stanford-oval/wikipedia huggingface dataset:
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.
Tekniikka > 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.
Tekniikka > Vaiheet > S-IC ensimmäinen vaihe

S-IC:n rakensi The Boeing Company Michoud Assembly Facilityssä New Orleansissa, missä valmistettiin myöhemmin avaruussukkuloiden Space Shuttle External Tankit. Suurin osa sen yli kahden tuhannen tonnin laukaisumassasta oli kaksiosaista ajoainetta, RP-1 -polttoainetta ja nestemäistä happea hapettimena. Vaihe oli 42 m korkea ja 10 m halkaisijaltaan. Siinä oli viisi F-1 -moottoria järjestetty ristin muotoon. Keskimmäinen niistä oli kiinnitetty pysyvään suuntaan mutta ulkokehällä olevat loput neljä moottoria oli kiinnitetty yhdellä kiinteällä ja kahdella hydraulisesti säätyvällä jalalla, joiden hydraulinesteenä käytettiin RP-1:stä. Näin niitä voitiin suunnata (gimbaali) ja siten ohjata rakettia. Lennossa keskimmäinen moottori sammutettiin ennen muita kiihtyvyyden rajoittamiseksi.
Ensimmäinen vaihe paloi 2,5 minuuttia ja kiihdytti rakettia parhaimmillaan yli 34 MN työntövoimalla sekä vei sen 61 km:n korkeuteen ja 8 600 km/h nopeuteen. Irrotettu ensimmäinen vaihe kävi lähes 110 km korkeudessa ennen kuin saavutti lakikorkeutensa ja putosi takaisin mereen.
Tekniikka > Vaiheet > S-II toinen vaihe

S-II:n rakensi North American Aviation Seal Beachissa. Ajoaineena siinä oli nestemäinen vety ja nestehappi. Siinä oli viisi J-2 -moottoria samaan tapaan asennettuna kuin ensimmäisessä vaiheessa eli ulkokehän neljällä moottorilla hoidettiin raketin ohjaus. S-II oli 24,9 m korkea ja halkaisijaltaan 10 m. Sen kryogeeninen osa oli identtinen ensimmäisen vaiheen vastaavan kanssa. Laukaisumassasta yli 90 % oli ajoainetta. Tämä äärimmäinen rakenteellinen keveys oli johtanut kahteen epäonnistumiseen rakennetesteissä. Kahden erillisen tankin sijaan polttoaine ja hapetin oli samassa säiliössä yhteisen väliseinän erottamina, happi yläpuolella ja vety alapuolella. Väliseinä muodostui kahdesta alumiinilevystä, joiden välissä oli hunajakennon muotoinen fenolihartsista tehty eriste, jonka yli oli 70 °C:n lämpötilaero. Yhteisen väliseinän käyttö säästi 3,6 tonnia massaa.
Toinen vaihe paloi 6 minuuttia ja kiihdytti rakettia edelleen ylemmässä ilmakehässä parhaimmillaan 5,1 MN tyntövoimalla sekä vei sen 185 km:n korkeuteen ja 24 600 km/h nopeuteen.
Tekniikka > Vaiheet > S-IVB kolmas vaihe

S-IVB:n rakensi Douglas Aircraft Company Huntington Beachissä. Se oli 17,85 m korkea ja halkaisijaltaan 6,60 m. Siinä oli yksi J-2 -moottori ja sen ajoaine oli nestemäisen hapen ja vedyn yhdistelmä. Ajoainesäiliöillä oli yhteinen väliseinä kuten toisessa vaiheessa mutta sitä ei suunniteltu aivan yhtä tiukalla massasuhteella. Vaiheen peräosassa oli kaksi asennonkorjausmoottoria, joita käytettiin parkkiradalla ja lennon trans-lunar-vaiheessa. Asennonkorjausmoottoreita käytettiin myös ullage-moottoreina ennen translunar injection -polttoa. Vaiheiden välistä sovitinta lukuun ottamatta kolmas vaihe oli lähes identtinen Saturn IB:n toisen vaiheen kanssa.
Kolmatta vaihetta käytettiin kahdesti lennon aikana. Ensimmäisellä kerralla 2,5 minuutin poltolla muokattiin kiertorataa ja toisella 6 minuutin poltolla trans lunar injectionilla (TLI) suunnattiin kohti Kuuta.
Tekniikka > Vaiheet > Instrumenttiyksikkö

Saturn V Instrument Unit oli Saturn V -raketin ohjauskeskus, ja se vastasi mm. raketin ohjauksesta lennon aikana. Se suunniteltiin George C. Marshall Space Flight Centerissä ja sen rakensi IBM Space Systems Centerissään Huntsvillessä.

Yksikkö sijaitsi kolmannen vaiheen päällä Apollo-aluksen alla. Yksikössä ollut tietokone ohjasi rakettia välillä hetki ennen lähtöä ja kolmannen vaiheen irtautumista, jolloin se irtosi kolmannen vaiheen mukana varsinaisesta Apollo-avaruusaluksesta. Siinä oli raketin ohjaus- ja telemetriajärjestelmät. Se laski raketin sijaintia ja nopeutta kiihtyvyys- ja asentomittausten perusteella ja teetti tarvittavat ohjausliikkeet.
Tekniikka > 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-koeraketeilla oli sama työntövoima kuin SA-513:llä, 35,1 MN.
Avaruussukkulan huipputyöntövoima on 30,1 MN

ja hyötykuormakapasiteetti LEO:lle (pl. itse sukkula) on 28 800 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 kapasiteetti 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.
Vertailua muihin raketteihin > S-IC:n työntövoiman vertailu muihin raketteihin

Suurinta työntövoimaa pidetään usein raketin suuruuden mittana mutta sen määrittäminen ei ole ongelmatonta mm. seuraavista syistä:
Tavallisesti ilmoitettavat työntövoimat ovat laskennallia ja suunniteltuja, nimellisarvoja, eivät varsinaisia mitattuja arvoja. Moottoreiden ja vaiheiden toiminta ei ole aina identtistä ja ne voivat poiketa toisistaan työntövoimaltaan runsaastikin.
F-1 -moottorin nimellistyöntövoimaa nostettiin Apollo 15:stä (SA-510) lähtien 6,67 MN:sta 6,77 MN:iin tai 33,85 MN:niin koko S-IC vaiheelle. Suurempi työntövoima saavutettiin suuttimien aukkojen uudelleen suunnittelulla ja hivenen suuremmalla ajoaineen massavirralla. Apollo 15:stä mitattu arvo 34,8 MN poikkeaa tästä selvästi.
Raketin työntövoiman suora mittaaminen lennon aikana ei ole yksinkertaista. Tavallisemmin se lasketaan palokammion paineen, turbopumpun nopeuden, lasketun ajoaineen tiheyden ja virtauksen, suutinten muodon ja ilmakehän olosuhteiden, erityisesti paineen, pohjalta.
Työntövoima muuttuu suuresti ympäröivän paineen eli korkeuden vaikutuksesta. Esimerkiksi Apollo 15 mittauksiin perustuva lähtötyöntövoima oli noin 34,8 MN ja kasvoi 40,8 MN:iin 135 sekunnin kohdalla, juuri ennen keskimoottorin sammuttamista.
Nimellistyöntövoimat ilmoitetaan usein ylemmille vaiheille suhteessa tyhjiöön ja alemmille suhteessa merenpinnan tason paineeseen eikä aina ilmoiteta kumman. Tämä voi johtaa virheelliseen vertailuun.
Nimellistyöntövoimat ilmoitetaan usein keskimääräisenä- tai huipputyöntövoimana kertomatta kumpi on kyseessä.
Vakiokorkeudellakin moottoreiden työntövoima voi vaihdella lukuisista muista tekijöistä johtuen. Esimerkiksi tarkoituksellinen tai tahaton ajoaineen sekoitussuhteen muutos, ajoaineen tiheyden muutokset ja muuntelu turbopumppujen toiminnassa aiheuttavat vaihtelua työntövoimassa.
Muutokset hyötykuormakapasiteetissa voivat johtua myös rakenteiden massan pienennyksistä tai lentoradan uudelleen muotoilusta eikä niinkään muutoksista moottorin työntövoimassa. Moottorien ja vaiheiden työntövoiman ja hyötykuorman määritykselle ei ole yhtä ehdotonta määritystapaa.
Kunkin Saturn V -laukaisun tapahtumat mitattiin ja analysoitiin ja niistä tehtiin Launch Evaluation Reportit, joissa on mm. työntövoima-aika -kuvaajat kullekin vaiheelle.
lähde tarkemmin?
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.
Kuulennon vaiheet > 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.
Kuulennon vaiheet > 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.
Kuulennon vaiheet > 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, että se oli 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.
Skylab

1968 luotiin Apollo Applications Program, jonka tavoitteena oli hyödyntää Apollo-ohjelmasta ylijäänyttä laitteistoa tieteen tekemiseen. Suunnitelmien keskiössä oli idea avaruusasemasta, joka lopulta toteutui Skylab-ohjelmana. Skylab laukaistiin Saturn INT-21 -raketilla
, mikä on kaksivaiheinen johdannainen Saturn V:stä.
Alkuperäinen suunnitelma oli nk. 'wet workshop' -konsepti, missä Saturn 1B -raketti ammuttaisiin kiertoradalle ja sen käytetty S-IVB -vaihe muokattaisiin avaruudessa avaruusasemaksi. Toteutettavaksi valittiin kuitenkin nk. 'dry workshop' -konsepti, missä
Saturn IB:n S-IVB-vaihe muokattiin Maassa avaruusasemaksi ja laukaistiin Saturn V:llä. Saturn V:n kolmannesta vaiheesta tehty varaosa on näytteillä National Air and Space Museumissa.
Kolme miehistöä eli Skylabissä toukokuun 25. 1973 helmikuun 8. 1974 välillä. Skylab pysyi kiertoradalla heinäkuun 11. 1979. Sen toivottiin pysyvän kiertoradalla niin pitkään, että avaruussukkulat olisivat ennättäneet tehdä sinne lentoja ja korottaa sen kiertorataa, mutta ensimmäinen sukkula lensi vasta 1981. Skylabin olisi ajateltu toimivan tukikohtana uudemmille asemille, mutta jälkikäteen tarkasteluna on todettu että siitä ei kuitenkaan olisi ollut juurikaan apua, sillä sitä ei oltu suunniteltu kunnostettavaksi ja täydennettäväksi.
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 %.