Saturn V

Varhaiset kehitysvaiheet

Saturn pohjautuu Wernher von Braunin vuonna 1957 kehittämään konseptiin. Se muistutti vahvasti saksalaisen Aggregat-rakettisarjan malleja A9–A12. Hän luovutti Yhdysvaltain puolustusministeriölle ehdotelman työntövoimaltaan 6,7 MN:n raketista. Kyseinen raketti voisi kuljettaa 10–20 tonnia lastia Maan kiertoradalle tai 3–6 tonnia mihin tahansa Aurinkokunnassa. Seuraavana vuonna Advanced Research Projects Agency (ARPA) hyväksyi tutkimus- ja kehityssuunnitelman Juno V:ksi nimetylle raketille. 
Von Braunin ryhmä tutki kahta lähestymistapaa. Ensimmäinen oli useamman rakettimoottorin käyttäminen yhdessä. Toisessa tulisi kehittää uusi aiempaa tehokkaampi rakettimoottori, joka riittäisi yksin työntövoimaksi. Todettiin, että käytännöllisin tapa olisi yhdistää olemassa olevia moottoreita yhteen klusteriksi ja tätä von Braun ehdottikin. Samaan aikaan kuitenkin Rocketdyne suunnitteli moottoria, joka korvaisi yhdellä moottorilla suunnitellut klusterit, tunnukseltaan se oli F-1. 
1959 von Braun ehdotti, että raketin nimeksi tulisi vaihtaa "Saturn", mikä on yksi askel eteenpäin Jupiterista Maasta katsottuna, ja ARPA hyväksyi muutoksen. Samaan aikaan armeija päätti, ettei sillä ole välitöntä tarvetta niin suurelle raketille, ja luovutti hankkeen vasta perustetulle Nasalle. Nasa suunnitteli siihen aikaan omaa suurta Nova-rakettiaan, mutta päätti tutustua von Braunin työhön tosissaan. Samalla von Braunin ryhmä siirtyi kehittämään raketin ylempiä vaiheita. Vuonna 1960 von Braun nimitettiin Marshall Space Flight Centerin johtajaksi ja Saturn-ohjelma pääsi kunnolla käyntiin.

Apollo-ohjelma

Presidentti John F. Kennedyn 1961 antama lupaus ihmisen lähettämisestä Kuuhun vuosikymmenen loppuun mennessä toi lisää pontta koko Nasan toimintaan ja varsinkin Saturn-ohjelmaan. 
Sekä Novaa että Saturnia sovitettiin tehtävään, sillä ne olivat konstruktioiltaan lähellä toisiaan ja niissä oli yhteisiä osia. Saturn nähtiin helpommin tuotantoon saatavaksi, sillä useat sen osat oli suunniteltu lentokoneella kuljetettaviksi. Lisäksi Nova-raketti olisi vaatinut uusia tehtaita kaikille päävaiheille, mikä olisi viivyttänyt hanketta. Saturn vaati vain yhden uuden tehtaan ja valittiin pääosin tästä syystä.

C-1:stä C-4:ään

C-1:stä kehitettiin lopulta Saturn I. C-2:n kehitys lopetettiin jo suunnittelun alkuvaiheessa ja keskityttiin C-3:een. Siinä aiottiin käyttää ensimmäisessä vaiheessa kahta F-1 -moottoria, toisessa vaiheessa neljää J-2 -moottoria ja S-IV -vaihetta, jossa olisi kuusi RL-10 -moottoria.
Nasa suunnitteli käyttävänsä C-3:a Maan kiertoradalla kohtaaminen -konseptissa, jossa olisi tarvittu vähintään neljä tai viisi laukaisua yhtä kuulentoa kohden. MSFC oli kuitenkin kehittämässä suurempaa rakettia C-4:ää, jossa olisi neljä F-1 -moottoria ensimmäisessä vaiheessa, suurennettu C-3:n toinen vaihe ja S-IVB-vaihe kolmantena yhdellä J-2 -moottorilla. C-4:llä tarvittaisiin vain kaksi laukaisua Maan kiertoradalla kohtaamistehtävän suorittamiseen.

C-5

10. tammikuuta 1962 Nasa julkaisi suunnitelman rakentaa C-5 -raketti. Tässä kolmivaiheisessa raketissa olisi ensimmäisessä vaiheessa 5 F-1 -moottoria, toisessa 5 J-2 -moottoria ja kolmannessa 1 J-2 -moottori. C-5 oli voimakkain Silverstein-komitean ehdotuksista ja nähtiin kaikkein sopivimmaksi konstruktioksi kuulennon toteuttamiseksi. Tässä vaiheessa kaikki vaiheet olivat olemassa, tosin vain paperilla. Huomattiin, että hyvin todennäköisesti varsinainen kuualus olisi valmis testattavaksi ennen rakettia. Nasa päätti siksi jatkaa C-1:n (myöhemmin Saturn I) kehittämistä testiraketiksi, sillä sen ensimmäinen vaihe perustui olemassa olevaan tekniikkaan ja sen ylempi vaihekin oli jo kehitteillä.
 
C-5 suunniteltiin hyötykuormakapasiteetiltaan sellaiseksi, että sillä voitaisiin tehdä kuulento yhdellä laukaisulla. Raketti pystyisi viemään 41 000 kg Kuun kiertoradalle.
 
C-5 -raketin kolmatta vaihetta käytettiin C-IB -raketin (myöhemmin Saturn IB) toisena vaiheena. C-IB:tä käytettiin todistamaan konseptin toimivuus ja C-5:n toimintavarmuus sekä C-5:n kehittämisessä tarvittavan lentodatan keräämiseen.

Jokaisen pääosan erillisen testaamisen sijaan, C-5:ttä testattiin kokonaisena rakettina, jossa oli heti ensimmäisissä testeissä kaikki kolme vaihetta. Näin tarvittiin tavallista vähemmän testilentoja ennen miehitettyjä lentoja.
Alkuvuodesta 1963 Nasa vahvisti C-5:n valinnan Apollo-ohjelmaan ja sille annettiin uusi nimi, Saturn V.

Tekniikka

Saturn V:n suuri koko ja hyötykuormakapasiteetti oli muihin aikansa raketteihin nähden uutta. Se oli 110,6 m korkea, ilman siivekkeitä 10 m halkaisijaltaan ja kokonaismassaltaan 3 038 500 kg. Hyötykuormakapasiteetti matalalle Maan kiertoradalle oli 118 000 kg ja Kuun kiertoradalle 41 000 kg  .
Saturn V:n pääsuunnittelusta vastasi Marshall Space Flight Center Huntsvillessä Wernher von Braunin johdolla,  vaikkakin useita keskeisiä järjestelmiä, kuten työntöjärjestelmät, suunnittelivat alihankkijat. 
Suunnittelijat päättivät heti alkuvaiheessa hyödyntää mahdollisimman paljon Saturn I:n jo valmista tekniikkaa. Lopulta Saturn V:n kolmas vaihe S-IVB pohjautui Saturn I:n toiseen vaiheeseen S-IV:hen. Lisäksi Saturn V:n instrumentointi pohjautui Saturn I:ssä käytettyyn.
Jokainen ensimmäinen ja toinen vaihe testattiin Stennis Space Centerissä. Raketissa käytettiin uusia F-1 - ja J-2 rakettimoottoreja. Moottorien testaamisen melu rikkoi läheisten talojen ikkunoita.

Avaruuskeskusta käytettiin myöhemmin muun muassa Avaruussukkulan päämoottorin testaukseen ja uudemman, Delta IV -raketin EELV käyttämän RS-68 kehitykseen. Tulevaisuudessa siellä testataan Ares V-raketteja.

Vaiheet

Saturn V muodostui kolmesta rakettivaiheesta; S-IC ensimmäisenä vaiheena, S-II toisena vaiheena ja S-IVB kolmantena vaiheena, sekä instrumentointiyksiköstä.
Kaikissa kolmessa vaiheessa hapettimena oli nestemäinen happi (LOX). Ensimmäisen vaiheen polttoaineena oli RP-1 ja toisen sekä kolmannen vaiheen polttoaineena nestemäinen vety (LH2). Ylemmissä vaiheissa oli myös pienet ullagemoottorit, joilla avustettiin vaiheiden irtoamista ja varmistettiin, että nestemäiset ajoaineet olivat oikeassa asennossa pumppuihin imettäviksi.

Turvatoimet

Mikäli lento olisi jouduttu keskeyttämään laukaisun jälkeen olisi miehistö paennut raketin kärjestä pelastustornilla ja myöhemmissä vaiheissa huoltomoduulilla. Mikäli raketti olisi jouduttu tuhoamaan olisi tästä vastaava toimitsija ensin sammuttanut moottorit kauko-ohjauksella ja muutaman sekunnin jälkeen lähettänyt toisen käskyn raketin kylkeen kiinnitetyille suuntauspanoksille. Tämän tauon aikana miehistö pakenisi. Räjähdykset olisivat tehneet leikkauksia polttoaine- ja hapetinsäiliöihin ja levittäneet aineet sekoittumisen minimoimiseksi.
Itsetuhojärjestelmä oli pois päältä niin pitkään kuin raketti oli laukaisualustalla. Kun S-IVB -vaihe saavutti kiertoradan itsetuhojärjelmä kytkeytyi palauttamattomasti pois päältä.

Vertailua muihin raketteihin

Neuvostoliiton vastine Saturn V:lle oli kesken jäänyt N-1 raketti. Saturn V oli pidempi, massiivisempi ja suurempi hyötykuormakapasiteetiltaan.
N-1 oli enemmän kartion muotoinen ja sen ensimmäinen vaihe oli leveämpi kuin Saturn V:n.
N-1:llä tehtiin ennen ohjelman lopettamista vain neljä epäonnistunutta koelentoa. Saturn V:n ensimmäisessä vaiheessa oli viisi tehokasta moottoria toisin kuin N1:ssä, jossa oli 30 pienempää moottoria. Neuvostoliitolla ei ollut vastaavia suuria moottoreita.
Lentojen Apollo 6 ja Apollo 13 aikana Saturn V selviytyi moottorin menetyksestä. Myös N1:ssä oli vastaavia kompensointijärjestelmiä, mutta ne eivät pelastaneet kertaakaan rakettia. N1:n kehittämisen voidaan nähdä kaatuneen puutteelliseen rahoitukseen.
Saturn V:n nimellinen huipputyöntövoima oli 34,02 MN.

ja hyötykuormakapasiteetti 118 000 kg LEO:lle. 
Apollo 15:n Saturn V -raketilla lähtötyöntövoima oli 34,8 MN, Skylabin Saturn V:llä vähän enemmän, 35,1 MN. Toistaiseksi yksikään käytössä oleva raketti ei ole ylittänyt Saturn V:tä korkeudessa, massassa tai hyötykuormakapasiteetissa (2008). Venäläisillä Energija-testiraketeilla oli sama työntövoima kuin SA-513:llä, 35,1 MN.
Avaruussukkulan huipputyöntövoima on 30,1 MN

ja hyötykuormakapasiteetti LEO:lle (pl. itse sukkula) on 28800 kg, mikä on noin 25 % Saturn V:n vastaavasta.
Jos sukkula lasketaan hyötykuomaksi kapasiteetti olisi 112 000 kg. Tähän vastaava vertailu olisi Saturn V:n kolmas vaihe S-VIB ja Apollo 15, mikä olisi 140 976 kg.
Muut nykyiset lähinnä satelliittien laukaisuun käytetyt raketit ovat huomattavasti pienempiä. Eurooppalaisen Ariane 5:n uusimman version Ariane 5 ECA:n kapasitetti on 10 000 kg geostationääriselle siirtoradalle (GTO). Yhdysvaltalainen Delta 4 Heavyn kapasiteetti on 13 100 kg GTO:lle. Atlas V-raketin kapasiteetti on 25 000 kg LEO:lle ja 13 605 kg GTO:lle.

Kokoonpano

Rakettivaiheen valmistuttua rakennuspaikassaan se siirrettiin Kennedy Space Centeriin. Ensimmäinen ja toinen vaihe olivat niin isoja, että ne täytyi kuljettaa vesiteitse proomuilla. S-IC kuljetettiin rakennuspaikastaan New Orleansista Mississippijokea pitkin Meksikonlahdella ja edelleen Floridan eteläpuolitse ja pitkin Intracoastal Waterwaytä Vertical Assembly Buildingiin (nykyisin Vehicle Assembly Building). S-II rakennettiin Kaliforniassa, joten se täytyi kuljettaa Panaman kanavan läpi. 
Kolmas vaihe ja instrumentointiyksikkö voitiin kuljettaa Aero Spacelinesin erikoisvalmisteisilla lentokoneilla Pregnant Guppyllä ja Super Guppyllä.
Vertical Assembly Buildingissa vaiheet tarkastettiin vielä vaaka-asennossa ennen pystyyn nostamista. Nasa rakennutti myös vaiheiden korvikkeiksi mallit, joita voitiin käyttää myöhässä olevan vaiheen tilalla. Mallit olivat samankokoiset ja massaiset kuin oikeat vaiheet ja niissä oli samat sähköliitännät kuin oikeissa.
Nasa päätti käyttää rakettien siirtoon ja laukaisuun liikutettavaa laukaisualustaa, joka kuljetettiin kasaushallista laukaisupaikalle. Crawler-Transporterin rakensi Marion Power Shovel Ohiosta. Raketti kasattiin ryömijän päällä olevalle Mobile Launcher Platformille Vertical Assembly Buildingissa ja koko laitos ajettiin 5 km:n matka laukaisupaikalle. Laukaisualustat ja ryömijät ovat edelleen käytössä, nyt avaruussukkuloiden laukaisualustana. (2008)

Kuulennon vaiheet

Saturn V kuljetti Apollo-avaruuslentäjät Kuuhun. Kaikki Saturn V-lennot laukaistiin John F. Kennedy Space Centerin Launch Complex 39:stä. Kun raketti oli poistunut laukaisutornista, lennonjohto siirtyi Johnson Space Centerin Houstoniin.
Keskimäärin rakettia käytettiin lennolla vain 20 minuuttia. Vaikka Apollo 6 ja Apollo 13 kärsivät moottorivaurioista raketin tietokoneet pystyivät kompensoimaan tämän polttamalla muita moottoreita pidempään eikä hyötykuormaa menetetty kertaakaan.

S-IC vaihe

Ensimmäinen vaihe paloi 2,5 minuuttia ja kulutti 2 000 000 kg ajoainetta nostaen raketin 61 km:n korkeuteen ja antaen sille 8600 km/h nopeuden.
Ensimmäisen vaiheen sytytys alkoi 8,9 sekuntia ennen laukaisua. Keskimmäinen moottori syttyi ensimmäisenä ja sitä seurasivat loput neljä vastakkaisina pareina 300 ms porrastuksella rakenteellisen kuorman vähentämiseksi. Kun raketin tietokoneet varmistivat täyden työntövoiman raketti vapautettiin kahdessa vaiheessa. Ensiksi rakettia pitelevät käsivarret vapautuivat ja toiseksi raketin jo kiihdyttäessä ylöspäin sitä hidastivat metalliset kartiomaiset tapit, jotka vedettiin reikien läpi. Hidastusvaihe kesti puoli sekuntia. Irti päästyään raketti ei enää voinut turvallisesti asettua alustalle mikäli moottorit sammuisivat.
Tornin ohitus kesti noin 12 sekuntia. Tornia ohittaessaan raketti kääntyi poispäin tornista vastakkaisen tuulen ja moottorivaurioiden varalta. 130 metrin korkeudella raketti alkoi kallistua ja sitten nyökätä oikeaan atsimuuttiin.
Neljä ulkokehällä olevaa moottoria suuntautuivat pois keskustasta, jotta yhden moottorien sammuessa liian varhain kokonaistyöntövoima olisi kohti aluksen massakeskipistettä. Saturn V kiihdytti nopeuteen 500 m/s 2 km:n korkeudessa. Alkuvaihe kului korkeuden saavuttamiseen ja lopussa nostettiin nopeutta tarvittava määrä.
80 sekunnin kohdalla raketti saavutti dynaamisen paineen maksimin, Max Q:n. Dynaaminen paine riippuu ilman tiheydestä ja raketin nopeuden neliöstä. Max Q:n jälkeen raketin nopeus kasvaa edelleen mutta ilman tiheys laskee niin nopeasti, että dynaaminen paine vähenee.
135,5 sekunnin kohdalla keskimmäinen moottoreista sammutettiin kiihtyvyyden vähentämiseksi, sillä ajoaineen vähetessä keventynyt raketti kiihtyi nopeammin. F-1-moottoria ei voi sammuttaa asteittain, joten tämä oli helpoin tapa. Loput moottorit paloivat kunnes polttoaine tai hapetin loppui. Miehistö koki suurimman kiihtyvyyden 4 G:tä eli 39 m/s², juuri ennen ensimmäisen vaiheen sammutusta. Ensimmäinen vaihe irtosi 300 ms moottorien sammumisen jälkeen. Tämä tehtiin kahdeksan pienen kiinteän polttoaineen moottorin avulla noin 62 km:n korkeudella. Ensimmäinen vaihe jatkoi vielä 110 km:n korkeuteen ja putosi sitten Atlanttiin 560 km:n päähän laukaisualustasta.

S-II vaihe

Toinen vaihe paloi 6 minuuttia ja vei raketin 185 km:n korkeuteen ja kiihdytti 24 600 km/h nopeuteen lähelle kiertoratanopeutta.
Toisessa vaiheessa oli kaksivaiheinen sytytysjärjestelmä, joka vaihteli ohjelman lennoista toiseen. Ensimmäisten miehittämättömien lentojen ensimmäisessä vaiheessa kahdeksan kiinteäajoaineista ullagemoottoria paloivat neljän sekunnin ajan, jonka jälkeen viisi J-2-moottoria syttyivät. Ensimmäisillä seitsemällä miehitetyllä lennolla käytettiin vain neljää ullagemoottoria ja lopuilla neljällä niitä ei ollut ollenkaan. Toisessa osassa, noin 30 sekuntia ensimmäisen vaiheen irtoamisen jälkeen, ensimmäisen ja toisen vaiheen välinen välikappale irtosi toisesta vaiheesta. Tämä tuli suorittaa tarkasti, sillä väliosa ei saanut missään tapauksessa osua moottoreihin ja väliä oli vain metri. Väliosan irrottamisen aikaan myös pelastustorni irrotettiin.
Noin 38 sekuntia toisen vaiheen syttymisen jälkeen raketin ohjaus siirtyi esiohjelmoidusta nyökkäysrutiinista instrumenttiyksikön ohjaamalle Iterative Guidance Modelle, joka toimi kiihtyvyys- ja korkeusmittausten pohjalta. Jos instrumenttiyksikkö veisi raketin sallittujen rajojen ulkopuolelle miehistö voisi keskeyttää tai ottaa raketin haltuunsa ja ohjata sitä.
Noin 90 sekuntia ennen toisen vaiheen loppua keskimmäinen moottori sammutettiin pituussuuntaisen pogo-värähtelyn vähentämiseksi. Apollo 14:stä lähtien raketissa oli pogo-värähtelyn estäjä, joka esti tämän liikkeen. Keskimmäinen moottori tuli kuitenkin edelleen sammuttaa kiihtyvyyden rajoittamiseksi. Samoihin aikoihin nestemäisen hapen virtausta pienennettiin ja ajoaineen seossuhde muuttui. Tällä pyrittiin saamaan polttoaine mahdollisimman vähäksi toisen vaiheen lopuksi. Tämä tehtiin ennakkoon määritetyssä delta-v:ssä.
Toinen vaihe ja väliosa irtosivat sekunti toisen vaiheen sammumisen jälkeen ja sekunnin kymmenyksen jälkeen kolmas vaihe syttyi. Kiinteän ajoaineen jarruraketit toisen ja kolmannen vaiheen väliosassa paloivat erottamisen helpottamiseksi.
S-II putosi Maahan noin 4200 km:n päähän laukaisualustasta.

S-IVB vaihe

Kolmas vaihe paloi ensimmäisessä poltossa 2,5 minuuttia. Kuulennoilla kolmas vaihe jäi tässä vaiheessa vielä kiinni ja alus kiersi Maan kaksi ja puoli kertaa parkkiradalla, minkä aikana miehistö ja lennonjohto tarkastivat aluksen toimintaa ja valmistautuivat Trans Lunar Injectioniin (TLI).
Varhaisimmilla Apollo-lennoilla parkkirata oli väliltä 180–165 km. Tämä on verrattain matala Maan kiertorata, eikä olisi pidemmän aikaa vakaa ilmakehän kitkan vuoksi. Viimeisillä kolmella Apollo-lennolla väliaikainen parkkirata oli vielä matalampi, vain noin 150 km suuremman hyötykuorman mahdollistamiseksi. Kahdella Maan kiertoradalle suuntautuneella lennolla Saturn V -lennolla, Apollo 9 ja Skylab kiertoradat olivat paljon korkeammat.
TLI tapahtui noin kaksi ja puoli tuntia laukaisun jälkeen. Kolmas vaihe sytytettiin toisen kerran ja alus lähti kohti Kuuta. Poltto kesti melkein 6 minuuttia ja aluksen nopeudeksi tuli lähes 11,2 km/s, pakonopeus. Tällä nopeudella saavutettiin energiatehokas siirtymä, sillä Kuun painovoima avustaisi siirtymää ja Kuun kiertoradalle jarrutuksessa tarvittiin pienempää polttoaineen kulutusta.
Pari tuntia TLI:n jälkeen Apollo:n komentomoduuli (CSM) irrottautui kolmannesta vaiheesta, kääntyi 180 astetta ja telakoitui Kuumoduuliin (LM). CSM ja LM irrottautuivat sitten kolmannesta vaiheesta ja jatkoivat kohti Kuuta.
Kolmas vaihe ja siinä kiinni oleva instrumentointiyksikkö poistettiin aluksen radalta purkamalla siitä jäljelle jäänyt ajoaine. Apollo 13:a edeltävät kolmannet vaiheet (pl. Apollo 9) ohjattiin Kuun ohilennolle, jonka oli tarkoitus ohjata ne Auringon kiertoradalle. Apollo 9':n S-IVB ohjattiin suoraan Auringon kiertoradalle. Apollo 13:sta lähtien kolmas vaihe ohjattiin törmäämään Kuuhun.

Aiemmilla lennoilla Kuuhun jätetyillä seismometreillä voitiin havaita törmäykset. Saatu data auttoi selvittämään Kuun sisustan olemusta.
Apollo 12':n kolmannelle vaiheelle kävi kuitenkin toisin. Syyskuun 3. 2002 Bill Yeung löysi oletettavasti asteroidin, jolle hän antoi väliaikaisen nimen J002E3. Se vaikutti kiertävän Maata ja pian spektrianalyysissä paljastui sen olevan valkoisen titaanioksidi-maalin peitossa. Apollo 12:n S-IVB oli tarkoitus ohjata Auringon kiertoradalle, mutta poltto kesti liian kauan ja vaihe kiersi Kuun liian kaukaa päätyen juuri ja juuri kiertoradalle Maan ja Kuun ympäri. Sen arvellaan gravitatiivisten perturbaatioiden seurauksena siirtyneen kiertämään Aurinkoa, mutta palanneen 31 vuoden kuluttua kiertämään Maata. Vaihe jätti Maan jälleen kesäkuussa 2003.

Ehdotettuja Apollo-ohjelman jälkeisiä johdannaisia

Peruutetun toisen Saturn V:n tuotantoerän ensimmäisessä vaiheessa olisi ollut todennäköisesti F-1A-moottorit, mikä olisi parantanut suorituskykyä huomattavasti.
Muita muutoksia olisivat luultavasti olleet siivekkeiden poisto, sillä ne eivät massaansa nähden tarjonneet paljonkaan hyötyä, sekä pidennetty S-IC-vaihe tehokkaampia F-1A-moottoreita varten ja uudet versiot J-2-moottoreista ylempään vaiheeseen.
Lukuisia Saturn V:hen perustuvia Saturn-raketteja ehdotettiin myös.
Näitä olivat mm. Saturn INT-20, missä olisi S-IVB-vaihe ja välivaihe kiinnitettynä suoraan S-IC-vaiheeseen, ja Saturn V-23(L),

missä olisi ensimmäisessä vaiheessa viiden alkuperäisen F-1-moottorin lisäksi, neljä strap-on booster-rakettia, kaksi F-1:tä kussakin: Tällöin raketissa olisi ollut kaikkiaan kolmetoista F-1-moottoria.
Avaruussukkulaa suunniteltiin aluksi käytettäväksi yhdessä Saturn V -raketin kanssa tavarakuljetuksiin. Suunnitelmat etenivät aina Saturn-Shuttle-malliin, missä oli toteutuneen kaltainen sukkula ja ulkoinen tankki, mutta tankki olisi kiinnitetty muokattuun versioon S-IC:stä, jota käytettäisiin sukkulan lennon kahtena ensimmäisen minuuttina ja sukkulan moottorit veisivät sen sitten kiertoradalle. Sukkulaa olisi sitten käytetty avaruusaseman logistiikkaan ja Saturn V:lla laukaistaisiin aseman komponentit.
Saturn V:n toisen tuotantoerän peruuttaminen kuitenkin lopetti tämän suunnitelman ja jätti Yhdysvallat ilman raskaan sarjan rakettia. Tämä on valitettavaa siinä mielessä, että Kansainvälinen avaruusasema olisi voitu kasata huomattavasti nykyistä vähemmillä lennoilla. "Saturn-Shuttle"-konsepti olisi luultavasti myös estänyt Challengerin ja sen miehistön 1986 tuhonneen tapaisen onnettomuuden tapahtumisen.
Saturn V olisi ollut peruutetun Voyager-ohjelman Mars-luotainten kantoraketti. Sitä olisi käytetty myös ydinvoimakäyttöisen RIFT-vaiheen testiohjelmassa ja myöhemmin NERVA:ssa.
Yhdysvaltalaiset ehdotelmat Saturn V:tä suuremmiksi raketeiksi 1950-luvun lopulta 1980-luvun alkuun nimettiin yleisesti Nova-raketeiksi. Kaikkiaan näitä ehdotelmia oli yli kolmekymmentä.
Wernher von Braun ja muut suunnittelivat rakettia, jossa olisi kahdeksan F-1-moottoria, jolloin sillä olisi voitu laukaista miehitetty avaruusalus suoraan Kuuhun. Strap-on booster-rakettien lisääminen olisi mahdollistanut suuren aluksen lähettämisen toiselle planeetalle tai miehitetyn aluksen lähettämisen Marsiin.
Nasa suunnittelee rakentavansa uuden raskaansarjan kantoraketin, Ares V:n avaruussukkulan rakettien pohjalta. Tämä olisi vain hiukan lyhyempi kuin Saturn V, mutta pystyisi nostamaan saman massan (~125-130 tonnia) kuin edeltäjänsä. Raketti on nimetty kunnianosoituksena Saturn V:lle. Sitä käytettäisiin miehittämättömiin raskaisiin nostoihin kuten Saturn INT-21/Skylab -konstruktiota, mutta tavoitteena olisi tukea miehitettyjä kuulentoja ja tulevaisuudessa 2030-luvulla jopa miehitettyä lentoa Marsiin.

Hinta

Vuodesta 1964 vuoteen 1973 Saturn V:hen käytettiin 6,5 miljardia dollaria, eniten vuonna 1966 1,2 miljardia.
Eräs pääsyistä Apollo-ohjelman keskeyttämiseen oli sen hinta. 1966 Nasan budjetti oli suurimmillaan 4,5 miljardia dollaria, noin 1,5 prosenttia Yhdysvaltain bruttokansantuotteesta. Samana vuonna puolustusministeriön budjetti oli 63,5 miljardia eli 7 %.