زحل 5

في سبتمبر 1945، تم استقدام خبير تكنولوجيا الصواريخ الألماني ، فيرنر فون براون ، بموجب عقد، إلى الولايات المتحدة خلال عملية مشبك الورق . ^{[ 5 ]} وقد أذن الرئيس ترومان بعملية مشبك الورق ، ^{[ 6 ]} التي جلبت أكثر من 1600 مهندس وفني صواريخ ألماني من ألمانيا النازية السابقة بعد الحرب العالمية الثانية إلى الولايات المتحدة للعمل في الحكومة. ^{[ 7 ]} تم تعيين فون براون، الذي ساهم في تطوير صاروخ V-2 الألماني ، ^{[ 8 ]} في سلاح الذخائر بالجيش الأمريكي في فورت سترونغ ، ماساتشوستس ، ثم في فورت بليس ، تكساس . ^{[ 9 ]} خلال فترة وجوده في فورت بليس، لم يُمنح فون براون وفريقه الكثير من الإمكانيات للعمل. ففي الشهرين الأولين، لم يُمنح الألمان سوى ورش عمل خشبية "بدائية أو قديمة"، ^{[ 10 ]} ولم يُسمح لهم بمغادرة فورت بليس دون مرافقة عسكرية. في عام 1950، علّق فون براون لدانيال لانغ ، مراسل مجلة نيويوركر ، قائلاً: "في بينيمونده كنا مدللين، أما هنا فأنتم تحسبون البنسات." ^{[ 11 ]} ومع ذلك، فقد كتب كتباً ومقالات في مجلات شعبية، مثل كوليرز . ^{[ 12 ] [ 13 ]}

تغير هذا النهج في عام 1957، عندما أطلق السوفيت سبوتنيك 1 على متن صاروخ باليستي عابر للقارات من طراز R-7 ، والذي كان بإمكانه حمل رأس حربي نووي حراري إلى الولايات المتحدة ^{[ 14 ] [ 15 ] [ 16 ].} بدأ الجيش والحكومة الأمريكيان ببذل المزيد من الجهود لإرسال أمريكيين إلى الفضاء قبل السوفيت. ^{[ 17 ]} لجأ الجيش إلى فريق فون براون، الذي ابتكر سلسلة صواريخ جوبيتر . ^{[ 18 ]} أطلق صاروخ جونو 1 أول قمر صناعي أمريكي في يناير 1958. ^{[ 19 ]} اعتبر فون براون سلسلة صواريخ جوبيتر نموذجًا أوليًا لسلسلة صواريخ ساتورن القادمة ، وأشار إليها باسم "ساتورن الوليد". ^{[ 20 ]}

سُميت عائلة صواريخ ساتورن نسبةً إلى كوكب زحل، لأن تصميم صواريخ ساتورن المختلفة تطور من مركبات جوبيتر السابقة، التي سُميت بدورها نسبةً إلى كوكب المشتري . ^{[ 21 ]} بين عامي 1960 و1962، صمم مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC) سلسلة من صواريخ ساتورن التي يمكن نشرها في مدار الأرض ومهام القمر. ^{[ 22 ]} خططت ناسا لاستخدام مركبة ساتورن كجزء من طريقة الالتقاء في مدار الأرض (EOR) لمهمة قمرية. ^{[ 23 ]} كان تطوير صاروخ ساتورن C-3 في بداياته عندما خطط مركز مارشال لرحلات الفضاء لصاروخ أكبر، هو ساتورن C-4 ، الذي سيستخدم أربعة محركات F-1 في مرحلته الأولى وخمسة محركات J-2 في مرحلته الثانية. ^{[ 24 ]}

في 25 يناير 1962، وافقت وكالة ناسا على بناء الصاروخ C-5. يتألف هذا الصاروخ ثلاثي المراحل من المرحلة الأولى S-IC المزودة بخمسة محركات F-1، والمرحلة الثانية S-II المزودة بخمسة محركات J-2، والمرحلة الثالثة S-IVB المزودة بمحرك J-2 واحد. ^{[ 25 ]} خضع الصاروخ C-5 لاختبارات مكوناته حتى قبل بناء النموذج الأولي. استُخدمت المرحلة الثالثة S-IVB كمرحلة ثانية للصاروخ C-1B، ^{[ 26 ]} مما ساهم في إثبات جدوى التصميم وإمكانية تنفيذه، وتوفير بيانات طيران بالغة الأهمية لتطويره. ^{[ 27 ]} بدلاً من اختبار كل مكون رئيسي على حدة، تم اختبار الصاروخ C-5 بشكل شامل، أي أن أول رحلة تجريبية له شملت نسخًا كاملة من المراحل الثلاث. وبفضل اختبار جميع المكونات دفعة واحدة، انخفض عدد الرحلات التجريبية المطلوبة قبل إطلاق الصاروخ المأهول بشكل كبير. ^{[ 28 ]} تم اعتماد طائرة C-5 من قبل وكالة ناسا كخيار لبرنامج أبولو في منتصف عام 1962، ^{[ 27 ]} وأُطلق عليها اسم ساتورن  5 في فبراير 1963. ^{[ 29 ]} وفي الشهر نفسه، تم إسقاط تسميات C؛ فأصبحت C-1 تُعرف باسم ساتورن 1، وC-1B تُعرف باسم ساتورن 1B. ^{[ 27 ] [ 30 ]} وبحلول نوفمبر 1962، كانت ناسا قد اعتمدت طريقة الالتقاء في مدار القمر (LOR) لمهمة قمرية. ^{[ 31 ]} أما المقاولون الخارجيون الذين تم اختيارهم للبناء فهم: بوينغ (S-IC)، ^{[ 32 ]} ونورث أمريكان أفييشن (S-II)، ^{[ 32 ]} ودوغلاس إيركرافت (S-IVB)، ^{[ 26 ]} وآي بي إم ( S-IU ). ^{[ 33 ]}

في المراحل الأولى من عملية التخطيط، نظرت ناسا في ثلاث طرق لمهمة القمر: الالتقاء في مدار الأرض، والصعود المباشر ، والالتقاء في مدار القمر. يتطلب الالتقاء المباشر صاروخًا ضخمًا للغاية لإرسال مركبة فضائية تحمل ثلاثة رواد فضاء للهبوط مباشرة على سطح القمر مع وقود كافٍ للعودة إلى الأرض. اقترحت ناسا استخدام صاروخ نوفا لهذه الطريقة. ^{[ 34 ] [ 35 ]} أما الالتقاء في مدار الأرض، فيتم فيه إطلاق المركبة الفضائية المخصصة للهبوط المباشر على جزأين أصغر حجمًا يلتحمان في مدار حول الأرض. بينما تتضمن مهمة الالتقاء في مدار القمر إطلاق صاروخ واحد لمركبتين فضائيتين: مركبة أم ، ووحدة هبوط أصغر حجمًا تحمل شخصين، تلتقي بالمركبة الأم في مدار حول القمر. تُفصل وحدة الهبوط وتعود المركبة الأم إلى الأرض. ^{[ 35 ]}

في الأصل، في أوائل الستينيات، عندما نُقل مشروع ساتورن من الجيش الأمريكي إلى وكالة ناسا، كان الصعود المباشر هو الأسلوب المُفضّل. ^{[ 34 ]} في الوقت نفسه، كان سلاح الجو الأمريكي يُطوّر مهمة قمرية تُسمى لونكس ، والتي ستستخدم أسلوب الصعود المباشر. وقدّرت شعبة أنظمة الفضاء أن مهمة إلى القمر باستخدام الصعود المباشر يُمكن إنجازها بحلول عام 1967 بتكلفة تُقدّر بـ 7.5 مليار دولار (ما يُعادل 60.1 مليار دولار في عام 2024 ). رفضت ناسا كلا أسلوبي الالتقاء ووصفتهما بأنهما "خطيرتان وغير عمليتين". أبدى فريق فون براون اهتمامًا باستخدام أسلوب الالتقاء المُمتد (EOR) في وقت مُبكر من عام 1958، مُجادلًا بإمكانية استخدام مركبات أصغر حجمًا. ^{[ 36 ]} في نفس الفترة تقريبًا، أصبح توماس دولان وفريقه من قسم فوغت للملاحة الفضائية أول من درس أسلوب الالتقاء المُمتد (LOR). على الرغم من أن فريقه قدّم أفكاره إلى ناسا، إلا أن اقتراحه لم يُثمر عن شيء. ^{[ 37 ]} 

في عام 1960، جادل العديد من مسؤولي وكالة ناسا، بمن فيهم المهندس جون هوبولت من مركز لانغلي للأبحاث ، بأن الالتقاء في مدار القمر يوفر أبسط طريقة للهبوط على سطح القمر باستخدام مركبة إطلاق ذات تكلفة منخفضة، وأفضل فرصة لتحقيق الهبوط القمري خلال العقد. ^{[ 38 ] [ 23 ]} طوال عام 1961، سعى هوبولت وفريقه لإقناع فرق بحثية أخرى بتبني تقنية الالتقاء في مدار القمر، ^{[ 39 ]} مما لفت انتباه رئيس قسم الهندسة، جيمس تشامبرلين . على الرغم من مسؤوليته عن مشروع جيميني لاحقًا ، فقد اقترح استخدام مركبة فضائية مأهولة برائدَي فضاء تعتمد على تقنية الالتقاء في مدار القمر لإرسال مركبة هبوط قمرية مأهولة برائد فضاء واحد إلى سطح القمر. ورغم تعثر خطة تشامبرلين، إلا أنها مثّلت تحولًا نحو تقنية الالتقاء في مدار القمر. ^{[ 40 ]} كما نجح هوبولت في إقناع جورج لو ، المسؤول في وكالة ناسا . ^{[ 23 ]} في يونيو 1962، أعلن فون براون أن تقنية الالتقاء في مدار القمر ستكون خيار مركز مارشال لرحلات الفضاء. ^{[ 41 ]} مع ازدياد اقتناع مسؤولي ناسا، تم اختيار LOR رسميًا والإعلان عنه كتكوين مهمة لبرنامج أبولو في 7 نوفمبر 1962 من قبل مدير ناسا جيمس إي. ويب . ^{[ 31 ]}

استُخدمت مركبة أبولو الفضائية النموذجية BP-027 في جميع تكوينات الاختبارات الديناميكية. ^{[ 42 ]} حلت هذه المركبة النموذجية محلّ المعدات الفعلية المستخدمة في الرحلة. كان حجمها وشكلها وكتلتها ومركز ثقلها مطابقًا للمركبة الأصلية، ولكن لم يكن من الضروري إكمال مركبة أبولو الفضائية بالكامل لبدء الاختبارات الديناميكية. زُوّدت المركبة النموذجية بأجهزة قياس لتسجيل البيانات لأغراض الدراسة والتقييم الهندسي. ^{[ 43 ]} قُبلت المركبة BP-27 في مركز مارشال لرحلات الفضاء في أواخر سبتمبر 1964. ^{[ 44 ]}

وصلت المرحلة الثالثة، S-IVB-D، إلى مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC) قبل أي مرحلة أخرى من مراحل صاروخ ساتورن 5، وذلك لحاجتها أولاً إلى إجراء اختبارات ديناميكية لصاروخ ساتورن 1B . ^{[ 26 ]} وصلت المرحلة الثالثة في 4 يناير 1965. ^{[ 45 ]} بعد ذلك، تم بناء وحدة الأجهزة، S-IU-200D/500D. وعلى عكس المكونات الرئيسية الأخرى للصاروخ، تم بناء وحدة الأجهزة في هانتسفيل، ألاباما، حيث يقع مركز مارشال لرحلات الفضاء. ^{[ 33 ]} اكتمل بناء الحلقة في يناير 1965، وتم تركيب المكونات الإلكترونية من شركة IBM بحلول 1 فبراير. ومثل المرحلة الثالثة، وصلت قبل المراحل الأخرى لحاجتها أولاً إلى إجراء اختبارات ديناميكية في صاروخ ساتورن 1B. ^{[ 46 ] [ 47 ]}

انطلقت المرحلة الأولى من صاروخ ساتورن 5، S-IC-D، في رحلتها الأولى على متن بارجة ناسا بوسيدون إلى مركز مارشال لرحلات الفضاء في 6 أكتوبر 1965، ووصلت في 13 أكتوبر. ^{[ 48 ]} وبينما كانت المرحلة الأولى في طريقها، بدأت الاختبارات الديناميكية لبرنامج ساتورن 5 باستخدام صاروخ الاختبار SA-500D في 8 أكتوبر. ^{[ 48 ]} ورُفعت المرحلة الأولى إلى مكانها في منصة الاختبار الديناميكي في 13 يناير 1966. ^{[ 49 ]}

شهدت المرحلة الثانية من صاروخ SA-500D تاريخًا معقدًا. في البداية، أرادت ناسا استخدام المرحلة S-II-D لاختباراتها الديناميكية. إلا أنه في ربيع عام 1965، ألغت ناسا إنتاج هذه المرحلة، واختارت بدلًا منها استخدام المرحلة S-II-S. ^{[ 50 ]} أُعيد تسمية المرحلة S-II-S، التي أنجزها قسم أنظمة الفضاء والمعلومات (S&ID) التابع لشركة نورث أمريكان للطيران في سيل بيتش بحلول 31 يناير 1965، ^{[ 51 ]} إلى S-II-S/D لاستخدامها في الاختبارات الديناميكية. ^{[ 52 ]} تعرضت المرحلة S-II-S/D للتمزق والتدمير خلال اختبار أُجري في 29 سبتمبر 1965 في سيل بيتش. وتبين أن الاختبار كان يُحمّل الصاروخ فوق الحدود الهيكلية المطلوبة للطيران بهامش كبير، أي ما يقارب 144% من حد الحمل المصمم له. ^{[ 52 ] [ 53 ]} لهذا السبب، اضطرت ناسا إلى استبدال المرحلة S-II-T للاختبار. ^{[ 54 ]} في أوائل عام 1966، أُعيد تسمية المرحلة S-II-T إلى S-II-T/D، بحيث يمكن استخدامها للاختبارات الديناميكية بالإضافة إلى تشغيل المحرك. ^{[ 55 ]} في 28 مايو 1966، كانت المرحلة S-II-T/D تخضع لاختبار ضغط للكشف عن تسرب الهيدروجين، ولكن تم فصل مستشعرات ومفاتيح ضغط الهيدروجين دون علم طاقم المناوبة الثانية. ونتيجة لذلك، ظن الطاقم أن صمامًا ما يتسرب منه الهيدروجين السائل، فبدأوا بإغلاق الصمامات. تسبب هذا في زيادة ضغط خزان الهيدروجين السائل وانفجاره، مما أدى إلى إصابة خمسة رجال ونقل اثنين آخرين إلى المستشفى. ^{[ 56 ] [ 57 ]}

بعد تدمير المرحلة S-II-T/D، تم تخصيص المرحلة S-II-F لاختبارات ديناميكية. كانت المرحلة S-II-F موجودة في مركز كينيدي للفضاء، حيث استُخدمت كنسخة تجريبية غير مخصصة للطيران. تم شحنها من سيل بيتش، كاليفورنيا، إلى مركز كينيدي للفضاء ، ووصلت في 4 مارس. ^{[ 58 ]} وصلت المرحلة S-II-F، التي أصبحت تُعرف الآن باسم S-II-F/D، إلى مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC) في 10 نوفمبر 1966. ^{[ 59 ]}

فحصت الاختبارات الديناميكية استجابة المركبة للاهتزازات الجانبية والطولية والالتوائية، محاكاةً لتلك التي قد تتعرض لها أثناء الطيران. وتم تركيب المركبة على نظام دعم هيدروديناميكي مكون من أربع قواعد هيدروليكية/هوائية للسماح برد فعل غير مقيد مُحاكى. واختبر المهندسون الاهتزازات في مستوى واحد في كل مرة بكميات مختلفة من الصابورة لمحاكاة حمولة الوقود عند نقاط زمنية حرجة في مسار الطيران. ^{[ 60 ]}

أُجريت اختبارات ديناميكية بثلاثة تكوينات، واحد لكل مرحلة من مراحل رحلة صاروخ ساتورن 5. اختبر التكوين الأول كامل مجموعة الصواريخ من حيث خصائص الانحناء والاهتزاز، كما لو كان الصاروخ قد أُطلق للتو. واختبر التكوين الثاني مجموعة الصواريخ كما لو أن المرحلة الأولى قد انفصلت والمرحلة الثانية تعمل، ^{[ 61 ]} بينما اختبر التكوين الثالث المرحلة الثالثة فقط ومركبة أبولو الفضائية. ^{[ 62 ]} بدأت الاختبارات بالتكوين الثالث في منشأة الاختبار الديناميكي لصاروخ ساتورن 1B. ^{[ 60 ]} أُجري اختبار التكوين الثالث في أواخر عام 1965. ^{[ 63 ]} تلاه اختبار التكوين الأول في منصة الاختبار الديناميكي لصاروخ ساتورن 5، ثم التكوين الثاني في المكان نفسه. ^{[ 60 ]} مع وجود جميع المكونات في مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC) اعتبارًا من 10 نوفمبر 1966، ^{[ 61 ] [ 59 ]} تم تركيب المرحلة الثانية فوق الأولى داخل منصة الاختبار الديناميكي في 23 نوفمبر. أُضيفت المرحلة الثالثة إلى المجموعة في 30 نوفمبر، وتم تركيب وحدة الأجهزة وهيكل أبولو الأساسي في ديسمبر. أصبح الصاروخ جاهزًا لاختبار "التكوين الأول". ^{[ 61 ]}

انتهت اختبارات التكوين الأول في 11 مارس. ^{[ 64 ]} أسفرت الاختبارات عن "عدة مخالفات طفيفة تشير إلى الحاجة إلى تعديلات هندسية محتملة". تلا ذلك اختبارات التكوين الثاني، حيث أُزيلت المرحلة الأولى من الصاروخ لمحاكاة الظروف بعد انفصالها. ^{[ 65 ]} في 3 أغسطس 1967، أعلن مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC) عن إتمام برنامج الاختبارات الديناميكية بنجاح، معلنًا بذلك جاهزية ديناميكيات وهياكل صاروخ ساتورن 5 لإطلاقه الأول في وقت لاحق من العام. أسفرت الاختبارات الديناميكية عن "عدة تعديلات طفيفة" على المركبة الفضائية النهائية. ^{[ 66 ]}

صُممت المرحلة S-IC من قِبل شركة بوينغ في منشأة ميشود للتجميع في نيو أورليانز، ومنشأة اختبار ميسيسيبي (المعروفة الآن باسم مركز ستينيس الفضائي) في مقاطعة هانكوك، ميسيسيبي . ^{[ 101 ]} كان معظم كتلة الإطلاق عبارة عن وقود دافع: وقود RP-1 مع الأكسجين السائل كمؤكسد. ^{[ 102 ]} بلغ ارتفاع المرحلة 42 مترًا (138 قدمًا) وقطرها 10 أمتار (33 قدمًا) . ووفرت قوة دفع قدرها 33,000 كيلو نيوتن (7,500,000 رطل ) عند مستوى سطح البحر. بلغت الكتلة الجافة للمرحلة S-IC حوالي 137,000 كيلوغرام (303,000 رطل) . وعند تزويدها بالوقود بالكامل عند الإطلاق، بلغت كتلتها الإجمالية 2,214,000 كيلوغرام (4,881,000 رطل) . ^{[ 101 ]} كان صاروخ S-IC يعمل بخمسة محركات Rocketdyne F-1 مرتبة على شكل خماسي . كان المحرك المركزي ثابتًا، بينما كانت المحركات الأربعة الخارجية تُدار هيدروليكيًا بواسطة محاور دوارة لتوجيه الصاروخ. ^{[ 103 ]} كان زمن احتراق صاروخ S-IC حوالي 150 ثانية. ^{[ 101 ]}          

بناء

يعكس تصميم هيكل المرحلة S-IC متطلبات محركات F-1، والوقود ، وأنظمة التحكم، والأجهزة ، والربط البيني. يتكون الهيكل بشكل أساسي من سبائك الألومنيوم ، وتحديدًا سبائك 7075 و 2219 . تشمل المكونات الرئيسية: الغطاء الأمامي، وخزان المؤكسد، وقسم ما بين الخزانات، وخزان الوقود، وهيكل الدفع. يتصل الطرف الخلفي للغطاء الأمامي بخزان المؤكسد (الأكسجين السائل)، بينما يتصل الطرف الأمامي بالمرحلة S-II . تُصنع ألواح الهيكل من الألومنيوم 7075، وتُدعّم وتُقوّى بواسطة إطارات حلقية وعوارض طولية. ^{[ 104 ]}

يُعد خزان الأكسجين السائل بسعة 1,310,000 لتر (345,000 جالون أمريكي ) الرابط الهيكلي بين الجزء الأمامي من الهيكل وقسم الخزانات الداخلية. تعمل الحواجز الحلقية المثبتة على دعامات الهيكل على تثبيت جدار الخزان والحد من تموج الأكسجين السائل. الخزان مصنوع من سبيكة ألومنيوم 2219، وهو أسطواني الشكل ذو حواجز علوية وسفلية بيضاوية الشكل . يتناقص سمك الهيكل تدريجيًا على ثماني مراحل، من 0.65 سم (0.254 بوصة) في الجزء الخلفي إلى 0.48 سم (0.190 بوصة) في الجزء الأمامي. يُسهم هيكل الخزانات الداخلية في توفير استمرارية هيكلية بين خزاني الأكسجين السائل والوقود. صُنعت ألواح الهيكل والإطارات الحلقية من ألومنيوم 7075. ^{[ 104 ]}       

يُشكّل خزان الوقود، بسعة 820,000 لتر (216,000 جالون أمريكي ) ، الرابط الهيكلي بين هياكل الدفع والخزانات الداخلية. وهو أسطواني الشكل، مزود بحواجز علوية وسفلية بيضاوية الشكل. توجد حلقات مانعة للاهتزاز على الجدار الداخلي للخزان، وحواجز متقاطعة مضادة للدوامات في منطقة الحاجز السفلي. تمتد خمس قنوات للأكسجين السائل من خزان الأكسجين السائل، مرورًا بخزان RP-1، وصولًا إلى محركات F-1. يتم تقليل سُمك غلاف الألمنيوم 2219 على أربع مراحل، من 0.49 سم (0.193 بوصة) في الجزء الخلفي إلى 0.43 سم (0.170 بوصة) في الجزء الأمامي. ^{[ 104 ]}       

تعمل مجموعة هيكل الدفع على إعادة توزيع أحمال محركات F-1 الخمسة على محيط خزان الوقود. كما توفر الدعم لملحقات المحرك، والدرع الحراري الأساسي، وأغطية المحرك وزعانفه ، وخطوط الوقود، وصواريخ الكبح ، وقنوات التحكم البيئي. تحتوي حلقة الدفع السفلية على أربع نقاط تثبيت، تدعم الصاروخ المحمّل بالكامل، وتمنع المركبة من الإقلاع عند استخدام كامل قوة دفع محرك F-1، عند الضرورة. تُصنع أجزاء الغلاف من سبيكة ألومنيوم 7075. ^{[ 104 ]}

صُممت المرحلة الثانية (S-II) من قِبل شركة نورث أمريكان للطيران في سيل بيتش، كاليفورنيا. استخدمت هذه المرحلة الهيدروجين والأكسجين السائلين، وزُوّدت بخمسة محركات روكيتداين J-2 مُرتبة بشكل مشابه للمرحلة الأولى (S-IC)، ^{[ 107 ]} كما استُخدمت المحركات الأربعة الخارجية للتحكم. ^{[ 108 ]} بلغ ارتفاع المرحلة الثانية 24.87 مترًا (81 قدمًا و7 بوصات) وقطرها 10 أمتار (33 قدمًا) ، وهو نفس قطر المرحلة الأولى (S-IC). بلغت كتلة المرحلة الثانية الجافة حوالي 43,000 كيلوغرام (95,000 رطل) ؛ وعند امتلاء خزان الوقود، بلغ وزنها 470,000 كيلوغرام (1,037,000 رطل) . قامت المرحلة الثانية بتسريع صاروخ ساتورن 5 عبر طبقات الجو العليا بقوة دفع بلغت 4,400 كيلو نيوتن (1,000,000 رطل) في الفراغ. استغرقت المرحلة الثانية 395 ثانية للاحتراق. ^{[ 109 ]} عند تحميلها بالوقود، كان أكثر من 90 بالمائة من كتلة المرحلة عبارة عن وقود دافع. ^{[ 107 ]}           

بناء

يتألف الصاروخ S-II من هيكل خارجي (يشمل الجوانب الأمامية والخلفية والفاصل بين المرحلتين)، وهيكل خزان الوقود (خزانات الهيدروجين السائل والأكسجين السائل)، وهيكل الدفع. تتشابه هذه الأجزاء الثلاثة في تصميمها الأساسي، باستثناء أن الجانب الخلفي والفاصل بين المرحلتين يتميزان عمومًا ببنية أثقل نظرًا لتحملهما أحمالًا هيكلية أعلى. كل وحدة عبارة عن غلاف أسطواني شبه أحادي الهيكل، مصنوع من سبيكة الألومنيوم 7075، ومُدعّم بأضلاع خارجية على شكل قبعة، ومُثبّت داخليًا بإطارات حلقية محيطية. يبلغ سمك الغلاف الأساسي للجانب الأمامي 0.10 سم (0.040 بوصة) ، بينما يبلغ سمك الغلاف الأساسي للجانب الخلفي والفاصل بين المرحلتين 0.18 سم (0.071 بوصة) . ^{[ 110 ]}    

يُشبه هيكل الدفع هيكلَ الهيكل الخارجي، فهو شبه أحادي الهيكل، ولكنه على شكل مخروط ناقص يزداد قطره من حوالي 5.5 متر (18 قدمًا) إلى 10 أمتار (33 قدمًا) . ويُدعّم هذا الهيكل بإطارات حلقية محيطية وعوارض طولية على شكل قبعة، كما هو الحال في هيكل الهيكل الخارجي. وتقوم أربعة أزواج من عوارض الدفع الطولية (اثنان عند كل موقع لمحرك خارجي) وعارضة دعم مركزية للمحرك بتوزيع أحمال الدفع لمحركات J-2. ويتكون هيكل الهيكل الخارجي من سبيكة ألومنيوم 7075. ويحمي درع حراري من الألياف الزجاجية على شكل خلية نحل، مدعوم من الجزء السفلي لهيكل الدفع، منطقة قاعدة المنصة من درجات الحرارة المرتفعة. ^{[ 110 ]}  

يتكون خزان الهيدروجين السائل من أسطوانة طويلة مزودة بحاجز أمامي بيضاوي الشكل مقعر ، وحاجز خلفي بيضاوي الشكل محدب. ويُستخدم الحاجز الخلفي أيضًا لخزان الأكسجين السائل. يتألف جدار خزان الهيدروجين السائل من ستة أقسام أسطوانية. جميع أقسام الجدار والحواجز مصنوعة من سبيكة ألومنيوم 2014، وموصولة ببعضها عن طريق اللحام الانصهاري . يحتوي الحاجز الأمامي على فتحة تفتيش واسعة بقطر 11 مترًا (36 قدمًا) في وسطه. الحاجز المشترك عبارة عن هيكل ساندويتش لاصق، يتكون من طبقات خارجية من سبيكة ألومنيوم 2014 وقلب من الألياف الزجاجية / الفينولية على شكل قرص العسل ، وذلك لمنع انتقال الحرارة والحفاظ على الخصائص المبردة للسائلين اللذين يتعرض لهما. ^{[ 110 ]}  

يتكون خزان الأكسجين السائل من نصفين بيضاويين، أمامي وخلفي. وهو مزود بثلاثة حواجز حلقية للتحكم في تموج الوقود وتقليل الاضطرابات السطحية، وحواجز متقاطعة لمنع تكوّن الدوامات عند قنوات مخرج الخزان وتقليل الرواسب. ويحتوي الخزان على حوض بستة منافذ في أدنى نقطة فيه، يوفر فتحة للتعبئة والتصريف، بالإضافة إلى فتحات لخمسة خطوط تغذية للمحرك. ^{[ 111 ]}

صُنعت المرحلة S-IVB بواسطة شركة دوغلاس للطائرات في هنتنغتون بيتش، كاليفورنيا. ^{[ 114 ]} احتوت على محرك واحد من طراز روكيتداين J-2، واستخدمت الهيدروجين والأكسجين السائلين. ^{[ 1 ]} استخدمت المرحلة S-IVB حاجزًا مشتركًا لفصل الخزانين. ^{[ 115 ]} بلغ ارتفاعها 17.86 مترًا (58 قدمًا و7 بوصات) وقطرها 6.60 مترًا (21 قدمًا و8 بوصات) ، وصُممت أيضًا بكفاءة كتلة عالية، وإن لم تكن بنفس كفاءة المرحلة S-II. بلغت الكتلة الجافة للمرحلة S-IVB حوالي 15,200 كيلوغرام (33,600 رطل) ، وعند امتلاء خزان الوقود، بلغ وزنها حوالي 120,500 كيلوغرام (265,600 رطل) . ^{[ 1 ]} استغرقت عملية الاحتراق الأولى للمرحلة S-IVB 165 ثانية، بينما استغرقت عملية الاحتراق الثانية 312 ثانية. كان محركها الوحيد من طراز J-2 ينتج قوة دفع تبلغ 1000 كيلو نيوتن (225000 رطل) . ^{[ 1 ]}            

بناء

يتكون هيكل الطائرة S-IVB من المكونات الهيكلية التالية: الجزء الأمامي، وخزانات الوقود، والجزء الخلفي، وهيكل الدفع، والمرحلة البينية الخلفية. جميع هذه المكونات، باستثناء خزانات الوقود ، مصنوعة من سبائك الألومنيوم ذات هيكل خارجي/ عمودي . بالإضافة إلى ذلك، يوجد نفقان طوليان يحتويان على الأسلاك وخطوط الضغط وأنظمة توزيع الوقود. أغطية الأنفاق مصنوعة من الألومنيوم المقوى بأضلاع داخلية . يمتد الجزء الأمامي، ذو الشكل الأسطواني، للأمام من نقطة تقاطع الجدار الجانبي لخزان الهيدروجين السائل مع القبة الأمامية، موفرًا نقطة تثبيت صلبة لوحدة الأجهزة. وهو عنصر دعم الحمل بين خزان الهيدروجين السائل ووحدة الأجهزة. يسمح باب الوصول في وحدة الأجهزة بصيانة المعدات الموجودة في الجزء الأمامي. ^{[ 115 ]}

تتألف مجموعة هيكل الدفع من مخروط مقلوب ومقطوع، مثبت من طرفه العريض بالقبة الخلفية لخزان الأكسجين السائل، ومن طرفه الضيق بحامل المحرك. يوفر هذا الهيكل نقطة تثبيت لمحرك J-2، ويوزع قوة دفع المحرك على محيط الخزان بالكامل. وتشمل المكونات الخارجية لهيكل الدفع أنابيب المحرك، والأسلاك، ولوحات التوصيل، وثماني كرات هيليوم محيطة، والنظام الهيدروليكي ، وموقد الأكسجين/الهيدروجين، وبعض أجهزة قياس المحرك وخزان الأكسجين السائل. ^{[ 115 ]}

خزان الوقود أسطواني الشكل، مزود بقبة نصف كروية في كل طرف، وجدار فاصل مشترك لفصل الأكسجين السائل عن الهيدروجين السائل. يتكون هذا الجدار الفاصل من قبتين متوازيتين نصف كرويتين مصنوعتين من سبيكة ألومنيوم 2014، ملتصقتين ببعضهما البعض ومفصولتين بنواة من الألياف الزجاجية الفينولية على شكل قرص العسل. تم تشكيل السطح الداخلي لخزان الهيدروجين السائل آليًا بنمط مضلع للحصول على الصلابة المطلوبة بأقل وزن هيكلي. يحتوي الخزان من الداخل على: مسبار لاستخدام الوقود بطول 10 أمتار (34 قدمًا) ، وتسع كرات هيليوم باردة ، وأقواس مزودة بمجسات درجة الحرارة والمستوى، ومضخة تبريد، وحاجز لمنع تموج الوقود، ومشتت للتموج ، وأنابيب للتعبئة والضغط والتهوية. يحتوي خزان الأكسجين السائل من الداخل على حواجز لمنع تموجات الوقود، ومضخة تبريد، ومسبار لقياس استهلاك الوقود بطول 4.1 متر (13.5 قدم) ، ومجسات لقياس درجة الحرارة ومستوى الوقود، وأنابيب للتعبئة والضغط والتهوية. أما من الخارج، فيحتوي الخزان على أنابيب للهيليوم، ومكونات لتوزيع الوقود، وأسلاك تمر عبر غطاءين انسيابيين. ^{[ 115 ]}    

وحدة الأجهزة (IU) عبارة عن هيكل أسطواني مُثبّت أعلى وحدة S-IVB. تحتوي وحدة الأجهزة على معدات التوجيه والملاحة والتحكم. بالإضافة إلى ذلك، تحتوي على أنظمة القياس عن بُعد والاتصالات والتتبع وسلامة الطاقم، إلى جانب أنظمة الطاقة الكهربائية وأنظمة التحكم البيئي الداعمة لها. ^{[ 120 ]} طُوّرت وحدة الأجهزة الخاصة بصاروخ ساتورن 5 من وحدة الأجهزة الخاصة بصاروخ ساتورن 1، وصُمّمت في مركز مارشال لرحلات الفضاء، وبُنيت بواسطة شركة IBM في منشأتها في هانتسفيل، ألاباما. ^{[ 121 ]} يتكون الهيكل الأساسي لوحدة الأجهزة من أسطوانة قصيرة مصنوعة من مادة مركبة من سبائك الألومنيوم على شكل قرص عسل. يتكون الهيكل من ثلاثة أجزاء متساوية الطول من مادة قرص العسل. الحواف العلوية والسفلية مصنوعة من قنوات ألومنيوم مقذوفة مُلصقة بمادة قرص العسل . تم اختيار هذا النوع من البناء لنسبة قوته العالية إلى وزنه، وعزله الصوتي ، وخصائصه في التوصيل الحراري. تُصنع الأسطوانة من ثلاثة أجزاء بزاوية 120 درجة، يتم وصلها بواسطة صفائح وصل لتشكيل هيكل متكامل. يحتوي قسم باب الوصول على باب جانبي، بالإضافة إلى باب دخول للمعدات/الأفراد. يجب أن يكون باب الوصول قادرًا على حمل حمولات الطيران وأن يكون قابلاً للإزالة في أي وقت قبل الرحلة. ^{[ 122 ]} يبلغ قطر وحدة التحكم 6.6 متر (260 بوصة) ، وارتفاعها 0.91 متر (36 بوصة) ، ووزنها حوالي 2000 كيلوغرام (4500 رطل) . ^{[ 123 ]}      

نُقلت منصة الخدمة المتنقلة (MSS)، التي كان يرتكز عليها صاروخ ساتورن 5، إلى منصة الإطلاق في مجمع الإطلاق 39A قبل حوالي شهرين من الإطلاق. وقد أتاح نقل المركبة للفنيين الوصول إلى أجزاء يصعب الوصول إليها عادةً، كما سمح ببدء الاختبارات والتحضيرات الأخرى. قبل حوالي 21 يومًا من الإطلاق، قام الفنيون بتزويد المرحلة الأولى بوقود RP-1 . كان هذا الوقود الوحيد الذي يمكن تحميله قبل موعد الإطلاق بفترة طويلة، حيث أن الأكسجين السائل والهيدروجين السائل من المواد المبردة، ولا يمكن تحميلهما إلا قبل ساعات قليلة من الإطلاق. ^{[ 140 ]} بدأت عمليات العد المسبق قبل حوالي ستة أيام من الإطلاق؛ حيث تم تركيب المعدات وإجراء اختبارات إضافية. ^{[ 141 ]} عند T-24 ساعة، تم تشغيل صاروخ ساتورن 5 بالكامل باستخدام المعدات الأرضية، وبدأ مركز كينيدي للفضاء بمراقبة سرعات الرياح. ^{[ 142 ]}

قبل الإطلاق بتسع ساعات، تبدأ فترة توقف لمدة 11 ساعة لمعالجة أي مشاكل يتم اكتشافها. بعد ذلك، يدخل طاقم الدعم للمهمة وحدة القيادة لضبط المفاتيح وقواطع الدائرة على وضع محدد مسبقًا. قبل الإطلاق بسبع ساعات و30 دقيقة، يبدأ تعبئة خزانات الأكسجين السائل في المراحل الثلاث ^{[ 143 ]} ، وتنتهي بعد ساعة. ^{[ 144 ]} قبل الإطلاق بخمس ساعات، يبدأ تعبئة خزانات الهيدروجين السائل، بدءًا من المرحلة الثانية ثم الثالثة. ^{[ 145 ]} كان لا بد من إعادة تعبئة خزانات الأكسجين والهيدروجين السائل باستمرار نظرًا لتبخر الوقود الذي تم تعبئته سابقًا. ^{[ 145 ]} قبل الإطلاق بثلاث ساعات و45 دقيقة، يتم إيقاظ الطاقم، وبعد ذلك بوقت قصير، تبدأ فترة توقف أخرى. تستمر هذه الفترة ساعة ونصف، مما يتيح الوقت لإصلاح أي مشاكل متبقية. ^{[ 146 ]} عند الساعة 40 قبل الإقلاع (T−2)، دخل الطاقم وحدة القيادة واستعدوا للإطلاق، ^{[ 147 ]} وأُغلقت الفتحة بعد 40 دقيقة. ^{[ 148 ]}

في حال حدوث إجهاض، يقوم مسؤول السلامة في موقع الإطلاق بإيقاف تشغيل المحركات عن بُعد وإرسال أمر بتفجير الشحنات المتفجرة المرفقة بالصاروخ. وتؤدي هذه الانفجارات إلى فتح خزانات الوقود والمؤكسد للمساعدة في توزيع الوقود وتقليل اختلاطه. ^{[ 149 ] [ 150 ]} عند حوالي 40 دقيقة قبل الإطلاق، أُجري اختبار للتأكد من قدرة صاروخ ساتورن 5 على التقاط الإشارة، حيث تم تسليح المتفجرات عند 5 دقائق و30 ثانية قبل الإطلاق. ^{[ 151 ]}

عند T−8 دقائق، تم تجهيز الحاسوب الموجود على متن المركبة، وهو الحاسوب الرقمي لمركبة الإطلاق (LVDC). ^{[ 152 ]} عند T−5 دقائق و45 ثانية، تم إصدار قرار الإطلاق النهائي (موافقة/رفض) من قبل مراقبي الإطلاق. عند T−4 دقائق و30 ثانية، تم تجهيز مُسلسل العد التنازلي النهائي (TCS) وتهيئته لتنفيذ تسلسل العد التنازلي تلقائيًا. ^{[ 153 ]} عند T−3 دقائق و7 ثوانٍ، بدأ مُسلسل العد التنازلي النهائي (TCS) تسلسل العد التنازلي التلقائي. ^{[ 154 ]} عند T−16.97 ثانية، أرسل مُسلسل العد التنازلي النهائي (TCS) إشارة إلى الحاسوب الرقمي لمركبة الإطلاق (LVDC) لتمكينه من الوصول إلى الجيروسكوبات ومقاييس التسارع الداخلية . ^{[ 155 ]}

^{عند T −} 8.9 ثانية، بدأت عملية إشعال المرحلة الأولى، حيث ^{تم إشعال المحرك المركزي} أولاً، ثم المحركات الخارجية المتقابلة بفواصل زمنية قدرها 300 مللي ثانية لتقليل الأحمال الهيكلية على الصاروخ. عند T+0.3 ثانية، تم إطلاق الصاروخ "بشكل تدريجي" على مرحلتين. أولاً، حررت أذرع التثبيت الصاروخ. ثانياً، مع بدء تسارع الصاروخ للأعلى، تم إبطاؤه بواسطة دبابيس معدنية مدببة تم سحبها عبر فتحات لمدة نصف ثانية. ^عند T+0.63 ثانية، ^{تم فصل كابل التحكم} في الإطلاق ^{، مما يشير إلى مركز التحكم في الإطلاق (} LVDC) باكتمال عملية الإطلاق.

بعد حوالي 1.7 ثانية من الإطلاق، انحرف الصاروخ بزاوية 1.25 درجة بعيدًا عن منصة الإطلاق لضمان مسافة كافية رغم الرياح. استغرق الصاروخ حوالي 10 ثوانٍ لتجاوز المنصة، وقد تفاوتت هذه المدة بين المهمات. عند ارتفاع 140 مترًا (450 قدمًا) ، استقر الصاروخ في مساره الصحيح ، والذي تراوح بين 72 و108 درجات حسب وقت وتاريخ الإطلاق. ^{[ 160 ] [ 161 ]} بعد 20.6 ثانية من الإطلاق، تم إمالة المحركات الخارجية الأربعة للخارج تحسبًا لأي توقف مبكر لأحدها. ^{[ 160 ]} بعد حوالي دقيقة واحدة من الإطلاق، وصل صاروخ ساتورن 5 إلى سرعة الصوت . ^{[ 162 ] [ 161 ]}  

عند حوالي دقيقة و6 ثوانٍ بعد الإطلاق (T+1)، تعرض الصاروخ لأقصى ضغط ديناميكي (max q ). يتغير الضغط الديناميكي على الصاروخ بتغير كثافة الهواء والسرعة النسبية . على الرغم من استمرار زيادة السرعة، إلا أن كثافة الهواء تتناقص بسرعة كبيرة مع الارتفاع، مما يؤدي إلى انخفاض الضغط الديناميكي إلى ما دون max q . ^{[ 162 ]} مع استهلاك صاروخ ساتورن 5 للوقود، انخفض وزنه، مما زاد من تسارعه. تسبب هذا في تعرض الطاقم لقوة تسارع 4g عند دقيقتين و15 ثانية بعد الإطلاق (T+2). لتقليل قوى التسارع، تم إيقاف تشغيل المحرك المركزي، مما خفض قوى التسارع إلى 3g . استهلك كل محرك من محركات F-1 ما مقداره 900,000 كجم/دقيقة (16.5 طن قصير/ثانية) . في ذلك الوقت، كان صاروخ ساتورن 5 على ارتفاع 44.1 كم (23.8 ميل بحري) ، ويزن 1,110,000 كجم (2,450,000 رطل) ، وتبلغ سرعته 7,124.4 كم/ساعة. 4,426.9 ميل في الساعة (6,492.8 قدم/ثانية) ^{[ 163 ]}         

عندما رصدت مستشعرات الاستنزاف البصرية انخفاضًا في مستوى الوقود أو المؤكسد، تم إيقاف تشغيل المحركات الخارجية الأربعة المتبقية. كان هذا يحدث عادةً بعد دقيقتين و40 ثانية من بدء العملية. كان صاروخ ساتورن 5 على ارتفاع 66.1 كيلومترًا (35.7 ميلًا بحريًا) ، ويزن 830,000 كيلوغرامًا (1,820,000 رطلًا) ، وتبلغ سرعته 9,950.8 كيلومترًا في الساعة (6,183.1 ميلًا في الساعة، 9,068.6 قدمًا في الثانية) ^{[ 164 ]} . قبل انفصال المرحلة الأولى مباشرةً، في مهمات أبولو السابقة، تم تشغيل محركات صغيرة في المرحلة الثانية لبضع ثوانٍ للتأكد من وصول الوقود إلى قاع خزاناته. حدث انفصال المرحلة الأولى بعد أقل من ثانية واحدة من إيقاف تشغيل المحركات. ثمانية محركات فصل صغيرة تعمل بالوقود الصلب فصلت وحدة القيادة الذاتية (S-IC) عن باقي أجزاء المركبة. ستواصل المرحلة الأولى مسارها الباليستي لمدة دقيقة و45 ثانية أخرى قبل أن تسقط في المحيط الأطلسي على بعد حوالي 560 كيلومترًا (350 ميلًا) من نقطة الانطلاق. ^{[ 165 ] [ 166 ]}         

بعد انفصال المرحلة S-IC، تم تشغيل محركات J-2 الخمسة وبدأت في توليد قوة الدفع. استغرقت محركات J-2 بضع ثوانٍ للوصول إلى أقصى قوة دفع. ^{[ 167 ]} عند حوالي 3 دقائق و12 ثانية بعد الإطلاق (T+3)، سقطت الحلقة البينية من المرحلة الثانية. كان من الضروري أن تسقط الحلقة، التي تبعد مترًا واحدًا فقط (3.3 قدم) عن محركات J-2 الخارجية، بشكل آمن دون الاصطدام بها، حيث كان من الممكن أن يتسبب ذلك في تلف المحركات. بعد فترة وجيزة من انفصال المرحلة البينية، تم أيضًا فصل نظام الهروب من الإطلاق. ^{[ 168 ] [ 107 ]}  

عند حوالي الدقيقة 3 و24 ثانية بعد الإقلاع، انتقل صاروخ ساتورن 5 من مسار مُبرمج مسبقًا إلى "حلقة مغلقة"، أو وضع التوجيه التكراري. صُمم المسار المُبرمج مسبقًا للحفاظ على مسار المركبة، مع إعطاء الأولوية لضمان عدم تجاوز القوى الديناميكية الهوائية المؤثرة على ساتورن 5 حدودها. قامت وحدة الأجهزة بحساب المسار الأمثل من حيث استهلاك الوقود نحو مدارها المستهدف في الوقت الفعلي. في حال تعطل وحدة الأجهزة، كان بإمكان الطاقم تحويل التحكم في ساتورن إلى حاسوب وحدة القيادة، أو التحكم اليدوي، أو إلغاء الرحلة. ^{[ 169 ]} عند حوالي الدقيقة 7 و40 ثانية بعد الإقلاع، توقف المحرك المركزي عن العمل للحد من التذبذبات الطولية . ^{[ 170 ]}

تم تجهيز خمسة مستشعرات لمستوى الوقود في قاع كل خزان وقود من خزانات المرحلة S-II أثناء تحليقها، مما يسمح لأي اثنين منها بتفعيل إيقاف تشغيل المرحلة S-II وفصلها عند كشفهما. ^{[ 171 ]} عند حوالي الدقيقة 9 و8 ثوانٍ بعد التحليق (T+9)، توقفت بقية محركات J-2 وبدأت عملية فصل المرحلة S-II عن المرحلة S-IVB. في ذلك الوقت، كان صاروخ ساتورن 5 على ارتفاع 187.2 كم (101.1 ميل بحري) وبسرعة 24,897.9 كم/ساعة (15,470.9 ميل/ساعة) . تم إشعال محركي تفريغ صغيرين وتشغيل محركات الكبح ، مما أدى إلى فصل المرحلة S-II عن بقية الصاروخ. ^{[ 172 ]}     

على عكس انفصال المرحلتين S-IC و S-II على مستويين، انفصلت المرحلتان S-II و S-IVB بخطوة واحدة. ^{[ 173 ]} بعد أقل من ثانية واحدة من إيقاف محركات المرحلة S-II، تم تشغيل محرك J-2 الوحيد في المرحلة S-IVB، واستغرق الأمر حوالي 5 ثوانٍ للوصول إلى أقصى قوة دفع. ^{[ 174 ]}

استمر احتراق المرحلة الثالثة لمدة دقيقتين ونصف تقريبًا حتى توقفها الأول عند حوالي 11 دقيقة و40 ثانية بعد الإطلاق. كان ارتفاع المركبة 191.1 كيلومترًا (103.2 ميلًا بحريًا) وسرعتها 28,048 كيلومترًا في الساعة (17,428 ميلًا في الساعة) . على عكس المرحلتين السابقتين، أُعيد تشغيل محرك J-2 الخاص بالمرحلة S-IVB لحقن الوقود في مدار حول القمر . ^{[ 175 ]} بعد توقف المحرك، دخل صاروخ ساتورن 5 مدارًا أرضيًا على ارتفاع 190 كيلومترًا (100 ميل بحري) فوق سطح الأرض. بقيت المرحلة الثالثة متصلة بالمركبة الفضائية أثناء دورانها حول الأرض مرة ونصف. ^{[ 176 ]}       

وصل نظام الإطلاق الانتقالي (TLI) بعد حوالي ساعتين و44 دقيقة من الإطلاق. استغرق محرك J-2 حوالي 10 ثوانٍ للوصول إلى أقصى قوة دفع. ^{[ 177 ]} استمر احتراق محرك S-IVB لمدة ست دقائق تقريبًا، مما أعطى المركبة الفضائية سرعة تبلغ حوالي 39,027.6 كم/ساعة؛ 24,250.6 ميل/ساعة (35,567.6 قدم/ثانية) . ^{[ 178 ]} بعد حوالي 40 دقيقة من الإطلاق الانتقالي، انفصلت وحدة القيادة والخدمة (CSM) التابعة لبرنامج أبولو عن المرحلة الثالثة، واستدارت 180 درجة، والتحمت بوحدة الهبوط القمرية (LM)، التي كانت تحلق أسفل وحدة القيادة والخدمة أثناء الإطلاق. انفصلت وحدة القيادة والخدمة ووحدة الهبوط القمرية عن المرحلة الثالثة المستهلكة بعد 50 دقيقة في مناورة تُعرف باسم النقل والالتحام والاستخراج . ^{[ 179 ]}   

لو بقيَت المركبة الفضائية S-IVB على نفس مسار المركبة، لكانت قد شكّلت خطر اصطدام، لذا تمّ تفريغ ما تبقى من وقودها، وتشغيل نظام الدفع الاحتياطي لإبعادها. في المهمات القمرية قبل أبولو 13، وُجّهت المركبة S-IVB نحو الحافة الخلفية للقمر في مداره، ما أدّى إلى دفعها بسرعة تتجاوز سرعة الإفلات من جاذبية الأرض ودخولها في مدار شمسي. بدءًا من أبولو 13، أُرسلت المركبة S-IVB للاصطدام بالقمر. ^{[ 180 ] [ 181 ]} رصدت أجهزة قياس الزلازل التي خلّفتها المهمات السابقة آثار الاصطدام، وساعدت هذه المعلومات في رسم خريطة للبنية الداخلية للقمر . ^{[ 182 ] [ 183 ]}

في عام 1965، أُنشئ برنامج تطبيقات أبولو (AAP) لاستكشاف المهمات العلمية التي يُمكن تنفيذها باستخدام معدات أبولو. وتركز جزء كبير من التخطيط على فكرة محطة فضائية. استخدمت خطط فون براون السابقة لعام 1964 مفهوم " الورشة الرطبة "، حيث يتم إطلاق المرحلة الثانية المستهلكة من صاروخ ساتورن 5 (S-II) إلى المدار وتجهيزها في الفضاء. وفي العام التالي، درس برنامج تطبيقات أبولو محطة أصغر باستخدام المرحلة الثانية من صاروخ ساتورن 1B . وبحلول عام 1969، أدت تخفيضات تمويل أبولو إلى إلغاء إمكانية شراء المزيد من معدات أبولو، وأجبرت على إلغاء بعض رحلات الهبوط على سطح القمر اللاحقة. أتاح ذلك استخدام صاروخ ساتورن 5 واحد على الأقل، مما سمح باستبدال مفهوم "ورشة العمل الرطبة" بمفهوم "ورشة العمل الجافة": حيث تُبنى المحطة - المعروفة الآن باسم سكايلاب - على الأرض باستخدام المرحلة الثانية الفائضة من صاروخ ساتورن 1B، وتُطلق فوق المرحلتين الأوليين العاملتين من صاروخ ساتورن 5. ^{[ 184 ]} كما بُنيت محطة احتياطية باستخدام المرحلة الثالثة من صاروخ ساتورن 5، وهي معروضة الآن في المتحف الوطني للطيران والفضاء . ^{[ 185 ]} تمثلت التغييرات الجوهرية الوحيدة التي طرأت على صاروخ ساتورن 5 مقارنةً بتكوينات أبولو في بعض التعديلات على المرحلة S-II لتكون بمثابة المرحلة النهائية لإدخال حمولة سكايلاب في مدار حول الأرض. ^{[ 186 ]} بقيت المرحلة S-II في المدار لمدة عامين تقريبًا قبل أن تعود إلى الغلاف الجوي بشكل غير متحكم فيه في 11 يناير 1975. ^{[ 187 ]}