洛克达因最初设计F-1只是出于美国空军在1955年提出的制造超大型火箭发动机的要求。公司最后设计出两个版本，一个E-1，一个更大的F-1。E-1虽然在静态点火试验中取得成功，但很快这款发动机被视为没有前途，而且有更强大的F-1存在，E-1计划被搁浅了。然而美国空军发现没有使用如此强大的发动机的必要，F-1的研究计划也随之中止。刚刚成立的NASA看中了这款发动机，并与洛克达因签约，要求尽快完成研发。1957年，发动机进行了局部试验，而整机的静态点火试验也在1959年3月取得成功。武器大全WUqi.ttCX.NeT编辑

F-1在随后七年的测试中，其燃烧不稳定性逐渐暴露出来，并可能导致灾难性事故。[1]攻克这个技术难题的工作最初进展十分缓慢，因为这种故障的发生是不可预知的。最终，工程师们想出了解决办法，他们将少量的爆轰炸药放在燃烧室中，并在发动机运转时引爆炸药，以此测试燃烧室在压力变化时将作何反应。设计师随后测试了几种不同的燃料喷射器，并得到了最佳匹配方案。这个问题从1959年一直拖到1961年才算告一段落。

F-1以燃气发生器循环为基础。即在炉外燃烧室里燃烧一小部分燃料，以燃气驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室。发动机的核心组件是推力室，燃料和氧化剂混合并燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形小室，即做输送液氧的歧管，也做万向轴承的支撑架，连接发动机和火箭箭体。小室之下是喷射器，用来混合燃料和氧化剂。一部分燃料从另一个歧管进入喷射器，另一部分燃料通过178根管道直接通入推力室，盘旋的管道形成了推力室的上半部分，还可以起到给推力室降温的作用。

燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5,500 RPM，产生55,000制动马力(41 MW)。在此功率下，工作泵每分钟可以泵入15,471 加仑(58,564 升)煤油和24,811加仑(93,920升)液氧。涡轮泵被设计得可以应付严酷的温度环境：煤气的温度高达1,500 °F (816 °C)，而液氧的温度低至-300 °F (-184 °C)。一些燃料煤油被充作涡轮的润滑剂和冷却剂。武器大全WUqi.ttCX.NeT编辑

推力室下方是喷嘴的延伸，大致延伸到发动机的一半长度位置。延伸部分将发动机的膨胀比从10:1提高到16:1。涡轮机排除的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分，保护喷嘴在高温(5,800 °F, 3,200 °C)下不受损坏。[2]天天查询wuqi.tTCX.NET编辑

F-1每秒消耗3,945磅(1,789 kg)液氧，1,738磅(788 kg)煤油，产生1,500,000磅力(6.7 MN)的推力。在两分半钟的运转中，土星五号凭借F-1上升42英里(68 km)高度，达到6,164英里美小时(9,920 km/h)的速度。土星五号每秒的推进剂流量时12,710升，可以在8.9秒内清空一个容量110,000升的游泳池。[2]每台F-1发动机的推力都比航天飞机上三台发动机总和还多。（TtCx.neT)

F-1在阿波罗8号(SA-503)和阿波罗17号(SA-512)任务期间得到改进。因为随着任务的进展，土星五号的负荷也逐渐增大。每次任务对发动机的性能要求都略有差异，用于阿波罗15号的F-1发动机性能为：

每台平均海平面推力：1,553,200 磅力 (6.909 MN) (WUQI.TTCX.NET)

燃烧时间: 159 s

比冲: 264.72 s (TTCx.Net）

混合比: 2.2674

S-IC级总海平面推力：7,766,000 磅力 (34.55 MN)

发动机推力实测值与标称值有差异，阿波罗15号所用的发动机其起飞推力为7,823,000磅力(34.8 MN)，而F-1的平均值是1,565,000磅力(6.962 MN)。