В двигательном отсеке размещался маршевый ЖРД с баками для топлива. Его функция состояла в переводе аппарата с траектории полёта к Луне на селеноцентрическую орбиту, коррекции этой орбиты и последующего перевода «Аполлона» на траекторию полёта к Земле. Это ЖРД, известный под индексом Эй-Джей-10-138, был разработан в 1962–1964 гг. для ракетной ступени «Транстейдж», использовавшейся в качестве верхней ступени на ракете-носителе «Титан- III». Первое огневое испытание двигателя состоялось в июле 1963 г. (при этом он имел обозначение Эй-Джей-10-137). Двигатель работал на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе, представлявшем собой смесь четырёхокиси азота (окислитель) и аэрозина-50. Он имел тягу в пустоте 35,5 кН при давлении в камере 0,7 МПа. Большая геометрическая степень расширения сопла, равная 40, способствовала повышению удельного импульса, достигавшего в пустоте 2960 м/с. Двигатель был рассчитан на многократное включение в течение примерно 7 часов общей продолжительности работы. Камера сгорания и начальный участок сопла, включая его критическое сечение, имели абляционное охлаждение. Эти части были изготовлены из рефразилового волокна, пропитанного фенольной смолой, затем шёл изоляционный слой из асбестового волокна, также пропитанного фенольной смолой, и наконец, сверху конструкция покрывалась внешним слоем из стекловолокна, пропитанного эпоксидной смолой. Остальная часть сопла изготавливалась из жаропрочного сплава (ниобиевый сплав, в конце сопла — титановый сплав) и была неохлаждаемой (т. е. поступающее на его стенки тепло от газов излучалось в космос при допустимом уровне температур). Система подачи топлива вытеснительная. Наддув баков осуществлялся гелием. Смесительная головка камеры изготавливалась из алюминиевого сплава и имела несколько сотен отверстий для впрыска топлива. Отверстия располагались по концентрическим окружностям. Двигатель мог отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях от нейтрального положения по углу тангажа на ± 6° и по углу рыскания — на ± 10°.
Также в двигательном отсеке размещались 16 вспомогательных ЖРД Р-4Д, служивших для нужд ориентации при манёврах, увода отсека после его разделения со спускаемым аппаратом и незначительной коррекции траектории. Эти двигатели были сгруппированы в четыре блока, в каждый из которых входили четыре крестообразно расположенных ЖРД.
Двигатель Р-4Д был создан фирмой «Марквардт» специально для космического корабля «Аполлон». Топливом для него служили четырёхокись азота и аэрозин-50 (впоследствии монометилгидразин). Вообще следует отметить, что все двигатели «Аполлона» работали на одинаковом топливе. Двигатель работал в импульсном режиме и мог обеспечивать импульсы длительностью 0,01 с и частотой 30 с -1. Номинальное значение тяги составляло 445 Н при давлении в камере 0,67 МПа. Такую тягу он мог развивать только при непрерывной работе длительностью 1 с. Удельный импульс в непрерывном режиме работы составлял 2750 м/с, в импульсном режиме эта величина снижалась. Двигатель имел массу 2,3 кг, высоту — 34 см, диаметр — 16,5 см. Был он довольно прост — в его состав входило всего 70 деталей.
На спускаемом аппарате применялись 12 ЖРД СЕ-8, служивших для его ориентации при спуске. Эти двигатели входили в состав двух автономных систем, каждая из которых содержала по 6 таких ЖРД.
Двигатель обладал тягой 450 Н и работал в импульсном режиме. Он имел абляционное охлаждение и вытеснительную систему подачи топлива.
Спускаемый аппарат был снабжён двумя тормозными, тремя вытяжными и тремя основными парашютами, а также двумя надувными баллонами для поддержания аппарата на плаву в нужном положении. Система жизнеобеспечения поддерживала достаточно комфортную температуру в отсеке для экипажа (21° – 27° С). Кабина заполнялась почти чистым кислородом (2% азота) при давлении 0,035–0,039 МПа, относительная влажность находилась в пределах 40–70%. Свободный объём кабины составлял 6,1 м3. В кабине размещались три кресла для членов экипажа. Система жизнеобеспечения была рассчитана на работу в течение примерно 11 сут, а также на дополнительные 4 сут на случай аварийной ситуации.
Посадочная ступень лунной кабины после выполнения своей задачи оставалась на Луне. Она имела шасси, на концах которых были предусмотрены тарельчатые опоры диаметром 0,9 м. На этих опорах были расположены специальные отламывающиеся при посадке щупы. С их помощью регистрировался факт контакта с поверхностью Луны и подавалась команда на выключение двигателя посадки. Длина каждого щупа в развёрнутом положении 1,7 м. Каждая стойка шасси могла укорачиваться на 0,8 м, что позволяло лунной кабине занимать горизонтальное положение, даже если эти стойки попадали на разные уровни лунного грунта. Электропитание посадочной ступени обеспечивалось четырьмя серебряно-цинковыми батареями. Эта ступень была обеспечена ЖРД, разработанными в 1963–1967 гг. В 1970 г. он был усовершенствован для космического корабля «Аполлон». Двигатель работал на четырёхокиси азота и аэрозине-50. Его средний удельный импульс в вакууме составлял 2990 м/с, давление в камере — 0,73 МПа, геометрическая ступень расширения сопла равнялась 54. Система подачи топлива вытеснительная, наддув баков производился гелием. На внутренней поверхности стенки камеры создавался избыток горючего для её внутреннего охлаждения. Двигатель крепился к лунной кабине на карданном подвесе и мог отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол ±6°. Масса двигателя — 174 кг, длина — 2,3 м, диаметр выходного сечения сопла — 1,5м. Этот ЖРД был рассчитан на многократные (до 20 раз) включения, его ресурс составлял 1000 с. Камера сгорания изготовлена из титанового сплава с внутренним абляционным покрытием на основе фенольной смолы, армированной двуокисью кремния. Неохлаждаемый насадок на сопло был изготовлен из ниобиевого сплава и разрушался при посадке аппарата на Луну. С помощью этого двигателя лунная кабина меняла круговую селеноцентрическую орбиту на эллиптическую и в результате последующего торможения осуществляла посадку на поверхность Луны.
На взлётной ступени размещалась кабина для астронавтов свободным объёмом 4,5 м3, соединённая одним люком с отсеком экипажа основного блока. Второй люк служил для выхода астронавтов на поверхность Луны. Лунная кабина снабжалась системой наведения и навигации, включавшей в себя бортовую ЦВМ, пульт управления с системой отображения информации, инерциальный измерительный блок, перископический телескоп, радиолокатор, обеспечивавший посадку лунной кабины на Луну, радиолокатор, предназначенный для обеспечения встречи взлётной ступени с основным блоком «Аполлона», приёмоответчик дальномера и пять блоков согласования данных.
Для обеспечения старта с Луны на взлётной ступени располагался ЖРД РС-18 фирмы «Белл». Он работал на том же топливе, что и остальные двигатели «Аполлона». Его тяга в пустоте составляла 15,6 кН, удельный импульс — 3043 м/с при давлении в камере 0,84 МПа. Система подачи топлива вытеснительная. Камера имела абляционное охлаждение и, кроме того, охлаждалась изнутри горючим, подававшимся в пристеночный слой продуктов сгорания через периферийный пояс отверстий в головке.
Испытания отдельных элементов корабля в полёте начались и проводились по мере готовности этих элементов или их макетов. Первый эксперимент, который условно можно отнести к лётным, был проведён 7 ноября 1963 г. При этом была осуществлена отработка системы аварийного спасения (САС) экипажа при возникновении аварийной ситуации на стартовом столе. В мае 1964 г. эта же система отрабатывалась при имитации аварии в полёте. Для проведения эксперимента макет основного блока с САС был запущен по баллистической траектории с помощью ракеты «Литтл Джо-2». В ходе полёта был осуществлён отстрел макета с помощью этой системы. Подобного рода эксперименты проводились регулярно до апреля 1968 г. При этом решались такие задачи: изучались условия выведения основного блока и САС на геоцентрическую орбиту, отрабатывалась САС при максимальном скоростном напоре, на большой высоте, при потере ориентации, изучался вход в атмосферу, отрабатывались лунная кабина, система обнаружения неисправностей. Для экспериментов использовались макет основного блока, его экспериментальный образец, лунная кабина, а также ракеты «Литтл Джо-2», «Сатурн-I», «Сатурн-IБ» и «Сатурн-V».
Первый пуск, обозначенный как «Аполлон-I», состоялся 26 февраля 1966 г., когда был запущен экспериментальный образец основного блока и САС. Затем последовали аналогичные запуски беспилотных «Аполлонов-II – VI».
Запуски кораблей с экипажами на борту начались несколько позже, чем предусматривалось первоначально, поскольку 17 января 1967 г. из-за пожара в кабине «Аполлона» во время наземных экспериментов погибли три астронавта: В. Гриссом, Э. Уайт и Р. Чаффи.
Беспилотные полёты «Аполлона» были окончены в апреле 1968 г. За ними началась серия полётов с экипажами на борту.