H-1 (ロケットエンジン)
サターンIロケットにはH-1エンジンは計8基搭載されていて内側の4基は固定されており外側の4基は首を振ることによって姿勢制御に使用される。初期のエンジンにはノズルの外側にガスの流れを変えるための翼があったが新しい概念では油圧によってエンジンを傾ける。以前はエンジン一式が機体に直接装荷されていたが浮かせて装荷されるようになった。その結果複雑になったがシステム全体が効率化され(ポンプと燃焼室の距離が短縮され)高圧配管が最小化された。
H-1エンジンは典型的な1950年代の設計だった。推進剤は小型のターボポンプで燃焼室へ送られる。ガス発生器サイクルのエンジンで、前述のようにエンジンの構造はS-3Dエンジンに由来するが、推力増強の要求に応じて限界に近い1MNまで高める為に設計者は燃焼室の冷却や可動部品の潤滑や推進剤の供給と噴射、反復動作や他のシステムとの動作設定に新しい手法を開発した。
燃焼室は新しい形状になった事により高温、高圧、高膨張比に達する事を可能にした。これにより燃焼効率が高まり推力が増加した。新しい燃焼室は冷却が向上した。S-3Dエンジンで使用されていた二重壁面と隙間に燃料を循環させる再生冷却の設計は廃止された。このシステムは単位時間毎の流量に重大な限界があり重たかった。
初期のロケットダインのエンジン同様にH-1はウォーターフォール噴射機を使用してターボポンプで供給しており、燃料による再生冷却を採用していた。 S-IVBに使用されたJ-2ロケットエンジンとは異なりH-1は再着火機能を持たないエンジンだった。試験では2回以上の燃焼試験を行う事も可能だったが飛行中は再始動できなかった。その理由は始動シーケンスに必要ないくつかの部材が再使用できなかった為である。特にエンジンは本質的には小型の固体燃料ロケットである固体燃料ガス発生器(SPGG)によって点火するために燃焼後は交換しなければならなかったからである。 500Vの交流電圧でSPGGの固体燃料を点火して始動する。これにより600-700 psiに達する高温高圧ガスが生成され推進剤を供給するターボポンプを駆動するタービンに送られタービンを駆動する。これにより燃料と酸化剤がエンジンに供給される。SPGGの高温ガスは燃料/酸化剤の混合物の点火に必要な初期のエネルギーを与える。一度燃料と酸化剤が送られ燃焼を始めるとエンジンは停止するまで自律運転する。
潤滑は燃料であるRP-1を循環させることによって潤滑し、軸受けの冷却も行い、その後燃焼室に送られ燃焼する。
H-1 エンジンは推力200,000 lbf (890 kN)の液体酸素/RP-1を推進剤とするロケットエンジンで、ソーデルタロケットとジュピターロケットの1段目に使用された。簡略化してサターンIとサターンIBのS-IBに搭載された。 サターンIBには8基が束ねられて使用された。後に推力が205,000 lbf (912 kN)まで増強された。H-1の経験はF-1エンジンの開発に役立てられた。