Через 700 мсек после выключения ЖРД J-2 ступени S-II по сигналу селектора последовательности операций запускаются 2 РДТТ Thiokol TX-280, каждый развивает в течение 4 сек тягу 1540 кг (они установлены на нижнем переходнике ступени S-IVB и производят осадку топлива в баках). Через 0,1 сек после запуска РДТТ на S-IVB пиротехническими зарядами срезаются планки, соединяющие S-II и S-IVB, запускаются 4 тормозных РДТТ, установленных на верхнем переходнике ступени S-II (каждый с тягой 16 т, продолжительностью работы 1,5 сек, весом 175 кг}.
Отделение ступени S-II происходит на высоте H=186 км при скорости V=7 км/сек на дальности 1650 км; продолжая полет по баллистической траектории, ступень S-II через 11 мин после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии 4250 км от места старта.
Последовательность операций при запуске ЖРД J-2 ступени S-IVB такая же, как при запуске J-2 ступени S-II, но продолжительность холодной проливки вместо 1 сек увеличивается до 3 сек. Для обеспечения повторного запуска ЖРД J-2 в начальной фазе работы двигателя пусковой бак вновь заполняется газообразным водородом, забираемым из трубопровода, подводящего горючее в камеру ЖРД. Через 8 сек после выхода на режим ЖРД J-2 по команде регулятора последовательности операций сбрасываются два отработанных блока РДТТ вместе с обтекателями и креплением.
Управление полетом ступени S-IVB осуществляется отклонением вектора тяги ЖРД J-2 по командам бортовой ЭЦВМ приборного отсека. Электронасос гадросистемы, управляющей отклонением ЖРД на кардане, начинает работать до старта ракеты и держит систему под давлением, в результате чего ось ЖРД удерживается ориентированной через центр масс аппарата. На активном участке траектории гидросистема управления вектором тяги отклоняет ЖРД на 7° в двух перпендикулярных направлениях.
Выключение ЖРД J-2 ступени S-IVB происходит по команде датчика скорости полета. Процесс выключения идентичен выключению J-2 ступени S-II.
Через 300 мсек после выключения ЖРД J-2 запускаются 2 ЖРД осадки топлива, развивающие тягу по 32 кг и работающие около 86 сек до начала вентиляции бака жидкого водорода. Вентиляционная магистраль начинается у редукционного клапана бака и заканчивается двумя соплами малой тяги, расположенными под 180° на обшивке приборного отсека и дающими тягу, регулируемую пневматическим блоком, от 20 до 3 кг. Система обеспечивает выброс массы, при котором не создается отрицательных ускорений и возмущений, приводящих к кавитации топлива в трубопроводах перед запуском J-2.
Управление ориентацией ступени S-IVB производится двумя блоками ЖРД, содержащими по 3 двигателя с тягами по 68 кг каждый, работающих в импульсном режиме с минимальным импульсом 70 мсек.
В каждом блоке установлены отдельные баки для горючего и окислителя и бак с газообразным гелием под высоким давлением для поддува топливных баков. Горючее CH3N2H3 стабильно при очень низких температурах и нечувствительно к ударам, окислитель N2O4.
Перед повторным выпуском ЖРД J-2 для вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне вся система подачи жидкого водорода, ТНА и двигатель должны быть охлаждены. Охлаждение осуществляется циркуляционной системой. По команде, поступающей из приборного отсека, открывается клапан системы охлаждения, и насос, установленный в баке жидкого водорода, создающий давление 0,5 кг/см? обеспечивает циркуляцию жидкого водорода с прокачкой 500 л/мин. Сразу после начала процесса охлаждения, включаются ЖРД осадки топлива. Охлаждение длится 320 сек, заканчивается за 9 сек до запуска ЖРД. Повторный запуск J-2 начинается после получения сигнала «двигатель готов».
Двигатель выключается по сигналу бортовой ЭЦВМ, когда вектор начальной скорости полета на Луну достигнет требуемой величины.
Через 80 мин после выключения J-2 корабль Apollo отделяется от ступени S-IV В.
