летательные аппараты, предназначенные для полета человека (в более общем понятии - пилота) в космическом пространстве. Все КК имеют следующие общие черты: Тем или иным способом им сообщается по крайней мере первая космическая скорость. В настоящее время для этого используются ракетоносители, но вполне представим КК, способный выйти с поверхности Земли на околоземную орбиту "своим ходом", тем более это характерно для кораблей, обеспечивающих высадку на другие планеты. КК имеют средства для изменения своей ориентации и перемещения в пространстве. Как правило, последнее ограничивается коррекцией орбиты и тормозным импульсом при посадке. Однако реализованные КК для полетов к Луне и проектировавшиеся для полетов к другим планетам имеют куда более широкие возможности. Все КК имеют системы жизнеобеспечения, позволяющие человеку находиться в них более или менее длительное время. Эта задача тем более осложняется, что космическая среда однозначно враждебна человеку как биологическому объекту. Все КК имеют (по крайней мере - теоретически) достаточную степень автоматизации, позволяющую им совершать полет, пусть не по полной программе, без участия человека.

Составить слова из слова космические корабли

пилотируемые КК для полета человека на Луну, созданные по программе "Аполлон" (см. "Программа "Аполлон") фирмой North Amerikan - Rokwell. Экипаж 3 человека. Ниже приведены характеристики "основного блока" КК "А.", модернизированного для полетов по программам "Скайлэб" и "ЭПАС". 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 - 5470-5500 (по другим данным - 4850) кг, длина - 3430 мм, диаметр - 3920 мм, свободный объем - 6.1 куб.м, аэродинамическое качество - 0.28-0.4 (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 20-38 мм, сварная; внешняя оболочка состоит из профилированных сотовых панелей, сваренных из нержавеющей стали толщиной 0.2-1.0 мм. Абляционное покрытие имеет толщину 8-44 мм (на донной защите более 60 мм) Масса конструкции - 2130 кг. В передней, негерметичной, части СА размещен стыковочный узел типа "штырь" с внутренним люком-лазом; 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 "Apollo-1"), 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 AJ-10-137: тяга - 9300 кг, ресурс - 750 сек, многократное включение длительностью 0.4-500 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 серебряно-цинковая 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 (0.35-0.38 атм.), влажность - 40-70%, температура - 21-27 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 андрогинно-переферийный 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/с*с.

Составить слова из слова космические корабли аполлон

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 ("Ресурс-Ф", "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 N2). Входной люк (N1) находится "над головой" космонавта, а технологический (N3) - "под ногами". Масса теплозащиты - 17.7% стартовой массы. На поверхности СА расположены антенны КРЛ, плата кабель-мачты, 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 шаробаллоны (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.

Составить слова из слова космические корабли восток

серия американских одноместных пилотируемых космических кораблей, на которых были выполнены первые в США полеты человека в космос. Разработка "М." начата фирмой McDonnell Douglas в 1958 г., в рамках предложенной бригадным генералом ВВС Д.Фликинджером программы MISS ("Человек в космосе как можно быстрее"). С 25 апреля 1961 г. осуществлено 4 беспилотных пуска. С 5 мая 1961 г. совершено 2 суборбитальных, а с 20 февраля 1962 г. по май 1963 г. - 4 орбитальных пилотируемых полета. Результаты программы использованы при создании КК "Geminy". "М." состоит из спускаемого аппарата, включающего парашютный отсек и кабину астронавта. Стартовая масса "М." - 1930 (по другим данным - 1300) кг, длина - 2900(2700) мм (с обтекателем антенны и ТДУ - 3342 мм, с системой аварийного спасения (САС) - 7914 мм), максимальный диаметр - 1892 мм, минимальный - 660(813) мм, объем гермоконтура - 1.5 куб.м, в том числе свободный - 1 куб.м. СА многослойной конструкции, из двух слоев титана толщиной по 0.25 мм. каждый; передняя и задняя переборки выполнены из однослойного титана толщиной 0.25 мм; внешняя теплозащита (излучающего типа) сделана из никелевого сплава Rene-41 толщиной 0.4 мм; для теплоизоляции применено керамическое волокно (фиброкерамика); теплозащитный экран выполнен из многослойного стеклопластика, парашютный отсек - из бериллия толщиной 5.5 мм; иллюминатор трапецевидной формы сделан из кварцевого стекла. СА имеет два люка: штатный, трапецевидной формы, в боковой поверхности, и аварийный, круглый, в переднем днище (выход через парашютный отсек, при этом отодвигается правая часть приборной доски, демонтируется передняя стенка кабины, выталкивается парашютный контейнер и раскрывается спасательный плот). Блок РДТТ САС закреплен на специальной ферме перед парашютным отсеком и сбрасывается перед выходом на ОЗО; парашютный отсек - цилиндр диаметром 660(по другим данным - 813) мм размещен на малом днище усеченного конуса с углом раствора 55 град. - кабины астронавта; на переднем днище парашютного отсека под обтекателем в форме усеченного конуса размещены антенны и два датчика горизонта. Двигательная установка включает 3 тормозных РДТТ тягой 4500 Н и 18 двигателей ориентации тягой от 4.5 до 110 Н (в том числе 6 - ручного и 12 - автоматического управления), работающих на перекиси водорода. Энергопитание обеспечивают аккумуляторные батареи, 3 по 3 квт/ч. и 2 по 1.5 квт/ч. Система ориентации и навигации инерциальная, кроме того, используются ИК-датчики горизонта. Возможна визуальная ориентация по линии горизонта при выдаче тормозного импульса, по маркерам на иллюминаторе фиксируются отклонения по тангажу на 34 град. и крену. Охлаждение атмосферы кабины при помощи хладагента в газожидкостном теплообменнике. Охлаждение скафандра прокачкой кислорода. В кабине поддерживается чисто-кислородная атмосфера с давлением 38 кПа, температура в кабине - 10-27 (по другим данным - 27-38) град.C. Запас кислорода на 28 часов (3.6 кг) хранится под давлением 51 МПа. Система связи работает в метровом и дециметровом диапазонах. В командной радиолинии применены УКВ-передатчики FRW-2. Система посадки включает ленточный тормозной парашют диаметром 1.8 м (вводится на высоте 6300 м) и основной парашют диаметром 19.2 м (вводится на высоте 3000 м). Вертикальная скорость в момент касания - 9 м/с, посадка на воду. Для аварийной посадки на грунт предусмотрен деформируемый амортизатор (цилиндр высотой 1220 мм и диаметром 1780 мм из стеклоткани толщиной 1.016 мм с гибким стальным каркасом). Для облегчения поисков СА после посадки в океане применяется ультразвуковая акустическая сигнальная бомба SOFAR. При полетах по суборбитальной траектории запуск "М." осуществлялся РН "Redstone", при космических полетах - "Atlas-D".

Составить слова из слова космические корабли меркурий (mercury)