Возросшее давление в камере сгорания включает контактный переключатель, сигнализирующий, что двигатель работает нормально в момент времени To -1,6 сек. Из пяти ЖРД F-1 первым запускается центральный двигатель, затем по 2 периферийных ЖРД с интервалом 300 мсек.
Saturn V удерживается с работающими ЖРД в течение 5 сек, после восстановления полной тяги освобождаются 4 удерживающих рычага, и ракета начинает подниматься, преодолевая удерживающие силы, возникающие от металлических пальцев, протягиваемых сквозь отверстия. Этот процесс мягкого освобождения длится 0,5 сек.
Через 1,7 сек после начала подъема ракеты, внешние ЖРД отклоняются, создают угол рыскания и увеличивают зазор, предотвращающий возможность контакта ракеты с башней. Этот маневр заканчивается на 10-й сек полета.
Аналоговая вычислительная машина, управляющая полетом, вырабатывает управляющие сигналы по крену и тангажу, выдает их в сервоприводы карданов ЖРД и выводит ракету на заданный азимут. Маневр по крену заканчивается на 31-й сек, а программа управления по тангажу продолжается до отделения ступени S-IC.
Центральный ЖРД F-1 выключается за 1/2 мин до окончания работы ступени S-IC, во избежание слишком большого ускорения. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. После команды на выключение периферийных ЖРД включаются 8 тормозных РДТТ, и ступень S-IC отделяется от S-II на высоте Н=67 км при скорости V >2,75 км/сек. Продолжая баллистический полет, S-IC поднимается до высоты 110 км и падает в Атлантический океан на расстоянии 680 км от места старта.
За 0,2 сек, до отделения S-IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II. Запуск ЖРД J-2 начинается с подачи энергии двум запальным свечам в газогенераторе и к воспламенителю в камере сгорания. Затем начинают работать 2 соленоидных клапана: один для регулировки подачи гелия, другой для управления процессом воспламенения. Гелий используется для поддержания в закрытом положении перепускных клапанов, обеспечивающих начальное охлаждение топливных магистралей, продувки каналов окислителя в днище головки двигателя и каналов окислителя в газогенераторе. После этого открываются основной клапан горючего и клапан подачи окислителя в воспламенитель камеры сгорания. Таким образом создается факел в центральной части форсуночной головки. Начальная раскрутка турбин осуществляется с помощью сжатого газообразного водорода, хранящегося в пусковом баке. Спустя 0,64 сек. с момента подачи сжатого водорода на турбину, клапан пускового бака закрывается и включается основной соленоид управления, который прекращает продувку гелием газогенератора и открывает клапан подачи окислителя. Двигатель выходит на номинальный режим и подача энергии на запальные свечи прекращается.
Пять ЖРД J-2 ступени S-II запускаются одновременно, и через 23 сек сбрасывается нижний переходник ступени S-II.
Далее экипаж вручную подает команду на зажигание РДТТ, сбрасывающего систему аварийного спасения (эта система связана только с кораблем и не управляется от ракеты-носителя).
Управляет полетом S-II бортовая ЭЦВМ приборного отсека, вырабатывающая сигналы сервоприводам карданов периферийных ЖРД.
Для управления тангажом ЖРД отклоняются на ±7° и для управления рысканием на ±10°; комбинированное отклонение позволяет произвести коррекцию ошибки по крену с угловой скоростью 8 град/сек.
Через 40 сек после запуска ЖРД J-2 бортовая ЭЦВМ переходит на режим итерационного управления. С этого момента управление полетом осуществляется по методу настраивающейся траектории.
Сигнал на выключение ЖРД J-2 подается в блок электрического управления двигателем, выключается соленоидный клапан управления подачей гелия, закрываются главные клапаны горючего и окислителя и клапан газогенератора, открывается перепускной кислородный клапан, и газогенератор и головка камеры сгорания продуваются кислородом.
