Устройство для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов в орбитальном полете

Изобретение относится к устройствам для определения данных, необходимых для разработки систем пожаротушения в обитаемых гермоотсеках космических летательных аппаратов (далее - КЛА) в орбитальном полете. Устройство для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов в орбитальном полете размещается в обитаемом гермоотсеке космического летательного аппарата и содержит продуваемую потоком газовой атмосферы гермоотсека камеру сгорания. В камере сгорания установлены образцы испытываемого материала. Сгораемые плоские образцы материалов размещаются параллельно друг другу. Расстояния между образцами, а также между образцами и элементами камеры сгорания устанавливаются не меньше величины, определяемой из соотношения: d_min=4,64×(L_mod×ν_en/V_lim)^0,5, где L_mod - длина образца в направлении потока газовой среды, см; ν_en - кинематический коэффициент вязкости газовой среды в зоне горения, см²/с; V_lim - предельная для горения испытываемого материала скорость газовой среды, см/с. Геометрический центр камеры сгорания устройства во время экспериментов с данным материалом размещается на расстоянии от центра масс космического корабля, не превышающем величины, определяемой из соотношения:

где g_lim - предельное для горения испытываемого материала ускорение силы тяжести, см/с²; ω_сс.max - максимально возможная угловая скорость вращения космического корабля в штатном орбитальном полете, 1/с. 5 ил.

 

Изобретение относится к устройствам для определения данных, необходимых для разработки систем пожаротушения в обитаемых гермоотсеках космических летательных аппаратов (далее - КЛА) в орбитальном полете.

Обитаемые гермоотсеки КЛА характеризуются повышенной пожарной опасностью, что обусловлено сочетанием таких специфических факторов, как повышенная до 25…40% (здесь и далее % объемные) концентрация кислорода (С_ох) в рабочей атмосфере гермоотсеков, использование большого количества конструкционных неметаллических материалов (далее - КНМ), определяемое требованием снижения массы оборудования КЛА; большая насыщенность гермоотсеков электрооборудованием, элементы которого при отказах часто становились источниками пожара в атмосфере с повышенной концентрацией кислорода (Накакуки А. / «Пожары и противопожарные мероприятия в камерах высокого давления и концентрации кислорода» / В журнале «Андзен Когаку». 1972, №5, т.2, - С.98-105; «Пожары в медицинских гипербарических бароаппаратах». Обзор с данными статьи Sheffield P.V., Desantels D.A. из журнала «Undersea and Hyperbaric Medicine». Vol.24 (3), 1997, pp.153-164. В журнале «Гипербарическая физиология и медицина», №1, 1999. - С.24-32).

Большая часть КНМ, применяемых в обитаемых гермоотсеках КЛА, является горючей в обогащенной кислородом атмосфере указанных гермоотсеков.

Эксперименты, проведенные на космической станции «Мир» (Болодьян И.А., Иванов А.В., Мелихов А.С. / Горение твердых неметаллических материалов в условиях микрогравитации. // Материалы 5-го симпозиума «Азия-Океания» по науке и технике пожара, г.Ньюкасл, Австралия, 3-6 декабря 2001. - С.195-204), показали, что в режиме вентиляции обитаемого гермоотсека КЛА со штатной скоростью вентиляционных потоков, равной 20 см/с и более (Космонавтика. Энциклопедия. - М.: «Советская энциклопедия». 1985. - 527 с., стр.57), возможно развивающееся горение материалов в орбитальном полете, то есть в невесомости, с такой же интенсивностью, как при наличии ускорения силы тяжести Земли. Это создает большие трудности при борьбе с пожаром в обитаемых гермоотсеках КЛА.

Учитывая указанные обстоятельства, пожарная опасность обитаемых гермоотсеков КЛА с самого начала развития космонавтики вошла в число основных опасных факторов космического полета (Береговой Г.Т., Тищенко А.А., Шибанов Г.П., Ярополов В.И. Безопасность космических полетов. - М.: «Машиностроение», 1977. - 263 с.).

В этой связи обитаемые гермоотсеки современных КЛА оснащаются средствами противопожарной защиты за счет применения различных средств пожаротушения (Материал РКК «Энергия» им. С.П.Королева «Системы и средства обеспечения пожарной безопасности российского сегмента МКС». Каталог «Пожарная безопасность». 2004. См. в Интернете).

В поисках новых технологий обеспечения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков КЛА были развернуты широкомасштабные исследования процессов горения и тушения материалов и веществ с учетом влияния на эти процессы всех основных специфических факторов пилотируемого космического полета: состава рабочей атмосферы в гермоотсеках, невесомости, малых массовых перегрузок, вибрации и др. (Болодьян И.А., Иванов А.В., Мелихов А.С./ «Горение твердых неметаллических материалов в условиях микрогравитации» // Материалы 5-го симпозиума «Азия-Океания» по науке и технике пожара, г.Ньюкасл, Австралия, 3-6 декабря 2001. - С.195-204).

Наиболее важным результатом проведенных исследований является установление существования нижнего предела горения материалов по скорости потока в невесомости (V_lim) - значения скорости потока, ниже которого горение данного материала в невесомости не происходит. Значение V_lim, имеющее ясный физический смысл, широко используется в настоящее время в качестве базового показателя пожарной опасности материалов обитаемых гермоотсеков КЛА для условий орбитального полета. Этот показатель уже использован при разработке новых приемов обеспечения пожарной безопасности в гермоотсеках космических летательных аппаратов как в части предотвращения возникновения пожара, так и его тушения без огнетушащих веществ. Применение новых приемов является экономически выгодным и исключает возможность нарушения экологии в обитаемых гермоотсеках КЛА (Патент России №2284203 «Способ предотвращения возникновения пожаров в обитаемых гермоотсеках космических летательных аппаратов». Приоритет изобретения от 09.04.2004. Авторы: Мелихов А.С., Потякин В.И., Болодьян И.А. Опубл. 27.09.2006. Бюл. №27; Патент России №2116092 «Способ обеспечения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов». Приоритет изобретения от 05.12.1995 г. Авторы: Мелихов А.С., Зайцев С.Н., Иванов А.В. Опубл. 27.07.98. Бюл. №21 и др.).

Экспериментами, выполненными на космической станции «Мир», показано, что при снижении скорости вентиляционного потока в камере сгорания экспериментальной установки (далее - ЭУ) «Скорость» ниже значения V_lim данного материала во всех опытах с неплавящимися и с плавящимися высокогорючими материалами наблюдается самотушение пламени (без использования огнетушащих веществ) (Предварительные результаты третьей серии экспериментов по исследованию горения неметаллических материалов в ЭУ «Скорость» на борту орбитальной станции «Мир». /Иванов А.В., Алымов В.Ф., Смирнов А.Б., Мелихов А.С. и др. // Proceedings of the Fifth International Microgravity Combustion Workshop, Cleveland, Ohio. May 1999).

В итоге проведения комплекса исследований показано, что скорость газового потока (V_gf) в области зоны горения материалов является основным фактором, определяющим возможность и скорость развития горения материалов в условиях орбитального полета.

На основе полученных данных, в том числе данных о физической сущности значения V_lim, разработаны нетрадиционные автоматизированные системы пожарообнаружения и пожаротушения, которыми в настоящее время оснащены обитаемые гермоотсеки модулей Российского сегмента Международной космической станции.

При разработке указанных автоматизированных систем, обладающих способностью надежно тушить загорания до возникновения в обитаемом гермоотсеке КЛА недопустимого уровня факторов пожара (температуры атмосферы, концентрации в ней продуктов горения), наряду со значением V_lim материалов, необходимы данные о скорости распространения пламени по материалам и скорости их выгорания.

Для получения этих данных была создана и размещена в обитаемом гермоотсеке модуля «Квант» орбитальной станции «Мир» ЭУ «Скорость». Данная ЭУ включает в себя камеру сгорания, представляющую собой канал прямоугольного сечения шириной 150 мм, высотой 80 мм и длиной 320 мм, содержащую поворотные устройства с установленными в них испытываемыми образцами. ЭУ «Скорость» оснащена фильтрующими элементами, вентилятором, регулятором расхода окислительной среды, подаваемой в камеру сгорания с помощью вентилятора, соединительными трубопроводами, пультом управления и видеокамерами. Газовая атмосфера, засасываемая вентилятором в камеру сгорания из гермоотсека, после очистки в фильтрующих элементах от продуктов горения образцов снова выпускается в атмосферу гермоотсека. Поэтому экспериментальные данные в каждом опыте относились к той концентрации кислорода, которая имела место в атмосфере гермоотсека модуля «Квант» станции «Мир» во время данного эксперимента. Для обеспечения безопасности экипажа смена образцов производилась без вскрытия камеры сгорания путем вращения барабанов, на каждом из которых были закреплены по 6 образцов материалов. Барабаны фиксировались в положении, при котором исследуемый образец размещался на продольной оси камеры сгорания. Использовались образцы материалов длиной 60 мм. Плоские образцы имели ширину 8 и толщину от 1 до 3 мм, цилиндрические образцы имели диаметр 4,5 мм. Образцы обтекались газовым потоком с незакрепленного конца - осуществлялось торцевое обтекание образца потоком. Два взаиморезервируемых устройства для зажигания образцов были встроены в камеру сгорания и включали в себя спираль, выполненную из нихромовой проволоки диаметром 0,3 мм, нагреваемую постоянным электрическим током. Оба устройства позволяют зажигать только тот образец, который находится в рабочем положении на оси камеры сгорания. Напряжение подавалось на спирали через концевые выключатели при приближении спирали к образцу.

Устройство описанной ЭУ «Скорость» взято в качестве прототипа данного изобретения.

В плане задач, ставящихся при разработке предлагаемого изобретения, прототип имеет следующие недостатки.

ЭУ «Скорость» не автоматизирована, эксперименты на ней должны проводиться космонавтами. В этой связи, в интересах обеспечения безопасности, эксперименты на ЭУ «Скорость» с горением в условиях орбитального полета на борту космической станции должны проводиться с образцами материалов с ограниченной массой при ограниченном времени горения.

Учитывая, что показатели пожарной опасности материалов и параметры, определяющие протекание процесса тушения материалов с помощью новой технологии, зависят от размеров используемых в опытах элементов из КНМ, экспериментальные данные для разработки систем пожаротушения должны определяться на образцах материалов с размерами и удельными массами, характерными для реальных элементов, используемых в обитаемых гермоотсеках КЛА. Показатели пожарной опасности материалов, полученные с элементами реальных размеров, необходимы для расчетных оценок параметров систем пожаротушения при их проектировании для обитаемых гермоотсеков КЛА. Это видно, например, из технического решения (Патент России №2116092 «Способ обеспечения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов». Приоритет изобретения от 05.12.1995 г., опубл. 27.07.98. Бюл. №21).

С использованием ЭУ типа «Скорость» такие работы в условиях обитаемых гермоотсеков в орбитальном полете выполнить нельзя, так как, во-первых, может произойти разрушение ЭУ при сжигании образцов материалов больших размеров с последующим возникновением пожара в гермоотсеке, во-вторых, при значительном увеличении размеров камеры сгорания ЭУ и размеров образцов для предотвращения отравления атмосферы гермоотсека продуктами горения фильтрующие элементы для очистки атмосферы от продуктов горения должны иметь большую массу, что делает проведение экспериментов на ЭУ типа «Скорость» крайне не рентабельным из-за существенного ограничения объема других программных исследований на станции.

В ЭУ «Скорость» можно проводить исследования процесса горения неметаллических материалов только при обдуве образцов с торца и зажигании их в лобовой точке. В то же время для оценок времени пожаротушения необходимы данные о развитии очага горения по боковой поверхности элементов конструкций гермоотсека во все стороны относительно направления движения газового потока, например, по интерьеру гермоотсека.

Предлагаемое техническое решение свободно от указанных недостатков.

Исходя из изложенного можно констатировать, что действие автоматизированных систем пожаротушения, созданных в рамках новых технологий (Патент России №2116092 «Способ обеспечения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов». Приоритет изобретения от 05.12.1995 г., опубл. 27.07.98. Бюл.№21; Патент России №2284204. Способ пожаротушения в обитаемом гермоотсеке космического летательного аппарата в орбитальном полете в режиме искусственной тяжести. Приоритет изобретения от 09.04.2004, опубл. 27.09.2006. Бюл.№27, ч.1; Патент России №2306965. Способ противопожарной защиты обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов. Приоритет изобретения от 24.10.2005, опубл. 27.09.2007. Бюл. №27 и другие.), по соображениям пожарной безопасности, в окончательном объеме до настоящего времени освидетельствовано не было. Проведение экспериментов по определению параметров процесса пожаротушения полномасштабных очагов в условиях обитаемых гермоотсеков с помощью новых технологий требуется для выполнения перспективных работ по обеспечению пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков КЛА в процессе дальнейшего развития пилотируемой космонавтики.

Проработка вариантов методических подходов по осуществлению наиболее эффективных космических экспериментов в указанном направлении показала, что наиболее безопасным и простым по исполнению является вариант с проведением таких экспериментов в автоматическом режиме на борту отработавшего программу космического аппарата с обитаемым или с посещаемым гермоотсеком. В настоящее время в качестве такого экспериментального средства рассматривается транспортный грузовой корабль (ПК) типа «Прогресс» (Космонавтика. Энциклопедия. - М:. «Советская энциклопедия». 1985. - 527 с., стр.304) после его отстыковки от орбитальной станции после выполнения программы полета. Грузовой гермоотсек ТГК имеет объем около 6 м³, который достаточен для проведения экспериментов по определению параметров процесса пожаротушения открытых полномасштабных очагов пожара способом, соответствующим патенту России №2116092 от 05.12.1995 г. и др. (с изменением скорости вентиляционного потока в зоне горящего элемента).

Целью данного изобретения является разработка устройства для определения показателей пожарной опасности материалов и параметров процесса пожаротушения материалов, применяемых в обитаемых гермоотсеках КЛА, и получения данных для расчетных оценок параметров систем пожаротушения для этих изделий в режиме тушения полномасштабных очагов пожара.

Поставленная цель достигается тем, что в устройстве по определению показателей пожарной опасности материалов в условиях орбитального полета, размещаемом в обитаемом гермоотсеке космического летательного аппарата, содержащем продуваемую потоком газовой атмосферы гермоотсека камеру сгорания, размещаются полностью сгораемые плоские образцы материалов, расположенные параллельно друг от другу, на расстояниях друг от друга и на расстояниях от элементов камеры сгорания, не меньших величины, определяемой из соотношения:

где L_mod - длина образца в направлении потока газовой среды, см; ν_en - кинематический коэффициент вязкости газовой среды при осредненной температуре среды в зоне горения, см²/с, а геометрический центр камеры сгорания устройства размещается во время экспериментов с данным материалом на расстоянии от центра масс космического корабля, не превышающем величины, определяемой из соотношения:

где g_lim - предельное для горения испытываемого материала ускорение силы тяжести, см/с²; ω_сс.max - максимально возможная угловая скорость вращения космического корабля в штатном орбитальном полете, 1/с.

Устройство для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков КЛА в орбитальном полете поясняется следующими фигурами.

На фиг.1 и 2 показано устройство для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов в орбитальном полете. На фиг.3 показан момент сгорания капроновой ткани арт.56023 в потоке газовой среды при С_ох=30%. На фиг.4 показано разрушающее тепловое воздействие пламени образца полиацеталя, горящего в условиях невесомости в установке «Скорость» на орбитальной станции «Мир», в отношении соседнего образца из органического стекла. На фиг.5 показаны зависимости пределов горения по ускорению силы тяжести (g_lim) от концентрации кислорода в атмосфере (С_ох) для материалов: 19 - органического стекла СО-120 ГОСТ 10667-90, 20 - поливинилхлорида МРТУ 6-05-919-63, 21 - гетинакса ГОСТ 2718-74 и значения пределов горения по концентрации кислорода (C_lim), ниже которых данные материалы гореть не могут при любом ускорении силы тяжести (линии 22, 23, 24).

Данное техническое решение основано на обнаруженном существовании значений V_lim материалов, что было установлено в результате проведения исследований процесса горения материалов, в том числе на борту космической станции «Мир» в орбитальном полете (Болодьян И.А., Иванов А.В., Мелихов А.С. / Горение твердых неметаллических материалов в условиях микрогравитации. // Материалы 5-го симпозиума «Азия-Океания» по науке и технике пожара, г.Ньюкасл, Австралия, 3-6 декабря 2001. - С.195-204), а также на результатах изучения закономерностей расширения пограничного слоя, образовавшегося при обтекании плоской пластины, в зависимости от расстояния, начиная от передней кромки пластины и скорости газового потока (Повх И.Л. / «Техническая гидродинамика» // Издание 2-е, переработанное. Л.: «Машиностроение». 1976. - 502 с., стр.310).

Устройство для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов в орбитальном полете показано на фиг.1 и 2. Устройство, заключенное в металлический корпус 1, представляет собой аэродинамическую трубу, в камере сгорания 2 которой, имеющей прямоугольное сечение, с помощью вентилятора 3, закрепленного на стабилизирующих поток пластинах 11, и сеток 4 создается равномерный поток атмосферы, забираемой из гермоотсека КЛА. В камере сгорания 2 размещены ряд плоских образцов 5 материалов, используемых в гермоотсеках КЛА. Образцы материалов заключены в металлические рамки 6. Зажигание образцов производится в их центральной части с помощью электрической спирали 7. Видеонаблюдение за горением образцов и видеосъемка процесса горения образцов ведется видеокамерой 14 через окно 10. На переднем и заднем торцах трубы установлены прочные сетки 8 и 9 с квадратными ячейками по ГОСТ 3826-82 №10 с размером ячейки в свету не более 10 мм из нержавеющей или латунной проволоки диаметром 1-2 мм для предохранения образцов, электрических спиралей и вентилятора от разрушения при монтаже оборудования. Переход круглого участка устройства в камеру сгорания прямоугольного сечения осуществляется на участке 12.

Для создания в камере сгорания равномерного по площади газового потока должны применяться сетки 4 с квадратными ячейками по ГОСТ 3826-82 №07 с размером ячейки в свету 0,7 мм из нержавеющей или лагунной проволоки диаметром 0,22-0,32 мм (Ханжонков В.И. / Сопротивление сеток. / «Промышленная аэродинамика». М.: ЦАГИ. 1944, №3. - С.83-90). Такие сетки наилучшим образом выравнивают профиль газового потока, так как они имеют величину коэффициента просвета, находящуюся в оптимальном для этого диапазоне: от 0,48 до 0,55.

Электрическая спираль для зажигания образцов имеет диаметр 3-4 мм и длину около 10 мм, она выполнена из нихромового провода диаметром 0,3 мм.

Ключевым вопросом при разработке настоящего технического решения явилось определение вида образцов материалов, выбранных для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов в орбитальном полете, и определение условий размещения образцов относительно друг друга и относительно элементов разрабатываемого устройства.

Для получения надежных данных о процессе пожаротушения в условиях орбитального полета необходимо выполнить следующие требования к разрабатываемому устройству.

1. Должна быть обеспечена возможность проведения экспериментов с массивными и достаточно протяженными элементами конструкций обитаемых гермоотсеков КЛА, например с элементами интерьера гермоотсека.

2. Необходимо в одном полете, например, в ТГК типа «Прогресс» обеспечить возможность проведения экспериментов с несколькими образцами при разных скоростях газового потока и при возможности отключения его. Проработка задач бортового эксперимента в гермоотсеке ТГК типа «Прогресс» показала, что для определения минимально необходимых данных для разработки систем пожаротушения в обитаемых гермоотсеках КЛА в орбитальном полете следует провести эксперименты минимум с тремя-четырьмя образцами.

Указанные требования могут быть выполнены на экспериментальной установке, устройство которой показано на фиг.1 и 2 и описано выше.

Проведение экспериментов с несколькими образцами при разных скоростях газового потока обеспечивается следующим образом.

В обитаемых гермоотсеках КЛА в качестве интерьерных материалов используются, в том числе, капроновые и другие ткани, сгорающие без остатка. На фиг.3 показан момент сгорания капроновой ткани арт.56023 с поверхностной плотностью, равной 100 г/м², при скорости газового потока, равной около 18 см/с. При скоростях газового потока, превышающих значение V_lim ткани, образец ткани сгорает полностью.

С помощью ТГК типа «Прогресс» в настоящее время грузы поставляются в обитаемые гермоотсеки Российского сегмента Международной космической станции. В этих гермоотсеках обеспечивается концентрация кислорода, равная 24,8% (Материал РКК «Энергия» им. С.П.Королева «Системы и средства обеспечения пожарной безопасности российского сегмента МКС». Каталог «Пожарная безопасность». 2004. См. в Интернете). Значение V_lim для капроновой ткани при этом значении С_ох составляет 1,2 см/с. Таким образом, при скоростях газового потока, превышающих значение 1,2 см/с, будет обеспечиваться полное сгорание образцов, например, капроновой ткани типа арт.56023. То есть можно, начиная со штатной скорости вентиляционного потока, равной, например, 20 см/с, получать данные о скорости распространения пламени по материалу и скорости его выгорания, сохраняя при этом возможность фиксирования с помощью видеокамеры процесс горения следующего образца. Время самопроизвольного потухания образца материала после отключения вентилятора следует определять в опыте с последним образцом.

Плоскости образцов должны отстоять друг от друга, от стенок камеры сгорания 13 и от плоскости окна 10 на расстояниях, не меньше, чем значение d_min, при которых исключается воздействие на соседний образец и другие элементы камеры сгорания пламени и нагретой газовой среды, находящиеся в пограничном слое, образовавшемся при обтекании горящего образца материала газовым потоком.

Это требуется в связи с тем, что при горении данного образца возможно разрушение соседних образцов и элементов конструкций. На фиг.4 показано разрушающее тепловое воздействие пламени 16 образца 15 полиацеталя, горящего при C_ox=22,5% и V_gf=1 см/с в условиях невесомости в установке «Скорость» на орбитальной станции «Мир», в отношении соседнего образца из органического стекла 17, расположенного от горящего образца 15 полиацеталя на расстоянии около 25 мм. Разрушающее тепловое воздействие при горении образца на столь значительном расстоянии определяется быстрым расширением пограничного слоя в невесомости при малой скорости газового потока (в данном случае V_gf=1 см/с), что подтверждается соотношением (1). Газовый поток со скоростью V_gf направлен на фиг.3 слева направо. Образец 18, расположенный на большем расстоянии от горящего образца, не подвергся термическому разрушению, что указывает на возможность исключения разрушения соседних образцов за счет обоснованного установления между ними безопасного расстояния.

Значение d_min можно определить используя положения работы (Повх И.Л. / «Техническая гидродинамика» // Издание 2-е, переработанное. Л.: «Машиностроение». 1976. - 502 с., стр.310), в которой изучены закономерности расширения пограничного слоя, образовавшегося при обтекании плоской пластины, в зависимости от расстояния, начиная от передней кромки пластины. Толщина пограничного слоя d_bl, образовавшегося при обтекании плоской пластины, в зависимости от длины плоской пластины и скорости газового потока, в соответствии с указанной работой определяется соотношением:

где Х - расстояние по направлению потока газовой среды, начиная от передней кромки плоской пластины, см; V_gf - скорость потока газовой среды, обтекающей пластину, см/с.

Для обеспечения возможности определения значения d_min формула (3) была преобразована в формулу (1). Вместо значения Х введена длина образца L_mod, а вместо значения V_gf - значение V_lim. Полученная формула (1): d_min=4,64×(L_mod×ν_en/V_lim)^0,5 характеризует предельно допустимый режим обтекания плоской пластины, при котором исключается термическое разрушение при горении образца материала как соседних образцов материалов, так и элементов камеры сгорания устройства.

Расчет показывает, что, например, при длине образца капроновой ткани, равной 250 мм, и при значении V_lim капроновой ткани арт.56023, равном 1,2 см/с (при С_ох=25%), значение d_min составляет 10 см.

Камера сгорания представляемого устройства во время эксперимента должна располагаться в грузовом гермоотсеке космического корабля, например типа ТГК «Прогресс», на расстоянии, не превышающем значения, при котором при максимально возможной угловой скорости вращения корабля в штатном орбитальном полете в камере сгорания ускорение силы тяжести не превышает значения, влияющего на процесс горения испытываемого материала. Такое значение может быть установлено следующим образом.

Исследованиями показано, что у любого материала, горючего при данной С_ох, имеется предел горения по ускорению силы тяжести (g_lim), то есть значение ускорению силы тяжести, ниже которого горение материала не происходит. Для примера на фиг.5 приведены зависимости g_lim от С_ох для: 19 - органического стекла СО-120 ГОСТ 10667-90, 20 - поливинилхлорида МРТУ 6-05-919-63, 21 - гетинакса ГОСТ 2718-74 и значения пределов горения этих материалов по концентрации кислорода (C_lim), ниже которых данные материалы гореть не могут при любом ускорении силы тяжести (линии 22, 23, 24).

Одновременно экспериментально установлено, что значения ускорений силы тяжести, при которых процесс горения испытываемого материала не отличается от процесса горения материала в условиях полной невесомости, то есть ускорение силы тяжести, которое не влияет на процесс горения испытываемого материала в невесомости, составляет для разных материалов около 0,1 g_lim.

Используя известную формулу для определения центростремительного ускорения:

где ω_rot - угловая скорость вращения тела, 1/с; R_rot - радиус вращения, м, после замены ω_rot на ω_cc.max, R_rot на R_max и g_cen на g_lim получим формулу (1) для определения максимально возможного расстояния от геометрического центра камеры сгорания до центра масс космического корабля:

,

где g_lim - предельное для горения испытываемого материала ускорение силы тяжести, см/с²; ω_cc.max - максимально возможная угловая скорость вращения космического корабля в штатном полете, 1/с.

Коэффициент 0,1 обеспечивает условия, при которых процесс горения испытываемого материала не отличается от процесса горения материала в условиях полной невесомости, то есть ускорение силы тяжести, которое не влияет на процесс горения испытываемого материала в невесомости.

Предлагаемое изобретение предназначено для решения важного вопроса обеспечения безопасности космических полетов - повышения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов. Устройство может быть использовано для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов в орбитальном полете.

Эти данные необходимы для разработки автоматизированных систем пожарообнаружения и пожаротушения, которые представляют новую технологию обеспечения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов. Такими системами в настоящее время планомерно оснащаются обитаемые гермоотсеки российских КЛА.

Устройство для определения параметров процесса пожаротушения в условиях обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов в орбитальном полете, размещаемое в обитаемом гермоотсеке космического летательного аппарата, и содержащее продуваемую потоком газовой атмосферы гермоотсека камеру сгорания с установленными в ней образцами испытываемого материала, отличающееся тем, что в камере сгорания устройства параллельно друг другу размещаются полностью сгораемые плоские образцы материалов, при этом расстояния между образцами, а также между образцами и элементами камеры сгорания устанавливаются не меньшие величины, определяемой из соотношения:
d_min=4,64·(L_mod·ν_en/V_lim)^0,5,
где L_mod - длина образца в направлении потока газовой среды, см; ν_en - кинематический коэффициент вязкости газовой среды в зоне горения, см²/с; V_lim - предельная для горения испытываемого материала скорость газовой среды, см/с,
а геометрический центр камеры сгорания устройства размещается во время экспериментов с данным материалом на расстоянии от центра масс космического корабля, не превышающем величины, определяемой из соотношения:

где g_lim - предельное для горения испытываемого материала ускорение силы тяжести, см/с²; ω_cc.max - максимально возможная угловая скорость вращения космического корабля в штатном орбитальном полете, 1/с.