Общие требования к конструктивно-компоновочным схемам и основным системам и агрегатам 2 страница

Все приборы расположены таким образом, чтобы обеспечить быстрое и удобное считывание их показаний. Каждый компонент оборудования дублирован, а некоторые системы, как например, система управления, имеют двойное дублирование. Основной режим управления полетом (и работы бортовых систем) - автоматический, однако предусмотрен и ручной:

запуск ТДУ;

раскрытие парашюта;

управление реактивной системой ориентации - по каналам тангажа, курса 3 и крена 5 (работающей на перекиси водорода).

Ручное управление положением корабля осуществляется рукояткой, находящейся под правой рукой, левая рука располагается на включателе системы аварийного спасения.

Прямо перед астронавтом над приборной панелью расположен иллюминатор, через который он может наблюдать за состоянием системы аварийного спасения на активном участке и за горизонтом - при запуске ТДУ. Наблюдая через иллюминатор за звездами или за поверхностью Земли, астронавт может определить и скорректировать рыскание или снос спутника, подобно тому, как это делается на самолете.

Вход и выход из корабля осуществляются через люк, находящийся справа от иллюминатора. Быстрое сбрасывание крышки люка произво­дится пирозарядом, размещенным по периметру люка. Подрыв пирозаряда может быть произведен как изнутри, так и снаружи кабины.

Для выхода из корабля после его посадки на воду предусмотрен еще один аварийный люк, обеспечивающий выход через отсек парашютных систем. Для перехода через этот люк астронавт должен отодвинуть в сторону правую часть приборной доски, снять круглую герметичную крышку передней стенки кабины, вытолкнуть из носовой части пустой контейнер из-под парашюта и выползти вверх, развернуть надувной спасательный плот и прыгнуть на него.

Аппаратура системы обеспечения жизнедеятельности расположена под креслом астронавта. За спиной астронавта расположены баки с перекисью водорода для питания систем управления. Справа от астронавта находится аппаратура радиосвязи.

Для уменьшения нагрузки на астронавта и на аппарат при посадке (на воду или на сушу до значений, находящихся в пределах выносливос­ти) предусмотрено надувное амортизирующее устройство, расположен­ное в сложенном состоянии между основанием корпуса корабля и его теплозащитным экраном. Сложеный пневматический амортизатор представляет собой посадочную подушку из прорезиненной стеклоткани, раскрываемую под воздействием веса теплозащитного экрана, отделяемо­го от корпуса аппарата после раскрытия основного или запасного парашюта.

После запуска ТДУ, предназначенной для обеспечения схода космического аппарата с орбиты, блок ТДУ отбрасывается, и аппарат начинает входить в атмосферу. На высоте примерно 7 км автоматически раскрывается тормозной парашют. Астронавт может, управляя барометрическим контрольным клапаном (баростатом), раскрывать тормозной парашют на высоте до 15 км.

Для высоты 3,5 км аппарат стабилизируется при помощи тормозного парашюта, после чего обтекатель антенны, к которому прикреплен тормозной парашют, сбрасывается. При сбрасывании обтекателя антенны освобождается основной парашют.

В случае несрабатывания основного парашюта вводится в дей­ствие запасной парашют. Заключительной операцией является отделение теплозащитного экрана, который вытягивает посадочную амортизацион­ную подушку.

Для коммутации электрических цепей корабля и ракеты-носителя используется отрывной штепсельный разъем.

Антенны системы радиоконтроля орбиты расположены в цилиндри­ческом отсеке. Здесь же находятся и средства, облегчающие поиск

корабля после посадки: дымовой сигнал, буй и световой сигнал, дополняющие систему аварийно-спасательной связи.

Перечень некоторых систем и элементов конструкции корабля "Меркурий" приведен ниже.

Массовые характеристики (в кг) корабля "Меркурий"

Стартовая масса 1308,4

Орбитальная масса 1010

Масса при входе в атмосферу 879

Корпус корабля 75

Кабина 59

Система аварийного спасения 310

Оборудование кабины астронавта 31

Подвеска астронавта 20

Пульты 7,7

Навигационные приборы 18,2

Оборудование радиосвязи 96

Исследовательские приборы 6,8

Самописцы 11

Источники питания 7,1

Программное устройство 95

Астронавт в скафандре 95

Прочие элементы конструкции 60,5

Теплозащитный экран 181

Система автоматического контроля положения 92

Система возвращения 75

Тормозная двигательная установка 95

1.4.5. Конструктивно-компоновочная схема и устройство корабля "Джемини"

"Джемини" - американские двухместные КК, предназначенные для полетов по околоземной орбите. Конструкторы при разработке КК "Джемини" стремились обеспечить максимальную преемственность одноместных КК "Меркурий" и вместе с тем обеспечить возможность маневрирования на орбите, стыковку с другим КК, выход астронавта в космическое пространство. С этой целью габаритные размеры аппарата по сравнению с КК "Меркурий" были увеличены примерно на 14 %, что позволило увеличить объем кабины экипажа на 50 % при общем увеличении объема КК на 43 %.

В КК "Джемини" была упрощена система управления, поскольку опыт КК "Меркурий" показал, что астронавт способен эффективно управлять КК в космическом пространстве. Здесь также была применена модульная конструкция систем, при которой отдельные блоки легко заменить независимо от других. Модули размещались вне герметической кабины. Модульный принцип применен и к кабелям.

Рис. 1.18. Компоновка космического корабля "Джемини":

А - возвращаемый отсек; Б- вспомогательный отсек; а - система стыковки на орбите; б — секция системы управления при входе в атмосферу; в-кабина экипажа; г-секция тормозной двигательной установи (ТДУ); д - секция оборудования; 1 - радиолокационная станция; 2-стабилизирующий парашют; 3-элементы системы стыковки; 4-баллоны со сжатым газом; 5- приборы системы управления; 6 - управляющие двигатели; 7-приборная доска; 8 - иллюминатор; 9 - ручка системы ориентации; 10 - аккумуляторные батареи; // -катапульта; 12 - автоматика катапультируемого кресла; 13 - двигатели; 14 - ТДУ; 15 -топливные баки; 16 -топливные элементы; 17, 18- двигатели; 19 -теплозащитный экран; 20 -основной запас кислорода; 21 - оборудование; 22 -блок системы кондиционирования

Компоновка КК "Джемини" (рис. 1.18) КА состоит из двух основных отсеков: возвращаемого А и вспомогательного Б, каждый из которых состоит из отдельных секций. Общая длина КК около 6 м, наибольший диаметр (в основании вспомогательного отсека) около 3 м.

Возвращаемый отсек по конфигурации подобен возвращаемому отсеку КК "Меркурий". Общая длина отсека 3,5 м, диаметр основания 2,3 м. Отсек состоит из трех секций: кабины экипажа в, системы управления аппаратом при входе в атмосферу б и системы стыковки на орбите а.

Секция, где распложена герметическая кабина экипажа, внешне представляет собой усеченный правильный круговой конус с диаметром оснований 2,3 м и 0,96 м и высотой 1,9 м.

В кабине экипажа установлены два катапультируемых кресла для астронавтов, панель с приборами, элементы управления КК и часть оборудования системы жизнеобеспечения.

Большая часть системы кондиционирования смонтирована в виде отдельного блока 22, помещенного под сидениями астронавтов. В систему кондиционирования входят вентиляторы для продува кабины и скафандров, системы удаления углекислого газа и воды, регуляторы давления кислорода и различные распределительные клапаны.

Для рационального использования объема кабины астронавты сидят рядом, но каждое кресло развернуто по отношению друг к другу и для улучшения условий при катапультировании наклонено вперед к продольной оси КК. Катапультирование производится в аварийных ситуациях и при приземлении катапультой 11, расположенной за спинкой кресла. Здесь же расположена автоматика катапультирования кресел 12. Предусмотрена и посадка в космическом аппарате. Над головами астронавтов находятся индивидуальные люки для входа в КК, выхода и катапультирования.

Крышки люков с вмонтированными в них иллюминаторами 8 сбрасываются при катапультировании с помощью пиротехнических систем. Иллюминаторы обеспечивают обзор на орбите при стыковке, наблюдение за горизонтом при запуске тормозной двигательной установки, наблюдение за поверхностью Земли при посадке.

Впереди, в центре между креслами астронавтов, расположена приборная доска 7, ручка управления системой ориентации 9, ручка катапультирования кресел и аварийного спасения.

Командир корабля работает ручкой управления системой ориентации правой рукой, а второй астронавт (при необходимости) - левой. Второй астронавт контролирует также работу цифрового вычислительного устройства, топливных элементов и работу стыковочного аппарата.

Команда на катапультирование может быть инициирована любым астронавтом. На командира возложен контроль за работой двигателей РН при выведении на орбиту. Обе крышки люков сбрасываются одновременно и одновременно катапультируются оба кресла. При помощи ручки аварийного спасения одновременно запускаются четыре двигателя 74тормозной двигательной установки и происходит отделение КК от РН на большой высоте при малом аэродинамическом сопротивле­нии.

Внутренний объем корпуса КК, помимо кабины экипажа, разделен на одиннадцать негерметизированных отсеков, в которых размещаются блоки оборудования различных систем 21.

Для доступа к оборудованию в каждой секции имеется люк.

Такое размещение блоков вызывает необходимость решать проблему их охлаждения. Она решается следующим образом. Тепло от блоков передается на панели через слой теплопроводного желеобразного вещества, содержащего частицы серебра. С панелей тепло снимается с помощью жидкого теплоносителя, который насосами прокачивается через радиатор-теплообменник, смонтированный в корпусе переходного отсека между КК и РН. Циркуляция жидкости осуществляется в пустотелых утолщениях, находящихся со стороны внутренней поверхнос­ти ребер жесткости, для обеспечения высокой степени механической защиты, что вызвано вероятностью метеоритной опасности при длительном полете.

В основании конуса секции кабины экипажа расположен теплозащит­ный экран, выполненный из абляционного материала.

Непосредственно перед кабиной экипажа находится система управления КК при входе в атмосферу. Секция, в которой находится система, выполнена в виде цилиндра диаметром 0,96 м и длиной 0,45 м. Здесь находятся баки с топливом 75 и баллоны со сжатым газом 4, регуляторы давления, клапаны и блок из 16-ти управляющих двигателей 6 с тягой по ИОН. Двигатели объединены в два параллельных кольцевых узла по восемь двигателей в каждом. В этих узлах двигатели размещаются парами с противоположно направленными соплами (срез которых выполнен заподлицо с обшивкой секции) на угловом расстоянии в 90° по окружности кольца. Система работает на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе. Для каждого узла двигателей имеются отдельные мягкие топливные баки, помещенные в цилиндрические титановые корпусы. Система подачи топлива - вытеснительная. Сжатый азот поступает из сферического баллона в пространство между титановым корпусом и мягким баком и вытесняет топливо.

После вывода на орбиту самой сложной и ответственной задачей является ориентация КК в момент включения и в течение всего времени работы ТДУ.

В системе реактивного управления применено дублирование, и она используется только для ориентации при работе ТДУ и для стабилизации в процессе полета в плотных слоях атмосферы.

Секция системы стыковки на орбите представляет собой усеченный конус с диаметром в вершине 0,76 м и длиной 0,94 м, установленный на цилиндре диаметром 0,96 м и длиной 0,23 м. Она разделена на носовое и кормовое отделения поперечной панелью на расстоянии 0,23 м от передней части конуса. В переднем отделении находится радиолокацион­ная станция 7, работающая в диапазоне частот 390... 1550 МГц и имеющая антенну с широкой диаграммой направленности, а также стабилизирую­щий парашют 2. Антенна конструктивно выполнена в виде решетки из четырех элементов, вписанных в объем собственно радиолокационной станции, и открывается после сбрасывания крышки, защищающей ее при движении в плотных слоях атмосферы.

Радиолокационная система дает информацию по углам визирования, дальности и скорости сближения КК в пределах от 360 км до нескольких десятков сантиметров.

В кормовом отделении объемом 0,254 м размещается основной парашют 3, диаметр которого 25,6 м.

Вспомогательный отсек КК имеет форму усеченного конуса с диаметром оснований 2,28 и 3,05 м и длиной 2,28 м. В отсеке имеются секция ТДУ г и секция оборудования д. Здесь размещены четыре сферических РДТТ 14. Двигатели установлены на крестообразной раме, выполненной из алюминиевого сплава. В этой же секции установлены шесть двигателей системы ориентации и маневрирования на орбите. Четыре двигателя 13 с тягой по 450 Н, расположенные через 90° по передней кромке секции, обеспечивают перемещение аппарата по тангажу и рысканию. Векторы тяг этих двигателей направлены перпендикулярно к оси симметрии аппарата и проходят через его центр масс.

Два двигателя с тягой по 380 Н, расположенные через 180° по передней кромке секции ТДУ, обеспечивают торможение КК.

В секции оборудования размещены топливные элементы 16, запасы жидких водорода и кислорода для них, десять двигателей 17, 18 и запасы топлива для системы ориентации и маневрирования на орбите 75, запасы кислорода 20 и оборудование системы обеспечения жизнедеятельности, оборудование системы связи, которое необходимо только на орбите, и электронное оборудование.

Водородно-кислородные топливные элементы, учитывая требуемую мощность и время существования на орбите (две недели), оказались легче, чем серебряно-цинковые аккумуляторы. Из-за больших габаритных размеров самих топливных элементов и баллонов системы их криогенно­го хранения они размещаются в переходном отсеке. Поэтому в СА установлены четыре серебряно-цинковые аккумуляторные батареи 10 и два баллона со сжатым до высокого давления кислородом (для дыхания в аварийных ситуациях и на участке спуска).

Основной запас кислорода для дыхания находится в отдельном модуле в секции оборудования 20. В другом модуле находятся топливные элементы 76 и криогенная система подачи с соответствующими органами управления. В третьем модуле совмещены топливные баки 75 системы ориентации и маневрирования на орбите, соответствующие клапаны наддува и регуляторы. Насосы для охлаждения и теплообменники контура охлаждения системы кондиционирования смонтированы в виде отдельного блока. Продольные элементы конструкции и обшивка вспомогательного отсека образуют радиатор, обеспечивающий отвод теплоты от систем аппарата.

В секции оборудования установлены десять двигателей системы ориентации и маневрирования на орбите. Два двигателя 77 с тягой по 450 Н, расположенные через 180° на задней кромке вспомогательного отсека, - для поступательного ускорения КК.

Восемь двигателей 18 с тягой по 110 Н расположены через 45° по задней кромке вспомогательного отсека. Они обеспечивают управление по тангажу, рысканию и крену. Включаются они парами. Векторы тяги направлены по касательной к поверхности отсека.

Здесь топливо также самовоспламеняющееся, подается из общей системы баков. Для подачи топлива используется газообразный гелий (по сравнению с азотом дает выигрыш в массе около 9 кг).

Второй комплект баков с окислителем, горючим и гелием (общей массой 320 кг) предназначен для маневрирования на орбите с целью поиска, стыковки и последующего маневрирования в состыкованном состоянии двух аппаратов. Масса КК в состыкованном виде возрастает с 3080 до 3540 кг.

Все двигатели системы ориентации и маневрирования на орбите выполнены по одной схеме и могут работать как в импульсном, так и в непрерывном режимах. Срезы сопл утоплены заподлицо с обшивкой отсека. Восемь двигателей системы маневрирования: шесть 13,17с тягой по 450 Н и два 18 с тягой по 380 Н, управляются только командиром КК.

Вспомогательный отсек с кормовой стороны закрыт теплозащитным экраном 19, предохраняющим от солнечного излучения размещенные в секции оборудования баки с криогенным топливом.

Конструктивно-компоновочная схема и устройство корабля "Аполлон"

"Аполлон" - наименование серии трехместных КК, на которых впервые в истории человечества американские астронавты летом 1969 г. совершили полеты к Луне, высадку на Луну с последующим возвращени­ем на Землю.

Из возможных методов осуществления полета Земля - Луна - Земля по минимуму стоимости и высокой вероятности выполнения программы в кратчайшие сроки был выбран вариант с выходом на орбиту Луны и возвращением сначала на орбиту Луны, а затем прямой посадкой на Землю. По схеме полета КК "Аполлон", состоящий из основного корабля с экипажем из трех человек, отсека оборудования и лунного экспедицион­ного корабля, выводится тяжелой РН "Сатурн-5" на траекторию полета к Луне. Близ Луны КК переводится на селеноцентрическую орбиту. Двое из трех астронавтов переходят из отсека экипажа основного корабля в лунный корабль, который отде­ляется, производит снижение и посадку на Луну. После выпол­нения предусмотренных планом действий на Луне астронавты осуществляют в лунном корабле взлет на селеноцентрическую орбиту, сближение и стыковку с основным кораблем. Астронав­ты переходят в отсек экипажа основного корабля. Затем осу­ществляется отделение основно­го корабля от лунного и старт к Земле. Отсек оборудования от­стыковывается после входа в плотные слои атмосферы. Основ­ной корабль производит управ­ляемый полет в атмосфере и на парашютах опускается на повер­хность (на воду или грунт).

Схема полета на Луну по программе «Аполлон»:

1 – старт с Земли и выведение на орбиту; 2 – полет по промежуточной орбите; 3 – уча­сток разгона к Луне; 4 – перестроение комплекса и отделение III ступени; 5 – полет к Луне; 6 – коррекция траектории; 7 – торможение и переход на селеноцентрическую ор­биту; 8 – отделение лунного модуля; 9 – импульс перехода лунного модуля на эллипти­ческую орбиту; 10 – орбита ожидания КК «Аполлон»; 11 – торможение и посадка лун­ного модуля; 12 – старт с Луны и выведение на промежуточную орбиту; 13 – переход на круговую орбиту, сближение и стыковка; 14 – переход экипажа в КК «Аполлон», от­деление лунного модуля и подготовка к старту; 15 – импульс перехода на траекторию возвращения; 16 – разделение корабля и вход командного модуля в атмосферу; 17 – спуск и приводнение

Командный отсек (рис. 1.19) имеет форму правильного кругового конуса, скругленного в вершине и у основания. В нем находится связное, навигационное, вычислительное и индикаторное оборудование 10. Обзор из отсека экипажа обеспечивается шестью иллюминаторами. Вокруг шлюзовой камеры размещены три парашюта 2, Конструктивно командный отсек КК состоит из двух капсул, одна из которых представ­ляет собой кабину экипажа, а вторая - теплозащитный экран.

Для перехода в лунный корабль в вершине конуса расположена шлюзовая камера 6. Система навигации и управления является автономной и состоит из БЦВМ, трехосной гидростабилизированной платформы с инерциальными чувствительными элементами и оптической аппаратуры для коррекции инерциальной системы в полете.

Бортовой радиотехнический комплекс состоит из аппаратуры двусторонней радиотелефонной связи, аппаратуры для внешнетраектор-ных измерений, системы телеметрических измерений, а также телевизион­ной аппаратуры. В отсеке имеются иллюминаторы 11, 12.

Ориентация и стабилизация КК осуществляется с помощью датчиков угловой скорости, вырабатывающих сигналы, пропорциональные угловым скоростям; акселерометров, воспринимающих ускорение вдоль продольной оси КК; и интегрирующих гироскопов, определяющих углы поворота относительно трех осей.

Астронавты во время полета постоянно находятся в рабочем костюме, поверх которого надевается скафандр. В качестве атмосферы КК используется чистый кислород, что позволяет уменьшить массу системы. Три серебряно-цинковые аккумуляторные батареи 77 используются в качестве вспомогательных источников электроэнергии. Основными являются топливные элементы.

Крышка шлюза 5 и передняя часть переходного отсека 4 для предохранения от термодинамического воздействия атмосферы на участке выведения закрыты только защитным экраном (обтекателем) 3, выполненным в виде конического колпака, являющегося передней секцией внешней капсулы. Колпак откидывается перед стыковкой командного отсека с лунным кораблем и перед выходом астронавтов в открытый космос. Передняя секция сбрасывается непосредственно перед раскрытием парашютов.

Средняя секция внешней капсулы состоит из верхней и нижней кольцеобразных частей. На нижней - имеются откидные панели для доступа к оборудованию. Задняя секция представляет собой дискообраз­ный теплозащитный экран 16, отделяемый от аппарата по плоскости разъема 1 в момент наполнения набегающим потоком воздуха куполов парашютной системы.

Внутренняя капсула состоит из двух частей: верхней 7, имеющей форму усеченного конуса, и нижней 9, имеющей форму цилиндра.

Вся внешняя поверхность отсека покрыта стальными сотовыми панелями 14, которые заполнены абляционным материалом для защиты от аэродинамического нагрева.

Для уменьшения перегрузок, действующих на экипаж на участке входа в атмосферу и при движении в атмосфере на участке спуска, а также для увеличения точности посадки применена траектория полета, когда аппарат имеет небольшое аэродинамическое качество. При этом осуществляется управление подъемной силой, которая создается из-за несимметричного обтекания корпуса СА набегающим потоком. При угле атаки а = 33° аэродинамическое качество К = 0,5. Балансировка КК обеспечивается смещением центра масс от оси симметрии в вертикальной плоскости. Управление по дальности ведется путем изменения ориента­ции по крену.

Управление входом в атмосферу осуществляется с помощью шести жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) (8, 15 - двигатели тангажа), которые работают на самовоспламеняющемся топливе, состоящем из окислителя (четырехокись азота) и горючего (аэрозин-50). Система подачи топлива - вытеснительная. Это фактически две сдублированные системы, которые работают одновременно и каждая из них может обеспечить управление положением корабля в случае выхода из строя другой.

Рис. 1.20. Отсек оборудования КК "Аполлон":

/ - топливные элементы; 2 - реактивная система; 3 - запас кислорода; 4 - баки; 5 -основной ЖРД; б-радиаторы системы терморегулирования

Система посадки КК состоит из трех основных парашютов (диамет­ром 26,8 м): трех вытяжных и одного стабилизирующего.

В случае посадки на воду КК обладает определенной плавучестью.

Отсек оборудования - цилиндрической формы (рис. 1.20), внутренняя поверхность его разделена на шесть секций радиальными балками. Здесь расположены системы, которые не требуют непосредственного обслуживания для управления на большей части траектории полета к Луне и обратно. Здесь же находятся основной запас кислорода 3, топливные элементы 1, основной ЖРД 5, баки 4 с горючим и окислите­лем, реактивная система управления положением 2, которая состоит из четырех модульных блоков, включающих по четыре небольших ЖРД, устанавливаемых снаружи на небольшом расстоянии от передней кромки отсека под углом 90° друг к другу и через 90°.

Система реактивного управления и стабилизации состоит из четырех независимых идентичных схем. Два двигателя в каждой четверке служат для управления по углу крена, а два других - по углам тангажа и рыскания. Управление поступательным движением при коррекции траектории осуществляется одновременным запуском одинаково ориентированных двигателей в расположенных напротив друг друга четверках. Двигатели работают на самовоспламеняющемся топливе, которое для каждого блока хранится в отдельных баках, состоящих из мягких резервуаров (трехслойный тефлон) в титановых контейнерах. Топливо подается выдавливанием из мешков с помощью гелия.

Двигатели могут работать в импульсном и непрерывном режимах.

Основной ЖРД предназначен для коррекции траектории на среднем участке полета, торможения при переходе на селеноцентрическую орбиту, старта с этой орбиты к Земле, торможения при возвращении к Земле,

Рис. 1.21. Лунный экспедиционный корабль "Аполлон":

1 - взлетная ступень; 2 - передний входной люк; 3 - люк к силовой установке; 4 - основной двигатель; 5 - топливные элементы; 6 - управляющие двигатели; 7 - баки для топливных элементов; 8- основные топливные баки; 9- силовая установка посадочной ступени; 10-посадочное устройство

совершения маневров при встрече на орбите, а также для спасения при аварии.

Основной ЖРД представляет собой двигатель постоянной тяги, закрепленный на шарнирном подвесе и допускающий большое число запусков.

Топливо размещается в четырех баках, расположенных в отсеке оборудования, и подается в двигатель с помощью вытеснительной системы, использующей гелий.

На внешней поверхности корпуса отсека устанавливаются радиаторы 6, обеспечивающие отвод теплоты от электросистем и от системы жизнеобеспечения.

Лунный экспедиционный корабль (рис. 1.21) является самостоятель­ным КК, предназначенным для работы в условиях космического пространства в районе Луны. Он состоит из посадочной и взлетной ступеней со своими силовыми установками. Это резко увеличивает надежность системы. Силовые установки (ЖРД) каждой ступени полностью автономны, в том числе по топливным системам и системам подачи компонентов (вытеснительные).

В качестве горючего используется аэрозин-50 (смесь равного количества гидразина - N₂H₄ и несимметричного диметилгидразина -(CH₃)2N₂H2, в качестве окислителя - четырехокись азота - N₂0₄.

Кабина экипажа размещена на взлетной ступени 1, в которую входят: приборный отсек, оборудование системы кондиционирования, отсек электронной аппаратуры, силовая установка, источники электроэнергии, реактивная система управления. В кабине (на передней стороне) имеются два иллюминатора треугольной формы, передний входной люк 2 со стыковочным шлюзом, органы управления, приборы контроля, а также элементы системы жизнеобеспечения. Астронавты в кабине располагают­ся стоя рядом и каждый имеет наспинный ранец системы жизнеобеспече­ния. Из-за небольших перегрузок при снижении и взлете с Луны в условиях экономии массы и объема кресла астронавтов отсутствуют и заменены системой привязных ремней.

Каждый астронавт независимо друг от друга может управлять кораблем. Непосредственно за кабиной размещается герметический приборный отсек. Здесь находятся верхний входной люк со стыковочным шлюзом и люк к силовой установке 3. Далее находится негерметическая секция оборудования, не требующего герметизации. Здесь размещены контур охлаждения и бак с газообразным кислородом 7 для системы кондиционирования, два бака с гелием для наддува двигателя взлетной ступени, преобразователи, аккумуляторы, топливные элементы 5 с жидким водородом и кислородом.

Баки с горючим и окислителем для двигателей взлетной ступени установлены по бокам ступени. Снаружи они закрыты экранами, а от приборного отсека отделены герметическими перегородками.

Двигатель 4 расположен в центре масс взлетной ступени и закреплен неподвижно относительно корпуса. Система управления положением отсека содержит четыре отдельных блока 6 - по четыре небольших ЖРД в каждом блоке. Верхний стыковочный шлюз, расположенный в верхней части взлетной ступени, используется при перестройке, осуществляемой вскоре после вывода КК на траекторию полета к Луне. Передний стыковочный шлюз, расположенный в нижней части лицевой стороны кабины, используется для выхода из корабля на поверхность Луны и перехода астронавтов в командный отсек после старта с Луны и встречи отсеков корабля на орбите.

Стыковка взлетной ступени с основным кораблем может быть осуществлена любым из двух стыковочных шлюзов. Герметические вставные люки в каждом шлюзе открываются и закрываются при помощи механических средств.

Посадочная ступень состоит из силовой установки 9, необходимой для снижения корабля с лунной орбиты на поверхность Луны, и служит одновременно пусковой установкой для старта с поверхности Луны. Кроме силовой установки в посадочную ступень входят посадочное устройство 10, научная аппаратура, вспомогательные баки с водой, кислородом и водородом, аппаратура управления посадкой.