Die Juno-I (dreistufig auch Jupiter Composite genannt) war das erste einsatzfähige SLV der USA.
Es basiert auf der Boden-Boden-Rakete Redstone der USArmy und war bereits 1955 einsatzreif umkonstruiert. Zunächst wurde jedoch auf das noch in der Entwicklung befindliche SLV Vanguard der US Navy gesetzt.
Die Juno 1 war ein vierstufiges SLV. Der ersten Stufe Redstone (mod.) wurden vier gebündelte Feststofftreibsätze Thiokol Sergeant aufgesetzt, die in einem Köcher verschachtelt angeordnet waren.
Die Redstone wurde mit einem Triebwerk Rocketdyne A-7 ausgerüstet. Der Treibstoff der Redstone Äthylalkohol/Sauerstoff wurde durch höherenergetisches Hydyne (60% UDMH + 40% DETA) /Sauerstoff ausgetauscht. Dadurch konnte der Schub um 11% erhöht werden. Gleichzeitig konnte die Brenndauer durch Verlängerung der Tanks um 2,44 m gesteigert werden (max. +34 sec). Die Lagekontrolle erfolgte mittels Strahlruder. Ein im Kopf der Stufe installierter Druckgasbehälter versorgte 4 Düsen, die zur Umlenkung des Adapters mit der Oberstufe in die horizontale Lage diente. Vor Abschuß der Feststofftreibsätze wurde der Köcher mit einem Elektromotor drallstabilisiert.
Die zweite Stufe wurde von 11 im Köcher untergebrachten Treibsätzen gebildet, die ringförmig angeordnet waren.
Die dritte Stufe bestand aus drei Treibsätzen, die im inneren des ersten Bündels untergebracht waren.
Die vierte Stufe bestand aus einem Treibsatz oberhalb des Köchers und war mit der Nutzlast verbunden.
Während die erste Juno 1 keine Nutzlastverkleidung hatte, waren alle anderen mit einem kegelförmigen Shroud geschützt.
Die Juno-I wurde zwischen 1958 und 1961 insgesamt 6 mal gestartet. Am 01.02.1958 gelangte der erste US-amerikanische Explorer 1 in einen Erdorbit.

In den Jahren 1960/61 wurde die bei der Juno-I verwendete Redstone (mod.) ohne zusätzliche Stufen für unbemannte und bemannte ballistische Flüge im Rahmen des Mercury-Programms der NASA als Redstone-Mercury insgesamt 5 mal eingesetzt.

Als Redstone-Sparta ist ein zweistufiges SLV aus dem Jahr 1967 bekannt. Es wurde vom Weapons Research Establishment (Australien) von Woomera einmal gestartet. Vermutlich wurde als Grundstufe eine reine Boden-Boden-Rakete Redstone verwendet (Äthylalkohol/Sauerstoff). Als zweite Stufe fungierte ein Feststofftriebwerk Antares II. Als Kickstufe für die Nutzlast wurde ein weiteres kleines kugelförmiges Feststofftriebwerk Alcyone hinzugefügt.

The Juno-I (Jupiter-C) vehicle consists of a modified Redstone ballistic missile topped by three solid-propellant upper stages. The tankage of the Redstone was lengthened by eight feet to provide additional propellant. The instrument compartment is also smaller and lighter than the Redstone's. The second and third stages are clustered in a "tub" atop the vehicle, while the fourth stage is atop the tub itself. The second stage is an outer ring of eleven scaled-down Sergeant rocket engines; the third stage is a cluster of three scaled down Sergeant rockets grouped within. These are held in position by bulkheads and rings and are surrounded by a cylindrical outer shell. The webbed base plate of the shell rests on a ball-bearing shaft mounted on the first-stage instrument section. Two electric motors spin in the tub at a rate varying from 450 to 750 rpm to compensate for thrust imbalance when the clustered motors fire. The rate of spin is varied by a programmer so that it does not couple with the changing resonant frequency of the first stage during flight.
The upper-stage tub was spun-up before launch. During first-stage flight, the vehicle was guided by a gyro-controlled autopilot controlling both air-vanes and jet vanes on the first stage by means of servos. Following a vertical launch from a simple steel table, the vehicle was programmed so that it was travelling at an angle of 40 degrees from the horizontal at burnout of the first stage, which occurred 157 seconds after launch. At first-stage burnout, explosive bolts fired and springs separated the instrument section from the first-stage tankage. The instrument section and the spinning tub were slowly tipped to a horizontal position by means of four air jets located at the base of the instrument section. When the apex of the vertical flight occurred after a coasting flight of about 247 seconds, a radio signal from the ground ignited the eleven-rocket cluster of the second stage, separating the tub from the instrument section. The third and fourth stages were fired in turn to boost the satellite and fourth stage to an orbital velocity of 18,000 miles per hour.

Propulsion
Stage 1: Rocketdyne A-7 engine.
Thrust 83,000 lb; burn time 155 seconds; specific impulse ( s.l.) 235 sec; propellants liquid oxygen as oxidizer, and "Hydyne" (60% unsymmetrical, dimethylhydrazine and 40% diethylenetriamine) as fuel; propellant feed turbopump type; turbopump drive 90% hydrogen peroxide decomposed by catalyst bed to produce steam.
Stage 2: Eleven JPL scaled-down Sergeant rockets.
Thrust 16,500 lb; burn time 6.5 seconds; specific impulse 220 sec; propellant polysulfide-aluminum and ammonium perchlorate (solid propellant).
Stage 3: Three JPL scaled-down Sergeant rockets.
Thrust 5,400 lb; burn time 7 seconds; specific impulse 235 sec; propellant same as for stage 2.
Stage 4: One JPL scaled-down Sergeant rocket.
Thrust 1,800 lb; burn time 7 seconds; specific impulse 235 sec; propellant same as for stage 2.