嫦娥五号用到合金了吗
嫦娥五号探测器上所涉及的管、棒、板、型等铝合金材料，主要由东轻研发和生产。这些高精尖铝材主要用于嫦娥五号轨道器、返回器、着陆器、上升器的连接件等关键部位，具有高稳定性、高比强度、耐腐蚀、抗恶劣环境强等性能优势。高强、高韧、耐腐蚀以及超塑性铝合金材料，此次长征五号遥五运载火箭的外壳蒙皮、加强筋、结构件、点火装置以及承力构件等关键部位同样由东轻生产保供，涵盖几十种合金、百余个品种。
一分钱硬币材料的材质时，通常称其为铝镁合金，俗称铝分币，这是对这套硬分币材质的总概括。而铸造硬分币的铝镁和其它金属成分的具体含量却有差别。在长达半个世纪的生产过程中，硬分币的材质先后多次调整。
我国生产第一套流通金属币时，之所以选定铝合金材料，是因为我国铜矿资源还不丰富。铝材较软，在铝基合金中稍加些铜元素金属，是经过上海冶金研究所专家李林等专门研究后提出的。该合金成分后来经冶金部的苏联专家丘巴诺夫在北京会同印制管理局及两家造币厂有关领导研究后，改为含低量镁的防锈铝合金。不久，苏联的造币研究专家符·安·郭洛文来到上海造币厂，经他提议及试验，又换为采用五号防锈铝合金。铝分币材质调整的具体情况为：
1．铝铜合金（含铜0．5％），币品有1955年和1956年的1分、1956年的2分、1955年的5分硬币。
2．铝镁合金（含镁1％、含锰0．1％），币品有1957年至1964年的1分、1959年至1981年的2分、1974年至1979年的5分硬币。
3．铝镁合金（含镁1％、含锰0．2％），币品有1957年的2分和5分硬币。
4．铝镁合金（含镁5％、含锰0．4％），币品有1971年至1980年的1分、1956年、1980年、1981年的5分硬币。
5．铝镁合金（含镁1．5％、含锰0．4％），币品有1981年至1992年的1分、1982年至1992年的2分和5分硬币。
化学成分：
硅Si：0.7-1.2
铁Fe: 0.7
铜Cu：1.8-2.6
锰 Mn:0.40-0.8
镁Mg：0.40-0.8
锌Zn：0.30
钛Ti：0.15
镍Ni：0.10
铝Al：余量
其他：
单个：0.05 合计：0.10
是一种高强度锻铝在热态下具有高的可塑性，易于锻造、冲压的铝合金材料。
克/厘米3 材料名称 密度
克/厘米3
灰口铸铁 6.6~7.4 不锈钢 1Crl8NillNb、Cr23Ni18 7.9
白口铸铁 7.4~7.7 2Cr13Ni4Mn9 8.5
可锻铸铁 7.2~7.4 3Cr13Ni7Si2 8.0
铸钢 7.8 纯铜材 8.9
工业纯铁 7.87 59、62、65、68黄铜 8.5
普通碳素钢 7.85 80、85、90黄铜 8.7
优质碳素钢 7.85 96黄铜 8.8
碳素工具钢 7.85 59-1、63-3铅黄铜 8.5
易切钢 7.85 74-3铅黄铜 8.7
锰钢 7.81 90-1锡黄铜 8.8
15CrA铬钢 7.74 70-1锡黄铜 8.54
20Cr、30Cr、40Cr铬钢 7.82 60-1和62-1锡黄铜 8.5
38CrA铬钢 7.80 77-2铝黄铜 8.6
铬钒、铬镍、铬镍钼、铬锰、硅、
铬锰硅镍、硅锰、硅铬钢 7.85 67-2.5、66-6-3-2、60-1-1铝黄铜 8.5
镍黄铜 8.5
铬镍钨钢 7.80 锰黄铜 8.5
铬钼铝钢 7.65 硅黄铜、镍黄铜、铁黄铜 8.5
含钨9高速工具钢 8.3 5-5-5铸锡青铜 8.8
含钨18高速工具钢 8.7 3-12-5铸锡青铜 8.69
高强度合金钢 7.82 6-6-3铸锡青铜 8.82
轴承钢 7.81 7-0.2、6.5-0.4、6.5-0.1、4-3锡青铜 8.8
不
锈
钢
0Cr13、1Cr13、2Cr13、3Cr13、4Cr13、
Cr17Ni2、Cr18、9Cr18、Cr25、Cr28 7.75 4-0.3、4-4-4锡青铜 8.9
Cr14、Cr17 7.7 4-4-2.5锡青铜 8.75
0Cr18Ni9、1Cr18Ni9、Cr18Ni9Ti、
2Cr18Ni9 7.85 5铝青铜 8.2
1Cr18Ni11Si4A1Ti 7.52 锻铝 LD8 2.77
7铝青铜 7.8 LD7、LD9、LD10 2.8
19-2铝青铜 7.6 超硬铝 2.85
9-4、10-3-1.5铝青铜 7.5 LT1特殊铝 2.75
10-4-4铝青铜 7.46 工业纯镁 1.74
铍青铜 8.3 变形镁 MB1 1.76
3-1硅青铜 8.47 MB2、MB8 1.78
1-3硅青铜 8.6 MB3 1.79
1铍青铜 8.8 MB5、MB6、MB7、MB15 1.8
0.5镉青铜 8.9 铸镁 1.8
0.5铬青铜 8.9 工业纯钛（TA1、TA2、TA3） 4.5
1.5锰青铜 8.8 钛合金 TA4、TA5、TC6 4.45
5锰青铜 8.6 TA6 4.4
白铜 B5、B19、B30、BMn40-1.5 8.9 TA7、TC5 4.46
BMn3-12 8.4 TA8 4.56
BZN15-20 8.6 TB1、TB2 4.89
BA16-1.5 8.7 TC1、TC2 4.55
BA113-3 8.5 TC3、TC4 4.43
纯铝 2.7 TC7 4.4
防锈铝 LF2、LF43 2.68 TC8 4.48
LF3 2.67 TC9 4.52
LF5、LF10、LF11 2.65 TC10 4.53
LF6 2.64 纯镍、阳极镍、电真空镍 8.85
LF21 2.73 镍铜、镍镁、镍硅合金 8.85
硬铝 LY1、LY2、LY4、LY6 2.76 镍铬合金 8.72
LY3 2.73 锌锭（Zn0.1、Zn1、Zn2、Zn3） 7.15
LY7、LY8、LY10、LY11、LY14 2.8 铸锌 6.86
LY9、LY12 2.78 4-1铸造锌铝合金 6.9
LY16、LY17 2.84 4-0.5铸造锌铝合金 6.75
锻铝 LD2、LD30 2.7 铅和铅锑合金 11.37
LD4 2.65 铅阳极板 11.33
LD5 2.75
长征五号系列运载火箭分为六种构型，用字母A-F表示，分别对应其下属的六款火箭。其中构型A、B、C为带助推器的一级火箭结构（即“一级半”），主要用于发射近地轨道航天器；构型D、E、F为带助推器的二级火箭结构（即“二级半”），主要用于发射高轨道航天器。其中构型D为基本型。
长征五号采用模块化设计，火箭各组成部分对应不同的模块：芯一级对应5米直径火箭芯级模块，芯二级对应5米直径火箭上面级模块，3.35米直径助推器对应3.35米直径火箭助推级模块，2.25米直径助推器对应2.25米直径火箭助推级模块四种基础模块根据不同方式搭配再加上整流罩等火箭部件就可以形成六种不同构型火箭。
长征五号基本型（即构型D）包含了上述所有4个模块，涵盖了系列火箭所有关键技术项目，结构具有代表性，下面以它为例进行火箭总体布局介绍。
长征五号运载火箭基本型为带助推的两级火箭。火箭由顶至下依次为卫星整流罩、子二级（上面级）、子一级、2个3.35米和2个2.25米直径助推器。
卫星整流罩采用冯·卡门气动外形泡沫夹层结构和横向线性分离装置。
在芯一级配置2台50吨级以液氢液氧为燃料的YF-77火箭发动机，第一级燃料箱旁捆绑了四个助推器，3.35米和2.25米直径助推器交替排列。3.35米直径助推器配置2台120吨级以液氧煤油为燃料的YF-100火箭发动机，2.25米直径助推器配置单台120吨液氧煤油发动机。芯二级（即上面级）采用改进的长征三号甲三子级膨胀循环氢氧发动机YF-75D作为主动力每个助推器上有一个稳定尾翼。
折叠芯一级
芯一级采用5米直径火箭芯级模块。5米直径模块采用全新的大直径技术，使用液氢和液氧作为推进剂，使用2台50吨级YF-77发动机双摆，以及相应的新的增压输送系统和伺服机构等。
为了简化操作、提高可靠性、降低成本，芯级采用独立结构的贮箱，而不采用共底结构。
长征五号一级氢箱生产中运用铣焊一体技术、内撑外压技术和辅助支撑技术等手段长征五号在箭体加工上使用了先进的搅拌摩擦焊技术。
折叠助推器
助推器与芯级的捆绑连接采用成熟的静定连接方式，为提高火箭的运载能力并改善结构的动特性，采用前支点传力方式，前支点设在箱间段。为降低分离过程中的冲击、提高可靠性，火箭的分离系统采用线性分离装置。助推器与芯级相同采用独立结构的贮箱。长征五号火箭推进剂储箱使用2219铝合金。
1、3.35米直径助推器
3.35米直径助推器继承中国长征二号等火箭芯级已有的3.35米直径技术，使用液氧和煤油推进剂，安装两台120吨级YF-100液氧煤油发动机，再加上与发动机配套的增压运输系统和伺服机构等。
2、2.25米直径助推器
2.25米直径模块继承长征二号等火箭助推器已有的2.25米直径技术，使用液氧煤油推进剂，安装一台120吨级YF-100液氧煤油发动机，再加上与发动机配套的增压运输系统和伺服机构等。
折叠芯二级
芯二级采用5米直径火箭上面级模块。同样作为5米直径模块，其采用全新的大直径技术，使用液氢和液氧作为推进剂，采用改进的长征三号甲三子级膨胀循环氢氧发动机YF-75D作为主动力，2次启动，发动机双摆，以及相应的新的增压输送系统和伺服机构等。另外芯二级采用无毒、无污染辅助动力系统，配有气氧煤油姿控发动机。
芯二级的液氢箱采用与芯一级氢箱相同的结构形式，液氧箱则采用直径3.35米悬挂贮箱。
折叠卫星整流罩
长征五号卫星整流罩是中国直径最大、质量最大的整流罩，直径5.2米，长度根据不同的下属型号而有所不同（详见“系列型号”一节）。
该整流罩首次采用了冯·卡门外形泡沫夹层结构和横向线性分离装置等新技术。
整流罩将与有效载荷一起垂直整体运输、吊装。
预祝长征五号卫星发射成功。
3号锌合金铸造性和尺寸持久稳定，使超过70%锌合金压铸产品都是用3号锌合金。3号锌合金电镀、喷漆及铬化等表面处理。产品广泛应用于汽车、摩托车、电子通讯、仪表等机械零件；以及玩具、饰物、餐具，锁类等高级五金器件。
4号锌合金始于亚洲，铜含量介乎3号锌与5号锌之间。4号锌合金比3号更有效减少某些铸件的粘模现象，而4号锌合金仍保持与3号相当的柔软性。主要用于浴室配件、厨具及拉链头等。
5号锌合金比3号锌合金的硬度和强度高。5号锌合金的特性转变是由于加入了1%的铜，此合金铸造性优异，对抗蠕变（高温受热时变形）较3号锌合金好，可做电镀，切削加工及一般表面处理，适合运动器材和工业配件。
8号锌合金普遍用于高压铸造。它比3号锌合金和5号锌合金有较高的硬度、强度及抗蠕变度（高温受力时变形）。8号亦适合电镀及其他表面处理，工序与5号锌合金相同。主要用于装饰材料。
其中F与O状态不再细分，而H与T状态要细分；
H状态细分，其后要接2-3位数；
第1位数字为1、2、3，表示获得产品的主要方式。
H1-冷作硬化状态；H2-冷作硬化后调质处理；H3-冷作硬化后稳定化处理。
第2位数字表示材料的硬度级别：数字8-具有高的硬度级别，称为硬状态，数字4-抗拉强度值相当于退火状态O和硬状态之间的中间值，称为1/2硬状态，数字2-抗拉强度值相当于退火状态O与1/2硬状态之间的中间值，称为1/4硬状态，数字6-抗拉强度值相当于硬状态与1/2硬状态之间的中间值，称为3/4硬状态。
第3位数字：对涂漆产品、波纹板、花纹板，平整、矫直或有特殊要求的产品等，在状态代号中再附加第3位数字。H112是平整、矫直或原始制造状态的退火产品。
铝合金牌号中第1位数字表示铝合金的组别合金系，第2位数字为0表示是原始合金，取1-9表示该合金变更的次数，第3、4位数字没有特殊的含义。
多国纷登月球火星，航天铝材喜迎新需
2月13日，俄罗斯公布了与我国携手打造月球科研站计划。日前，双方正在研究项目技术落实事宜。美国也在运作类似的课题，进展很快，不久美国月球基地即会亮相。2021年是人类征服火星圆梦之年，自从人类太空 探索 开始以来，火星一直是访问量最大的行星之一，美国的“水手四号”宇宙飞船早在1964年就发回了第一批火星表面照片。2021年2月初以来，3个国家（阿联酋、中国、美国）的探测器欲登陆火星，阿联酋的“希望号”探测器已于2月19日进入环火星轨道，创造了 历史 ；就在第2天，中国的“天问一号”探测器紧随其后进行了相同的操作，将于5月份着陆火星。
中国、美国、俄罗斯、欧盟、日本、印度、阿联酋等国都已向月球、火星发射过或准备向它们发射探测器， 为航天铝材提供了新的需求阵地，高端铝材及铝基复合材料在航天器装备及发射火箭系统制造中占有极为重要的地位，是一类不可或缺的材料。目前，我国有多家企业都能批量制备各种航天铝材，在火箭用材的净质量中，铝材占94%以上，在航天器结构用材的净质量中，铝材及铝基复合材料也占到约75%。
铝材：航天器发射火箭和结构零部件的顶梁柱
航天铝材大体可为两部分：一是发射火箭用，二是航天器本身零部件结构用。从航天事业一开始，铝材及铝基复合材料就与航天工业结下了不解之缘，不仅获得了广泛的应用，更是不可或缺的关键材料， 虽不能说，没有铝就没有今天这样兴旺发达的航天事业，但可以毫不夸张地说，没有铝合金，像今天这样惊天动地的航天事业至少要延后二三十年。
在航天器与火箭上用的铝合金主要有7078型、2024型、Al-Li合金等；火箭发射用的液氢槽、液氧槽、控制装置、加固-连接环等均是用这类合金材料打造的。
长五奔太空 铝材建殊功
2016年11月3日20时43分，中国最大推力新一代运载火箭长征五号从中国海南省文昌航天发射场轰然发射升天，约30分钟后进入预定轨道，长征五号运载火箭首次发射任务圆满成功。这一声划破长空的惊天巨响震惊了整个地球，标志着中国跨过了航天强国门槛，进入了世界航天强国俱乐部。
长征五号大型火箭的液氢与液氧贮箱是用什么铝合金焊接的，虽未见媒体报道，但国外发射大型火箭用的液氢、液氧贮箱无论是美国，还是日本和欧洲的，都是用2219合金焊接的，所以笔者认为， 长征五号低温燃料与助燃液氧贮箱也应是用2219型铝合金厚板（ 6mm 10mm）焊的，板材应是中国铝业集团所属工厂生产的，它们有生产航空铝材60年的技术与经验，并通过了航空航天部门的认证。 此外，2015年，无锡市某公司锻造的航天配套环件即是用的2219合金，其外径达8.7米、内径为8.32米。
多国纷登月球火星，航天铝材喜迎新需，中国航天铝材跻身世界强国之列
随着中国跻身世界航天大国和强国之列，航天产业所需的铝材、铝基复合材料、铝制零部件等（除个别零部件外），已全部能自给，并且有些还是世界首创，居世界领先水平，如火箭系统的直径10m整体铝合金环件、大直径喷射沉积AI-Li合金锭及其挤压锻坯等。
直径10m级大锻环中国造
2003年以来，随着我国航天事业的飞速发展，大推力火箭和宇航器所需的铝合金锻环直径在不断加大，急需直径达5m及5m以上的锻环，而且除航天领域外，在中远程战略导弹及舰载火炮等兵器领域也同样需要大直径铝合金锻环。此前，由于设备能力所限，东北轻合金有限责任公司（简称“东轻公司”）只能生产最大直径2.9m的锻环，而且生产工艺落后、投料比大、成品率较低，已无法满足我国航天事业发展的需要。作为中国的铝镁合金加工基地，东轻公司审时度势，决定自主研发环轧生产线。2004年，东轻公司把环轧生产线列入了当年的重点建设项目之一，并于2005年6月开始设备的制造工作。2006年3月，环轧生产线安装工作全部结束。2006年6月，中国航天一院的领导就东轻公司参与研制“嫦娥工程”所需的超大直径铝合金锻环进展情况到东轻公司调研，并对东轻公司的设计方案和一系列工作给予了充分肯定。2006年9月12日，东轻公司一次试车成功，轧制出了直径达4m的铝合金锻环，不仅环轧机达到了设计要求，而且淬火炉的最大温差只有 29 ，全面达到了设计标准。
2006年12月30日，在东轻公司自行设计制造具有完全自主知识产权的环轧生产线上，生产出了当时国内最大的铝合金锻环，该锻环直径达5.15m、宽340mm、厚100mm，该公司成为中国火箭锻环的开拓者。
2014年12月，无锡市派克重型铸锻有限公司也成功轧制出了国内最大2219铝合金环锻件。该锻件外径8.7米，内径8.32米，高0.35米，是目前国内最大2219铝合金环锻件，它的问世，突破了国内2219铝合金环件数控碾环成形的多项关键技术，达到行业领先水平。
大型环锻件可广泛用于风力发电、石油化工、矿山机械、能源电站、航空航天、核电燃机等领城。而派克锻造的这块国内目前最大2219铝合金环锻件是某型号火箭配套的关键构件。该环件的研制成功，推动这家民营高 科技 企业成功转型，跨入航天配套领城。
据悉，该铝合金环件涉及多个领城和多项关键技术。后来该公司继续开展了环件热处理、应力消除、整体机械加工等工艺研究，以确保零件的形状及性能满足产品的技术要求和使用要求。
2015年8月初，广西南南铝加工有限公司的“大推力火箭用超大规格铝合金锻坯的开发”项目通过了广西壮族自治区工信委的鉴定验收，满足大规格铝合金整体环的生产，这是我国“十三五”时期重点发展的重型火箭国家重大工程项目所需的关键材料。
南南铝公司通过引进吸收和再创新，建成了目前世界上最先进的硬铝合金熔铸生产线，研究开发了熔体联动精炼、除气、过滤和铸锭多级均匀化热处理等技术，解决了熔体高洁净化、高性能超大规格铸锭半连续铸造成形和组织均匀性控制等重大技术难题，生产了直径1320mm、质量超过20t的超大规格硬铝合金铸锭，并与航天应用单位合作，在世界范围内首次实现直径 8500mm铝合金整体环的制造。
广西壮族自治区工信委组织了由航天设计和应用单位组成的验收专家组对该项目进行鉴定验收，专家组认为该项目完成了任务书提出的各项指标，整体技术达到国内领先、国际先进水平，一致同意通过鉴定验收。
2014年4月10日11点39分，随着轧环机缓缓停止转动， 中铝西南铝与天津特钢精锻有限公司合作研发的首件新型运载火箭用9m级超大型铝合金整体环件研制成功。这是目前世界范围内最大级别的铝合金整体环件。
研制出9m级超大铝合金整体环件，是中铝公司自成功开发出5m级环件轧制工艺技术，结束我国不能生产大规格铝合金巨型环件 历史 以来，在航天新材料领域实现的又一 历史 性突破！
近年来，随着国家重大机械装备制造业的发展，对高性能大型环件提出了迫切需求，大型环件的制造能力已经成为国家基础制造能力的标志和国防重要保障。2012年，中国航天 科技 集团进行材料调研时，提出了9m级超大型铝合金环件需求。
超大型环件传统制造工艺主要以铸造成形和焊接成形为主，但这两种工艺均无法满足承受重载、高冲击、超低温等恶劣工作情况所需的性能要求，必须采用整体制造工艺。但此时9m级整体环件的研发技术在国内依然一片空白，环件从5m级到9m级，技术跨度巨大。为满足国家需求，占领行业制高点，2014年，中铝集团在西南铝成立环件技术研发团队，预研工作正式启动。
要满足环件设计要求，必须突破环件铸锭熔铸、轧制成型、热处理、冷变形等多项关键核心技术难题，所有研制工作都要从头做起。
满足该整体环件对铸锭坯料的要求是研发团队必须啃下的第一块“硬骨头”。2014年，研发团队开始了超大合金铸锭的攻关。短短3个月时间内，研发团队依靠自主创新，研制出配套铸造工具，摸索出关键熔铸技术和铸造工艺，攻克了超大铸锭成型难关，铸造出满足技术标准要求的直径1350mm圆铸锭，为后期研制工作的成功打下了坚实基础。此后半年间，西南铝突破了锻压制坯和轧制成形两大关键技术，成功轧制出尺寸完全满足设计要求的铝合金整体环件，环件表面光滑无缺陷，尺寸完全达标，精度超出预期效果。
2016年8月25日，西南铝成功轧制出重型运载火箭用10m级整体铝合金环件，再次刷新世界整体铝合金环件纪录。这意味着我国深空探测装备硬件能力得到大幅提升，西南铝再一次实现了在超大型整体环件研制技术上的重大突破。
近年来，西南铝已为我国“长征”系列火箭、“神舟”系列飞船、“嫦娥”系列探月卫星、国产大飞机、世界最大口径射电望远镜等国家重大工程提供了大量关键材料，为我国国防建设和航空航天事业发展作出了突出贡献。
10米级铝合金锻环
据了解，10m级超大型铝合金环件是连接重型运载火箭贮箱的筒段、前后底与火箭的箱间段之间的关键结构件，是我国重型运载火箭研制能否取得新突破的关键材料，其制造技术是研制工作迫切需要突破的重大难题。
“重型运载火箭箭体结构为超大型薄壁结构，具有几何尺度大、结构刚度低、形状精度高、服役环境苛刻等难点，这就意味着作为关键结构件的整体环件制造过程面临全新的技术挑战。”西南铝总经理、党委副书记黎勇介绍，相对于9m整体铝合金环件，10m级整体铝合金环件要承受的重载、高冲击、超低温更甚，随着直径的加大，研制难度更大。
中国目前在用的各类运载火箭所需的铝合金锻环95%由西南铝提供。西南铝不断刷新航天用铝合金锻环的产品规格、技术性能、国内和国外纪录，为中国航天事业发展提供了可靠的材料保障。
铝合金复合材料器件，在北斗系统成功应用
中国科学院沈阳金属研究所多种相关材料器件在北斗三号全球卫星导航系统中成功应用，金属基复合材料课题组研制的多个成分的系列铝基复合材料 ，成功应用于北斗卫星的光学结构及20余个北斗卫星的电源模块散热载体。与传统铝、钛合金相比，铝基复合材料具有低膨胀、高热导、高弹性模量和良好尺寸稳定性等优点，可更好满足激光系统等对结构件的高精度和高可靠性要求；与钨铜、钼铜散热材料相比， 铝基复合材料的低密度可使电源模块散热载体减重70%以上。上述铝基复合材料对激光通信精度、卫星轻量化设计等发挥了重要作用。
导读： 土星5号运载火箭（英文：Saturn V），译农神五号，亦称为月球火箭，是美国国家航空航天局（NASA）在阿波罗计划和天空实验室计划两项太空计划中使用的多级可抛式液体燃料火箭。
一、
土星运载火箭简介
土星5号运载火箭是土星运载火箭系列的一个型号。土星运载火箭是在红石导弹（Redstone）和丘辟特导弹（Jupiter）的基础上开始研究的，包括土星1号、土星1B号和土星5号三个型号，由马歇尔太空飞行中心总指挥沃纳•冯•布劳恩与他的火箭团队设计研发。
起初，马歇尔太空飞行中心为执行不同的航天任务而设计了不同的几种火箭，其中C-1火箭是土星1号运载火箭的原型，C-2、C-3和C-4火箭都终止于设计阶段。直到1961年下半年，C-5火箭的构型得到确认。1963年，NASA确认选择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。
二、
土星运载火箭发动机
1、H-1发动机
土星1号和土星1B号的第一级均采用8台H-1发动机。H-1是一种液氧/煤油火箭发动机，源自于纳瓦霍导弹，能产生20万磅力(约90吨)推力。后来发动机推力增加到20.5万磅力(约93吨)。
2、RL10发动机
土星1号第二级采用6台RL10发动机。RL10发动机是美国研制的第一种液氢燃料火箭发动机，其改进版被用于多种运载器。该发动机第一次地面试车是在1959年，成品的第一次飞行是在1963年11月。RL10发动机发展出了众多的型号，包括RL10A-1、RL10A-3、RL10A-3A、RL10A-4、RL10A-4-1、RL10A-4-2、RL10A-5、RL10A-5KA、RL10B-2、RL10C等；目前应用较为广泛的型号是RL10B-2，用于德尔塔3型和德尔塔4型火箭的第二级。
在NASA于2005年宣布的猎户座宇宙飞船计划中，月球着陆舱(LSAM)采用四台RL10为下降段提供主动力，这能为NASA在登月项目上节约大量资金。另外，通用可扩展低温发动机（CECE）正是依据RL10发动机设计制造的。
3、F-1发动机
与土星1号和土星1B号不同的是，土星5号第一级放弃了H-1发动机，而是采用了推力更大的F-1发动机。
F-1发动机研制过程
F-1发动机（以下简称F-1）是在美国航宇局和马歇尔太空飞行中心领导下于1958-1967年由洛克达因公司研制和生产的。发动机在1967到1973年服役。F-1最早的研制时间可以再上溯到1955年美国空军提出的445吨推力发动机计划。经过两年的技术攻关，参与计划的工程师们完成了各种技术细节的研究，做出了包括一台全尺寸的推力室在内的一些测试部件。1959年3月，原型机开始正式点火测试，成功达到了445吨的推力要求。
1959年1月，NASA与洛克达因公司签订了F-1的设计和研制合同，随即开始了F-1的研制。1959年初，做出使用InconelX管制成再生冷却推力室的决定（InconelX系列的合金后来还用到了X-15验证机、SpaceX的火箭、F1方程式赛车、特斯拉的ModelS等产品上面）。
为了将管束固紧在一起，美国修建了最大的燃气钎焊炉，并成功研制了钎焊法，第一台燃烧室于1961年8月17日钎焊成功。其他主要工程均于计划开始后三个月内展开。1959年2月，开始建造爱德华基地，建设三个试车台和地面设备。
1960年3月，全尺寸燃气发生器建造完成，同年11月，涡轮泵制造并组装完成。1961年4月，安装了以上两个部件的系统首次短程试车成功，峰值推力达到729.5吨。1961年7月整台F-1于100万磅（453吨）推力下首次通过短程热试车。
1961年11月，F-1涡轮泵首次以全功率(6万马力)工作时间进行了试验。6个月后，F-1以150万磅（680吨）全推力在大约2.5分钟飞行时间下进行了试车。在不到2个月后，NASA宣布批准洛克达因公司生产55台F-1的合同，并继续进行研究直到1966年。
1964年12月16日，F-1完成了飞行额定试验。NASA宣布准备并联试验和飞行试验。这些试验仅在一个月内就完成了，而通常需二到三个月才能完成。F-1组合件试验于1966年初夏完成。最后的鉴定试验于1966年9月完成。发动机首次飞行是在1967年11月9日进行的。
F-1发动机结构与性能
F-1发动机以燃气发生器循环为基础，在燃气发生器内燃烧一小部分燃料，产生燃气以驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室，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，小室之下是喷射器，用来混合燃料和氧化剂。
一部分燃料进入喷射器，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，管道里面流过的低温燃料可以起到给推力室降温的作用，同时又充分预热了燃料自身。
燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5500RPM，可产生55000制动马力(41MW)。在此功率下，每分钟可泵入58564升煤油和93920升液氧。涡轮泵可以应付严酷的温度环境：煤气的温度高达816℃，而液氧的温度低至-184℃。一些燃料煤油被用作涡轮的润滑剂和冷却剂。
推力室下方是喷嘴的延伸，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。涡轮机排出的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分，保护喷嘴在高温(3200℃)下不受损坏。
随着任务的进展，土星5号火箭的负荷逐渐增大，每次任务对发动机的性能要求略有差异。
洛克达因公司在F-1基础上开发出了新款的F-1A发动机。F-1A比F-1更轻，且推力更大（达到927吨），然而随着土星5号生产线的停产，F-1A发动机从未使用过。从上世纪70年代开始，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。F-1一直保持着最强单燃烧室液体火箭发动机的地位。
4、J-2发动机
J-2发动机概况
J-2发动机由洛克达因公司制造，发动机最初的设计可以追溯到1959年Silverstein委员会的建议。洛克达因公司在1960年6月获得了研发J-2发动机的许可，初次飞行在1966年2月26日进行。
J-2发动机以低温液氢(LH2)和液氧(LOX)为推进剂，是美国在RS-25发动机之前曾生产的最大的液氢燃料火箭发动机，每台发动机在真空中能产生105吨的推力。J-2真空比冲为421秒，海平面比冲为200秒，质量约为1788kg。除了土星5号，曾有在其他大型火箭的上面级上使用多台J-2发动机的提议，例如Nova火箭。
J-2发动机工作原理如下：少量氧和氢进入燃气发生器并燃烧，产生的燃气依次推动氢涡轮泵和氧涡轮泵，最后将燃气注入喷管作为气膜冷却。液氢由氢泵加压后，先全部用于冷却喷管，然后大部分进入燃烧室作为燃料，小部分进入燃气发生器。液氧由氧泵加压后大部分直接进入燃烧室，小部分进入燃气发生器。J-2只有主泵，没有预压泵。
J-2发动机用于土星5号的S-IVB级时，能在关机之后再次点火。第一次点火持续约2分钟，将阿波罗飞船送入一个近地停泊轨道。在乘员确认飞船运转一切正常之后，J-2发动机重新点火，将航天器组合体加速送上奔月轨道。
J-2发动机在它的 历史 中进行了数次较小的改进，以提高发动机的性能。此外还有2次大型升级计划，包括采用拉伐尔喷管的J-2S和采用塞式喷管的J-2T，但两者在阿波罗计划结束后都被取消了。
J-2S
1964年，洛克达因公司为了改进J-2的性能而研发了这个试验版本，最主要的改动是将燃气发生器循环换成抽气循环，即通过燃烧室上的管道供应热气体，而不是通过独立的燃烧器。这些改动除了要移除发动机上部分结构，还降低了发动机启动的难度并妥善地协调了各燃烧室的关系。
其他的改动还包括节流系统、可变的燃料混合系统。还有一个新的“空闲模式”，它提供很少的推力，可用于在轨机动，或在再次燃烧之前稳定燃料箱。
试验中，洛克达因公司生产了六台样机，命名为J-2S。从1965到1972年，这些样机总共试车30858秒。1972年，美国当局决定不再生产土星5号，该发动机的研制也告一段落。而NASA考虑将J-2S用于其他用途，在众多航天飞机方案中，其中就有用五台J-2S来驱动的方案。
J-2T
J-2T是给J-2S加装一个新的塞式喷管，这会显著提高发动机的性能。试验用的两台发动机，J-2T-200k达到了20万磅力(90吨)的推力，J-2T-250k达到了25万磅力（113吨）。J-2T的研制工作也随着阿波罗计划的停止而停止。
J-2X
J-2X是J-2的一个新版本，它曾被计划用于已经取消的 星座 计划和奥赖恩载人飞船。原先的计划是使用两台J-2X来驱动地球出发级（EDS），每台J-2X将提供29.4万磅力（133吨）。J-2X将比J-2效率更高且更简单，但比航天飞机发动机成本低。J-2X的研究工作持续到2013年，目前已暂停。
三、
星5号火箭一级（S-IC级）
土星5号第一级（S-IC级）的两个箭体试制件由马歇尔太空飞行中心制造，并分别在阿波罗4号和阿波罗6号中得到验证。1961年12月，波音公司拿到了S-IC级的生产合同，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。
S-IC级推进器的高度达42米，直径10米（不包含尾翼），净重131吨，装满燃料后重量将近2300吨。五个F-1发动机排成十字型，中心的发动机位置固定，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，而火箭大约飞行了93千米，速度达到2390米/秒。
在发射时，5台F-1火箭发动机产生3405吨的推力，这么大的推力需要坚固的承力结构。S-IC级有着整个火箭上最大的零件：5台主发动机的承力支架主梁，重21吨。
S-IC级的结构设计反映了F-1发动机、推进剂、控制、仪器和连接系统的要求，结构的主要材料为铝合金。主要包括：前裙、氧化剂箱、箱间段、燃料箱和推力结构。
前裙
前裙连接氧化剂箱与S-II级，包括前脱落插头连接板、电气和电子仪器盒、液氧箱和级间段的排气系统。前裙的外蒙皮用7075-T6铝合金制成，并用隔框和桁条进行了加强。
氧化剂箱
氧化剂箱的容量约136万升，箱壁由经机械铣成的T形剖面整体加筋加强，加筋上连接环形隔板。箱底上安装的十字形板用来防晃和消旋。贮箱为一个2219-T87铝合金的圆筒，上、下有两个半椭球形的箱底。氧化剂箱蒙皮厚度不等，后段厚0.25英寸，前段厚0.19英寸，分八段逐渐变薄。
箱间段
箱间段结构用来保持液氧箱和燃料箱之间的连续性，内部有与箱间脱落插头连接的液氧加注和排泄接头。蒙皮壁板和环框全部用7075-T6铝合金制成。
燃料箱
燃料箱容量约817649升，上、下有两个半椭球形的箱底，贮箱内壁上安装防晃板，箱底有十字形消旋板。由液氧箱引出的五条输送管穿过燃料箱，通到F-1发动机。箱底内部粘一层轻质泡沫填料，作为燃料吸除器，使贮箱中残留的无用燃料减到最少。贮箱蒙皮用2219-T87铝合金制成，后段厚0.193英寸，前段厚0.17英寸，分四段逐渐变薄。
推力结构
推力结构是发动机及其附件、底部热防护板、发动机整流罩和尾翼、推进剂管路、反推火箭以及环境控制管路的支撑结构，把五台发动机的集中载荷分散成均匀载荷。推力结构的外蒙皮由7075-T6铝合金制成。
位于S-IC级底部发动机摆动平面前部的热防护板，在飞行时对发动机的关键组件和底部结构进行热防护。热防护板是一种蜂窝结构壁板，由15-7PH不锈钢箔制成的蜂窝芯板和厚0.254毫米的面板钎焊而成。每台外围F-1发动机外部都用锥形整流罩保护着，以防止气动加载。整流罩内部有反推火箭和发动机作动器的支架。
四、
星5号火箭二级（S-II级）
土星5号第二级（S-II级）由北美航空公司（北美航空公司作为洛克维尔国际的一部分于1996年被波音公司收购）制造。S-II级使用液氢和液氧作为燃料，共有5个J-2火箭发动机。S-II级发动机的排列也呈十字形，外部的发动机可以提供控制能力。
S-II级有24.8米高，直径与S-IC级相同，都是10米。S-II的净重大约36吨，加满燃料后重达490吨。S-II级两个低温储箱（液氢储箱和液氧储箱）之间只用了一层板子相隔，这个隔板中间采用了苯酚蜂窝夹层结构，两侧用铝箔覆盖，需要承受两个燃料箱之间70℃的温度差。
S-II级可以在大气层外为土星5号提供大约36吨的推力。这级火箭的箭体主要用7075系的铝合金制成。
S-II级结构由壳体(包括前裙、后裙和级间段)、推进剂箱(包括液氢箱和液氧箱)和推力结构组成。壳体结构传递第一、第二级的助推载荷(轴向载荷、剪切和弯矩)以及相邻级、推进剂箱和推力结构之间的壳体弯曲和纵向力。
推进剂箱内装液氢和液氧推进剂，也是前裙和后裙之间的结构支撑。推力结构把五台J-2发动机的推力传给壳体结构，承受发动机推力产生的压缩载荷和承受发动机不工作时发动机重量产生的拉伸载荷以及S-II级助推时发动机重量产生的悬臂载荷。
壳体结构
壳体结构部件的结构形式相同，其中后裙和级间段因受力较大，故为较重型结构（前裙蒙皮厚度为0.04英寸，后裙和级间段为0.071英寸）。每段均为半硬壳式简壳，由7075号铝合金制成，外部用帽形截面桁条加强，内部用隔框增加稳定性。
推力结构
推力结构也是半硬壳式结构，但其形状为截锥形，锥的下底直径为18英尺，上底直径33英尺。推力结构同样用隔框和帽形截面的桁条加强。四对推力纵梁(在每台外围发动机处有两条)和一个中心发动机十字形支撑梁承受和分散J-2发动机的推力载荷。推力结构用7075铝合金制成，结构下部安装有玻璃纤维蜂窝夹层热防护板。推力结构还用来安装S-II级携带的大部分系统组件。
推进剂箱结构
液氢箱由圆筒形箱壁和上、下两个椭球形箱底组成，箱壁由六个短筒组成，各段用纵向和环向加强件加强。箱壁和箱底均由2014铝合金材料制成，并用熔焊方法焊接在一起。
贮箱共底（液氢箱的下底也是液氧箱的上底）为一种粘接的蜂窝夹层结构，这种结构可有助于保持液氢和液氧的低温特性。夹层结构的面板用2014铝合金板制成，为椭球形壳；中间的蜂窝夹芯用玻璃纤维/酚醛材料制成，夹芯的厚度不等，顶端厚约5英寸，周边厚0.008英寸。
液氧箱由上、下两个半椭形底组成，箱底由瓜瓣形板拼成，内表面铣成网格形。贮箱内部安装的三块环形防晃板抑制液氧晃动和液面扰动；贮箱下底液氧出口处安装了十字形消漩板，以消除液氧箱出口处产生的漩涡和使贮箱中推进剂剩余量最少。
系统隧道管
半圆形的系统隧道管安装在S-II级外部，从后裙部通到前裙段，内装有电缆、增压管路和贮箱推进剂消散用的火工品。S-IC级与仪器舱连接的电缆也通过这条隧道管。
五、
土星5号火箭三级（S-IVB级）
土星5号第三级（S-IVB级）由道格拉斯飞行器公司(于1967年与麦克唐纳公司合并，1997年一同并入波音公司)制造。除了级间的调整结构和重启动的能力，这一级几乎和土星1B号第二级完全一致。S-IVB级高18米，直径6.6米，净重11吨，加满燃料后重114吨。它使用了一个J-2火箭发动机，在两个燃料柜间也使用了共享箱壁。
S-IVB级在任务过程中会使用两次，在S-II级关闭后点火工作2.5分钟，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S-IVB级尾部，用来在待机轨道和月球转移阶段控制火箭的高度。
S-IVB级的基本结构组成：前裙、推进剂箱、后裙、推力结构和后级间段。除推进剂箱外，其他部分全为蒙皮桁条铝合金结构。
前裙段
前裙为液氢箱和仪器舱之间的支撑结构，由仪器舱上的检修门（参见仪器舱照片）可以检查前裙中的设备。前裙内有五块环境调节板，用来支撑各种电子组件，并对它们进行热调节。前裙外面安装了前脱落插头连接板、天线、液氢箱排气口和遂道管整流罩等。
推进剂箱
推进剂箱是一个圆筒状容器，两端有半球形底。中间的共底为半球形蜂窝夹层结构，夹层结构的上、下两个半球形面板由2014-T6铝合金制成，玻璃纤维/酚醛材料制成的蜂窝夹芯粘接在两块面板中间，液氢箱的内表面铣成网格形，网格形的内壁粘有聚氨酯泡沫瓦，瓦上用涂了密封胶的玻璃纤维布覆盖。
贮箱的箱壁承受前裙对接面前部的所有载荷，并把发动机的推力传给有效载荷。液氢箱内部有一个34英尺长的连续电容传感器、9个冷氦气瓶、温度和液位传感器、预冷泵、防晃板、防晃致偏器，以及加注、增压与排气管等。液氧箱内部有防晃板、预冷泵、13.5英尺长的连续电容传感器、温度和液位传感器，以及加注、增压与排气管等。
推力结构
推力结构是一个倒置的截锥壳，连接液氧箱后底与发动机支座。它为发动机提供连接点，并把发动机的推力均匀地传给整个贮箱的周边。推力结构外部安装发动机的导管、电缆和对接板、氦气瓶、液压系统、氧/氢燃烧器，以及某些发动机和液氧箱的仪器。
后裙部
圆筒形的后裙是液氢箱与后级间段中间的承力结构。一个易断的张紧连接件在S-II级分离时断开，使后裙与级间段分离。
后级间段
后级间段是一个截锥形壳体，是S-IVB级与S-II级之间的承力结构，也是S-II级和S-IVB级之间所需要的电气和机械连接的会合处。S-II级的反推火箭安装在级间段上，分离时级间段仍与S-II级连接。
六、
土星5号仪器舱
仪器舱由IBM制造，是装在土星5号S-IVB级顶部的一个圆筒形结构。它的内壁分布着土星5号火箭的弹道计算机、姿态稳定系统等关键部件，是整枚火箭的大脑。
仪器舱的基本结构是一个由铝合金蜂窝夹层材料制成的短圆筒，这是由三块长度相等的蜂窝夹层板拼成的，前后端框由挤压成的特制铝型材制成，型材粘接到蜂窝夹层上。之所以用此种结构，是因为它具有较高的强度重量比、良好的隔音和热传导特性。仪器舱的三块弧形板分别是检修壁板(Fin-A)、飞行控制计算机壁板(Fin-B)和惯性导航平台壁板(Fin-C)。
在上图中，左下方有一个检修门，这附近就是Fin-A。检修门旁边有个黑色的管子，这管子和上面的整个环形的管路是连在一起的，是用来控制土星5号大脑温度的环境控制管路。黑色管子下面藏着一个2.7升的小气瓶，内有高纯氨气。黑色管子右侧的圆柱形罐子是储水箱。水箱左侧的红色盒子是D-30电池系统。
水箱右侧是弹载计算机和弹载数据记录仪。图片正下方（记录仪右侧）的盒子里是控制指令分配器和遥测遥控指令译码器。这个盒子右边的那些盒子是遥测天线对应的电子器件盒，包括VHF遥测天线、c波段天线、PCMCCS天线等。
图片右侧的那个大球就是存放氨气的地方，供气压力为703吨/平方米。大球旁边是ST-124-M3惯性导航陀螺仪。
图片右上方的大方盒子为土星5号火箭的ST-124-M3惯性导航陀螺稳定平台的控制电路。平台旁边是加速度计信号调节器和专门供给导航系统用的56伏电源。另外的电源系统还有28伏直流电源，供小负载的电气系统使用，另有5伏直流电源供传感器使用。
七、
星5号运载火箭应用情况
八、
土星5号之后美国重型运载火箭的发展
