КК состоит из командного модуля, служебного модуля, стыковочного модуля (при полете по программе "ЭПАС") и имеет следующие массово-габаритные характеристики: масса (со стыковочным модулем) 16500 (по другим данным 14737) кг, длина 10700 мм, диаметр 3920 мм.
СА: масса 54705500 (по другим данным 4850) кг, длина 3430 мм, диаметр 3920 мм, свободный объем 6.1 куб. м, аэродинамическое качество 0.280.4 (до 0.5 при угле атаки 33 град.).
Служебный модуль: масса 9000 кг, длина 3943 (с учетом сопла 7916) мм; диаметр 3914 мм;
Стыковочный модуль: масса 2500 кг, длина 2940 (по другим данным 3150) мм, диаметр 1420 мм (по другим данным 1600) мм, свободный объем 3.65 куб.м.
Описание конструкции: СА конической формы с углом раствора 60 град. имеет многослойную конструкцию. Внутренняя оболочка выполнена из алюминиевых сотовых панелей толщиной 2038 мм, сварная; внешняя оболочка состоит из профилированных сотовых панелей, сваренных из нержавеющей стали толщиной 0.21.0 мм.
Абляционное покрытие имеет толщину 844 мм (на донной защите более 60 мм)
Масса конструкции 2130 кг. В передней, негерметичной, части СА размещен стыковочный узел типа «штырь» с внутренним люкомлазом; вокруг него уложены парашюты; здесь же размещены 2 из 12 ЖРД управления СА. В средней части СА на амортизаторах установлены кресла экипажа (суммарная масса 840 кг), причем среднее складывается для облегчения посадки астронавтов (в варианте для ЭПАС командир корабля находится в левом кресле, пилот основного блока в среднем, пилот стыковочного модуля в правом); пульты управления (200 кг); блоки СОЖ (200 кг + 80 кг запасов воды и пищи) и радиоэлектронного оборудования (660 кг); здесь же находится быстрооткрывающийся люк трапецевидной формы (установлен после пожара на "Apollo1"), служащий для посадки и выхода экипажа, и 5 иллюминаторов прямоугольной формы. В донной части размещаются блоки реактивной системы управления СА (10 ЖРД).
Масса систем прицеливания и ориентации, размещенных в СА 715 кг. В служебном модуле (масса конструкции 1100 кг) находятся топливные баки, топливные элементы системы электропитания, блоки системы связи (115 кг), маршевый двигатель и ДУ системы ориентации и управления (масса блоков СО и СУ 438 кг).
На внешней поверхности модуля расположены антенны дальней связи. Радиаторы (масса 113 кг) вмонтированы в многослойные панели обшивки. Маршевый (корректирующе-тормозной) двигатель AJ10137: тяга 9300 кг, ресурс 750 сек, многократное включение длительностью 0.4500 сек.
Двигатели ориентации 16 штук, тягой по 45 кг; топливо монометилгидразин + азотный тетроксид. При входе в атмосферу СА управляется 12-ю ЖРД тягой по 414 Н, топливо монометилгидразин+азотная кислота.
Энергопитание: в служебном модуле размещены 3 топливных элемента мощностью по 1.42 кВт и аккумуляторная серебряноцинковая батарея емкостью 400 ампер*часов; в СА установлена химическая батарея на 98 ампер*часов. Системы "A." потребляют постоянный ток напряжением 27 В.
На электродвигатели АПАС подается переменный ток с U=115 В. Система ориентации и навигации; инерциальная гиростабилизированная платформа массой 19.3 кг с потребляемой мощностью 219 Вт, аварийная бесплатформенная инерциальная система; 16-ти разрядная БЦВМ массой 26.3 кг, объемом 21.3 куб. дм, мощность 200 Вт.
Масса системы обеспечения жизнедеятельности 460 кг. В "А." поддерживается чисто кислородная атмосфера: давление 0.35 кгс/кв. см (0.350.38 атм.), влажность 4070 %, температура 2127 град. С. Допустимая утечка кислорода 0.227 кг/ч, максимальная 0.3 кг/мин, ресурс до 16-ти суток. Во время предстартовой подготовки на Земле в кабине создается атмосфера, состоящая из 40 % кислорода и 60 % азота, давление 1 атм.
Запас кислорода хранится в сверхкритическом состоянии. В системе связи массой 242 кг используются УКВ-диапазоны 259.7 и 296.8 МГц. Для стыковки с ОПС «Skylab», стыковочным модулем, а ранее с лунным экспедиционным модулем LEM используется стыковочный агрегат типа «штырь-конус», «активным» КА является "A.". Для стыковки с «Союзом» используется андрогиннопереферийный агрегат стыковки (АПАС), «активным» может быть любой КА. В систему посадки входят 2 тормозных парашюта диаметром по 5 м, вводящиеся на высоте 7600 м. На высоте 4500 м вводятся 3 вытяжных парашюта диаметром по 3 м, а на 4200–4000 м 3 основных парашюта диаметром по 26.8 м. каждый.
Посадка производится на воду, остойчивость обеспечивается тремя надувными баллонами. Увод СА от аварийной РН осуществляется РДТТ со следующими характеристиками: масса 2180 кг, масса топлива 1480 кг, длина 4640 мм, диаметр 660 мм, 4 сопла развернуты на 35 град. к оси РН; тяга 700 кН; удельный импульс 253 сек; обеспечиваемое ускорением 90 м/с2.
КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ "ВОСТОК"
Первые в мире пилотируемые (одноместные) космические корабли. Разработка "В." начата осенью 1958 года в ОКБ-1; Генеральный конструктор С.П.Королев, главный конструктор пилотируемых КЛА М.К.Тихонравов, ведущий конструкторы К.П.Феоктистов, О.Г.Ивановский.
Первый полет "В." в автоматическом режиме состоялся 5 мая 1960 года. До 25 апреля 1961 г. — 5 беспилотных полетов, из них 2 аварийных (отказ системы ориентации; нештатная работа РН). Первый пилотируемый полет на "В." 12 апреля 1961 г. выполнил космонавт Ю.А.Гагарин. До 19 июня 1963 г. на кораблях "В." осуществлено 6 пилотируемых полетов, самый длительный до 6 суток. Позднее "В." использован как базовый при создании ПКС «Восход» и различных ИСЗ научного ("РесурсФ", "Фотон") и военного назначения.
Стартовая масса 4730 кг; длина (без антенн) 4400 мм; максимальный диаметр 2430 мм. "В." состоит из спускаемого аппарата (СА, масса 2460 кг; наружный диаметр 2430 мм; диаметр герметичного корпуса 2200 мм; объем герметичного корпуса 5,2 куб. м; свободный объем 1,6 куб. м; наибольшая толщина ТЗ 180 мм, наименьшая 30 мм.; диаметр входного, парашютного и технологического люков 1000 мм.) и приборно-агрегатного отсека (ПАО, масса 2270 кг; диаметр 2430 мм; длина 2250 мм; объем 3 куб.м.
В сферическом СА размещены: кресло космонавта, блоки систем обеспечения жизнедеятельности, терморегулирования, электропитания, ориентации и управления, телеметрии, пульт космонавта, оптический визир «Взор», ручка управления, средства пеленгации и связи. Слева от кресла расположен парашютный контейнер (люк № 2). Входной люк (№ 1) находится "над головой" космонавта, а технологический (№ 3) "под ногами". Масса теплозащиты 17.7 % стартовой массы. На поверхности СА расположены антенны КРЛ, плата кабельмачты, узел крепления стяжных лент.
ПАО сострит из двух усеченных конусов, соединенных большими основаниями, выполненных из алюминиевого сплава; со стороны СА вогнутое сферическое днище, с противоположной стороны ниша под ТДУ-1; приборная рама сделана из сплава МА-2. В ПАО размещены блоки системы ориентации и управления движением, электропитания, системы «Заря», телеметрии, программно-временное устройство.
На поверхности ПАО расположены шаро-баллоны (14 штук) с азотом для системы ориентации и кислородом для СОЖ, двигатели ориентации, датчики Солнца, датчики телеметрии, навесные холодные радиаторы с жалюзи. Отсеки соединяются стяжными лентами с пирозамками. Масса конструкции 20 % стартовой массы. Тормозной двигатель ТДУ-1 (масса 396 кг (8.4 % стартовой массы), топлива 280 кг, тяга 1600 кг) обеспечивает изменение скорости КЛА на 100–140 м/с.
Система ориентации: 2 блока по 8 сопел, тягой 14,7 Н каждое, рабочее тело азот (запас газа 1.0 % стартовой массы). В качестве источников тока используются аккумуляторные батареи; масса СЭП 12.5 % стартовой массы, бортовой кабельной сети 8.6 %. Применена автоматическая ориентация на Солнце, ручная ориентация на Землю осуществляется при помощи оптического визира «Взор»; радиосистема пеленгации и контроля параметров орбиты.
Тепловой режим обеспечивается принудительной циркуляцией газа наддува (для ПАО азот), охлаждаемого жидким теплоносителем. Оптические параметры размещенных на ПАО навесных холодильников-радиаторов регулируются жалюзи. Атмосфера в кабине по составу близка к земной (22–25 % кислорода по объему), давление 755–775 мм. рт, ст., температура 17–26 град. С.; расчетный ресурс 10 сут; основной запас кислорода хранится в связном виде (надпероксид калия).
Суточный рацион продуктов питания 2.7 кг, в том числе 1.2 кг воды. Система связи включает УКВ ("Заря", 143.625 МГц.) и КВ (9.019 и 20.006 МГц., система передачи данных о самочувствии космонавта «Сигнал» 19.995 МГц.) аппаратуру для двусторонней связи с Землей, командная радиолиния и ТВ-система с двумя камерами для наблюдения за космонавтом. В СА установлен парашютный контейнер, объемом 330 куб. дм, площадь основного парашюта 574 кв. м, высота ввода 4000 м, скорость спуска 10 м/с.
Космонавт катапультируется и приземляется на своем парашюте площадью 83.5 кв. м (тормозной парашют 2 кв.м., запасной 56 кв. м), катапультное кресло оснащено 2 РДТТ, основным и вспомогательным парашютами, носимым аварийным запасом. Система приземления занимает 3.2 % стартовой массы, кресло с космонавтом 7.1 %. При возникновении аварийной ситуации до отделения ГО и 1 ступени (до высоты 40000 м.) катапультирование космонавта; далее аварийный спуск. Рабочая орбита 190–250 км, для обеспечения аварийного спуска при отказе ТДУ в течении не более чем 7 дней.
