로켓다인 F-1
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1. 개요
F-1 로켓 엔진은 미국에서 개발된 액체 추진 로켓 엔진으로, 새턴 V 로켓의 1단에 사용되어 아폴로 11호를 달에 착륙시키는 데 기여했다. 이 엔진은 액체 산소와 등유를 연료로 사용하며, 790톤의 진공 추력을 낸다. 1950년대 미 공군의 대형 로켓 엔진 개발 요구에 따라 로켓다인에서 개발을 시작했으나, 연소 불안정 문제로 어려움을 겪었다. 이후 문제 해결을 통해 안정성을 확보했으며, F-1A, F-1B와 같은 개량형 엔진도 개발되었다. F-1 엔진은 현재 여러 박물관에 전시되어 있으며, 제프 베조스에 의해 대서양 해저에서 회수되기도 했다.
F-1 엔진은 누리호 1단 엔진 KRE-075와 같은 가스발생기 사이클 방식의 액체산소/등유 엔진이다. KRE-075 엔진의 진공추력이 75톤인데 비해, F-1은 10배 이상 큰 790톤의 진공추력을 가진 초대형 엔진으로, 미국 역사상 최대 크기이다. 아폴로 11호를 발사한 새턴 5호의 1단에 5개의 F-1 엔진이 사용되었다.
F-1 엔진은 액체 연료 로켓 중 단일 엔진으로는 가장 강력한 엔진이었다. 이보다 더 강력한 M-1 로켓 엔진이 계획되어 연소 시험까지 실시되었지만, 실현되지는 않았다. 이후 소련에서 개발된 RD-170은 4개의 연소실과 노즐을 묶은 형태였다.
2. 역사
러시아 역시 RD-170이라는 800톤 추력의 액체산소/등유 엔진을 보유하고 있으며, 이는 러시아 역사상 최대 출력이다. 그러나 RD-170은 200톤 추력 엔진 4개를 묶은 것으로, 이 중 하나가 나로호 1단 엔진으로 사용되었다.
2019년 현재 미국에서 가장 큰 엔진은 에어로젯 로켓다인이 개발한 RS-68로, 추력 300톤의 가스발생기 사이클 액체산소/액체수소 엔진이며 델타 4호에 사용된다. 한국은 2020년 누리호 1단에 KRE-075 4개를 묶어 추력 300톤을 낼 계획이었다.
2. 1. 개발 배경
1955년 미 공군은 대형 로켓 엔진 요구 사항을 충족하기 위해 로켓다인에 F-1과 E-1 엔진 개발을 의뢰했다. E-1 엔진은 정지 발사 시험에 성공했지만, 기술적 한계로 인해 더 크고 강력한 F-1 엔진으로 대체되었다. 미 공군은 F-1 엔진 개발을 중단했지만, 미국 항공우주국(NASA)은 F-1 엔진의 가능성을 높이 평가하여 로켓다인과 개발 완료 계약을 체결했다.[2]
F-1 엔진 부품 시험 발사는 1957년 초부터 시작되었고, 1959년 3월에는 완전한 단계별 개발형 F-1 엔진의 첫 정지 발사가 이루어졌다. 초기 개발 시험에서는 심각한 연소 불안정 문제가 발생하여 때때로 치명적인 고장을 일으켰다.[3] 4 kHz에서 24 kHz까지의 고조파를 갖는 진동이 관찰되었다.
이 문제를 해결하기 위해 엔지니어들은 엔진 작동 중 연소실 외부에서 작은 폭발물(RDX, C-4, 검은 화약 등)을 터뜨리는 진단 기술을 개발했다.[33] 이를 통해 연소실의 압력 변화 반응을 정확히 파악하고 진동을 억제하는 방법을 찾을 수 있었다. 또한, 다양한 동축 연료 분사기 설계를 실험하여 불안정성에 가장 강한 설계를 신속하게 찾아냈다. 이러한 과정을 거쳐 1959년부터 1961년까지 연소 불안정 문제는 해결되었다. 결과적으로 엔진 연소는 매우 안정되어 인위적으로 유도된 불안정성도 0.1초 이내에 자가 감쇠될 수 있었다.
2. 2. 초기 개발 및 문제 해결
1955년 미국 공군의 거대한 로켓 엔진 개발 요구에 따라 F-1 개발이 시작되었다. 초기에는 E-1 엔진도 함께 연구되었으나, 더 강력한 F-1 개발에 집중하면서 E-1 개발은 중단되었다. 공군은 F-1이 너무 크다고 판단하여 계획을 중단했지만, NASA가 F-1의 높은 추력에 주목하여 로켓다인과 계약을 맺고 개발을 완료했다. 1957년 초에는 부품을 사용한 첫 연소 시험이, 1959년 3월에는 완성된 엔진의 첫 시험이 실시되었다.[33]
7년간의 개발 기간 동안 연소 불안정성 문제가 빈번하게 발생했으며, 이는 때때로 큰 사고로 이어졌다.[33] 초기에는 문제 해결이 더뎠지만, 기술자들은 작동 중인 연소실 내부에 작은 폭발(RDX, C4 또는 흑색 화약 사용)을 일으켜 압력 변화를 측정하고 진동을 상쇄하는 방법을 고안했다. 이들은 이 방법을 '폭탄'이라고 불렀다. 또한 다양한 형태의 동심원상 인젝터(연료 분사기)를 시험하여 불규칙한 연소에 대응했다. 이러한 노력으로 1959년부터 1961년까지 문제를 해결하여 엔진 연소를 안정화시켰고, 인위적으로 불안정을 유도해도 1/10초 이내에 진동이 사라지도록 개선했다.
2. 3. F-1 엔진 인도 및 비행 자격 시험
1963년 10월, NASA 마셜 우주 비행 센터에 첫 번째 F-1 엔진이 인도되었다. 1964년 12월, F-1 비행 자격 시험이 완료되었다. 시험은 적어도 1965년까지 계속되었다.[5][9]
F-1 로켓 엔진의 추력과 효율은 아폴로 8호(SA-503)와 아폴로 17호(SA-512) 사이에서 개선되었는데, 이는 후기 아폴로 계획(Project Apollo) 미션의 증가하는 탑재량 요구 사항을 충족하기 위해 필요했다. 특정 미션에서 엔진 간에 작은 성능 변동이 있었으며, 미션 간 평균 추력에도 변동이 있었다.
3. 설계
F-1은 RP-1(케로신)을 연료로, 액체 산소를 산화제로 사용하며, 터보 펌프를 통해 연료와 산화제를 연소실로 보낸다. 엔진의 핵심은 연소실로, 연료와 산화제를 혼합하여 연소시켜 추력을 발생시킨다. 돔 형태의 연소실 상단에는 짐벌(가동) 기구가 설치되어 추력을 로켓 본체에 전달하고 비행을 제어한다. 그 바로 아래에는 매니폴드가 있으며, 인젝터를 통해 연료와 산화제를 안개 형태로 만들어 연소실에 분사한다. 연료는 인젝터에 분할된 매니폴드에서 공급된다. 연소실 벽 안에는 178개의 가는 튜브가 매립되어 있으며, 로켓 노즐의 윗부분 절반 정도까지 뻗어 있어, 연료 일부를 통과시켜 재생 냉각을 통해 연소실을 냉각한다.[4]
가스 발생기 사이클에서는 터빈을 사용하여 연료와 산화제 펌프를 구동한다. 연료 펌프와 산화제 펌프는 분리되어 각각 연소실로 공급된다. 터빈의 출력은 41메가와트(55,000마력), 회전수는 5,500rpm이며, 매초 976리터(788kg)의 연료와 1,565리터(1,789kg)의 액체 산소를 연소실에 공급한다. 터빈 구동 가스 온도는 816℃, 액체 산소 온도는 영하 184℃이므로, 터보 펌프는 1,000℃의 온도 차에 노출된다. 터빈 축 윤활과 냉각에는 케로신이 사용된다.
연소실 아래에는 전체 길이의 약 절반을 차지하는 노즐이 있다. 노즐은 아래로 갈수록 넓어지며, 팽창비는 10:1에서 16:1이다. 터보 펌프를 구동한 배기 가스는 열 교환기를 거쳐 터빈 가스 배기관에서 노즐 안으로 분사된다. 이 배기 가스는 연소 가스의 3,200℃ 고온으로부터 노즐을 보호하기에 충분히 저온이므로, 노즐 벽 표면에 얇은 막을 만들어 노즐 스커트를 보호한다.[5]
3. 1. F-1 엔진의 주요 특징
F-1 엔진은 단일 노즐 액체 추진 로켓 엔진 중 가장 강력한 엔진이다. M-1 로켓 엔진이 더 큰 추력을 갖도록 설계되었지만 구성품 수준에서만 시험되었다. 나중에 개발된 RD-170은 더 안정적이고, 기술적으로 더 발전되었으며, 효율적이고 더 많은 추력을 생산하지만, 단일 펌프에서 4개의 노즐을 사용한다.[4] F-1은 RP-1 (로켓 등급 케로신)을 연료로, 액체 산소 (LOX)를 산화제로 사용하며, 터보펌프를 사용하여 연료와 산소를 연소실에 주입한다.
F-1 엔진의 주요 특징은 다음과 같다:
F-1 엔진은 초당 의 산화제와 연료를 연소하여 의 추력을 생성했다. 이는 초당 의 유량에 해당한다.[5] 새턴 5호 로켓의 5개 F-1 엔진은 2분 30초 동안 작동하여 로켓을 의 높이와 의 속도로 추진했다. 각 F-1 엔진은 세 개의 우주왕복선 주 엔진을 합친 것보다 더 많은 추력을 냈다.[6]
3. 2. 구성 요소
F-1 엔진의 핵심은 추력실로, 연료와 산화제를 혼합하고 연소시켜 추력을 생성하는 곳이다. 엔진 상단의 돔형 챔버는 인젝터에 액체 산소를 공급하는 매니폴드 역할을 하며, 짐벌 베어링의 장착대 역할도 했다. 이 돔 아래에는 인젝터가 있는데, 혼합과 연소를 촉진하는 방식으로 연료와 산화제를 추력실로 보냈다. 연료는 별도의 매니폴드에서 인젝터로 공급되었으며, 일부는 먼저 추력실 길이의 178개 튜브를 따라 이동하여 배기 노즐의 약 절반을 형성하고, 노즐을 냉각하기 위해 다시 돌아왔다.[4]
가스 발생기는 별도의 연료 및 산소 펌프를 구동하는 터빈을 구동하는 데 사용되었으며, 각 펌프는 추력실 어셈블리에 공급되었다. 터빈은 분당 5,500 RPM으로 구동되었다. 연료 펌프는 분당 15471L의 RP-1을, 산화제 펌프는 분당 24811L의 액체 산소를 공급했다. 터보펌프는 약 815.6°C의 입력 가스에서 의 액체 산소에 이르는 극심한 온도차를 견뎌야 했다. 구조적으로 연료는 터빈 베어링을 윤활 및 냉각하는 데 사용되었다.[4]
추력실 아래에는 엔진 길이의 약 절반인 노즐 확장부가 있었다. 이 확장부는 엔진의 팽창비를 10:1에서 16:1로 증가시켰다. 터빈에서 나오는 배기는 크고 테이퍼진 매니폴드를 통해 노즐 확장부로 공급되었다. 이 비교적 차가운 가스는 노즐 확장부를 약 3204.4°C의 뜨거운 배기 가스로부터 보호하는 막을 형성했다.[5]
3. 3. 냉각 방식
F-1 엔진의 냉각은 화학 기술자 데니스 "댄" 브레빅이 담당했다. 그는 알 보크스텔러가 제작한 예비 연소실 튜브 번들과 매니폴드 설계를 기반으로, 엔진이 녹지 않도록 하는 임무를 맡았다.[4] 브레빅은 F-1의 유체 역학 및 열역학적 특성을 계산하여 '기아' 문제(정압 불균형으로 인해 매니폴드에 '핫 스팟'이 발생하는 현상)를 해결했다.
F-1 추력실 튜브 번들, 보강 밴드 및 매니폴드에는 고온을 견딜 수 있는 니켈 기반 합금인 인코넬-X750이 사용되었다.[4] 연료는 별도의 매니폴드에서 인젝터로 공급되었으며, 일부는 먼저 추력실 길이의 178개 튜브를 따라 이동하여 배기 노즐의 약 절반을 형성하고, 다시 돌아오면서 노즐을 냉각했다.
가스 발생기는 터빈을 구동하여 별도의 연료 및 산소 펌프를 작동시켰다. 터빈에서 나오는 배기는 크고 테이퍼진 매니폴드를 통해 노즐 확장부로 공급되었다. 이 비교적 차가운 가스는 노즐 확장부를 뜨거운 배기 가스로부터 보호하는 막을 형성했다.[5]
3. 4. 작동 방식
F-1은 RP-1(케로신)을 연료로, 액체 산소를 산화제로 사용하며, 이 둘을 연소실로 보내기 위해 터보 펌프를 사용한다. 엔진의 핵심은 추력실로, 연료와 산화제를 혼합하여 연소시켜 추력을 만든다. 돔 형태의 연소실 상단에는 짐벌(가동) 기구가 설치되어 추력을 로켓 본체에 전달하고 비행을 제어한다. 그 아래에는 매니폴드가 있고, 여기에 달린 인젝터는 연료와 산화제를 안개 형태로 만들어 연소실에 분사한다. 연료는 분할된 매니폴드에서 인젝터로 공급된다. 연소실 벽 안에는 178개의 가는 튜브가 매립되어 있으며, 로켓 노즐의 윗부분 절반 정도까지 뻗어 있어, 연료 일부를 통과시켜 연소실을 냉각하는 재생 냉각 방식을 사용한다.[4]
가스 발생기 사이클 방식에서는 연료와 산화제를 보내는 펌프 구동에 터빈을 사용한다. 연료 펌프와 산화제 펌프는 분리되어 각각 연소실로 공급된다. 연료와 산화제 일부는 가스 발생기로 보내져, 여기서 발생한 연소 가스로 펌프와 직결된 터빈을 구동한다. 터빈의 출력은 41MW(55000bhp)이며, 회전수는 5500rpm이다. 초당 976L (788kg)의 연료와 1565L (1789kg)의 액체 산소를 연소실에 공급한다. 터빈 구동 가스 온도는 816°C이고 액체 산소 온도는 -184°C이므로, 터보 펌프는 1000°C의 온도 차이에 노출된다. 터빈 축 윤활과 냉각에는 연료인 케로신이 사용된다.
연소실 아래에는 전체 길이의 약 절반을 차지하는 노즐이 있다. 이 노즐은 아래로 갈수록 넓어지며, 팽창비는 10:1에서 16:1로 증가한다. 터보 펌프를 구동한 배기 가스는 열 교환기를 거쳐 터빈 가스 배기관에서 노즐 안으로 분사된다. 이 배기 가스는 연소 가스의 3200°C 고온으로부터 노즐을 보호하기에 충분히 저온이므로, 노즐 벽 표면에 얇은 막을 만들어 노즐 스커트를 보호한다.[5]
F-1은 초당 약 1789.42kg의 액체 산소, 약 788.34kg의 RP-1)의 산화제와 연료를 연소시켜 1500000lbf 추력을 생성했다. 이는 초당 671.4USgal 유량(413.5USgal LOX, 257.9USgal RP-1)에 해당한다.[5] F-1 1기당 추력은 679톤(6.7MN)으로, 우주왕복선 메인 엔진(SSME) 3기를 합친 것보다 크다.[6]
3. 5. 연소 전/후 절차
정지 시험 발사 동안, 케로신 기반의 RP-1 연료는 시험 발사 후 엔진에 탄화수소 침전물과 증기를 남겼다. 엔진 취급 및 향후 발사 시 문제를 피하기 위해 이를 제거해야 했으며, 각 시험 발사 전후에 엔진 연료 시스템을 세척하기 위해 용제인 트리클로로에틸렌(TCE)을 사용했다.[7][8] 세척 절차는 TCE를 엔진 연료 시스템을 통해 펌핑하고 용제가 몇 초에서 30~35분까지(엔진 및 침전물의 심각도에 따라 다름) 넘치도록 하는 것이었다. 때로는 시험 발사 전에 엔진의 가스 발생기와 액체 산소 돔도 TCE로 세척되었다.[7][8] F-1 로켓 엔진은 발사 준비 과정에서 액체 산소 돔, 가스 발생기 및 추력 챔버 연료 재킷을 TCE로 세척했다.[8]
4. 성능 제원
누리호 1단 엔진 KRE-075와 같은 가스발생기 사이클의 액체산소/등유 엔진이다. 그러나 F-1 엔진은 진공추력 75톤의 KRE-075에 비해 10배 이상 큰 진공추력 790톤의 초대형 엔진이다. 미국 역사상 최대의 로켓 엔진으로, 인류 최초로 달 착륙에 성공한 아폴로 11호를 발사한 새턴 5호의 1단에 5개의 F-1 엔진이 사용되었다.
러시아도 RD-170이라는 800톤 추력의 액체산소/등유 엔진을 보유하고 있는데, 이는 러시아 역사상 최대 출력의 엔진이다. 하지만, 이 엔진은 200톤 추력 엔진 4개를 묶은 것으로, 그중 하나는 나로호 1단 엔진으로 사용되었다.
2019년 현재 미국에서 가장 큰 엔진은 에어로젯 로켓다인이 개발한 RS-68 엔진으로 추력 300톤이다. 이 엔진은 가스발생기 사이클의 액체산소/액체수소 엔진이며, 델타 4호에 사용된다. 한국은 2020년 누리호 1단에 KRE-075 4개를 묶어 추력 300톤을 낼 계획이었다.
F-1 로켓 엔진의 추력과 효율은 아폴로 8호(SA-503)와 아폴로 17호(SA-512) 사이에 개선되었는데, 이는 후기 아폴로 계획(Project Apollo) 미션의 증가하는 탑재량 요구 사항을 충족하기 위함이었다. 특정 미션에서 엔진 간에 작은 성능 변동이 있었으며, 미션 간 평균 추력에도 변동이 있었다. 아폴로 15호의 F-1 엔진 성능은 다음과 같다.
| 항목 | 값 |
|---|---|
| 추력 (평균, 엔진당, 해수면 이륙) | 1553200lbf |
| 연소 시간 | 159초 |
| 비추력 | 264.72isp |
| 혼합비 | 2.2674 |
| S-IC 총 해수면 이륙 추력 | 7766000lbf |
로켓 엔진 추력을 측정하고 비교하는 것은 보기보다 복잡하다. 실제 측정을 기반으로 아폴로 15호의 이륙 추력은 7823000lbf였으며, 이는 평균 F-1 추력 1565000lbf에 해당한다. 이는 지정된 값보다 약간 더 큰 값이다.
4. 1. 아폴로 4, 6, 8호
| 해수면 추력 | 1500000lbf |
|---|---|
| 연소 시간 | 150초 |
| 비추력 | 260isp |
| 엔진 건조 중량 | 약 8353.35kg |
F-1 로켓 엔진의 추력과 효율은 아폴로 8호(SA-503) 이후 개선되었다.[5][9]
4. 2. 아폴로 9-17호
| 해수면 추력 | 1522000lbf |
|---|---|
| 연소 시간 | 165초 |
| 비추력 | 263isp |
| 엔진 건조 중량 | 약 8391.45kg |
4. 3. 공통 제원
| 아폴로 4, 6, 8호 | 아폴로 9–17호 | |
|---|---|---|
| 추력, 해수면 | 1500000lbf | 1522000lbf |
| 연소 시간 | 150초 | 165초 |
| 비추력 | 260isp | 263isp |
| 연소실 압력 | 70bar | 70bar |
| 엔진 건조 중량 | 약 8353.35kg | 약 8391.45kg |
| 엔진 연소 완료 중량 | 약 9115.38kg | 약 9153.49kg |
| 높이 | 약 5.79m | |
| 직경 | 약 3.75m | |
| 출구 대 목구 비율 | 16:1 | |
| 추진제 | 액체 산소 및 RP-1 | |
| 혼합 질량비 | 산화제 대 연료 2.27:1 | |
| 계약자 | NAA/로켓다인 | |
| 탑재체 | 새턴 5호 / S-IC 1단 - 엔진 5기 | |
4. 4. F-1A
1960년대에 로켓다인은 F-1의 성능 향상 개발을 진행하여 새로운 엔진 사양인 F-1A를 개발했다. F-1A는 외형적으로 F-1과 매우 유사하지만, 시험에서 약 20% 더 큰 추력인 8MN을 냈다. F-1A는 아폴로 계획 이후 시대에 미래의 새턴 V에 사용될 예정이었다. 그러나 새턴 V 생산 라인은 아폴로 계획이 종료되기 전에 폐쇄되었고, F-1A 엔진은 한 번도 비행하지 못했다.[10]4. 5. F-1B
Space Launch System|우주 발사 시스템영어(SLS) 프로그램의 일환으로, NASA는 고급 부스터 경쟁을 진행했다. 2013년, 마셜 우주 비행 센터 엔지니어들은 F-1 엔진(F-6049) 테스트를 시작했다. F-1B는 F-1A만큼 강력하면서도 비용 효율성이 높도록 설계되었다. F-1B는 연소실을 대폭 단순화하고, 엔진 부품 수를 줄였으며, 터빈 배기 중간 노즐 및 "커튼" 냉각 매니폴드를 포함한 F-1 배기 재활용 시스템을 제거했다. 터빈 배기는 F-1B의 단축된 주 노즐 옆에 별도의 배출구를 갖는다.[17] 선택적 레이저 용융을 사용한 금속 부품 생산으로 부품 비용을 절감했다.[13][18] 결과적으로 F-1B 엔진은 해수면에서 1800000lbf의 추력을 생성하도록 설계되었으며, 이는 아폴로 15 F-1 엔진이 생산한 약 1550000lbf의 추력보다 15% 증가한 것이다.[13]2012년, 프랫 & 휘트니(Pratt & Whitney), 로켓다인(Rocketdyne), 다이네틱스(Dynetics, Inc.)는 NASA의 고급 부스터 프로그램에서 파이리오스(Pyrios)라는 경쟁자를 선보였다. 파이리오스는 초기 버전의 우주 발사 시스템을 위해 설계된 5단 우주 왕복선 고체 로켓 부스터의 더욱 강력한 후계자를 찾는 것을 목표로 하며, 부스터당 두 개의 추력이 증가하고 대폭 수정된 F-1B 엔진을 사용한다.[13][14] 이 엔진의 비추력에서의 잠재적 이점 때문에, F-1B 구성(총 4개의 F-1B 사용)이 SLS 블록 2에 통합된다면, 이 차량은 저궤도에 150ton을 전달할 수 있으며,[15] 계획된 고체 부스터와 4개의 엔진 RS-25 코어 단계를 결합하여 130ton을 달성할 수 있다고 여겨진다.[16]
5. 한국과의 관련성
F-1 엔진은 KRE-075와 같은 가스발생기 사이클 방식의 액체산소/등유 엔진이지만, KRE-075의 진공추력 75톤에 비해 10배 이상 큰 진공추력 790톤을 갖는 초대형 엔진이다. 한국은 2020년 누리호 1단에 KRE-075 4개를 묶어 300톤의 추력을 낼 계획이었다.[1]
러시아의 RD-170은 800톤 추력의 액체산소/등유 엔진으로, 200톤 추력 엔진 4개를 묶은 것이다. 이 중 하나를 나로호 1단 엔진으로 사용했다.[1]
6. F-1 엔진 회수
2012년 3월 28일, 아마존닷컴 설립자 제프 베조스가 자금을 지원한 팀이 음파 탐지 장비를 사용하여 아폴로 임무에서 사용된 F-1 로켓 엔진의 위치를 확인했다고 보고했다.[25] 베조스는 플로리다주 케이프 커내버럴 동쪽 약 약 643.74km 떨어진 수심 약 4267.20m에서 엔진 중 적어도 하나를 인양할 계획이라고 밝혔다. 미국 항공우주국(NASA) 국장 찰스 볼든은 베조스와 그의 팀의 발견을 축하하고 성공을 기원하는 성명을 발표했다. 그는 인양된 유물은 모두 NASA의 자산이지만, 인양된 수량에 따라 스미소니언 협회 및 기타 박물관에 제공될 것이라고 NASA의 입장을 확인했다.[27]
2013년 3월 20일, 베조스는 F-1 엔진 부품을 인양하는 데 성공했다고 발표하며 사진을 공개했다. 인양선은 ''씨베드 워커''였으며, 베조스가 인양 작업을 위해 조직한 전문가 팀이 탑승했다.[30] 같은 해 7월 19일, 베조스는 인양된 엔진 중 하나의 일련 번호가 로켓다인 일련 번호 2044(NASA 번호 6044)이며, 닐 암스트롱, 버즈 올드린, 마이클 콜린스가 아폴로 11호 임무로 달에 가는 데 사용한 #5 (중앙) 엔진이라고 밝혔다.[29] 인양된 부품은 보존 과정을 위해 캔자스 우주 및 과학 센터(Kansas Cosmosphere and Space Center) (허친슨)로 옮겨졌다.[29][30]
2014년 8월, 아폴로 11호에서 인양된 부품 2개와 다른 아폴로 비행에서 인양된 부품 1개가 공개되었으며, 세척된 엔진 사진이 공개되었다. 베조스는 이 엔진들을 워싱턴 D.C.에 있는 국립 항공우주 박물관을 포함한 여러 장소에 전시할 계획이라고 밝혔다.[30]
2017년 5월 20일, 시애틀, 워싱턴(Seattle, WA)의 비행 박물관(Museum of Flight)에서 아폴로 상설 전시회가 열렸으며, 아폴로 12호 임무의 3번 엔진 추력 챔버 및 추력 챔버 인젝터와 아폴로 16호 비행을 추진한 엔진의 가스 발생기를 포함하여 인양된 엔진 유물을 전시했다.
7. F-1 엔진 전시 위치
| 위치 | 설명 |
|---|---|
| 존슨 우주 센터 (휴스턴) | 스미소니언 소유의 SA-514 1단 F-1 엔진 전시 |
| INFINITY 과학 센터 (미시시피주) | SA-515 1단 F-1 엔진 전시 |
| 케네디 우주 센터 (플로리다주) | S-IC-T "전체 시스템 테스트 단" F-1 엔진 (완전한 새턴 V 1단 형태로 전시) |
| 미국 우주 및 로켓 센터 (앨라배마주 헌츠빌) | SA-500D (동적 테스트 차량) F-1 엔진 전시 |
| 파워하우스 박물관 (호주 시드니) | 로켓다인 제작 연구 개발용 엔진 (35회 발사). 스미소니언 국립 항공 우주 박물관 대여 (미국 외 유일한 F-1 엔진).[21] |
| 에어 주 (미시간주 포티지) | 국립 항공 우주 박물관 대여 F-1 엔진 전시.[22] |
| 오클라호마 과학 박물관 (오클라호마시티) | F-1 엔진 수평 전시 |
| 비행 박물관 (워싱턴주 시애틀) | F-1 엔진 F-6049 (아폴로 전시 일환으로 수직 전시) |
| 로켓다인 제작자 기념비 (캘리포니아주 카노가 파크) | F-1 엔진 수직 설치 (1979년 설치, 1980년 이동).[23] |
| 뉴멕시코 우주 역사 박물관 (뉴멕시코주 알라모고르도) | F-1 엔진 야외 전시 |
| 코스모스피어 | 회수된 F-1 추력실 및 노즐 연장부가 없는 완전한 엔진 야외 전시.[24] |
| Museum of Flight영어 (시애틀) | 아마존(Amazon.com) CEO 제프 베조스 인양 아폴로 11호 F-1 엔진.[40][41] (수리 후 기증, 일반 공개) |
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