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