bélyegkép|jobbra|250px|Az S-IVB fokozat az űrben (Apollo–7) Az S-IVB a NASA által az Apollo-program során használt Saturn rakéták utolsó fokozata volt. Létrejöttét a hidrogén-oxigén hajtás robbanásszerű fejlődésének köszönheti, a Saturn I rakétákba épített S-IV fokozat továbbfejlesztésével jött létre. A Saturn IB második, a Saturn V harmadik fokozataként építették be a saját korában forradalminak számító, hajtóanyagként cseppfolyós oxigént és hidrogént használó technikán alapuló fokozatot. Az S-IVB meghajtására egyetlen J-2 hajtómű szolgált, amely kicsit több mint százezer N tolóerőt szolgáltatott. A hajtómű és ezáltal a rakétafokozat fő tulajdonsága az újraindíthatóság volt. Erre a Hold elérésére kitalált LOR koncepció diktálta repülési profil miatt volt szükség: a Holdhoz tartó űrhajók először Föld körüli pályára álltak, majd egy rövid rendszerellenőrzés után indultak tovább, emiatt az ellenőrzési szünet miatt kellett leállítani és újraindítani a hajtóművet.
A rakétafokozat gyártását a McDonnell repülőgépgyár végezte. Az idők során kétféle változat készült, az S-IVB-200 és az S-IVB-500 változat. A Saturn V három fokozata közül végül ez volt az elsőként elkészült fokozat.
Fejlesztésének története bélyegkép|balra|250px|A fejlesztés végeredménye: az S-IVB-206-os a Skylab-2 rakétájának utolsó fokozata beépítés előtt Az '50-es évek közepéig az USA katonai doktrinája a nukleáris fegyverekre és az azokat célba juttató nagy hatótávolságú óriás bombázó repülőgépekre épített elrettentésen alapult. Azonban a Szovjetunió légvédelmi rakéta-fejlesztései sebezhetővé tették az atombombázó flottát, így az amerikai hadvezetés figyelme kényszerűen a taktikai és stratégiai rakéták fejlesztése felé fordult. A probléma sürgető megoldása érdekében hirtelen minden fegyvernemnél rakétafejlesztések indultak, amelyeket a Pentagon koordinált. A különböző katonai célokra különböző méretű és teljesítményű rakéták építésére volt igény, ezek egyike volt a nagy terheket nagy távolságra (vagy adott esetbe a világűrbe) juttatni képes rakétaosztály megalkotása volt. Mindezek tetejébe a szovjetek 1957-re bemutatják az interkontinentális ballisztikus rakétaosztályt, kicsit később pedig a világűr elérésének képességét, amely az amerikaiakból az azonnali válasz igényét és a világűr elérésére alkalmas rakéták iránti igényt is megteremtette.
A rakétafejlesztések modulszerűen zajlottak a különböző műhelyekben, azaz az egyes mérnökcsoportok különböző rakétafokozatokon dolgoztak, majd ezen fokozatok variálásával születtek meg a különböző teherbírású és hatótávolságú változatok. Az S-IVB megszületéséhez vezető fejlesztések bölcsője az USA légierejében az Abe Silverstein vezette egyik mérnökcsoportnál ringott, ahol a cseppfolyós hidrogén és oxigén rakétabeli alkalmazását kutatták. A később a NASA-hoz áthelyezett csoport fejlesztette ki előbb az RL10, majd a J-2 hajtóműveket, amelyek lehetővé tették a korabeli idők leghatékonyabb rakétafokozatának megalkotását.
Az előd, az S-IV és a Centaur – RL10 A sok rakétaépítési elgondolás közül a hidrogén/oxigén hajtás nagyjából 40 évig inkább számított fantazmagóriának, mint megvalósítható gyakorlatnak, pedig először nem más vetette fel az ötletet, mint Konsztantyin Ciolkovszkij, aki már az 1903-as „A világűr felfedezése reaktív eszközökkel” c. munkájában ezt a két anyagot ajánlotta, mint leghatékonyabb rakéta hajtóanyag. Ám a II. világháború felgyorsította a hidrogén és oxigén előállításának fejlődését és az addig csak laboratóriumokban előállítható cseppfolyós anyagok hirtelen könnyen elérhető ipari termékekké váltak. A rakétamérnökök pedig egyszerre ódzkodtak és sóvárogtak irántuk, mivel nagyon nehezen tárolhatók és kezelhetőek voltak, ám 40 százalékkal nagyobb tolóerőt biztosítottak rakéta-hajtóanyagként, mint az RP–1 jelű kerozin. Először a US Navy kezdett rakétaprogramot 1945-47 között egy cseppfolyós hidrogént használó eszközzel, amelyet az Aerojet magáncég és a JPL kutatólabor Kármán Tódor vezette mérnökcsapata végzett el alvállalkozásban a haditengerészet számára. A programból végül nem lett rakéta, ám a cseppfolyós anyagok kezelésével és hajtóanyagkénti alkalmazásával kapcsolatos tudás megszülethetett. Ezt a fejlesztési dokumentációt 1949-ben a NACA-n belül Abe Silverstein által a Lewis Laboratoryban (ma John H. Glenn Kutatóközpont) alapított Rocket Research Branch (Rakétakutatási Telep) kapta meg. A mérnökcsoport az 50-es évek második felére – elsősorban a Pratt & Witney külső segítségével – áttörést ért el, amelyet az ARPA, a Pentagon fegyverfejlesztési agytrösztje rögtön egy új rakétafokozathoz kívánt felhasználni és Centaur néven el is indította a hajtómű- és rakétafokozat-fejlesztési programot. A NASA megalakulásakor aztán ez a program egy az egyben került át az űrügynökséghez, ahová minden rakétafejlesztési programot átszerveztek.
1956-62 között Silverstein csoportja kifejlesztette az RL10 hajtóművet, amely 6,7 tonna tolóerőt biztosított. A hajtómű kis méretű és kis teljesítményű volt, éppen ez tette alkalmassá (és tette egyúttal szükségessé) a Saturn program első rakétájának más fokozataihoz kitalált „cluster-technika” alkalmazását. Először a mérnökök megalkották a Centaurt, egy kettő RL10-est magába foglaló rakétafokozatot, amelyet nagy hasznos tömeget hordozó rakéták felső fokozatának szántak. Aztán az ezzel szerzett tapasztalatokkal felvértezve 6 ilyen hajtóművet építettek egy keretbe, a fokozat így jóval nagyobb teljesítményű lehetett és jól illett a Wernher von Braun műhelyében formálódó Saturn rakétákhoz, különösképpen a „C–4” jelű változat negyedik fokozataként. A végső formát öltött fokozatot S-IV névre keresztelték (a római számmal utalva rá, hogy negyedik fokozatként vették számításba). Aztán a tolóerő-számítások, illetve a Saturn rakéták követelményrendszerei megmutatták, hogy az S-IV alkalmas lehet a Saturn I – az egyik kísérleti, nagyobb terheket Föld körüli pályára juttatni képes eszköz – második fokozatának.
A J-2 és az S-IVB Az RL10 hajtómű sikere lényegében azonnal a hidrogén/oxigén hajtás továbbgondolásra ösztönözte Abe Silverstein csoportját. 1959 őszén a mérnökök már az RL10-es tolóerejénél tízszer erősebb, 667 kN tolóerejű konstrukcióról írtak tanulmányt, majd pár hónappal később már a 890 kN volt a cél. A terv olyannyira megvalósíthatónak látszott, hogy 1960. június 1-jén kihirdették a North American repülőgépgyár Rocketdyne részlegét, mint ipari partnert, mint a hajtómű megvalósítóját. A Rocketdyne kifejlesztett egy komputer támogatású fejlesztési rendszert, amellyel mindössze 18 hónap alatt sikerült kifejleszteni az új J–2 hajtóművet és elvégezni az első hajtóműtesztet.
Az időzítés lehetővé tette, hogy a holdra szállás műveleti technikájának kiválasztásán vajúdó NASA véglegesen eldönthesse a szükséges rakétakonfigurációt és a holdexpedíciók módját. Az első teszteken sikeresen teljesítő J–2 (és a szintén ígéretesen formálódó F-1 hajtómű) lehetővé tette egy 140 tonna terhet Föld körüli pályára és 48 tonnát a Holdhoz juttatni képes rakéta összeállítását, amely megfelelő volt a LOR koncepcióhoz, így később ennek tudatában született meg a végső döntés. A J–2-vel egy öt hajtóművet magába foglaló és egy egyhajtóműves fokozatot építenek, előbbi második fokozatként, utóbbi harmadik fokozatként üzemel majd a Saturn V rakétában. Mivel az egyhatóműves fokozatot a korábban sikeresen kifejlesztett S-IV alapjain (annak 6 RL10-esének 1 db J-2-esre cserélésével) kívánták kialakítani, ezt S-IVB-nek nevezték el.
Felépítése bélyegkép|balra|250px|Az S-IVB-500 metszeti rajza A rakétafokozat hengeres testű egység volt, alul egy csonkakúp alakú farszoknyával, amely az S-IVB és az alatta elhelyezkedő S-II méretkülönbségét volt hivatott áthidalni. Az egyetlen hajtóművét a henger hossztengelyében helyezték el, a hengeres rész alatt, a farszoknya takarásában. A hengeren belül kaptak helyet a tartályok, felül a cseppfolyós hidrogéné, alul pedig a szintén cseppfolyós oxigéné (a tartályok elhelyezésére ez az egyetlen megoldás volt csak lehetséges, mivel az oxigénvezeték nem vezethetett el a hidrogéntartály belsejében, vagy környezetében, mivel az oxigén fagyáspontja jóval a cseppfolyós hidrogén hőmérséklete felett volt és belefagyhatott volna a csőbe). A tartályok és fokozat külső fala közé építettek 4 db, valamint az oxigéntartály aljára további 4 db héliumtartályt, amelyek a kiürülő tartályok semleges gázzal való feltöltésére voltak használatosak. A henger külső falán három részegység helyezkedett el: az elektromos kábelezést magába fogadó kábelcsatorna, a rakéta pályántartását segítő APS hajtóművek és az üzemanyagstabilizáló rendszer motorjai.
A kivitel fontos része volt a tartályok hőszigetelése, amelynek kettős funkciója volt. Az elsődleges funkció természetesen a hőszigetelés volt: a – 183 C° forráspontú oxigén és a – 253 C°-on gázzá váló hidrogén cseppfolyós állapotban tartását kellett biztosítania. Az oxigéntartály önmagában nem igényelt szigetelést, lényegében elegendő volt a betöltéskor kívülről ráfagyó dérréteg, ám az oxigén- és a hidrogéntartály között mégis kellett egy szigetelőanyag réteg, hogy az oxigén nehogy cseppfolyósból szilárddá fagyjon. A hidrogéntartálynak viszont teljeskörű hővédelem kellett. Érdekes módon ez a szigetelés a tartály belsejében kapott helyet, mert egy külső szigetelés esetén az üzemanyag betöltésekor a tartály fém falát hőstressz érhette, amely repedést okozhatott volna rajta. Anyagát tekintve egy üvegszálból felépített, poliuretán habbal töltött 30*20 cm-es blokkokból álló méhsejt-szerkezet került a tartály belső falára. A másodlagos funkció pedig a mikrometeoritok elleni védelem volt, megóvandó a tartályt egy esetleges test becsapódása miatti robbanástól.
Műszaki adatok Az alábbi műszaki adatok az S-IVB-200-as alváltozatot jellemzik. MéretekMegnevezés Érték Hosszúság 17,8 m Átmérő 6,61 m Farszoknya alsó átmérője 10,0 m Üres tömeg kg Felszállótömeg kgHajtóanyagMegnevezés Érték Hidrogén mennyisége l Hidrogén tömege kg Oxigén mennyisége l Oxigén tömege kgHajtóműMegnevezés Érték Tolóerő 1031,6 kN Égési idő 475 s
Repülési profilja bélyegkép|jobbra|250px|Az S-IVB útban a Hold felé, az űrhajó leválása után Saturn IB Az S-IVB a Saturn IB rakéta második fokozataként repült az Apollo űrhajókat (illetve egy alkalommal a holdkompot) Föld körüli pályára juttató repüléseken. A fokozat az S-IB üzemanyagának kifogyása és leválasztása után, 2 perc 24,43 másodperccel a start után, 57,4 kilométer magasságban, 2,23 km/s sebességnél indult be. A gyújtás – 7 perc 24 másodpercig – gyorsított, míg a repülés 9. percének 48. másodpercében 6,8 km/s sebességnél az űrhajó levált a fokozatról, hogy a saját SPS hajtóművével érje el a Föld körüli pályára álláshoz szükséges 7,92 km/s-os első kozmikus sebességet.
Saturn V A Saturn V-ben harmadik fokozatként használták az S-IVB-t, kettős feladattal. A Holdhoz küldött űrhajórendszert (az Apollo űrhajót és a holdkompot) először Föld körüli pályára juttatta, azaz általa érték el az első kozmikus sebességet, majd később egy további gyorsítással érték el a Hold eléréséhez szükséges sebességet. Az első feladatkörben a repülés 9. percének 18. másodpercében kezdett működni a fokozat. Az S-II leválása után beindult az egyetlen J-2 hajtómű, majd 2 perc 25,6 másodpercig gyorsított, miközben a 184 km-es magasságot mindössze 4 km-rel emelte, ám a 6,84 km/s sebességet 7,92 km/s-re gyorsította (az Apollo–15-től kezdődően a parkolópálya magassága 18,5 km-rel alacsonyabban húzódott).