加穩定性。
推力結構
推力結構也是半硬殼式結構，但其形狀為截錐形，錐的下底直徑為18英尺，上底直徑33英尺。推力結構同樣用隔框和帽形截面的桁條加強。四對推力縱梁(在每臺外圍發動機處有兩條)和一個中心發動機十字形支撐梁承受和分散J-2發動機的推力載荷。推力結構用7075鋁合金製成，結構下部安裝有玻璃纖維蜂窩夾層熱防護板。推力結構還用來安裝S-II級攜帶的大部分系統組件。
推進劑箱結構
液氫箱由圓筒形箱壁和上、下兩個橢球形箱底組成，箱壁由六個短筒組成，各段用縱向和環向加強件加強。箱壁和箱底均由2014鋁合金材料製成，並用熔焊方法焊接在一起。
貯箱共底（液氫箱的下底也是液氧箱的上底）為一種粘接的蜂窩夾層結構，這種結構可有助於保持液氫和液氧的低溫特性。夾層結構的面板用2014鋁合金板製成，為橢球形殼；中間的蜂窩夾芯用玻璃纖維/酚醛材料製成，夾芯的厚度不等，頂端厚約5英寸，周邊厚0.008英寸。
液氧箱由上、下兩個半橢形底組成，箱底由瓜瓣形板拼成，內表面銑成網格形。貯箱內部安裝的三塊環形防晃板抑制液氧晃動和液面擾動；貯箱下底液氧出口處安裝了十字形消漩板，以消除液氧箱出口處產生的漩渦和使貯箱中推進劑剩餘量最少。
系統隧道管
半圓形的系統隧道管安裝在S-II級外部，從後裙部通到前裙段，內裝有電纜、增壓管路和貯箱推進劑消散用的火工品。S-IC級與儀器艙連接的電纜也通過這條隧道管。
圖表 18 土星1B號芯二級（即土星5號火箭三級）
土星5號第三級（S-IVB級）由道格拉斯飛行器公司(於1967年與麥克唐納公司合併，1997年一同併入波音公司)製造。除了級間的調整結構和重啟動的能力，這一級幾乎和土星1B號第二級完全一致。S-IVB級高18米，直徑6.6米，淨重11噸，加滿燃料後重114噸。它使用了一個J-2火箭發動機，在兩個燃料櫃間也使用了共享箱壁。
S-IVB級在任務過程中會使用兩次，在S-II級關閉後點火工作2.5分鐘，在月球轉移軌道射入階段點火大約6分鐘。兩個加滿液體燃料的輔助推進設備裝在S-IVB級尾部，用來在待機軌道和月球轉移階段控制火箭的高度。
S-IVB級的基本結構組成：前裙、推進劑箱、後裙、推力結構和後級間段。除推進劑箱外，其他部分全為蒙皮桁條鋁合金結構。
圖表19土星5號S-IVB級結構
資料來源：《SATURN V FLIGHT MANUAL》
前裙段
前裙為液氫箱和儀器艙之間的支撐結構，由儀器艙上的檢修門（參見儀器艙照片）可以檢查前裙中的設備。前裙內有五塊環境調節板，用來支撐各種電子組件，並對它們進行熱調節。前裙外面安裝了前脫落插頭連接板、天線、液氫箱排氣口和遂道管整流罩等。
推進劑箱
推進劑箱是一個圓筒狀容器，兩端有半球形底。中間的共底為半球形蜂窩夾層結構，夾層結構的上、下兩個半球形面板由2014-T6鋁合金製成，玻璃纖維/酚醛材料製成的蜂窩夾芯粘接在兩塊面板中間，液氫箱的內表面銑成網格形，網格形的內壁粘有聚氨酯泡沫瓦，瓦上用塗了密封膠的玻璃纖維布覆蓋。
貯箱的箱壁承受前裙對接面前部的所有載荷，並把發動機的推力傳給有效載荷。液氫箱內部有一個34英尺長的連續電容傳感器、9個冷氦氣瓶、溫度和液位傳感器、預冷泵、防晃板、防晃致偏器，以及加注、增壓與排氣管等。液氧箱內部有防晃板、預冷泵、13.5英尺長的連續電容傳感器、溫度和液位傳感器，以及加注、增壓與排氣管等。
推力結構
推力結構是一個倒置的截錐殼，連接液氧箱後底與發動機支座。它為發動機提供連接點，並把發動機的推力均勻地傳給整個貯箱的周邊。推力結構外部安裝發動機的導管、電纜和對接板、氦氣瓶、液壓系統、氧/氫燃燒器，以及某些發動機和液氧箱的儀器。
後裙部
圓筒形的後裙是液氫箱與後級間段中間的承力結構。一個易斷的張緊連接件在S-II級分離時斷開，使後裙與級間段分離。
後級間段
後級間段是一個截錐形殼體，是S-IVB級與S-II級之間的承力結構，也是S-II級和S-IVB級之間所需要的電氣和機械連接的會合處。S-II級的反推火箭安裝在級間段上，分離時級間段仍與S-II級連接。
圖表 20 土星5號儀器艙
儀器艙由IBM製造，是裝在土星5號S-IVB級頂部的一個圓筒形結構。它的內壁分布著土星5號火箭的彈道計算機、姿態穩定系統等關鍵部件，是整枚火箭的大腦。
儀器艙的基本結構是一個由鋁合金蜂窩夾層材料製成的短圓筒，這是由三塊長度相等的蜂窩夾層板拼成的，前後端框由擠壓成的特製鋁型材製成，型材粘接到蜂窩夾層上。之所以用此種結構，是因為它具有較高的強度重量比、良好的隔音和熱傳導特性。儀器艙的三塊弧形板分別是檢修壁板(Fin-A)、飛行控制計算機壁板(Fin-B)和慣性導航平臺壁板(Fin-C)。在上圖中，左下方有一個檢修門，這附近就是Fin-A。檢修門旁邊有個黑色的管子，這管子和上面的整個環形的管路是連在一起的，是用來控制土星5號大腦溫度的環境控制管路。黑色管子下面藏著一個2.7升的小氣瓶，內有高純氨氣。黑色管子右側的圓柱形罐子是儲水箱。水箱左側的紅色盒子是D-30電池系統。
水箱右側是彈載計算機和彈載數據記錄儀。圖片正下方（記錄儀右側）的盒子裡是控制指令分配器和遙測遙控指令解碼器。這個盒子右邊的那些盒子是遙測天線對應的電子器件盒，包括VHF遙測天線、c波段天線、PCMCCS天線等。
圖片右側的那個大球就是存放氨氣的地方，供氣壓力為703噸/平方米。大球旁邊是ST-124-M3慣性導航陀螺儀。
圖片右上方的大方盒子為土星5號火箭的ST-124-M3慣性導航陀螺穩定平臺的控制電路。平臺旁邊是加速度計信號調節器和專門供給導航系統用的56伏電源。另外的電源系統還有28伏直流電源，供小負載的電氣系統使用，另有5伏直流電源供傳感器使用。
圖表21 土星5號儀器艙設備位置示意圖
資料來源：《SATURN V FLIGHT MANUAL》
圖表 22 1967年-1973年間發射的所有土星5號運載火箭
從1967至1973年，NASA共發射13枚土星5號火箭，未出現損失有效載荷的事故。其中12枚土星5號都包括三級：S-IC級、S-II級和S-IVB級。
土星5號火箭的主要載荷是載著航天員成功登月的阿波羅飛船。最後一次土星5號的發射將天空實驗室的空間站送入太空。隨著美國阿波羅計劃的結束，土星5號也完成了它的使命，完美謝幕。
土星5號第一級使用的F-1發動機勝在約680噸的大推力，但發動機比衝並不高，前蘇聯的RD-17O發動機、NK-15發動機比衝都高於F-1發動機。上世紀60年代，美國開始考慮升級土星5號火箭。洛克達因公司在J-2發動機的基礎上開始研製HG-3發動機，HG-3真空比衝451秒，該項研究雖然半途而廢但成為後來RS-25/SSME（太空梭主發動機）發動機的基礎。
圖表 25 SSME發動機
1969年，NASA開始了太空梭的研製競標，太空梭代表了人類追求廉價進入太空的努力。雖然在預算壓力下使用了SSME發動機和固體助推器，但太空梭後來的發展沒能實現預期的廉價化目標。隨著美國航天的發展，研究新的重型火箭的設想不時被提出，它們多數是基於太空梭技術的重型火箭(SDLV)，例如上世紀80年代開始陸續出現的Shuttle-C、Magnum、國家發射系統(NLS)等重型火箭方案。90年代的月球前哨站(Outpost)提案中，還出現了彗星(Comet)重型火箭方案，彗星火箭捆綁4個基於F-1A發動機的液體助推器，芯級自NLS重型火箭發展而來，使用高性能的STME（航天運輸主發動機）發動機，近地軌道運力突破200噸。
90年代美國運載火箭的發展開始強調「更快更好更便宜」，幾個重型火箭的方案未能成行。但是一些火箭發動機的思路得到了繼承，德爾塔4火箭的RS-68液氧液氫發動機，可以看作是從SSME到STME後進一步簡化的產物。RS-68的設計思想和J-2發動機暗合，它使用更簡單的燃氣發生器循環方式，雖然發動機比衝不高，但是推力增加到了300多噸。
圖表 26 RS-68液氧液氫發動機
2005年美國曾提出重返月球的星座計劃，其核心火箭是戰神5號。該火箭是太空梭發動機技術的延續，同時也有土星5號火箭的遺產。計劃中的戰神5號使用推力進一步增加的RS-68B發動機作為芯一級動力，捆綁固體助推器，芯二級使用J-2X氫氧發動機。戰神5號和土星5號都在起飛級使用大推力發動機，而上面級使月高比衝發動機。隨著星座計劃的取消，戰神5號的研製也隨即終止。
2009年歐巴馬上臺後提出了「2025年實現載人登陸小行星，2030年代載人前往火星並安全返回」的遠期探索目標，並授權NASA開展新一輪的重型火箭選型論證。2011年9月，NASA正式公布了新一代重型運載火箭——太空發射系統（Space Launch System，簡稱SLS）的初步方案和研製計劃。
SLS是捆綁兩臺助推器的兩級液氫/液氧運載火箭，採用了太空梭衍生型方案，大量繼承了太空梭和「土星」-5火箭的技術和部件，包括太空梭外貯箱、太空梭主發動機RS-25D，太空梭固體捆綁助推器、「土星」-5火箭第二級發動機技術等。
就整體而言，太空發射系統與土星五號非常相近，號稱史上最強運載火箭系統。根據已公布的構型方案，NASA為該火箭規劃了三種構型，分別為近地軌道運載能力70噸構型、105噸構型和130噸構型。其中70噸構型屬於載人型火箭，105噸和130噸構型分別包括載人和貨運兩種型號。
SLS三種構型及特點
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